飞机总体大作业——四代机方案设计1
四代战斗机
关于四代机的几个技术问题四代战斗机（美、俄称五代机）没有国际公认标准。
美国F-22最初提的战技要求，强调要有所谓4S能力——超音速巡航、超机动、隐身、维修性可靠性。
此外还有“先发现、先攻击、先摧毁”和一些性能数据，如什麽高度、过载等要求。
现在前三个S比较公认，但不能认为缺一个S就不是四代机.。
每个国家是根据自己的经济实力、技术实力和军方要求研制新一代飞机。
这些要求有的互相有矛盾，强调了这个，别的就要有点损失。
所以这些要求的排序很重要，比如把隐身排第一，其它就要相对“让位”。
所以讨论此问题每个国家观点不一样，飞机研制是综合平衡的问题。
最早YF-22和YF-23竞标时，YF-23的隐身性能好于YF-22，但美国空军最终还是选择了YF-22。
本文重点讲前三个S的难点和矛盾以及一些有关四代机的话题。
超音速巡航先谈超音速巡航（超巡），即要求发动机不开加力飞超音速。
超巡最重要的是发动机和飞机阻力的问题。
一般要讨论飞机阻力都用阻力系数。
阻力等于4个参数乘在一起——大气密度，速度的平方，机翼面积，阻力系数。
而且为考虑别的方面，还要再乘以二分之一，因为二分之一乘以密度和速度的平方，称为“动压”，加二分之一就方便一点。
发动机推力要克服阻力，所以在设计新飞机有这个矛盾，考虑将难点压在哪一方面。
如果飞机已经尽一切办法将阻力减到最少，想达到超巡那就要看发动机。
相反如果发动机推力无法提高，就只能在气动上下死功夫，所以发动机和飞机设计单位往往有很多争论。
四代机以前的飞机要飞超音速，往往发动机要开加力，短时间推力很大、速度很快，但缺点是很耗油。
后来又想超音速，又想省油，就提出发动机不开加力长时间飞超音速，就是超音速巡航。
原来有的发动机开加力后的推力比不开加力要大50%甚至80%以上。
现在很多人谈发动机推重比要大，比如推重比10，但这是最大加力推力与发动机重量的推重比，要超巡还要重视发动机不开加力时的推重比要大。
计算飞机的阻力用的阻力系数分两部分，一个叫废阻力系数，就是和升力无关的那部分阻力。
中国四代机
然而，在过失速飞行中，中国试飞员确发现另一种现象，即歼-10的大迎角控制性能远超过苏-27（即歼-10在飞眼镜蛇机动时的角度超过了苏-27）。这一信息最早由雷强披露，但受到持有传统观念网友的广泛质疑。
考虑到四代机综合增升效果和低头控制能力的需求，中国四代机的鸭翼面积放大到了××%量级、鸭翼的最大偏度达到－××%。这一设计使中国的四代机拥有了比歼-10更为优秀的大迎角飞行性能，也使中国四代机大迎角飞行的非常规气动力控制装置远远优于F-22和T50。
机动性能的设计问题解决了，四代机进入了隐身设计与气动设计的融合。这里只介绍一个典型的例子。
为此，成飞将研究重点放到鸭翼布局的进一步创新。
世界航空技术已证实，正常布局的飞机采用升力体布局，在增升方面，取得了良好的效果。但至今为止，还没有采用一种鸭翼布局的战斗机采用了升力体布局，这不是没有人认识到升力体布局的巨大优势，而是鸭翼布局飞机一般要遵循鸭翼空间位置高于机翼的设计要求，只有这样才能通过鸭翼对机翼的下洗，使用其脱体涡之间产生有利的耦合来增加升力系数。而升力体布局从总体上难以满足这一要求（升力体设计鸭翼与机翼基本处于同一水平位置）。
亚跨音速升阻比决定飞机的最大航程和盘旋性能，因此，中国四代机对亚跨音速升阻比的要求是绝对不会低于三代机的；然而，由于四代机比三代机多了一个超音速巡航的要求（即发动机在最大状态下，飞机可以保持M1.5的速度飞行），这就使得超音速巡航的阻力特性设计，成为中国四代机总体气动设计的临界点，即在气动外型和发动机推重比确定的条件下，为满足四代机超音速巡航阻力特性的需求（最少要达到军方的最低要求1.×M数），必须在某些方面牺牲亚跨音速升阻比对飞机气动设计的要求。中国四代机的机翼采用了50度后掠角、以及比F-22A还要小的展弦比（大后掠角、小展弦比的气动布局通常对超音速阻力特性较好，但对低速度最大升力特性和亚跨音速升阻特性不利），就是立足中国发动机技术条件，满足四代机超音速巡航阻力特性的设计临界点。但这种在设计上对超音速阻力特性做出的让步，并不能说服中国军方同意降低对四代机亚跨音速升阻特性的要求；这种不可调合的设计矛盾表明，继续遵循美国的设计思路研制四代机是行不通的，这就迫使中国四代机的设计者只能放弃美国常规气动布局设计的成功经验（俄罗斯发动机技术强于中国，所以俄罗斯的四代机在经历一翻艰难的探索后又回到追循美国设计思路的老路，当然也有一些局部创新，但总体布局依然离不开美国的影响），另行寻找新的解决途径，走自己的路。
第四代战斗机设计
项目：第四代战斗机设计组员:班级：日期：目录第1章前言 (4)第2章设计任务书 (5)2.1 设计要求 (5)2.2概念草图 (6)第3章初步设计 (7)3.1初始参数： (7)3.1.1起飞重量W0的估算 (7)3.1.2飞机升阻特性估算 (21)3.1.3推重比的确定 (23)3.1.4翼载荷的确定 (25)第4章：气动布局 (27)4.1 总体气动布局 (27)4.2 翼型的选择 (28)4.3机翼参数 (28)4.4机身参数 (29)4.5垂尾参数 (30)4.6平尾参数 (32)4.7鸭翼参数 (34)4.8操纵面参数 (36)4.9隐身设计考虑 (37)第5章：机舱及装载布置 (39)5.1驾驶舱布置 (39)5.2武器装载布置 (40)5.2.1炮舱 (40)第6章：动力装置 (41)6.1 发动机选择 (41)6.2尾喷管设计 (41)6.3 进气道设计 (42)第7章：起落装置 (44)7.1起落架设计 (44)第8章：重量特性估算 (46)8.1 飞机重量分配 (46)8.2 重量估算 (48)第9章：飞机性能分析 (50)9.1气动数据的估算 (50)9.2飞机的升阻特性 (51)9.2.1 最大升力系数 (51)9.3平飞阻力特性 (52)9.3.1平飞需用推力 (52)9.4 机动性能计算 (53)9.4.1盘旋性能： (53)9.5 起飞着陆性能： (54)9.5.1起飞性能 (54)9.5.2着陆性能 (54)第10章成本分析 (57)第11章结束语 (59)第1章前言在现代战争中，随着航空技术的快速发展，空中力量的作用日益突出，其中战斗机已成为构成空中力量的主要因素之一。
