......超音速巡航飛機(jī)

0.0025取

,

S浸濕

/S參考

=3.2

D

浸濕參考=0.0025×3.2=0.008C

C

2

C

0

Ae

C

2其中：C

為零升阻力廢阻力)系數(shù)，L

為升力系數(shù)；K為誘導(dǎo)阻力因子，A為機(jī)翼展弦比e奧斯瓦爾德效率因子。K其中

1,2.3Aee6

0.06

)LE

.1=4.61（1-0.0452.30.68）（cos42）0.15-3.1＝0.9596亞音速下（L/D=0.5(

Ae/C)0.5=14.72．6重比的確定T/W直接影響飛機(jī)的性能一架飛機(jī)的高，加速就越快，爬升也就越迅，夠達(dá)到的最大速度也越高，轉(zhuǎn)彎角速度也越。另一方，發(fā)動(dòng)機(jī)專業(yè).專

.......越大，執(zhí)行全部任務(wù)中的油耗也越多從而使完成設(shè)計(jì)任務(wù)的飛機(jī)的起飛總重增加。T/W不是一個(gè)常。在飛行過(guò)程，著燃油消，機(jī)重量在減。外，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力也隨高度和速度變化。當(dāng)提到飛機(jī)的推重比時(shí)，通常指的是在海平面靜止?fàn)顟B(tài)零速）和標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下且是在設(shè)計(jì)起飛重量和最大油門(mén)狀態(tài)下的推重比機(jī)，另一個(gè)常被提到的推重比是格斗(作戰(zhàn)時(shí)的推重比影響起飛推重比的主要性能指標(biāo)有：

對(duì)于戰(zhàn)斗

起飛性能最大平飛速度加速性巡航性能爬升性能盤(pán)旋性能最小平飛速度推重比估算的幾點(diǎn)說(shuō)明：1為滿足各個(gè)性能指標(biāo)的要求，需根據(jù)各個(gè)性能指標(biāo)所確定的推重比的最大值來(lái)確定全機(jī)的推重比。2在起飛翼載

S

確定的情況，可以由起飛性能要(飛滑跑距)來(lái)估算起飛推重比

。3起飛推重

也可以用統(tǒng)計(jì)方法給出。推重比的統(tǒng)計(jì)值專業(yè).專

.......飛機(jī)類型噴氣教練機(jī)噴氣戰(zhàn)斗機(jī)空中格斗飛機(jī))噴氣戰(zhàn)斗機(jī)(其它)軍用運(yùn)輸/轟炸機(jī)噴氣運(yùn)輸機(jī)

典型裝機(jī)推重比0.250.25(1)在空中格斗時(shí):T

=0.9W＝27648所以＝24883kg(2)在其他的狀況下所以＝16589

＝0.6W＝27648鑒于我們?cè)O(shè)計(jì)噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)技術(shù)要求故我們可以取飛機(jī)的推重比為0.75。我們已經(jīng)估算得飛機(jī)的重量（W）是27648千克

＝0.75W＝27648kg所以T＝207364起飛推重比T/W也可以用相關(guān)性能指標(biāo)統(tǒng)計(jì)給出的經(jīng)驗(yàn)公式來(lái)計(jì)算

=A

M

MAX

AC噴氣教練機(jī)噴氣戰(zhàn)斗機(jī)(空中格斗飛機(jī))噴氣戰(zhàn)斗機(jī)(其它)軍用運(yùn)輸/炸機(jī)噴氣運(yùn)輸機(jī)

0.4880.6480.5140.2440.267

0.7280.5940.1410.3410.363專業(yè).專

.......最大平飛速度M=2.3在空中格斗時(shí)：A＝0.648，＝0.594M=2.3W＝28720kg

287200.6482.3=30522kg

0.594同理在其他的狀況下：A＝0.514，＝0.141M=2.3，＝28720

=

0.514

=16601kg鑒于我們?cè)O(shè)計(jì)戰(zhàn)斗機(jī)的技術(shù)要求我們根據(jù)黃金分割定律可得其推力可近似計(jì)算：T0.618305220.382219185有些性能指標(biāo)既與起飛推重

有關(guān)，也與起飛翼載荷

S

有關(guān)，因此起飛推重比

和起飛翼載荷

S

不是兩個(gè)相互獨(dú)立的參數(shù)，一般不能獨(dú)立求解，需要一起進(jìn)行優(yōu)化。綜上所述我們可以近似算得推力T＝21918kg故推重比為

