飞机总体大作业——四代机设计方案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。
飞机机身设计总结范文
在航空工业的发展历程中，飞机机身设计始终占据着核心地位。
它不仅是飞机整体性能的关键，更是航空科技水平的体现。
以下是对飞机机身设计的一次总结，旨在梳理设计理念、技术要点及其在航空工业中的重要性。
一、设计理念1. 结构安全：机身设计首先要确保结构安全，即具备足够的强度和刚度，能够承受飞行过程中的各种载荷。
2. 轻量化：在满足结构安全的前提下，机身设计追求轻量化，以降低飞机自重，提高燃油效率。
3. 舒适性：为乘客提供舒适的乘坐环境，包括宽敞的客舱空间、良好的通风和噪声控制。
4. 环保：采用环保材料，降低排放，实现绿色航空。
二、技术要点1. 材料选择：机身材料主要包括金属、复合材料和陶瓷等。
金属具有较高的强度和刚度，但密度较大；复合材料具有高强度、低密度、耐腐蚀等特点，是现代飞机机身设计的主要材料。
2. 结构布局：机身结构布局需考虑载荷分布、部件连接、维修方便等因素。
常见的布局有单通道、双通道、三通道等。
3. 空气动力学设计：机身设计要满足空气动力学要求，降低阻力，提高燃油效率。
这包括机身形状、表面处理、翼身融合等技术。
4. 热防护设计：机身在飞行过程中会遭受高温和辐射，需采用热防护材料和技术，如隔热层、涂层等。
5. 电气系统设计：机身内部电气系统需满足飞行、通信、导航等需求，设计时要考虑布线、设备布局、散热等问题。
6. 维修性设计：机身设计要便于维修，提高飞机的可用性和可靠性。
这包括结构设计、部件连接、维修工具等。
三、重要性1. 提高飞行性能：合理的机身设计可降低阻力，提高燃油效率，缩短飞行时间。
2. 降低制造成本：轻量化设计可降低材料成本，简化制造工艺，提高生产效率。
3. 提高舒适性：宽敞的客舱空间、良好的通风和噪声控制可提升乘客体验。
4. 增强环保性：采用环保材料和设计，降低排放，实现绿色航空。
总之，飞机机身设计是航空工业的核心技术之一。
在设计过程中，需充分考虑结构安全、轻量化、舒适性、环保性等因素，以提高飞行性能、降低制造成本，满足现代航空工业的发展需求。
四轴飞行器设计毕业设计论文
目录第一部分设计任务与调研 (1)1研究背景 (1)2毕业设计的主要任务 (1)第二部分设计说明 (2)1理论分析 (2)2设计方案 (6)2.1 微控制器的选择 (6)2.2 无线模块的选择 (7)2.3 其他模块图片 (9)第三部分设计成果 (10)第四部分结束语 (11)第五部分致谢 (12)第六部分参考文献 (13)第一部分设计任务与调研1研究背景四轴飞行器具备VTOL(Vertical Take-Off and Landing，垂直起降)飞行器的所有优点，又具备无人机的造价低、可重复性强以及事故代价低等特点，具有广阔的应用前景。
可应用于军事上的地面战场侦察和监视，获取不易获取的情报。
能够执行禁飞区巡逻和近距离空中支持等特殊任务，可应对现代电子战、实现通信中继等现代战争模式。
在民用方面可用于灾后搜救、城市交通巡逻与目标跟踪等诸多方面。
工业上可以用在安全巡检，大型化工现场、高压输电线、水坝、大桥和地震后山区等人工不容易到达空间进行安全任务检查与搜救工作，能够对执行区域进行航拍和成图等。
因此，四轴飞行器的研究意义重大。
2毕业设计的主要任务本设计基于Arduino平台的四轴飞行器，包括Arduino最小系统、传感器模块、供电模块、电机驱动模块、蓝牙通讯模块等部分组成。
通过Arduino最小系统采集各传感器模块的数据并进行分析，将处理结果送入电机驱动模块进行姿态调整，实现四轴平稳飞行，系统框图如下：图1 系统框图第二部分设计说明1理论分析设计一个基于Arduino开源硬件平台的最小系统板，采集传感器的数据，传递给主芯片，芯片通过具体算法得出数据调整翼动部分实现水平。
下面将分析一种常见的四轴飞行器姿态解算方法，Mahony的互补滤波法。
此法简单有效，先定义Kp，Ki，以及halfT 。
Kp，Ki，控制加速度计修正陀螺仪积分姿态的速度halfT ，姿态解算时间的一半。
此处解算姿态速度为500HZ，因此halfT 为0.001#define Kp 2.0f#define Ki 0.002f#define halfT 0.001f初始化四元数float q0 = 1, q1 = 0, q2 = 0, q3 = 0;定义姿态解算误差的积分float exInt = 0, eyInt = 0, ezInt = 0;以下为姿态解算函数。
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。
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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。