在战争开始阶段，战斗机首先用于压制和摧毁地方航空系统、通信指挥系统、军事政治机构和其他重要目标；在战争过程中，战斗机承担夺取制空权、精确打击地面目标、有效实施对地面战场的火力支援等作战任务。
因此，战斗机在现代战争中肩负着重要作战任务，是赢得现代战争的前提和保障。
四旋翼无人机毕业设计
四旋翼无人机毕业设计编辑整理：尊敬的读者朋友们：这里是精品文档编辑中心，本文档内容是由我和我的同事精心编辑整理后发布的，发布之前我们对文中内容进行仔细校对，但是难免会有疏漏的地方，但是任然希望（四旋翼无人机毕业设计）的内容能够给您的工作和学习带来便利。
同时也真诚的希望收到您的建议和反馈，这将是我们进步的源泉，前进的动力。
本文可编辑可修改，如果觉得对您有帮助请收藏以便随时查阅，最后祝您生活愉快业绩进步，以下为四旋翼无人机毕业设计的全部内容。
渤海大学本科毕业论文（设计）四旋翼无人机设计与制作The Manufacture and Design of Quad Rotor UnmannedAerial Vehicle学院(系）：专业：学号：学生姓名：入学年度：指导教师：完成日期：摘要四旋翼无人机飞行器因为它的结构简单，而且控制起来也很方便，因此它成为了近几年来发展起来的热门产业。
在这里本文详细的介绍了四旋翼飞行器的设计和制作的过程，其中包括了四旋翼无人机飞行器的飞行原理，硬件的介绍和选型，姿态参考算法的推导和实现，系统软件的具体实现。
该四旋翼飞行器控制系统以STM32f103zet单片机为核心，根据各个传感器的特点，采用不同的校正方法对各个传感器数据进行校正以及低通数字滤波处理,之后设计了互补滤波器对姿态进行最优估计,实现精确的姿态测量。
最后结合GPS控制与姿态控制叠加进行PID控制四旋翼飞行器的四个电机，来达到实现各种飞行动作的目的。
在制作四旋翼飞行器的过程中,进行了大量的调试并且与现有优秀算法做对比验证，最终设计出能够稳定飞行的四旋翼无人机飞行器。
关键词：姿态传感器；四元数姿态解算; STM32微型处理器；数据融合；PIDThe Manufacture and Design of Quad Rotor Unmanned AerialVehicleAbstractQuad—rotor unmanned aerial vehicle aircraft have a simple structure，and it is very easy to control, so it has become popular in recent years. Here article describes in detail the design and the process of making the four—rotor aircraft，including Quad-rotor UAV aircraft flight principle，hardware introduction and selection，implementation and realization of derivation attitude reference algorithm，the system software 。
飞行器总体设计一PPT课件
★ 形成飞机的总体布置图、三面图、结构受力 系统图
★ 进行重心定位、性能、操稳计算，结构强度 和刚度计算
★ 提出对各分系统的技术要求 ★ 最终要制造出全尺寸的样机或绘制电子样机， 进行人机接口、主要设备和通路布置的协调检查以 及使用维护检查。
7
样机在经过使用部门，特别是经空、地勤人员审 查通过后，可以冻结新飞机的总体技术方案，开始 转入工程研制。
由设计/研制单位提出 由用户和设计单位共同提出
由用户提出的要求，设计/研制单位要进行分析/ 论证——战术技术要求分析/论证。
19
飞机设计要求通常没有固定的格式，其基本内容
应包括以下几个方面：
(1) 飞机的类型和基本任务 (2) 飞机的有效载荷 (3) 飞机的飞行性能指标 (4) 其他方面的要求：电子对抗、隐身、使用维护性、 使用周期、研制进度/经费、使用经济性，……。有时这 些要求可能会起到决定性的作用。
下面简单讨论飞机设计要求中的战术技术要求。
在作调整试飞过程中，新飞机肯定会出现各种故 障，必要时应对飞机作局部的修改。
在定型试飞过程中还会有故障，当然比调整试飞 中出现的要少的多，而且更改大多是机内系统，涉 及飞机外形的改动极少。
15
定型试飞通常需要上千个起落。试飞科目全部完 成后，由试飞鉴定部门和飞行员写出正式报告，上 报国家航空产品定型委员会批准后，方可进入小批 量生产。
飞行器总体设计
1
第1章 绪 论
1.1 飞机研制的一般过程 1.2 飞机设计要求 1.3 喷气式战斗机的发展 1.4 喷气干线运输机的发展 1.5 支线飞机、通用航空 1.6 无人飞行器 1.7 飞机总体设计的特点 1.8 飞机总体设计框架
2
1.1 飞机研制的一般过程
飞机总体大作业——四代机设计方案1
飞行器总体设计大作业歼-50（终结者）小组成员：目录前言 (4)第一章飞机设计要求 (4)1.1 任务计划书性能指标 (4)1.2发动机要求 (5)1.3有效载荷 (5)1.4任务剖面 (5)1.4 概念草图 (6)第二章总体参数估算 (7)2.1起飞重量的计算 (7)2.1.1飞机起飞重量的构成 (7)2.1.2空机重量系数W e/W0的计算 (9)2.2 发动机的耗油率C (10)2.3 升阻比L/D (11)由浸湿面积比估算出L/D约为13 (13)2.4 燃油重量系数W f/W0 (13)2.4.1飞机的典型任务剖面 (14)2.4.2计算燃油重量系数W f/W0 (16)2.4.3全机重量计算 (16)2.5飞机升阻特性估算 (19)2.5.1确定最大升力系数 (19)2.5.2估算零升阻力系数C D0及阻力系数C D (20)2．6推重比的确定.................................................................................. 错误!未定义书签。
2．7 翼载荷的确定................................................................................. 错误!未定义书签。