=21918/27648=0.7932．7翼載荷的確定根據(jù)失速速度確定翼載荷專業(yè).專

.S2122S2122......飛機(jī)水平飛行，升力等于飛機(jī)的重。在失速速度下水平飛行時(shí)飛機(jī)處于最大升力系數(shù)狀態(tài)。因此，可得到L所以，翼載荷表達(dá)式為

sLmaxWsLmax初步估算,根據(jù)任務(wù)要求及參考樣機(jī)我們?nèi)∈偎俣?140km/h=38.9m/s,最大升力系數(shù)取典型值2.6。代入數(shù)據(jù)計(jì)算得翼載荷W/S=380.據(jù)機(jī)動(dòng)過(guò)載確定翼載荷在給定過(guò)載系數(shù)時(shí)所允許的最大翼載計(jì)算公式為C1L2

2代入各具體參，并將格斗時(shí)的翼載荷換算為起飛翼載荷最后計(jì)算得起飛翼載荷為420據(jù)升限確定翼載荷在升限高度上，平飛時(shí)升力LHHzjL

L

H

等于重量W，即所以翼載荷的表達(dá)式為1在給定的升限高度處查出各參數(shù)值代入上式求得滿足升限的翼載荷為413據(jù)航程確定翼載荷為了達(dá)到最大的航程，翼載荷的選取必須使巡航條件下有高的升阻比。專業(yè).專

.......對(duì)于噴氣式飛機(jī)，在零升阻力等于誘導(dǎo)阻力3倍時(shí)的飛機(jī)狀態(tài)下達(dá)最大航程，由此可導(dǎo)出為優(yōu)化噴氣式飛機(jī)航程而選擇翼載荷的公式即/302將具體數(shù)據(jù)代入上式求得航程最大時(shí)的翼載荷為459。據(jù)航時(shí)確定翼載荷為了達(dá)到最大的巡航時(shí)，翼載荷的選取應(yīng)提供一個(gè)高的升阻比L

D

。對(duì)于噴氣式飛機(jī)，最優(yōu)待機(jī)是在最大

L

D

條件下取得。

＝4710載荷的選?。哼x取其中的最小值作為飛機(jī)的翼載荷380。專業(yè).專

.......第三章

總體方案設(shè)計(jì)3.1總體布選擇3.1.1方一：總布為翼布三翼面布局的優(yōu)點(diǎn)：綜合了常規(guī)和鴨式布局的優(yōu)點(diǎn)，有可能得到很好的氣動(dòng)力特性，特別是操縱性和配平特性。使氣動(dòng)載荷分配更加合理，從而可以減輕機(jī)翼上的載荷減輕結(jié)構(gòu)重量。增加一個(gè)前翼多了一個(gè)安定面和操縱面可以大大提高飛機(jī)的操縱性與穩(wěn)定特性，特別是在大迎角時(shí)增加了最大升力，提供足夠的低頭恢復(fù)力矩。（4）采用三翼面布局一定程度上可以減小水平尾翼的面積與其相應(yīng)的結(jié)構(gòu)重量。三翼面布局的缺點(diǎn)：增加一個(gè)翼面及其操縱系統(tǒng)使得結(jié)構(gòu)復(fù)雜性有所增加，升阻力和重量也稍有增。需要注意的，三翼面布局的優(yōu)點(diǎn)主要來(lái)源于旋渦的有利干擾但在大迎角增大到一定程度旋渦會(huì)發(fā)生破裂致穩(wěn)定性和操縱性的突然變化以及氣動(dòng)力的非線性的產(chǎn)生。另外，鴨面及其偏度對(duì)大迎角的穩(wěn)定性和操縱性也有很大影響。專業(yè).專

.......3.1.2方二：總體局正式局配平能力強(qiáng)：平尾升力可上可下為保證縱向靜穩(wěn)定性，全機(jī)焦點(diǎn)應(yīng)落在全機(jī)重心之后。為保證縱向靜操縱性，機(jī)翼安裝角應(yīng)大于平尾安裝，機(jī)翼迎角應(yīng)大于平尾迎角，也即要求機(jī)翼先失速尾翼后失速。從亞音速到超音速，焦點(diǎn)后移量大，操縱困難。機(jī)翼的下洗對(duì)平尾有不利的影布不當(dāng)配平阻力較。我們所計(jì)的飛機(jī)采了矢量力發(fā)動(dòng)機(jī)，不全靠氣外形控制飛，且了突出形效果，綜合各考慮，我們?cè)O(shè)的飛機(jī)擇了方案二3.2機(jī)身布選用機(jī)身布局為寬機(jī)身布局加翼身融合布局在隱身要求的前提下，外部副油箱與導(dǎo)彈等武器均需放置于機(jī)身內(nèi)部在不影響有效載荷的情況下，寬機(jī)身成為必然選擇采用翼身融合體具有如下優(yōu)點(diǎn)減少了雷達(dá)散射截面積提高了飛機(jī)隱身性能這是因?yàn)槿诤舷藱C(jī)身與機(jī)翼角反射區(qū)的強(qiáng)反射在機(jī)翼、機(jī)身結(jié)合處,能提供更大的結(jié)構(gòu)高度,減輕質(zhì)量,同時(shí)還可以增加機(jī)身內(nèi)部的容積,飛機(jī)將武器與外掛都裝入機(jī)身內(nèi)提高了隱身效果。專業(yè).專

