飞机总体大作业——四代机设计方案2

取,
0025.0=fe
C S 浸湿/S 参考=3。

2
参考
浸湿
S S C C fe
D =0
=0。

0025×3。

2=0.008
20
201L
D L
D D C Ae C KC C C π+=+=
其中：C D0 为零升阻力(废阻力）系数，C L 为升力系数；K 为诱导阻力
因子，A 为机翼展弦比,e 为奥斯瓦尔德效率因子。

3
.2,1==A Ae K π 其中
0.680.154.61(10.045)(cos ) 3.1
LE e A =-Λ-
=4。

61（1—0。

045×2。

30.68）(cos42°）0.15-3。

1 ＝0。

9596 亚音速下
（L/D ）max =0。

5(Ae/C D0）0。

5=14。

7
2．6推重比的确定
T/W 直接影响飞机的性能.一架飞机的T/W 越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能够达到的最大速度也越高,转弯角速度也越大。

另一方面，发动机越大，执行全部任务中的油耗也越多，从而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。

T/W 不是一个常数.在飞行过程中,随着燃油消耗，飞机重量在减小。

另外，发动机的推力也随高度和速度变化.
当提到飞机的推重比时,通常指的是在海平面静止状态（零速度）和标准大气条件下、而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。

对于战斗机,另一个常被提到的推重比是格斗（作战）时的推重比 影响起飞推重比的主要性能指标有：
(1) 起飞性能 (2) 最大平飞速度 (3) 加速性 (4) 巡航性能 (5) 爬升性能 (6) 盘旋性能 (7) 最小平飞速度
推重比估算的几点说明：
1 为满足各个性能指标的要求，需根据各个性能指标所确定的推重比的最大值来确定全机的推重比.
W确定的情况下,可以由起飞性能要求(起飞滑跑距离）来
2 在起飞翼载荷S
T.
估算起飞推重比
W
T也可以用统计方法给出。

3 起飞推重比W
T=0.9 ，W＝27648 kg
（1）在空中格斗时：
W
所以T＝24883kg
T＝0。

6 , W＝27648 kg
(2) 在其他的状况下：W
所以T＝16589 kg
鉴于我们设计喷气式战斗机技术要求，故我们可以取飞机的推重比为0.75.
我们已经估算得飞机的重量（W)是27648千克
T＝0。

75 W＝27648 kg
W
所以T＝20736 kg
在空中格斗时：A＝0。

648， C＝0。

594， M=2.3， W＝28720 kg
C
⨯
=
T⨯
W
M
A
.0
594
⨯
=
28720⨯
3.2
648
.0
=30522kg 同理在其他的状况下 ：
A ＝0.514, C ＝0。

141， M=2。

3， W ＝28720 kg
C M A W T ⨯⨯=
=141.03.2514.028720⨯⨯
=16601kg
鉴于我们设计战斗机的技术要求：
我们根据黄金分割定律可得，其推力可近似计算： 21918382.030522618.016601=⨯+⨯=T kg 5 有些性能指标既与起飞推重比W
T 有关，也与起飞翼载荷S
W
有关,因此
起飞推重比W
T
和起飞翼载荷S
W
不是两个相互独立的参数，一般不能独立求解,
需要一起进行优化。

综上所述我们可以近似算得推力T ＝21918kg
故推重比为W
T
=21918/27648=0.793
2．7 翼载荷的确定
◆ 根据失速速度确定翼载荷:
飞机水平飞行时，升力等于飞机的重量.在失速速度下水平飞行时,飞机处于最大升力系数状态。

因此,可得到
max 22
1
L s SC L W ρυ==
所以，翼载荷表达式为
max 22
1
L s C S W ρυ= 初步估算时,根据任务要求及参考样机,我们取失速速度=140km/h=38。

9m/s,最大升力系数取典型值2.6。

代入数据计算得翼载荷W/S=380. ◆ 根据机动过载确定翼载荷:
在给定过载系数时所允许的最大翼载计算公式为：
2max 2
1ρν⨯=n C S W L 代入各具体参数，并将格斗时的翼载荷换算为起飞翼载荷，最后计算得起飞翼载
荷为420。

◆ 根据升限确定翼载荷：
在升限高度上，平飞时升力等于重量W ，即
W SC L L zj H H ==
22
1υρ 所以翼载荷的表达式为 L zj H C S W 2
2
1υρ= 在给定的升限高度处，查出各参数值，代入上式求得满足升限的翼载荷为413。