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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。
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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
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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
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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。
四轴总体设计方案
四轴部分流程讲解飞行器电源设计使用3.7V充电锂电池作为电源，3.7V电压经过AMS117降压到3.3V。
四个电机采用空心杯820、USB接口模块需要3.7V电压供电，主控系统的STM32F103V、姿态传感器、无线通信、串口模块需要稳定的3.3V电源。
其中330mH电感L1在回路电路中起着消除系统运行产生的磁通量，保证电源的稳定；C6和C9两个100uF的大电容分别放在稳压芯片的输入和输出两端起着滤波的作用。
MPU6050是集三轴加速度计和三轴陀螺仪与一起的姿态传感器，MPU6050跟MCU 直接采用400Hz的I2C协议传输数据。
MPU6050与MCU之间连接只需两根线，一跟是I2C时钟线SCL与MCU的PIO0_22引脚连接，另一根I2C数据线SDA与MCU的PIO0_23引脚连接。
3个10K上拉电阻R20、R21、R22是为了增强驱动能力，MPU6050的七位设备地址是b110100x，最后一位是通过AD0管脚的电平来确定，本设计接的是地，所以设备地址是b1101000。
MPU6050主要接口是两个引脚，一个是I2C数据线SDA引脚，一个是I2C时钟线SCL引脚。
本次所采用的电机是空心杯820直流有刷电机，电机采用3.7V电源供电，，电机的一端接电源正级，负极端接MOS管，MOS管通过飞行器MCU的PW M来控制它的开启与关闭从而控制电机转速。
四个电机驱动的PWM分别于M CU的PIO0_0、直流有刷电机驱动采用此MOS管，其特性曲线如图3-12所示，由图可知，它的开启电压为1V，当Vgs=2V时其最大的工作电流可以达到4A，完全能达到本次设计要求；D2反向二极管防止电机断电之后继续转产生的电流击穿MOS管，起着保护MOS管的作用；R12为单片机I/ O口的限流电阻；R14为下拉电阻，防止单片机上电之后IO口为高电平时电机转动。
NRF24L01无线通信模块的通信距离在不接天线时能达到30M左右，跟MCU之间采用1MHz的SPI通信协议进行传输，模块与模块之间采用2.4G无线网络频段通信，。
四轴毕业设计
四轴毕业设计四轴毕业设计一、引言四轴毕业设计是一项极具挑战性的任务，它要求学生将理论知识与实践技能相结合，设计并制造出一架能够稳定飞行的四轴飞行器。
本文将探讨四轴毕业设计的重要性、设计过程中的关键问题以及可能的解决方案。
二、背景随着无人机技术的快速发展，四轴飞行器成为了热门的研究领域。
它具有灵活性高、操控性好等优点，被广泛应用于航拍、农业、救援等领域。
因此，通过参与四轴毕业设计，学生能够深入了解无人机的原理和设计过程，为未来从事相关工作打下坚实的基础。
三、设计过程1. 需求分析在开始设计之前，需要明确设计的目标和需求。
这包括飞行器的最大飞行高度、飞行时间、负载能力等。
通过分析需求，可以为后续的设计和测试提供指导。
2. 组件选择四轴飞行器的设计涉及到多个组件的选择，包括电机、电调、飞控、传感器等。
在选择组件时，需要考虑其性能、可靠性和兼容性。
同时，还需要注意组件的价格和供应渠道，以确保项目的可行性。
3. 结构设计四轴飞行器的结构设计是关键的一步。
它包括框架设计、螺旋桨安装、电池固定等。
设计师需要考虑飞行器的稳定性、重心位置以及对外界干扰的抵抗能力。
通过使用CAD软件进行三维建模和仿真，可以在设计阶段尽早发现问题并进行改进。
4. 控制系统设计四轴飞行器的控制系统是实现稳定飞行的关键。
它包括姿态控制、高度控制、位置控制等。
设计师需要选择合适的控制算法，并将其实现在飞控硬件上。
同时，还需要进行系统调试和参数优化，以提高飞行器的性能和稳定性。
5. 飞行测试设计完成后，需要进行飞行测试来验证设计的可行性和性能。
测试过程中，需要注意安全问题，并进行数据记录和分析。
根据测试结果，可以对设计进行改进和优化，以达到预期的飞行效果。
四、关键问题与解决方案1. 稳定性问题四轴飞行器的稳定性是设计中的一个重要问题。
通过使用加速度计、陀螺仪和气压计等传感器，可以实时检测飞行器的姿态和位置，从而进行控制调整。