第三章总体方案设计................................................................................. 错误!未定义书签。
3.1总体布局选择.................................................................................... 错误!未定义书签。
3.1.1方案一：总体布局为三翼面布局.......................................... 错误!未定义书签。
四旋翼自主飞行器设计方案曾庆涛
本设计主要通过STM32微处理器采集3轴加速度传感器和3轴陀螺仪对飞行器的姿态进行检测，控制4个高速无刷电机带动旋翼旋转，实现飞行器的悬停、升降、前后左右移动，控制四轴飞行器方法是采取的姿态控制，该控制系统主要由2.4GHz的NRF24l01无线发送模块，STM2微处理器，MPU6050陀螺仪，加速度计组成。通过无刷直流电机给四轴提供飞行动力。最后通过上位机，调节PID参数，实现四轴飞行器飞行要求。
2.2.2电机驱动模块
根据中心控制模块指令驱动各个电机到达指定转速，将电机的速度通过测速反馈装置反馈给控制器模块，利用闭环控制来控制电机的转速为预期值。从而实现四轴飞行器不同的飞行状态。
2.2.3主控制模块
中心控制模块即飞行控制系统的核心处理器作为整个系统的核心控制部分，主要负责采集传感器检测到的姿态角速率(俯仰角速率、横滚角速率)、三轴的线加速度和航向信息并实时解算；根据检测到的飞行信息，结合既定的控制方案，计算输出控制量，转化为相应的PWM信号经驱动电路后驱动四个电机工作，保持四轴飞行器稳定飞行，通过无线通信模块与地面站进行数据的传输，实现接收控制命令改变飞行状态和下传飞行状态数据。
2.1.2俯仰运动
在图（b）中，使电机1的转速上升，同时使电机3的转速下降，而电机2、电机4的转速保持不变。在这个过程中，电机1和电机3改变量应该大小相等。当电机1和电机3产生的不平衡扭矩达到一定的时候，飞行器将绕y轴旋转（方向如图所示）。同理，当电机1的转速下降，电机3的转速上升，机身便绕y轴向另一个方向旋转，实现飞行器的俯仰运动。
图2-2四轴飞行器飞行动力原理
2.1.3滚转运动
滚转运动和俯仰运动原理相同，区别在于一个是沿Y轴，一个是沿X轴。效果如图c所示。
飞机总体设计大作业
飞机设计要求喷气支线飞机有效载荷：70人，75kg/人,每人行李重20kg巡航速：0.7Ma最大飞行高度：10000m航程：2300km待机时间：45分钟爬升率：0~10000m<25分钟起飞距离：1600m接地速度<220km/h一、相近飞机资料收集：二、飞机构型设计正常式布局：技术成熟，所积累资料丰富T型尾翼：避开发动机喷流的不利干扰，但重量较重机身尾部单垂尾后掠翼：巡航马赫数0.7,后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻下单翼 ：气动干扰经整流后可明显降低，结构布置容易，避免由于机翼离地太高而出现的问题-发动机数目和安装位置：双发短舱式进气、尾吊布局，可以保持机翼外形的干净，流过机翼的气流免受干扰。
-起落架的型式和收放位置 ：前三点 可以显著提高飞机的着陆速度，具有滑跑稳定性，飞行员视界要求易于满足，可以强烈刹车，有利于减小滑跑距离。
安装于机身三、确定主要参数重量的预估1．根据设计要求：–航程:Range ＝2800nm=5185.6km –巡航速度:0.8M–巡航高度:35000 ft=10675m ；声速:a=576.4kts=296.5m/s2．预估数据（参考统计数据）–耗油率C ＝0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h·N)（涵道比为5） –升阻比L/D ＝143．根据Breguet 航程方程：⎪⎭⎫⎝⎛⎪⎭⎫ ⎝⎛=D L M C a R a n g e W W f i n a l i n i t i a l )l n (代入数据：Range = 1242nm ；a = 581 Knots (巡航高度35000ft) C = 0.5lb/hr/lb (涵道比为5) L/D = 14 M = 0.7 计算得：115.1=finalinitialW W103.0tocruisefuel finalto cruise of end to cruise fuel =-=-=W W W W W W W4．燃油系数的计算飞行任务剖面图1 Engine Start and Warmup 001.0/to F1=W W2 Taxi out 001.0/to F2=W W3 Take off 002.0/to F3=W W4 Climb 016.0/to F4=W W5 Cruise 187.0/to F5=W W6 Descent000.0/to F6=W W 7 Landing and Taxi in 003.0/to F7=W W 8Reserve Fuel049.0/to F8=W W总的燃油系数：175.0049.0003.0000.0103.0016.0002.0001.0001.0tofuel toF8to F7to F5to F4to F3to F2to F1to fuel =+++++++=+++++=W W W W W W W W W W W W W W W W W W5．根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值to W80000 lbs 100000 lbs 120000 lbs fuel W14000 lbs 17500lbs 21000lbspayload W14600 lbs 14600 lbs 14600 lbs avail empty W51400 lbs67900lbs84400 lbs重量关系图交点：(30723kg,18688kg)6．