◆ 根据航程确定翼载荷：
为了达到最大的航程，翼载荷的选取必须使巡航条件下有高的升阻比L/D 。

对于喷气式飞机,在零升阻力等于诱导阻力3倍时的飞机状态下达到最大航程,由此可导出为优化喷气式飞机航程而选择翼载荷的公式，即
3/2
102
D AeC S W πρυ= 将具体数据代入上式求得航程最大时的翼载荷为459。

◆ 根据航时确定翼载荷：
为了达到最大的巡航时间,翼载荷的选取应提供一个高的升阻比D
L 。

对于喷
气式飞机，最优待机是在最大D
L
条件下取得。

02
2
1D AeC S W πρυ=＝471。

◆ 翼载荷的选取:
选取其中的最小值作为飞机的翼载荷380。

第三章 总体方案设计
3。

1总体布局选择
3.1.1方案一：总体布局为三翼面布局
三翼面布局的优点： （1）综合了常规和鸭式布局的优点,有可能得到很好的气动力特性,特别是操纵性和配平特性.
（2)使气动载荷分配更加合理,从而可以减轻机翼上的载荷,减轻结构重量。

(3）增加一个前翼多了一个安定面和操纵面，可以大大提高飞机的操纵性与稳定特性，特别是在大迎角时增加了最大升力,提供足够的低头恢复力矩。

(4）采用三翼面布局一定程度上可以减小水平尾翼的面积与其相应的结构重量.
三翼面布局的缺点：
增加一个翼面及其操纵系统使得结构复杂性有所增加,零升阻力和重量也稍有增加.需要注意的是,三翼面布局的优点主要来源于旋涡的有利干扰,但在大迎角增大到一定程度,旋涡会发生破裂,导致稳定性和操纵性的突然变化,以及气动力的非线性的产生.另外，鸭面及其偏度对大迎角的稳定性和操纵性也有很大影响。

3.1。

2方案二：总体布局为正常式布局
①配平能力强：平尾升力可上可下。

②为保证纵向静稳定性,全机焦点应落在全机重心之后。

③为保证纵向静操纵性，机翼安装角应大于平尾安装角,即机翼迎角应大于
平尾迎角，也即要求机翼先失速，尾翼后失速。

④从亚音速到超音速，焦点后移量大，操纵困难.
⑤机翼的下洗对平尾有不利的影响,布置不当配平阻力较大。

我们所设计的飞机采用了矢量推力发动机,不完全靠气动外形控制飞机,且为了突出隐形效果,综合各种考虑，我们设计的飞机选择了方案二
3。

2机身布局
选用机身布局为宽机身布局加翼身融合布局。

在隐身要求的前提下，外部副油箱与导弹等武器均需放置于机身内部，在不影响有效载荷的情况下，宽机身成为必然选择。

采用翼身融合体具有如下优点:
（1）减少了雷达散射截面积, 提高了飞机隐身性能，这是因为融合消除了机身与机翼角反射区的强反射。

(2）在机翼、机身结合处, 能提供更大的结构高度, 减轻质量, 同时还可以增加机身内部的容积，飞机将武器与外挂都装入机身内，提高了
隐身效果。

(3）部分地改进了气动特性, 由于翼身融合机体增加了边条,提高了飞机大迎角时的升力，改善了大迎角的气动特性；并且，翼身融合飞
机的焦点前移，减少了静稳定度，更便于实施主动控制，有利于机
动飞行。

中单翼偏上，机身上部与机翼融合在一起。

机身侧面与垂尾平面平行，使反射波避开雷达威胁的主要方向。

机身下部基本为平面，有武器舱门.在进气口以前的前机身截面下部是向内倾斜的平面与垂尾平面平行，上部略带弧度,以便与座舱盖构成融合体.机头倾斜的平面在两侧形成棱边，大迎角时能保持左右旋涡的对称,进一步提高了大迎角时的飞行品质.机身采用超音速面积率进行优化外形设计。

3.3发动机的类型、数目和布置：
涡轮风扇发动机2台置于机身后部、二维矢量控制喷口.
推力矢量技术对战斗机的作用：（曲东牙:《推力矢量控制披术发展及关键技术分析》，《航空科学技术》2002.3)
（1）战斗机采用推力矢量控制技术后可显著改善其垂直，短距起降性能，以降低战斗机对机场的要求和减少对机场的依赖程度.
（2）战斗机采用推力矢量控制技术后可增大机动能力．提高空战效能.如F_22在采用推力矢量控制技术后，迎角20o时的最大滚转角速度由65/o s提高到110/o s，滚转360o的时间由lO。