.......（3）部分地改進(jìn)了氣動(dòng)特性,由于翼身融合機(jī)體增加了邊條，提高了飛機(jī)大迎角時(shí)的升力改善了大迎角的氣動(dòng)特性并,翼身融合飛機(jī)的焦點(diǎn)前,減少了靜穩(wěn)定度,更便于實(shí)施主動(dòng)控制有利于機(jī)動(dòng)飛行。中單翼偏，機(jī)身上部與機(jī)翼融合在一起。身側(cè)面與垂尾平面平行，反射波避開(kāi)雷達(dá)威脅的主要方向。身下部基本為平面，有武器艙。進(jìn)氣口以前的前機(jī)身截面下部是向內(nèi)傾斜的平面與垂尾平面平行上部略帶弧，便與座艙蓋構(gòu)成融合體。機(jī)傾斜的平面在兩側(cè)形成棱邊，大迎角時(shí)能保持左右旋渦的對(duì)，進(jìn)一步提高了大迎角時(shí)的飛行品質(zhì)身采用超音速面積率進(jìn)行優(yōu)化外形設(shè)計(jì)。3.3發(fā)動(dòng)機(jī)類型數(shù)目和布置：渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)2臺(tái)置于機(jī)身后部、二維矢量控制噴口。推力矢量技術(shù)對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)的作用（曲東牙：《力矢量控制披術(shù)發(fā)展及關(guān)鍵技術(shù)分析》，《空科學(xué)技術(shù)2002.3）（1）戰(zhàn)斗機(jī)采用推力矢量控制技術(shù)后可顯著改善其垂直能，以降低戰(zhàn)斗機(jī)對(duì)機(jī)場(chǎng)的要求和減少對(duì)機(jī)場(chǎng)的依賴程度

距起降性（2戰(zhàn)斗機(jī)采用推力矢量控制技術(shù)后可增大機(jī)動(dòng)能力．提高空戰(zhàn)效。如專業(yè).專

.......F_22在采用推力矢量控制技術(shù)后，迎角20

o

時(shí)的最大滾轉(zhuǎn)角速度由o/提高到o

/s，滾360

的時(shí)間由lO.5s減少到5.7s。戰(zhàn)斗機(jī)采用推力矢量控制技術(shù)后可提高戰(zhàn)斗機(jī)的隱身性能。戰(zhàn)斗機(jī)采用推力矢量控制技術(shù)后可提高飛機(jī)的操作效率。采用二元噴管推力矢量的飛機(jī)由于其噴口距飛機(jī)重心遠(yuǎn)推力矢量能提供較大的縱向操縱力，且不隨迎角變。在二元噴管推力矢量用于橫—航向操縱，速操縱效率可提高一，大迎角時(shí)尤為顯，常有利于飛機(jī)的亞音速和超音速機(jī)動(dòng)能力的提。同時(shí)二元噴管推力矢量便于用作反推力裝置和飛行中的減速設(shè)計(jì)。3.2進(jìn)氣道置進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的隱身性要求是要使入射波不能直”壓氣，避免鏡面反。為此我們選用低可探測(cè)型飛機(jī)廣泛采用的S形進(jìn)氣管道。進(jìn)氣道唇口邊緣在俯視平面前，其前掠角接近機(jī)翼后緣前掠角側(cè)視平面的后掠角與垂尾前緣平行這樣不但減小了唇口反射波的強(qiáng)度，而且將反射波集中在飛機(jī)的少數(shù)幾個(gè)反射波束中，造成垂直于進(jìn)氣口口面的入射波完全被機(jī)身遮擋從而使雷達(dá)在任何方向上均無(wú)法檢測(cè)到來(lái)自進(jìn)氣口的強(qiáng)法向回波在雷達(dá)探測(cè)的主方向起到減小RCS的作用。而且，當(dāng)飛機(jī)受到雷達(dá)波從前—入射進(jìn)氣口時(shí)前身的唇邊對(duì)于進(jìn)氣道的腔體可提供有效的遮擋當(dāng)飛機(jī)受到頭向入射，斜切的進(jìn)氣口只產(chǎn)生很弱的回波腔體雖得不到機(jī)身及前伸唇邊的遮擋但其彎度專業(yè).專