所以最终求得的重量数据：emptyW18688 kg 0.608 fuelW5376 kg 0.175 payloadW6650 kg 0.216 toW30723 kg 1 推重比和翼载的初步确定界限线图翼载荷(N/m2)推重比地毯图4最大起飞重量（kg）选取翼载荷W/S=4500 2N/m; 推重比T/W=0.35四、发动机选择：由推重比T/W=0.35 ,W=30723kg得T=10753，单发推力为:5376kg=11852lb参考同类型飞机ARJ-21、ERJ170、CRJ700选择发动机型号为通用电气CF34-8五、机身外形的初步设计1．客舱布置单级：全经济舱14排每排5人共70人座椅宽度：20in过道宽度：19in座椅排距：32in客舱剖面图：2．机身外形尺寸当量直径：3.4m前机身长度：4.32m中机身长度：13.97m后机身长度：7.62m机身总长：25.9m上翘角：14degλ7.6（M较低时，选用较小长径比）长径比=六．机翼外形设计CL=(W/S)/(0.5ρV²S)=0.496选择超临界翼型，由升力系数CL为0.496（翼载荷为4500N/m²），选择型号为NASA SC(2)-04041．展弦比AR=82．梯度比λ=0.4，原因：升力分布接近椭圆形，诱导阻力较小，有利于减轻机翼重量和起落架布置。
飞机总体大作业——四代机设计方案1
飞行器总体设计大作业歼-50（终结者）小组成员：目录前言 (4)第一章飞机设计要求 (4)1.1 任务计划书性能指标 (4)1.2发动机要求 (5)1.3有效载荷 (5)1.4任务剖面 (5)1.4 概念草图 (6)第二章总体参数估算 (7)2.1起飞重量的计算 (7)2.1.1飞机起飞重量的构成 (7)2.1.2空机重量系数We/W0的计算 (9)2.2 发动机的耗油率C (10)2.3 升阻比L/D (11)由浸湿面积比估算出L/D约为13 (13)2.4 燃油重量系数Wf/W0 (13)2.4.1飞机的典型任务剖面 (14)2.4.2计算燃油重量系数Wf/W0 (16)2.4.3全机重量计算 (16)2.5飞机升阻特性估算 (19)2.5.1确定最大升力系数 (19)2.5.2估算零升阻力系数CD0及阻力系数CD (20)2．6推重比的确定 (21)2．7 翼载荷的确定 (23)第三章总体方案设计 (25)3.1总体布局选择 (25)3.1.1方案一：总体布局为三翼面布局 (25)3.1.2方案二：总体布局为正常式布局 (25)3.2机身布局 (25)3.3发动机的类型、数目和布置： (26)3.2进气道布置 (26)3.3机翼布局 (27)3.4尾翼布局 (27)3.5起落架型式 (28)3.6隐身设计 (28)第四章部件设计 (29)4.1机翼设计 (29)4.1.1机翼具体参数的确定： (29)4.1.2机翼的气动力特性 (33)4.1.3机翼的增升装置和副翼 (34)4.2机身设计 (38)4.3尾翼及其操纵面的设计 (40)4.4起落架设计 (42)4.4.1起落架形式的选择： (42)4.5推进系统的选择与设计 (45)4.5.1发动机设计 (45)4.5.2进气道与尾喷管参数选择 (47)第五章重量特性估算 (52)5．1 重量细分 (52)5.1.1 重量细分 (52)5.1.2重量校验 (52)5.2 重心位置的估算 (53)5.2.1各部件重心的选取 (53)5.2.2 重心定位 (54)6.1 飞机升阻力特性估算 (56)6.1.1升力 (56)6.1.2阻力 (58)6.2 飞机极曲线估算 (60)6.3 起飞着陆性能估算 (62)6.3.1 起飞性能 (62)6.3.2着陆性能 (62)第七章飞机操纵系统设计与分析 (64)7.1飞机操纵系统分析 (64)7.2余度技术 (64)7.3本飞机操纵系统设计 (66)7.3.1采用的操纵系统简介 (66)7.3.2该操纵系统的工作原理 (67)7.3.3操作系统的某些具体设计情况 (68)第八章飞机费用分析 (69)8.1 研究、发展、试验与鉴定费用和生产费用分析 (69)8.1.1 兰德DAPCA IV 模型中工时、费用的组成 (70)8.1.2兰德DAPCA IV 模型中工时、费用的计算 (71)8.1.3兰德DAPCA IV 模型中工时计算修正的软糖系数 (73)8.1.4 兰德DAPCA IV 模型中的综合费率 (73)8.2 使用保障费用 (75)8.2.1 燃油费用 (75)8.2.2 空勤人员费用 (77)8.2.3 维护费用 (77)8.2.4 折旧费和保险费 (79)第九章三视图绘制 (80)前言随着美国F-22战斗机的服役，以及俄罗斯T-50战斗机的首飞，我国处于自身战略的需要以及面临的实实在在的威胁，必须要研制出自己的四代机，否则未来几十年只能任由其它国家的战机闯入我国的凌空。
飞机方案设计实例
飞机方案设计实例飞机方案设计实例导语：一架飞机的动力来源于发动机，而方向与高度则取决于机尾的方向舵与升降舵。
以下是小编为大家整理的飞机方案设计实例，欢迎大家阅读与借鉴！一、项目可行性分析背景分析：无人飞行器自主飞行技术多年来一直是航空领域研究的热点，并且在实际应用中存在大量的需求，主要优点包括：系统制造成本低，在执行任务时人员伤害小，具有优良的操控性和灵活性等。
而旋翼式飞行器与固定翼飞行器相比，其优势还包括：飞行器起飞和降落所需空间少，在障碍物密集环境下的可控性强，以及飞行器姿态保持能力高。
小型四旋翼飞行器与其它飞行器相比，其优势在于其机械结构较为简单，并且只需通过改变四个马达的转速即可实现控制，且飞行机动能力更加灵活。
另一方面，小型四旋翼飞行器具有较高的操控性能，并具有在小区域范围内起飞，盘旋，飞行，着陆的能力。
因此我们根据四旋翼飞行器的特点，提出了一种数字式飞行控制系统的总体结构。
飞行控制计算机是四旋翼飞行器自动驾驶仪的基本组成部件。
采用模块化设计思想，设计开发一种基于PIC32高性能单片机为核心的飞行控制计算机。
四旋翼飞行器采用对称分布的结构形式，建立非线性数学模型。
通过引入四个控制量，把非线性模型分解并线性化，得出悬停状态下四旋翼飞行器简化的线性模型，采用经典的PID控制方法，并对数字仿真结果进行分析，验证控制方案的可行性；同时，制作四旋翼飞行器的结构外形和以传感器、飞行控制计算机、执行机构为核心的主体硬件，在硬件和软件上都要实行其基本功能。
二、项目内容本项目研究四轴飞行器，实现飞行、采样、数据传输等功能。
所涉及到的技术很多，主要有：软件算法、微电子、模拟电子技术、机电一体化和自动控制理论等。
所以，项目小组将其分析这个部分，一一攻克。