5s减少到5。

7s。

（3）战斗机采用推力矢量控制技术后．可提高战斗机的隐身性能。

(4)战斗机采用推力矢量控制技术后可提高飞机的操作效率.采用二元喷
管推力矢量的飞机，由于其喷口距飞机重心远,推力矢量能提供较大的纵向操纵力矩，并且不随迎角变化.在二元喷管推力矢量用于横-航向操纵时，低速操纵效率可提高一倍，大迎角时尤为显著，非常有利于飞机的亚音速和超音速机动能力的提高.同时，二元喷管推力矢量便于用作反推力装置和飞行中的减速设计。

3。

2进气道布置
进气道设计的隐身性要求是要使入射波不能“直达"压气机，避免镜面反射。

为此我们选用低可探测型飞机广泛采用的S形进气管道.进气道唇口边缘在俯视平面前掠，其前掠角接近机翼后缘前掠角,侧视平面的后掠角与垂尾前缘平行。

这样不但减小了唇口反射波的强度,而且将反射波集中在飞机的少数几个反射波束中去，造成垂直于进气口口面的入射波完全被机身遮挡，从而使雷达在任何方向上均无法检测到来自进气口的强法向回波，在雷达探测的主方向起到减小RCS 的作用。

而且,当飞机受到雷达波从前—下-外入射进气口时，前身的唇边对于进气道的腔体可提供有效的遮挡，当飞机受到头向入射式，斜切的进气口只产生很弱的回波，腔体虽得不到机身及前伸唇边的遮挡,但其弯度较大的S形进气管道配合使用吸波材料可以有效的吸收进入腔体的入射波及从压气机返回的反射波.
3.3机翼布局
架设置在机身之内。

3。

4尾翼布局
尾翼布局：水平尾翼与垂直尾翼合并为V型翼。

3。

5起落架型式
起落架类型与布置：可收放式前三点起落架.
前三点式起落架的特点：
（1）具有起飞着陆时滑跑的稳定性。

（2)适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。

(3）飞行员座舱视界的要求较容易满足。

(4）可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。

（5）缺点是前轮可能出现前轮“摆振”现象。

3。

6隐身设计
隐身布局考虑:
(1）在飞机布局上，尽量采用翼身融合体结构，使机翼、机身平滑过渡，以减少容易产生电磁波反射的尖角、平面；双垂尾合并为V型倾斜尾
翼，使电磁波发散；把武器(包括导弹)携带在机内,不外露。

（2)采用涡轮风扇发动机, 使内外涵道的热、冷气体混合排出, 并加以处理，利用机身遮挡进气口，减少红外特征.
（3）减小RCS值; 屏蔽进气道和尾喷口.
（4) 表面涂覆雷达波吸收材料.
（5)采用S形进气道，防止发动机进气口直接暴露于对方红外探测器的监测下。

第四章部件设计
4。

1机翼设计
4。

1。

1机翼具体参数的确定：
NACA64A203
（修） F-105D
翼根
NACA65A005。

5
翼尖
NACA65A003.7 M2。

1
F —16A
基本翼NACA64A204
M2 F —106A
NACA0004—65 （修)弯前缘
M2
米格-19
ЦАГИ层流翼型翼根C —
12C 翼尖C —7C M1。

4
F —4B
翼根NACA0006。

4-64 翼尖NACA0003—64
M2。

4 米格—21
ЦАГИ层流翼型C-9C
M2 参考已知战斗机翼型，选取本机翼型为翼根NACA64A006,翼尖为NACA64A203,翼尖几何扭转—2度. ●根梢比λ
1）对气动诱导阻力的影响
▲根据Prandtl 机翼理论,当升力分布为椭圆形时，诱导阻力最小；当=2.5时,升力分布接近椭圆形,故许多低速飞机为2。

5左右.
2）对结构重量的影响
▲增加，可减轻机翼结构重量 3）对内部容积的影响
▲增加，有利于布置油箱和起落架 4）对于高速飞机
▲=3∼5,主要是从结构重量考虑 综合考虑以上因素,本机选取＝4。

●后掠角()x Λ
1)对气动特性的影响 ▲Λ增大,可以提高临Ma 界数，延缓
激
波
的
产
生;
▲Λ增大,波阻降低；
▲Λ增大，升力线斜率降低；▲Λ增大，最大升力系数降低；▲Λ增大,机翼升阻比k降低；2）对结构重量的影响
▲Λ增大，机翼结构重量增加.
3)对内部容积的影响
▲Λ过大，不利于布置起落架。

