飞机总体大作业——四代机设计方案3.doc

翼型
NACA64A006
根梢比
=3.3
机翼面积
5.4625
展弦比
1.00
翼根
3.6m
平均相对厚度
0.06
翼尖
1.08m
1/4弦线后掠角

23.3度
展长
2.34m
后缘后掠角
-20.6度
前缘后掠角
35度
外倾角
35度
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

尾容量的统计值：

尾容量的统计值

飞机类型

涡桨干线客机
0.80～1.10
0.05～0.08
2.0～3.0
涡喷/涡扇干线客机
0.65～0.80
0.08～0.12
2.5～3.5
后掠翼重型非机动飞机
0.50～0.60
0.06～0.10
2.5～3.5
直机翼重型非机动飞机
0.45～0.55
0.05～0.09
2.0～3.0
高速机动飞机
0.40～0.50
0.05～0.08
1.5～2.0

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：，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
●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。
（前苏联）
（美国）
我们采用前苏联的标准，
●前、主轮距b
原则：前轮所承受的载荷为起飞重量6%～12%；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
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
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。

μ是侧向的摩擦系数，取
将h,b,a的值代入上式计算得起落架的最小宽度为3.9m，为增加滑行时的稳定性，我们将起落架的宽度初步定为。
●轮胎数目和尺寸的确定:
本机起飞重量31吨，约合60000lb。根据经验值:
前轮轮胎规格为22in.*22in. 轮胎数2。
主轮轮胎规格为35in.*9in. 轮胎数(每支柱)1。

4.5推进系统的选择与设计

4.5.1发动机设计
由于所需推力为21918kg*9.8=241.796KN，接下来参考已有的发动机参数：
苏-33发动机：（俄罗斯留里卡“土星”科研生产联合体研制的两台AL-31F3带加力燃烧室的涡扇发动机）
详细参数：
风扇
3级风扇
高压压气机
双级压气机
燃烧室
环行燃烧室
高压涡轮

低压涡轮

加力燃 烧 室
V形火焰稳定器加力燃室
尾 喷 管

控制系统

最大加力推力(daN)
12503
中间推力(daN)
7620
加力耗油率[kg/(daN·h)]

中间耗油率[kg/(daN·h)]

推重比
8.3
涵道比

总增压比
23.8
涡轮进口温度(℃)
1392
最大直径(mm)
1300
长度(mm)
4920
质量(kg)
1580

F-22发动机（普拉特·惠特尼公司的F119－PW-100涡轮风扇发动机）
详细参数：
风扇
3级轴流式。无进口导流叶片。风扇叶片为宽弦设计
高压压气机
6级轴流式。采用整体叶盘结构
燃烧室
　环形，采用浮壁结构
高压涡轮
单级轴流式，采用第三代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构
低压涡轮
单级轴流式。与高压转子对转
加力燃 烧 室
整体式。内、外涵道内各设单圈喷油环
尾 喷 管
二元矢量收敛-扩张喷管，在俯仰方向可作±20°偏转
控制系统
第三代双余度FADEC
最大加力推力(daN)
15568
中间推力(daN)
9786
加力耗油率[kg/(daN·h)]
2.40(据估算应为1.80～1.90)
中间耗油率[kg/(daN·h)]
0.622(据估算应为0.88～0.90)
推重比
>10
涵道比
0.2～0.3
总增压比
26
涡轮进口温度(℃)
约1700
最大直径(mm)
1143
长度(mm)
4826
质量(kg)
1360

比较得知，F119发动机体积小、耗油率低、推重比大，因此我们选择普拉特·惠特尼公司的F119－PW-100涡轮风扇发动机,该发动机是双转子小涵道比加力涡扇发动机，采用可上下偏转的二维矢量喷管，上下偏转角度为20度，推力和矢量由数字电子系统控制。

4.5.2进气道与尾喷管参数选择
●进气道的功能
减速增压，将动能转变为压力能，提供给发动机。
亚音速时：进入发动机的空气增压主要是在压气机中进行；时进气道和压气机对气流的增压作用就几乎相同。
●增压过程的压力损失
a.摩擦
b.当速度场不均匀或气流分离时产生涡流和热交换
c.超音速，因激波的产生而引起压力的损失
●进气道总压恢复系数σ
进气道出口总压与进口总压之比