飞行控制系统理论分析，建立数学模型，硬件选型及原理设计在研究四旋翼飞行器控制算法之前，首先必须建立飞行器系统的动力学模型。
在本章中，首先介绍建模的基本方法：选取影响飞行器运动的关键受力和力矩，再根据相应的物理定律建立飞行器的动力学方程。
飞机总体设计1
第一章 绪 论飞机设计是一门应用科学，实践性强、其理论基础广泛，它来源于实践，是几十年飞机型号设计工作实践经验的科学总结。
在逐渐发展成独立的学科以后，它反过来又用于指导飞机设计的实践。
飞机设计学科也是各项先进的航空科学技术综合应用的结果，其内容涉及空气动力学、飞机结构与强度、航空发动机、航空材料、航空电子技术、自动控制及制造工艺等多种学科和专业技术领域。
离开各项先进的航空科学技术，没有坚实的理论基础，飞机设计学科就不可能得到进步和发展。
飞机总体设计课程是飞机设计学科的重要组成部分。
§1.1 飞机设计工作的一般过程在航空科学高度发达的今天，设计一种新型的飞机，从设计方案的提出到试制生产和投入使用，一般都要经过几年，有时甚至是十几年的时间，这是一个很复杂的过程。
简单地归纳起来，飞机设计的过程一般如图1.1所示。
图1.1 飞机的一般设计过程按设计内容的粗细程度和大致的先后次序，飞机设计可以划分为3个有内在联系的不同阶段：1．概念性设计（Conceptural Design）；2．初步设计（Preliminary Design）；3．详细设计（Detail Design）。
在飞机开始进行设计之前，首先由使用部门提出或由使用部门与设计部门共同拟定设计要求，在概念性设计阶段要对飞机的设计要求进行充分分析、研究和论证，有的文献把这阶段工作称为“外部设计”。
概念性设计阶段的任务是根据飞机的设计要求，对所要设计的飞机进行全面的构思，形成飞机设计方案的基本概念，并草拟一个或几个能满足设计要求的初步设计方案。
主要内容包括：初步选定飞机的型式和气动外形布局；初步选择飞机的主要参数；选定发动机和主要的机载设备；初步选择各部件的主要几何参数；绘制飞机的三面草图；初步考虑飞机的总体布置方案并初步估算性能，检查是否符合飞机设计要求给定的性能指标，然后修改整理所拟定的初步方案，组织专门的评比和论证，选定最合理的方案，经主管部门批准后，进行下一阶段的设计工作。
《飞机总体设计》电子教案2009最新版-南航-余雄庆-620页-单个PDF
参考教材
1.
L. R. Jenkinson, P. Simpkin, D. Rhodes, Civil Jet Aircraft Design, AIAA Inc, 1999
2.
D.P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series. 1992.
方法与手段
• 统计数据 • 经验公式 • 工程估算公式 • 参数敏感分析 • 地毯图 • 总体分析软件 • 总体参数优化软件
输出
• 初步方案的三面图 • 可行性论证报告 • 详细技术要求与目标
初步设计
输入
• 概念设计结果 • 初始方案的外形CAD模型
目标
• 细化、优化概念设计方案 • 确信方案能达到设计要求，冻结总体外形。
10. 李为吉主编，现代飞机总体综合设计，西北工业大学出版社，2001年。
11. 谢·米·叶格尔[俄]等著，杨景佐、胡传泰等译，《飞机设计》，航空工业出版社，1986年。
12. Nicolai著，赵先宁译，《飞机设计基本原理》，台湾，徐氏基金会，1975年.
飞机设计依据
飞机设计依据
• 飞机设计的基本要求 • 飞机设计规范和适航性条例 • 评价飞机设计方案准则
关于性能指标
• 航程
– 航程对飞机重量的确定有很大影响 – 列出覆盖机场的距离，在此基础上确定航程。
工作内容
• 细化和优化几何外形 - 气动设计、分析与优化
• 总体结构布置 - 结构分析与优化
• 多学科分析与优化 • 完整三面图和外形数模 • 飞机总体布置图
方法与手段
输出
• CAD软件（CATIA）
四轴飞行器设计毕业设计
控制算法拟采用双PID环或BP神经元网络或模糊算法。实施方案：做成实物之后，用三种不同的控制算法编程，拟采用MSP430微处理器。调试之后得出三种不同算法的优缺点以供参考。
2.2.2电子调速器
电子调速器简称电调。是电机的驱动元件，它有三个端口，一个连接电池获得电能，一个连接电机用于驱动电机，最后一个是信号线，兼容TTL电平，接收控制机的控制信号。
在实际过程中，检测高电平宽度，有效信号为1-2ms的高电平长度。根据持续时间输出不同的电压使电机的转速不同。
第3章姿态传感器介绍
以农业调查为例，传统的调查方式为到现场抽样调查或用航空航天遥感。抽样的方式工作量ห้องสมุดไป่ตู้，而且准确性受主观因素影响；而遥感的方式可以大范围同时调查，时效性和准确性都有保证，但只能得到大型作物的宏观的指标，而且成本很高。不连续的地块、小种作物等很难用上遥感调查。因此，低空低成本遥感技术显得相当重要，而四轴飞行器正符合低空低成本遥感平台的要求。
Until precision triaxial accelerometers and gyroscopes appeared, And Kalman filtering principle whom subsequently introduced allows real-time monitoring of multi-rotor attitude possible, With attitude to accurately monitor and coordinate the use of various control algorithms and high-performance microprocessors, Multi-rotor control became possible. Also, because it is itself the characteristics of both can respond flexibly to a variety of complex flight environment(Other aircraft can hold a candle). Quickly became the point of intersection of the aircraft.