机翼后掠角经验曲线：
综合以上方面，本机采用后掠角54度。

●机翼的几何形状
●机翼的安装角、上反角和几何扭转
1)机翼安装角
统计得喷气客机一般选择1º～5。

3º，战斗机一般选择-1º～3。

6º.本机选择安装角0度。

2）机翼上反角
上反角的统计值
飞机类型
机翼位置
下单翼中单翼下单翼
择上反角0度。

●展弦比
设计要求翼展＝12.24m ，
机翼面积S =752
m ，
根梢比
t
r
C C =λ=4,对应尖削比η＝0。

25
机翼1/4弦线处的后掠角4/1Λ＝47.1°
机翼的几何展弦比：
S b A /2
= 所以
2
12/50 2.0A ==
●机翼的平均相对厚度 已知参数
λ＝4，跟弦r c t )/(＝0.06，尖弦t c t )/(＝0。

03，所以平均相对厚
度
1
)/()/(/++=λλt
r c t c t c t ＝0.054。

●机翼的容积
机翼油箱容积的计算:翼展85%以外的部分不能载油.机翼的理论最大容积的近似计算：
() 1.5
max max
0.5
c W W t c S V k A =，
()()max
224911C C W C k λλλλλλ+++=
+++，
机翼迎面根梢比t
r
)c /t ()c /t (λλ=C
，
计算得
c λ＝0.5，m ax W k ＝0.718,m ax W V ＝17。

81 m
初步估算实际可用油箱容积
()
()(
)
()
{}
2
22/12
1/1//54.0w w
w w
w r wf c t b S V λτλτ
λ+++=
其中t c t
)/(=0。

03,r
c t )/(=0.06，
w λ=4,()()r t w c t c t ///=τ,则实
际可用油箱容积3。

522 m 。

4.1。

2机翼的气动力特性
翼尖NACA64A203升阻曲线
翼跟NACA64A006升阻曲线
4.1。

3机翼的增升装置和副翼
●后缘襟翼
本机采用后退开缝式襟翼,最大偏转角50°.
●前缘襟翼
本机采用克鲁格襟翼。

●前后襟翼效果图
●副翼
s副s/一般取0.05～0。

07
①副翼面积与机翼面积之比
/一般取0.20~0.25
②副翼的相对弦长副b
③副翼的相对展长l副l/一般取0。

30～0.40
δ副一般取25°～ 30°
④副翼的最大偏角
本机选取副翼相对展长0。

30,相对弦长0。

25，最大偏角30°●机翼参数汇总
前缘后掠角54度前缘襟翼克鲁格襟翼
后缘后掠角10度
副翼相对展长0。

30，相对弦长0.25，最大偏角
30°
1/4弦线后掠
角
47.1度
安装角0度上反角0度
4。

2机身设计
●长细比λ
长细比的影响因素：
⑴机身长细比λ身对阻力的影响
机身的压差阻力和波阻，随λ增大而降低。

摩擦阻力随λ有可能增加.
长细比低速高亚音速超音速机身长细比6—9 8-13 10-20
头部长细比 1.2—2。

0 1。

7—2。

5 4-6
尾部长细比2—3 3-4 5—7
计的要求,参照已知飞机机身设计，本机采用宽机身设计，机身长细比定为7。

●机身的几何外形
根据设计要求，机身总长度为18。

9米.机头长5米，最宽处1。

5米，最高点2。

5米.机尾从距尾部5米处开始收缩。

考虑到扩大尾喷口宽度,降低尾喷口高度将有助于红外隐身的要求，定为尾部宽度4米，高度0。

25米.
●机身的头部特点
由于考虑隐身要求，本机采用菱形机头,边沿有0.05米的边条。

座舱位于机头最宽点且最高处.坐舱盖采用整体型风挡.驾驶员视角如图：
仪表板、显示器如图：
安全弹射离机通道如图：
4.3尾翼及其操纵面的设计
●尾翼的位置
水平尾翼的前后位置：
飞机的气动特性取决于各承力翼面的相对位置以及相对尺寸和形状，其中机翼是产生升力的主承力翼面，前翼、平尾等是辅助承力翼面.
760米。

我们飞机的垂尾设计参照F —16 的相关参数：
尾V A =1。

00 ＝尾V S 25.4625m。