此外，使用PID控制算法可以对姿态进行稳定控制。
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：前言 (3)第一章飞机设计要求 (4)任务计划书性能指标 (4)发动机要求 (4)有效载荷 (5)任务剖面 (5)概念草图 (6)第二章总体参数估算 (7)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)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)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)飞机升阻特性估算 (20)2.5.1确定最大升力系数 (20)2.5.2估算零升阻力系数C D0及阻力系数C D (21)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内涵。
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任务计划书性能指标发动机要求（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～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%。
飞机总体大作业——四代机设计方案3
草图如下:●尾翼的功用，组成和设计要求：尾翼的功用：保证飞机的稳定性和操纵性。
尾翼的组成：平尾（前翼）：水平安定面，方向舵。
垂尾：垂直安定面，升降舵。
尾翼的设计要求：按设计要求。
平尾参数的选择：平尾设计，主要根据平尾尾容量(平尾静面矩系数)确定其主要几何参数。
平尾尾容量为4.4起落架设计4.4.1起落架形式的选择：①．本机为高速飞机，故用可收放式起落架。
②．现代高速飞机一般都采用前三点式起落架，所以我们也采用前三点式。
③．本机采用的上单翼，起落架不易安装在机翼上，故起落架安装在机身上；本机采用的是宽体机身，能保证起落架有足够的收缩空间。
4.4.2起落架主要参数的确定●停机角Ψ通常取：︒→︒=ψ40，其最佳值应使飞机滑跑时迎面阻力最小，以缩短起飞滑跑距离。
本机的停机角Ψ=1°。
●着地角φ本机的着地角取︒=15ϕ●防后倒立角γ原则：γ角不能过小，防止发生尾部倒立事故；也不能过大，过大会使前轮伸出量减小，造成前轮载荷过大，起飞时抬前轮困难，致使起飞滑跑距离延长。
()︒︒+=2~1ϕγ （前苏联）︒=15γ（美国）我们采用前苏联的标准，15 1.516.5γ︒︒︒=+=●前、主轮距b原则：前轮所承受的载荷为起飞重量6%～12%；(0.3~0.4)b L =机身；要与防后倒立角γ相协调。
由机身估算知机身长度为18.9米，故b 应取值5.67～7.56m 之间，考虑到 要与防后倒立角相协调，本机取b=6.5m 。
选择前轮伸出量a 的条件是保证停机时前轮上承受的载荷为飞机重量的 6%～12%。
机身初次估算让前轮承受载荷为飞机重量的10%。
前轮伸出量 a=0.9b=5.85m 主轮伸出量 e=0.1b=6.50m ●起落架高度h原则：根据防后倒立角和着地角确定；考虑在机体上的安装和收藏位置的需要；地面与飞机之间距离不小于200～250mm.初步估算取起落架高度h=2.00m ●起落架宽度 B原则：按飞机起飞、着陆以及在地面滑行时的稳定性，越宽越好；主要决定于飞机重心距地面的高度h ，最小的主轮距应该满足不致使飞机向侧向翻倒的要求。
F4战斗机课程设计
F4飞机气动估算及飞行性能计算1课设的历史背景起因：1965年4月9日美国四架F-4B 飞机入侵我海南岛，我人民解放军空军英勇迎击。
过程：敌机惊慌失措，仓皇发射导弹，结果击落自己飞机，坠落于海南岛地区。
结果：敌机残骸打捞后，根据上级指示，西北工业大学师生对F-4B 的残骸进行了测绘、分析研究工作2飞机的基本情况和数据一 飞机气动特性估算飞机翼型资料：该机机翼为悬臂式下单翼。
翼根翼型为NACA 0006.4-64(修形)、机翼折线处为NACA 0004-64、翼尖为NACA 0003-64(修形)。
前缘后掠角45°，平均相对厚度5.1％，翼尖相对厚度3％，安装角1°，外翼上反角12°。
翼型主要为对称翼型. 飞机升力主要由机翼，机身，平尾三部分影响，因此估算L C 通常分别按照这三部分分别计算再进行叠加而成。
1，计算不同马赫数下的升力线斜率，并绘出不同马赫数下 的升力特性曲线第一部分：翼身组合体的升力估算单独机翼的升力估算：由此公式查表得到。
=λ其中展弦比 2.792.1%1.035λ== 11212tan 0.784tan =2.188c ==0.18x x λξη=弦线后掠角 那么、机翼相对厚度 =5.1%1尖削比=52ηχ=0梯形比 5.48前缘后掠角外露机翼升力系数再考虑机身的影响后要进行修正，具体公式见指导资料。