四代机
四大天王序言打击敌人、保存自己是现代战争的主旋律。
于是乎，隐身武器成为各国军队最为热门的武器。
一时间，隐身飞机、军舰、战车、导弹……粉墨登场，逐一亮相。
特别是美国、前苏联在进攻与防御领域里德激烈竞争，直接加速武器隐身的进程。
20世纪80年代，随着美国的F—117A隐身战斗轰炸机的诞生，宣告人类正是跨入战斗机的隐身时代。
截止2011年初，随着我国的第四代战斗机J—20于成都一飞冲天，在宣告我国正是跨入隐身战斗机时代的同时，也宣告世界上已有四种隐身战斗机正式问世。
因战斗机都是驰骋蓝天，守护天空，故笔者把已经服役或即将服役的四款隐身战斗机F—22、F—35、T—50、J—20并称为“四大天王”。
寓意王之天空，唯四主宰。
天王的标准在正式行文之前，我们必须要明确两个概念，一是，战斗机隐身的秘密；二是，当今世界上主流战斗机的分代标准。
以现在科技，要使飞机完全隐身，不被探测到是不可能。
所以隐身技术应称为低可探测技术或目标特征的可探测信息特征，使对方的探测系统不易发现或发现距离缩短的综合技术。
现代战场上的侦察系统主要分为雷达、电子、红外、可见光、声波等手段。
针对这些，隐身措施应在无源和有源电子干扰手段的协助下，综合运用减弱雷达、红外、目视、和声学信号特征技术，降低战斗机具备不被探测或降低其被探测的隐身能力。
根据现有条件，世界上的隐身技术主要五个方向。
第一、缩小战斗机雷达反射截面时至今日，现在作战飞机的最大对手就是由各种雷达制导的低空导弹和空空导弹、这些雷达侦测范围大，可全天候作业，且可以准确现实目标的方位、距离，是目前采用最广泛的防控侦测器材。
而雷达探测正是由雷达天线发出无线电脉冲波，碰到目标后，再反射回电磁波，通过雷达显示系统判定目标的存在。
隐身飞机与非隐身飞机截面比较针对雷达的工作原理，设计师在设计战斗机都采用相应措施，减小战机的雷达截面，以减小被发现的几率。
综合现有的技术，采用的主要措施主要有两种：一是，利用大量隐身材料。
美国第四代战斗机综合航电系统
四、座舱人一机界面及显示系统
座舱Ｕ豕系统为一个特定的任务阶段抛ｔｆＥ一个详细的态势镀永．Ｆ－３５钙驶员面对的难题１ｉ足信息缺乏， ｌＩｊｊ足信息太多．ｉＩｉ『如何娃永这砦永自荇种传感器的靠息会极人地影响钙驶员的态势感知能力．增强田驶员的 态势感知能力不但会提高任务效能，１Ｉｉ『．Ｒ会增人衲：敌方环境中的生存力．荚军认为，“ＪＳＦ的成功和埏人程度 ．Ｉ：取决于座舱镀示系统的进步。而不是窄气动力学或推进系统”．Ｆ－３５的座舱镀永系统包括Ｋａｉｓｅｒ公ｉ日的２００ ｘ ５００ｍｍ（８ｘ２０英寸），甲板多功能姓．，Ｊ÷｛｝｝｝（ＭＦＤ）、Ｍｅｇｇｉｔｔ公ｉｄ研制的辅助飞行娃尔系统（ｓｅｃｏｎｄａｒｙｆｌｉｇｈｔ ｄｉｓｐｌａｙ ｓｙｓｔｅｍ）以及综合头｛｜：Ｉ显示系统．Ｆ－３５还采用’Ｊ，一种具有说话功能的虚舱控制系统，即语街识别软件．
四轴飞行器毕业设计论文
四轴飞行器毕业设计论文
摘要：
本文主要介绍了一种四轴飞行器的设计与实现，以满足特定的需求。
通过对四轴飞行器的设计原理、结构、控制方法以及相关技术的介绍和分析，实现了飞行器的简单控制和稳定飞行。
通过实验验证了该设计的可行
性和优越性，为今后更复杂的四轴飞行器的设计提供了一定的基础和参考。
1.引言
2.设计原理
3.设计结构
本文设计的四轴飞行器采用过程控制方式，使用材料和组件包括主控
制器、电池、电机、螺旋桨等。
四个电机驱动四个螺旋桨，通过调节螺旋
桨的转速来实现飞行器的悬停和飞行。
4.控制方法
本文中采用PID控制器来实现对四轴飞行器的控制。
PID控制器可以
根据感知系统的反馈信号实时调整螺旋桨的转速，使飞行器能够在空中保
持平稳的飞行状态。
5.相关技术
在四轴飞行器的设计和实现过程中，涉及到的相关技术包括姿态测量、位置测量、通信协议、无线传输等。
通过这些技术的应用和优化，可以提
高飞行器的性能和使用体验。
6.实验与结果
通过实验验证了该设计的可行性和优越性。
实验结果表明，飞行器能够实现定点悬停、平稳飞行的任务，并具有较好的稳定性和控制性能。
7.结论
本文设计了一种简单的四轴飞行器，并实现了其控制和稳定飞行。
通过对该设计的分析和实验验证，证明了其可行性和优越性。
今后可以基于该设计进一步优化和发展更复杂的四轴飞行器。
全球四代机大图对比讲课教案
全球四代机大图对比
全球四代机大图对比
F-22、F-35、苏霍伊T-50和成飞歼20是目前仅有的四种已面世的五代战斗机，将它们同角度的照片加以对比可以帮助外界了解之间的异同，便于推测性能差异。
正面对比，除了歼20的上单翼，另外三款均采用了中单翼设计，美国的两款飞机垂尾采用较传统的设计，中俄五代机则使用了全动垂尾。
四型飞机右前方对比，只有中国歼20使用了腹鳍，相对不利于隐身需要。
侧面对比，中俄五代机侧面投影相对美国两款飞机显得更加“瘦长”，而除了俄罗斯T-50之外三款飞机均使用了整体式座舱盖设计。
尾部对比，F-22的尾喷口可以上下调节，T-50可以在较小的摆幅上做360度调节，F-35不能在空战中使用推力矢量，歼20目前使用的发动机据推测应该无法进行调节。
四代机研究论文
第四代战斗机于1970年代陆续服役，这些飞机吸收第三代战斗机设计与使用上的经验，加上诸多空中冲突与演习显示出来的问题和需求，融合之后成为冷战结束前后最主要的角色。
美国曾很长时间称呼这类战机为“第三代战机”，不少中文媒体也延续“第三代战机”的称呼。
由于苏联传统分类和美国2009年后分类方式两者已统一，所以以上就是唯一的国际第四代战斗机标准。
特点除了多用途和精密航电的发展方向大致不变以外，第四代战斗机放弃对高速，高翼负荷的设计追求，转而扩展飞机在不同高度与速度下的运动性，新型发动机推力提升的同时降低燃料的消耗，使得体积较小的机型也有机会用有较长的航程，因为第四代战斗机在只有携带一部分燃料以及两枚导弹的情况下，多数可以达到推力大于重量的状态，也就是推重比大于一，使得许多厂商经常以此作为广告的促销手段之一。
第四代开始引入线传飞控与静不稳定的设计概念搭配，完全颠覆过去的气动力 F-15座舱设计方式和飞行控制机构。