.......較大的S形進(jìn)氣管道配合使用吸波材料可以有效的吸收進(jìn)入腔體的入射波及從壓氣機(jī)返回的反射波。3.3機(jī)翼布機(jī)翼采用上單翼。參

考

內(nèi)

容

類

型

上單翼

中單翼

下單翼翼-身干擾阻力結(jié)構(gòu)布置難易/量機(jī)身容積利用率/身高度中央翼盒能否貫穿機(jī)身翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)壽命/修性機(jī)翼上安裝起落架

中易/好/可以長(zhǎng)/難/相當(dāng)于

小難/差/中不可以較長(zhǎng)/易較易/輕

大較易/輕較好/高可以短/易/相當(dāng)于對(duì)操穩(wěn)特性影響機(jī)翼上反

機(jī)翼下反本機(jī)對(duì)不利因素采取的措施有發(fā)動(dòng)機(jī)置于機(jī)身后部，采用寬機(jī)將起落架設(shè)置在機(jī)身之內(nèi)。3.4尾翼布尾翼布局：水平尾翼與垂直尾翼合并為型翼專業(yè).專

.......3.5起落架式起落架類型與布置：可收放式前三點(diǎn)起落架。前三點(diǎn)式起落架的特點(diǎn)：具有起飛著陸時(shí)滑跑的穩(wěn)定性適用于著陸速度較大的飛機(jī)在著陸過(guò)程中操縱駕駛比較容易。（3）飛行員座艙視界的要求較容易滿足?？墒褂幂^強(qiáng)烈的剎車(chē)，縮短滑跑距離。缺點(diǎn)是前輪可能出現(xiàn)前輪擺振”現(xiàn)象。3.6隱身設(shè)隱身布局考慮：(1)在飛機(jī)布局,盡量采用翼身融合體結(jié),使機(jī)翼身平滑過(guò),以減少容易產(chǎn)生電磁波反射的尖、平面雙垂尾合并為V型傾斜尾翼使電磁波發(fā)散;武器包括導(dǎo)彈攜帶在機(jī)內(nèi)不外露。采用渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī),使內(nèi)外涵道的、冷氣體混合排,并加以處,利用機(jī)身遮擋進(jìn)氣口，減少紅外特征。減小RCS值屏蔽進(jìn)氣道和尾噴口。表面涂覆雷達(dá)波吸收材料（5）采用S進(jìn)氣道，防止發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口直接暴露于對(duì)方紅外探測(cè)器的監(jiān)測(cè)下。專業(yè).專

.......第四章4.1機(jī)設(shè)計(jì)4.1.1定一些戰(zhàn)斗機(jī)的翼型數(shù)據(jù)如下

部件設(shè)計(jì)戰(zhàn)斗機(jī)

翼型

最大速度

戰(zhàn)斗機(jī)

翼型

最大速度F-86A

翼根NACA0012(9.4)

1070km/h

F5ANACA65A004.8修)

M1.4-64翼尖NACA0011(8.2)-64F-100A

NACA64A-007M1.3F-8E

翼根NACA65A006.0

M1.87翼尖NACA65A005.0F-101A

翼根NACA65A007(

M1.85F-111A

轉(zhuǎn)軸NACA65004.8

M2.5修)

翼尖專業(yè).專

.......翼尖NACA65A006

NACA64A0010F-102A

NACA0004-65修)彎前緣

M1.25F-14A

翼根ε=3.36%,=9.6%

M2.34翼尖ε=3.36%(χ=20),τ=9%-104

雙圓弧超音速翼型

M2.35F-15

翼根NACA64A006.6

M2.5ε=3.36%rb=0.041cm

翼尖NACA64A203(修)F-105D

翼根NACA65A005.