翼身组合体考虑机身影响后，修正系数2d f 1.071+ 1.495l ⎛⎫== ⎪⎝⎭估算数据如下：第二部分 机身的升力估算机身升力由头部和尾部两部分组成，对于圆柱状机身有：,,0.035(1)L sh L t w k C C ααηξ=--其中： ,L sh C α 机身的升力线斜率 ,L t C α 头部产生的升力线斜率 w η 尾部收缩比 wη=0k ξ 修正系数，可取0.15-0.20。
考虑经验不足所以我取中间，kξ=0.18,L t C α可按公式,=f ,zh L tt t C αλλ⎫⎪⎪⎝⎭查图4曲线得到。
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。
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。
《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．
四翼飞行器设计与实现
四旋翼飞行器设计与实现一、四旋翼飞行器的结构设计四旋翼飞行器采用四个旋翼作为飞行的直接动力源，旋翼对称分布在机体的前后、左右四个方向，四个旋翼处于同一高度平面，且四个旋翼的结构和半径都相同，旋翼 1 和旋翼 3 逆时针旋转，旋翼 2 和旋翼 4 顺时针旋转，四个电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间空间安放飞行控制计算机和外部设备。
四旋翼飞行器的结构形式如图 1.1 所示。
二、工作原理四旋翼飞行器是通过调节四个电机转速来改变旋翼转速，实现升力的变化，从而控制飞行器的姿态和位置。
由于飞行器是通过改变旋翼转速实现升力变化，这样会导致其动力不稳定。
所以需要一种能够长期保稳定的控制方法。
四旋翼飞行器是一种六自由度的垂直升降机。
因此，非常适合静态和准静态条件下飞行。
但是四旋翼飞行器只有四个输入力，同时却有六个状态输出。
所以它又是一种欠驱动系统。
电机 1 和电机 3 逆时针旋转的同时，电机 2 和电机 4 顺时针旋转。
因此当飞行器平衡飞行时，陀螺效应和空气动力扭矩效应均被抵消。
四旋翼飞行器在空间共有 6 个自由度(分别沿 3 个坐标轴作平移和旋转动作)，这6 个自由度的控制都可以通过调节不同电机的转速来实现。
基本运动状态分别是：(1)垂直运动；(2)俯仰运动；(3)滚转运动；(4)偏航运动；(5)前后运动；(6)侧向运动。
在图（a）中，电机 1 和电机 3 作逆时针旋转，电机 2 和电机 4 作顺时针旋转，规定沿 x 轴正方向运动称为向前运动,箭头在旋翼的运动平面上方表示此电机转速提高，在下方表示此电机转速下降。
(1)垂直运动：垂直运动相对来说比较容易。
在图中, 因有两对电机转向相反，可以平衡其对机身的反扭矩；当同时增加四个电机的输出功率,旋翼转速增加使得总的拉力增大；当总拉力足以克服整机的重量时,四旋翼飞行器便离地垂直上升；反之，同时减小四个电机的输出功率，四旋翼飞行器则垂直下降，直至平衡落地，实现了沿 z 轴的垂直运动。
成飞第四代战斗机总体设计及气动特点初步分析
机身采用类似F22的紧凑形肋下进气方式，横截面积小，机身长宽比较大，有利于超音速减阻。而且机身浸润面积小，翼面积相对机身截面积比例较大，浸润面积展弦比较大，前者利于超音速减阻，后者利于亚音速提高巡航升阻比。这点和F22的设计相似。肋下进气道带有复合弯道，由于DSI鼓包的遮挡作用，S弯不需很大就能遮住叶片，这样对机内空间利用和结构设计均有利，进气道设计也简单些。尾部采用较为紧凑的窄尾设计，亦对超音速尾部减阻有利。机头带棱边，隐身的同时大迎角能拉出脱体涡，可改善鸭翼的流场，对鸭翼的升力非线性和配平能力均有利。机身上下表面平整光滑，类似F22，比T50优越的多。
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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)任务计划书性能指标 (4)发动机要求 (5)有效载荷 (5)任务剖面 (5)概念草图 (6)第二章总体参数估算 (7)起飞重量的计算 (7)飞机起飞重量的构成 (7)空机重量系数W e/W0的计算 (9)发动机的耗油率C (10)升阻比L/D (11)由浸湿面积比估算出L/D约为13 (13)燃油重量系数W f/W0 (13)飞机的典型任务剖面 (14)计算燃油重量系数W f/W0 (16)全机重量计算 (16)飞机升阻特性估算 (19)确定最大升力系数 (19)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 (21)2．