σ是衡量进气道增压效率的系数，σ越大，气流的压力损失越小。
●进气道设计设计要求
a. 保证供应发动机所需要的空气流量；
b. 总压恢复系数σ的值最大；
c. 与飞机的总体布置相协调，使进气道的外部阻力尽量减小；
d. 进气道的出口流场均匀、畸变小，气流品质良好。
●进气道的类型
(1)NACA嵌入式(平贴式)进气道
总压恢复系数低，目前已经很少采用。
(2)皮托管式或正激波进气道
亚音速飞机常采用的进气道；超音速飞机也可以采用(此时称为正激波进气道)。
(3)锥形或中心体进气道
(4)二维斜板式进气道
(5)无附面层隔道进气道(DSI)
DSI去掉了附面层隔离板，进气口也整合到前机身设计中。在进气口前设计有一个三维的表面（鼓包）。这个鼓包的功能是作为一个压缩面，同时增大压力分布以将附面层空气“推离”进气道。进气道整流罩唇口的设计特点使得主要的附面层气流可以溢出流向后机身。整个DSI没有可动部件，没有附面层隔离板，也没有放气系统或旁通系统。

●进气道的几何参数
(1)进气道的面积
由
知
通常可取
查表知：
查发动机所需空气流量知：F110-GE-100发动机所需约为113.4～122.4kg/s，基于F119－PW-100发动机的强大，参考取值135 kg/s

(2)进气道的长度：从进口至发发动机压气机进口的距离L
内壁的半扩散角不能大于
圆柱段长度不能小于倍发动机的最大直径。
(3)唇口前缘曲率半径
唇口前缘的曲率半径可按经验公式选定：

●进气道在飞机上的布置
由于本机采用菱形机身，故进气道布置在机身两侧下方的位置，考虑到隐身性能，DSI的设计参数是:鼓包相对于来流附面层的高度略低112时为好;唇罩锯齿角保持在 120°～135°时效果最好;唇罩内切角取 60°时比较理想; 鼓包相对唇口位置L在0170～0180之间时最好。
●尾喷管的功用
尾喷管的功用是将发动机燃气的压力势能有效地转变为排气的动能，使发动机以最高的效率，最小的能量损失产生最大的推力。
●尾喷管的主要形式
尾喷管的主要形式有：
(1) 收敛喷管，又可分为固定不变收敛喷管和可变面积收敛喷管
(2) 引射喷管
(3) 可调收敛-扩散喷管(C-D喷管)
(4) 矢量喷管
●尾喷管工作特征的参数
◆膨胀比
燃气在尾喷管进口处的总压与所在高度大气压力的比值。

膨胀比代表燃气在进入尾喷管时压力势能大小
膨胀比与飞行M数的关系曲线

◆落压比
尾喷管进口处燃气总压与尾喷管出口处的燃气静压之比。

落压比表示燃气在通过尾喷管时实际的膨胀程度，代表尾喷管工作特性好坏的参数。
当燃气在尾喷管中完全膨胀时，尾喷管的落压比即等于其膨胀比。
◆尾喷管效率
在尾喷管出口处，实际排出每公斤燃气所得到的动能与在理想绝热条件下排出每公斤燃气所能得到的动能之比。尾喷管的型式、几何尺寸和调节规律的选择，就是要使燃气在尾喷管内得到完全膨胀，否则效率降低。

●本机采用的尾喷管
本机由于采用了F119－PW-100涡轮风扇发动机，故尾喷管采用二元菱 形尾喷口，如图：

第五章 重量特性估算
5．1 重量细分
5.1.1 重量细分
起飞重量分为3部分：有效载荷重量、燃油重量和空机重量。即：

空机重量可分为：结构重量、动力装置重量及设备重量三部分。

结构重量包括：机翼、V尾、鸭翼、机身、起落架、进气道及发动机段等。
动力装置重量包括：发动机、发动机系统、燃油系统等。
设备重量包括：控制系统、液压系统、电气系统、通信导航、仪表等。
经过初步估算本机的起飞重量为27648千克，其中有效载荷6100千克，燃油重量9300千克，空机重量12320千克。
5.1.2重量校验
下表为超音速巡航飞机及战斗机的各部分重量占起飞重量的百分比统计值：
项目
(中型) 轰炸机
(轻型)轰炸机
战斗机
本机取值
燃油
0.45-0.50
0.35-0.40
0.25-0.30
0.25（7.3吨）
结构重量
0.22-0.24
0.26-0.28
0.28-0.34
0.24（7.02吨）
动力系统
0.08-0.10
0.10-0.12
0.18-0.23
0.13（3.8吨）
发动机重2.7吨
固定设备
0.07-0.10
0.10-0.12
0.12-0.2
0.10（2.8吨）

由于本设计任务为重型战斗机，比一般战斗机尺寸大些，故重量分布更接近于轻型轰炸机。
=7.3+7.02+3.8+2.8+6.1=27吨
设计重量为27.6吨，重量效验得到的设计重量为27吨，由于是初步方案设计阶段，故重量误差在可以接受的范围内。