静不稳定的理论早已存在，可是传统的控制系统无法以每秒数十次以上的频率不断改变控制面的角度，维持稳定飞行。
直到线传飞控搭配电脑系统成熟化之后，静不稳定设计能够更充分运用机身产生的升力，提升运动性等优点方才露出实用化的曙光。
其中又以F-16战斗机为采用的先驱者。
在F-16之后许多国家纷纷跟进，在改良型或者是崭新设计的型号上采用。
数位电脑成熟与超高速芯片的量产，将过去使用与显示非常复杂的雷达改头换面，以多样化的图形和文字显示更多的资讯，提高飞行员的状态意识（Situation Awareness，SA）。
同样的技术与产品激发出另外一条路线的发展是飞行仪表电脑化（也称之为数位化或者是玻璃座舱），利用多功能，单色或者是彩色的阴极（CRT）或者是液晶显示屏幕（LCD）取代以往的指针仪表，过去令人眼花撩乱的仪表板被大小不同的方型屏幕所取代，这些屏幕除了显示被取代的仪表的信息以外，还可以整合不同来源的讯息，利用重合或者是切换的方式提供.。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
飞行器总体设计大作业歼-50（终结者）小组成员：目录前言 (4)第一章飞机设计要求 (4)1.1 任务计划书性能指标 (4)1.2发动机要求 (5)1.3有效载荷 (5)1.4任务剖面 (5)1.4 概念草图 (6)第二章总体参数估算 (7)2.1起飞重量的计算 (7)2.1.1飞机起飞重量的构成 (7)2.1.2空机重量系数W e/W0的计算 (9)2.2 发动机的耗油率C (10)2.3 升阻比L/D (11)由浸湿面积比估算出L/D约为13 (13)2.4 燃油重量系数W f/W0 (13)2.4.1飞机的典型任务剖面 (14)2.4.2计算燃油重量系数W f/W0 (16)2.4.3全机重量计算 (16)2.5飞机升阻特性估算 (19)2.5.1确定最大升力系数 (19)2.5.2估算零升阻力系数C D0及阻力系数C D (20)2．7 翼载荷的确定 (23)第三章总体方案设计 (25)3.1总体布局选择 (25)3.1.1方案一：总体布局为三翼面布局 (25)3.1.2方案二：总体布局为正常式布局 (25)3.2机身布局 (25)3.3发动机的类型、数目和布置： (26)3.2进气道布置 (26)3.3机翼布局 (27)3.4尾翼布局 (27)3.5起落架型式 (28)3.6隐身设计 (28)第四章部件设计 (29)4.1机翼设计 (29)4.1.1机翼具体参数的确定： (29)4.1.2机翼的气动力特性 (33)4.1.3机翼的增升装置和副翼 (34)4.2机身设计 (38)4.3尾翼及其操纵面的设计 (40)4.4起落架设计 (42)4.4.1起落架形式的选择： (42)4.5.1发动机设计 (45)4.5.2进气道与尾喷管参数选择 (47)第五章重量特性估算 (52)5．1 重量细分 (52)5.1.1 重量细分 (52)5.1.2重量校验 (52)5.2 重心位置的估算 (53)5.2.1各部件重心的选取 (53)5.2.2 重心定位 (54)6.1 飞机升阻力特性估算 (56)6.1.1升力 (56)6.1.2阻力 (58)6.2 飞机极曲线估算 (60)6.3 起飞着陆性能估算 (62)6.3.1 起飞性能 (62)6.3.2着陆性能 (62)第七章飞机操纵系统设计与分析 (64)7.1飞机操纵系统分析 (64)7.2余度技术 (64)7.3本飞机操纵系统设计 (66)7.3.1采用的操纵系统简介 (66)7.3.2该操纵系统的工作原理 (67)7.3.3操作系统的某些具体设计情况 (68)第八章飞机费用分析 (69)8.1 研究、发展、试验与鉴定费用和生产费用分析 (69)8.1.1 兰德DAPCA IV 模型中工时、费用的组成 (70)8.1.2兰德DAPCA IV 模型中工时、费用的计算 (71)8.1.3兰德DAPCA IV 模型中工时计算修正的软糖系数 (73)8.1.4 兰德DAPCA IV 模型中的综合费率 (73)8.2 使用保障费用 (75)8.2.1 燃油费用 (75)8.2.2 空勤人员费用 (77)8.2.3 维护费用 (77)8.2.4 折旧费和保险费 (79)第九章三视图绘制 (80)前言随着美国F-22战斗机的服役，以及俄罗斯T-50战斗机的首飞，我国处于自身战略的需要以及面临的实实在在的威胁，必须要研制出自己的四代机，否则未来几十年只能任由其它国家的战机闯入我国的凌空。
我们正在无声无息的被四代机重重包围，如何突围，成了中国航空业和中国空军不得不面对的问题。
根据对21世纪战争的预测分析，作战模式将向空战一体化，信息化发展。
赋予战斗机的作战使命将进一步提升，要求战斗机取得“据对制空权”，具有远程奔袭和突防能力，“先敌发现，先敌进攻，先敌制胜”的能力将被赋予更加实际的涵。
具有更高的生存性，低可探测性（即隐身性能），超声速巡航，高机动性，超视距攻击将成为新一代战斗机的主要发展方向。
鉴于以上思想，我们以俄罗斯T-50为原型机，设计了适合新形势下我军作战要求的第四代战斗机。
第一章飞机设计要求1.1 任务计划书性能指标1.2发动机要求（1）推重比达到10以上；（2）应满足具有超音速巡航能力，发动机不开加力在高度11-13千米，飞机应能1.5～1.6Ma持续巡航飞行，及要求发动机不开加力使得最大推力要大；（3）为飞机提供短距起降和过失速机动能力（采用推力矢量喷管）；（4）有良好的隐身能力，发动机的红外和雷达反射信号特征尽可能小；（5）采用双余度全权限数字电子控制（FADEC）；（6）与第三代战斗机的发动机相比，零件数量减少40～60%，可靠性提高一倍，耐久性提高一倍；（7）寿命周期费用降低约25～30%。
1.3有效载荷武器载荷6000kg以上，驾驶员一名100kg.1.4任务剖面（1）起飞并加速到上升速度；（2）沿预定航向，以能达到最大任务航程的最佳发动机工作状态和速度程序上升到巡航高度。