7 翼载荷的确定 (23)第三章总体方案设计 (25)总体布局选择 (25)方案一：总体布局为三翼面布局 (25)方案二：总体布局为正常式布局 (25)机身布局 (25)发动机的类型、数目和布置： (26)进气道布置 (26)机翼布局 (27)尾翼布局 (27)起落架型式 (28)隐身设计 (28)第四章部件设计 (29)机翼设计 (29)机翼具体参数的确定： (29)机翼的气动力特性 (33)机翼的增升装置和副翼 (34)机身设计 (38)尾翼及其操纵面的设计 (40)起落架设计 (42)起落架形式的选择： (42)推进系统的选择与设计 (45)发动机设计 (45)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)重量细分 (52)重量校验 (52)重心位置的估算 (53)各部件重心的选取 (53)重心定位 (54)飞机升阻力特性估算 (56)升力 (56)阻力 (58)飞机极曲线估算 (60)起飞着陆性能估算 (62)起飞性能 (62)着陆性能 (62)第七章飞机操纵系统设计与分析 (64)飞机操纵系统分析 (64)余度技术 (64)本飞机操纵系统设计 (66)采用的操纵系统简介 (66)该操纵系统的工作原理 (67)操作系统的某些具体设计情况 (68)第八章飞机费用分析 (69)研究、发展、试验与鉴定费用和生产费用分析 (69)兰德DAPCA IV 模型中工时、费用的组成 (70)兰德DAPCA IV 模型中工时、费用的计算 (71)兰德DAPCA IV 模型中工时计算修正的软糖系数 (73)兰德DAPCA IV 模型中的综合费率 (73)使用保障费用 (75)燃油费用 (75)空勤人员费用 (77)维护费用 (77)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内涵。
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任务计划书性能指标发动机要求（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～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%。
有效载荷武器载荷6000kg以上，驾驶员一名100kg.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,速度为到）；（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。
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0W W e 采用统计方法给出，其值大致为 ~ ，其中战斗机为~ ，喷气运输机为~。
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0W W e 随起飞重量的增加而减小，所以C<0。
采用变后掠翼时，0W W e 会增加；采用先进复合材料结构时，0W 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 e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，则可以发动机类型 巡航耗油率 待机耗油率 涡轮喷气 (1/h) (1/h) 低涵道比涡扇 (1/h) (1/h) 高涵道比涡扇 (1/h) (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L/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最大航程最大航时喷气飞机(L/D)max(L/D)max螺桨飞机L/D)max (L/D)max由浸湿面积比估算出L/D 约为13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范中，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))/(ex p/23D L v CR W W ⋅⋅-=其中R=1,800km=4，C =(l/h)= (l/s)，v =1350/3.6 m/s =375m/s ，L/D =13，（L/D ）=。
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 =(l/h)= (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 =(l/h)= (l/s)，v =1350/3.6 m/s =375m/s ，L/D =13，（L/D ）=。
905.0)10066.0exp(13866.0375*******.01800000exp)/(exp/45=-=⨯⨯⨯-=⋅⋅-=D L v C R W W(6) 着陆995.056=W W (统计值)此处我们忽略了下降段，而认为巡航段结束于下降段，并把下降段所飞过的水平距离作为航程的一部分。