5.2 重心位置的估算

飞机重心定位的坐标如下图：

5.2.1各部件重心的选取

以机头为坐标原点，由三面图得：
①机翼:平均气动弦长6.86m,弦中心坐标13.69m, 重心位置取为40%机翼
X机翼 =13.00m ；
②鸭翼:平均气动弦长1.52m,弦中心坐标5.1m,重心位置取为45%鸭翼平均气动弦处
X鸭翼 =5.03m ；
③垂尾:平均气动弦长 ,弦中心坐标 重心位置取为45%垂尾平均气动弦处
X垂尾 =17.40m ；
④机身:机身长18.9m,对于采用后掠翼的飞机重心位置取为60%机身长度处
X机身 =11.34m ；
⑤起落架: 前后起落架总的重心
X起落架 =12.00m ；
⑥安装发动机:
X安装发动机 =16.30m ；
⑦设备:重心位置取为机身的重心
X其他 =11.34m 。

5.2.2 重心定位

飞机质心定位细目表

部件，载重
mg(10 N)
x(m)
mgx(N·m)
机翼
2350
13.00
30550
V尾
400
17.4
6960
前翼
250
5.03
1257.5
机身
3000
11.34
34020
起落架
1020
12.00
12240
推进系统
3800
16.30
61940
固定设备
2800
11.34
31752
人员
100
3.00
300
载弹
9000
11.33
101970
燃油
8300
13.2
109560
总 合
31020

390549.5

重心位置
第六章 飞机性能分析
6.1 飞机升阻力特性估算
6.1.1升力
⑴ 升力系数

翼尖NACA64A203升阻曲线

翼跟NACA64A006升阻曲线

⑵ 升力线斜率

①亚音速情况
机身影响系数，其中d为机身当量直径2m，为机翼展长9.8米。则F的值为1.55。
已知设计Ma为0.8，展弦比2.0，翼型最大厚度后掠角约为40度，外露翼面积约为45，参考面积为约100。则升力线斜率为2.69。
②超音速情况

Ma取值1.5，易算得为3.58。
⑶ 最大升力系数

由翼尖NACA64A203升阻曲线和翼跟NACA64A006升阻曲线可知，翼型最大升力系数约为（1.5+1.4）/2＝1.45；则＝0.888。
6.1.2阻力
阻力系数

⑴ 亚音速阻力系数的确定
亚音速时，阻力主要由零升阻力和诱导阻力构成，。
零升阻力系数，超音速巡航飞机的=0.0025，外露翼面积约为42，参考面积为约75，当相对厚度大于0.05时机翼浸湿面积
=84.21
则=0.0028。
诱导阻力系数，
其中效率因子；
计算得：效率因子。
⑵ 超音速阻力系数的确定
超音速时，阻力主要由零升阻力，诱导阻力和激波阻力构成，

用部件构成法计算超音速的零升阻力：
超音速巡航的速度Ma=1.5，高度H=18000m，
动压，
雷诺数

对于机翼，＝0.0029；
对于垂尾，＝0.0036；
对于机身，＝0.00312；

⑶超音速的激波阻力：
超音速巡航的速度Ma=1.5，高度H=18000m，

如图所示，本机机翼平均相对厚度0.54，Ma=1.5时激波阻力约为0.015。
超音速的诱导阻力系数（Ma=1.5）

机翼前缘后掠54度，计算得K=0.212。

6.2 飞机极曲线估算

其中
6.2.1亚音速情况

机身影响系数，其中d为机身当量直径2m，为机翼展长9.8米。则F的值为1.55。
已知设计Ma为0.8，展弦比2.0，翼型最大厚度后掠角约为40度，外露翼面积约为45，参考面积为约100。
则升力系数化简为：
零升阻力系数，超音速巡航飞机的=0.0025，外露翼面为42，参考面积为约75，当相对厚度大于0.05时机翼浸湿面积，=84.21，则=0.0028。
效率因子=计算得e＝-1.912。
6.2.2超音速情况

用部件构成法计算超音速的零升阻力：
超音速巡航的速度Ma=1.5，高度H=18000m，
动压，
雷诺数

对于机翼=22412000Ma，
对于垂尾=6058800Ma，
对于机身=14882000Ma。
6.3 起飞着陆性能估算
6.3.1 起飞性能
起飞离地速度
采取近距耦合鸭翼，主要起增升作用，计算离地速度时将其面积考虑到总面积中

起飞滑跑距离 f当量摩擦面积

=336.5*9.81/{9.81*1.7×1.226*0.9(0.9713－0.60)}
= 434.8m.
6.3.2着陆性能
着陆速度:　　
k=地面效应影响因素，一般取0.90~0.95

k——速度修正系数0.95
着陆距离
着陆滑跑距离
着陆总距离 　　

=645.6m