（3）以最大航程的速度和高度巡航到离目标一定距离处（根据需要选定，大致可取200到500Km）;（4）加速并上升到超声速巡航的高度和速度（一般高度为10到14Km,速度为M1.4到1.6）；（5）以超声速巡航一定距离（如（3）所述200到500Km）;（6）利用中、远程制导武器攻击目标，作战时间一般不大于2分钟；（7）以超声速或亚音速退出战斗返航，飞行预定距离；（8）改变高度、速度至有利巡航的高度及速度；（9）带着陆余油到达基地上空。
1.4 概念草图▪正常式布局▪翼身融合的后掠翼布局▪倾斜式双立尾▪悬臂式中单翼▪二维矢量喷管▪双发发动机，机腹进气，S型进气绘制草图如下：第二章总体参数估算2.1起飞重量的计算2.1.1飞机起飞重量的构成以及近似计算过程的框图如下：W0为飞机的起飞总重，它由以下几部分组成：e f p W W W W ++=0)(eq en st f p W W W W W ++++=Wp 为有效载荷(含乘员)重量Wf 为燃油重量，包括任务燃油(可用燃油)、备份燃油(安全余油)及死油三部分；We 为空机重量，主要包括结构(机体、起落架、操纵系统等)重量、动力装置重量及设备重量三部分； 因为：e f p W W W W ++=00000)/()/(W W W W W W W e f p ++=e f p W W W W ++=0/(00)/W W所以：000//1W W W W W W e f p--=其中：0/w w f 、0/w w e 分别称为燃油重量系数、空机重量系数。
在有效载重Wp 已知的情况下，求出空机重量系数0/w w e 和燃油重量系数 0/w w f (或燃油重量f W )，就可求出0W 。
P W 为有效载荷(含乘员)重量，共6000kg+100kg(单人体重)=6100kg e W 为空机重量，主要包括结构(机体、起落架、操纵系统等)重量、动力装置重量及设备重量三部分,约12000千克；Wp 基本与0W 无关，f W 和e W 与0W 有关。
2.1.2空机重量系数W e /W 0的计算空机重量系数W W e采用统计方法给出，其值大致为0.3 ~ 0.7，其中战斗机为0.50 ~ 0.65，喷气运输机为0.45~0.55。
W W e随飞机起飞重量的增加而减小。
对于用常规金属材料制造的飞机，可以得到0W W e的拟合公式C e W A W W 00/⋅=由于W W e随起飞重量的增加而减小，所以C<0。
采用变后掠翼时，W W e会增加；采用先进复合材料结构时，W W e会减小。
按照军用货机/轰炸机类飞机计算取13.00034.2/-⋅=WW W e2.2 发动机的耗油率C发动机的耗油率C 较易确定：若是现有发动机，则按发动机手册给出的值代入；若是待定发动机，则可以按典型的统计值代入： 发动机类型巡航耗油率待机耗油率涡轮喷气0.9(1/h) 0.8(1/h)低涵道比涡扇0.8(1/h) 0.7(1/h)高涵道比涡扇0.5(1/h) 0.4(1/h)2.3 升阻比L/D升阻比是气动效率的衡量。
在方案设计初期，升阻比L/D只能按照统计方法估算。
亚音速时，升阻比L/D直接取决于2个设计因素：机翼翼展（或展弦比）和浸湿面积——机翼翼展（或展弦比）决定诱导阻力的大小，而浸湿面积决定摩擦阻力的大小。
或者可以认为升阻比L/D取决于1个设计因素：浸湿展弦比。
浸湿面积比机翼展弦比浸湿面积翼展的平方浸湿展弦比==机翼面积浸湿面积浸湿面积比=估算阶段取浸湿面积比为0.52L/D 最大(最大升阻比)时气动效率最高。
不同飞行状态需要不同的升阻比L/D ： 最大航程 最大航时喷气飞机0.866(L/D )max(L/D )max螺桨飞机 L/D )max 0.866 (L/D )max由浸湿面积比估算出L/D 约为132.4 燃油重量系数W f /W 0飞机所需要的燃油量，取决于飞行任务(航程/活动半径)、飞机外形(气动特性)、发动机特性(耗油率、推力)及飞行状态(速度、迎角)等。
fW 或0W W f一般不能采用统计方法给出(误差太大)，通常用飞行剖面分析法来确定，不同飞行剖面的耗油量是不同的。
对于有集中载荷投放的任务剖面，例如空战/轰炸任务剖面，则必须首先计算出飞机在各飞行阶段消耗的燃油重量：xi W W W W ii i fi ,...,2,111=⋅⎪⎪⎭⎫⎝⎛-=-然后计算出总的任务燃油重量：∑==xi fifm W W 12.4.1飞机的典型任务剖面在相关规中，规定了不同种类飞机的典型任务剖面。
如GJB34-85《有人驾驶飞机飞行性能和图表资料》中规定了18种典型任务剖面及12种最大效能任务剖面。
不同类型的飞机适用不同的任务剖面。
(1) 发动机启动、暖机、滑行及起飞97.001=W W (统计值)()0101103.0197.011W W W W W f =⨯-=⋅⎪⎭⎫ ⎝⎛-= (2) 爬升至巡航高度985.012=W W (统计值)()021220143.0985.097.01985.011W W W W W f=⨯⨯⨯-=⋅⎪⎭⎫ ⎝⎛-=(3) 巡航(Breguet 航程方程))/(exp/23D L v CR W W ⋅⋅-=其中R=1,800km=4，C =0.85(l/h)=0.0002361 (l/s)，v =1350/3.6 m/s =375m/s ，L/D =13，0.866（L/D ）=11.258。
905.0)10066.0exp(13866.0375*******.01800000exp)/(exp/23=-=⨯⨯⨯-=⋅⋅-=D L v C R W W (4) 作战阶段DL CE W W /exp/34⋅-=E(待机或续航时间)取20min 即1200s C =0.85(l/h)=0.0002361 (l/s) L/D =139784.0)02179.0ex p(130002361.01200ex p/ex p/34=-=⨯-=⋅-=DL CE W W(4)返航)/(ex p/45D L v CR W W ⋅⋅-=其中R=1,800km=4，C =0.85(l/h)=0.0002361 (l/s)，v =1350/3.6 m/s =375m/s ，L/D =13，0.866（L/D ）=11.258。