M2.1F-16A

基本翼NACA64A204

M25翼尖NACA65A003.7F-106A

NACA0004-65修)彎前緣

M2

米格-19

ЦАГИ流翼型翼根C-12C

M1.4翼尖C-7CF-4B

翼根

M2.4

米格

ЦАГИ流翼型

M2NACA0006.4-6

-21

C-9C專業(yè).專

.......4翼尖NACA0003-64根為NACA64A203，翼尖幾何扭轉(zhuǎn)-2度?！窀冶?/p>

1）對(duì)氣動(dòng)誘導(dǎo)阻力的影響根據(jù)Prandtl機(jī)翼理論當(dāng)升力分布為橢圓形時(shí)誘導(dǎo)阻力最小當(dāng)時(shí)升力分布接近橢圓形，故許多低速飛2.5左右。2）對(duì)結(jié)構(gòu)重量的影響加，可減輕機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量3）對(duì)內(nèi)部容積的影響

增加，有利于布置油箱和起落架4）對(duì)于高速飛機(jī)

=35，主要是從結(jié)構(gòu)重量考慮綜合考慮以上因素，本機(jī)選?！窈舐咏?/p>

x)1對(duì)氣動(dòng)特性的影響▲

增大，可以提高臨Ma界數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生；專業(yè).專

.......▲▲▲▲

增大，波阻降低；增大，升力線斜率降低；增大，最大升力系數(shù)降低；增大，機(jī)翼升阻比低；2）對(duì)結(jié)構(gòu)重量的影響▲

增大，機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量增加。3）對(duì)內(nèi)部容積的影響▲

過(guò)大，不利于布置起落架。專業(yè).專

.......機(jī)翼后掠角經(jīng)驗(yàn)曲線：綜合以上方面，本機(jī)采用后掠角54度?！駲C(jī)翼的何形狀●機(jī)翼的裝角、上反角幾何扭1）機(jī)翼安裝角專業(yè).專

.......統(tǒng)計(jì)得噴氣客機(jī)一般選擇o~5.3o，戰(zhàn)斗機(jī)一般選擇-o~3.6。本機(jī)選擇安裝角0度。2）機(jī)翼上反角上反角的統(tǒng)計(jì)值飛機(jī)類型直機(jī)翼亞音速后掠翼超音速后掠翼

下單翼5o~7o3o~7o0o~5o

機(jī)翼位置中單翼2o~4o-2o~2o-5o~0o

下單翼0o~2o-5o~2o-5o~0o由于上單翼會(huì)增加側(cè)向穩(wěn)定性機(jī)翼后掠翼會(huì)增加側(cè)向穩(wěn)定性所以本機(jī)選擇上反角0度?！裾瓜冶仍O(shè)計(jì)要求翼展＝12.24m，機(jī)翼面積

=75m

，根梢比

rt

=4，對(duì)應(yīng)尖削比＝0.25機(jī)翼1/4弦線處的后掠

1/4

＝47.1°機(jī)翼的幾何展弦比：

A/所以

/2.0●機(jī)翼的均相對(duì)度已知參數(shù)

跟

(t)

r

弦

tc)

t

以平均相專業(yè).專

.CC......對(duì)厚度

t/c

(t/c

c)r

＝0.054?！駲C(jī)翼的積機(jī)翼油箱容積的計(jì)：翼展85%以外的部分不能載。機(jī)翼的理論最大容積的近似計(jì)算：

Wmax

cA

1.5

，kmax

C

，機(jī)翼迎面根梢比

(t/r(t/t

，計(jì)算得

＝0.5，

＝0.718

V

m

＝17.81m

初步估算實(shí)際可用油箱容積0.54rwww其中(t/c=0.03,t/)r=0.06,w=4,w實(shí)際可用油箱容積3.5223

。4.1.2專業(yè).專

.......翼尖NACA64A203升阻曲線翼跟NACA64A006升阻曲線專業(yè).專

.......4.1.3●后緣翼專業(yè).專

.......本機(jī)采用后退開(kāi)縫式襟翼，最大偏轉(zhuǎn)角50°?！袂熬壱肀緳C(jī)采用克魯格襟翼。專業(yè).專

.//......●前后襟效果圖●副翼

副翼面積與機(jī)翼面積之比

副

/s

一般取0.05～0.07

副翼的相對(duì)弦長(zhǎng)副一般取0.20～0.25l/l副翼的相對(duì)展長(zhǎng)副一般取0.30～0.40

副翼的最大偏角

副一般取25～30°本機(jī)選取副翼相對(duì)展長(zhǎng)0.30，相對(duì)弦長(zhǎng)0.25，最大偏角30°專業(yè).專

.......●機(jī)翼數(shù)匯總翼根翼型

NACA64