飛機(jī)總體大作業(yè)——四代機(jī)設(shè)計方案2講訴

1、超音速巡航飛機(jī)0.0025取 C fe0 .0025 , S 浸濕 /S 參考 =3.2S浸濕C D 0C fe S 參考=0.00253.2=0.008C D C D 0 KC L2C D 01C L2Ae其中： CD0 為零升阻力 (廢阻力 )系數(shù)， CL為升力系數(shù)； K 為誘導(dǎo)阻力因子， A為機(jī)翼展弦比， e為奧斯瓦爾德效率因子。K 1 , A 2.3 Ae0 . 6 80 . 1 5)3. 1其中e 4. 6 1 ( 1 0. A0 4 5)LE( c o s=4.61（ 1-0.0452.30.68）（cos42） 0.15-3.1 0.9596亞音速下（ L/D ） max=0.5

2、( Ae/CD0)0.5=14.726 推重比的確定T/W 直接影響飛機(jī)的性能。一架飛機(jī)的 T/W 越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能夠達(dá)到的最大速度也越高，轉(zhuǎn)彎角速度也越大。另一方面，發(fā)動機(jī)越大，執(zhí)行全部任務(wù)中的油耗也越多， 從而使完成設(shè)計任務(wù)的飛機(jī)的起飛總重增加。T/W 不是一個常數(shù)。在飛行過程中，隨著燃油消耗，飛機(jī)重量在減小。另外，發(fā)動機(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， 通常指的是在海平面靜止?fàn)顟B(tài) （零速度）和標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下、而且是在設(shè)計起飛重量和最大油門狀態(tài)下的推重比。 對于戰(zhàn)斗機(jī)， 另一個常被提到的推重比是格斗 (作戰(zhàn) )時的推重比影響起飛推重比的主要性能指標(biāo)有：(

3、1) 起飛性能(2) 最大平飛速度(3) 加速性(4) 巡航性能(5) 爬升性能(6) 盤旋性能(7) 最小平飛速度推重比估算的幾點(diǎn)說明：1 為滿足各個性能指標(biāo)的要求， 需根據(jù)各個性能指標(biāo)所確定的推重比的最大值來確定全機(jī)的推重比。2 在起飛翼載荷 WS確定的情況下，可以由起飛性能要求(起飛滑跑距離 )來估算起飛推重比 T W 。3 起飛推重比 T W 也可以用統(tǒng)計方法給出。推重比的統(tǒng)計值飛機(jī)類型典型裝機(jī)推重比噴氣教練機(jī)0.4噴氣戰(zhàn)斗機(jī) (空中格斗飛機(jī) )0.9噴氣戰(zhàn)斗機(jī) (其它 )0.6軍用運(yùn)輸 /轟炸機(jī)0.25噴氣運(yùn)輸機(jī)0.25(1) 在空中格斗時 :T W =0.9 , W 27648 k

4、g所以 T24883kg(2) 在其他的狀況下： T W 0.6 ,W27648 kg所以 T 16589 kg鑒于我們設(shè)計噴氣式戰(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TW 27648 kgW 0.75所以 T20736 kg4 起飛推重比 T/W 也可以用相關(guān)性能指標(biāo)統(tǒng)計給出的經(jīng)驗公式來計算。CACTW =AM MAX噴氣教練機(jī)0.4880.728噴氣戰(zhàn)斗機(jī) ( 空中格斗飛機(jī) )0.6480.594噴氣戰(zhàn)斗機(jī) ( 其它 )0.5140.141軍用運(yùn)輸 / 轟炸機(jī)0.2440.341噴氣運(yùn)輸機(jī)0.2670.363最大平飛速度

5、M=2.3在空中格斗時： A0.648 ， C 0.594 ， M=2.3 ， W 28720 kgT W AM C287200.6482.30.5 94=30522kg同理在其他的狀況下：A0.514 ， C 0.141 ， M=2.3 ， W 28720 kgTWAM C= 28720 0.514 2.30 .141=16601kg鑒于我們設(shè)計戰(zhàn)斗機(jī)的技術(shù)要求：我們根據(jù)黃金分割定律可得，其推力可近似計算：T166010.618305220.38221918 kg5 有些性能指標(biāo)既與起飛推重比T W 有關(guān)，也與起飛翼載荷 W S 有關(guān)，因此起飛推重比 T W 和起飛翼載荷 W S 不是兩個相

6、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 T W =21918/27648=0.79327 翼載荷的確定根據(jù)失速速度確定翼載荷:飛機(jī)水平飛行時， 升力等于飛機(jī)的重量。 在失速速度下水平飛行時， 飛機(jī)處于最大升力系數(shù)狀態(tài)。因此，可得到WL1s2 SCL max2所以，翼載荷表達(dá)式為W 1 s2 CL maxS2初步估算時 ,根據(jù)任務(wù)要求及參考樣機(jī),我們?nèi)∈偎俣萻 =140km/h=38.9m/s,最大升力系數(shù)取典型值2.6。代入數(shù)據(jù)計算得翼載荷W/S=380.根據(jù)機(jī)動過載確定翼載荷:在給定過載系數(shù)時所允許的最大翼載計算公式為:

7、WCL max12Sn2代入各具體參數(shù)， 并將格斗時的翼載荷換算為起飛翼載荷， 最后計算得起飛翼載荷為 420。根據(jù)升限確定翼載荷：在升限高度上，平飛時升力LH 等于重量 W，即LH1Hzj2 SCLW2所以翼載荷的表達(dá)式為W1Hzj2 CLS2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。根據(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 L/D 。對于噴氣式飛機(jī)，在零升阻力等于誘導(dǎo)阻力 3 倍時的飛機(jī)狀態(tài)下達(dá)到最大航程，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W12AeCD 0 / 3S2將具體數(shù)據(jù)代入上式求得航程最大時的

8、翼載荷為 459。根據(jù)航時確定翼載荷：為了達(dá)到最大的巡航時間，翼載荷的選取應(yīng)提供一個高的升阻比L。對于D噴氣式飛機(jī)，最優(yōu)待機(jī)是在最大LD 條件下取得。W12AeCD 0471。S2翼載荷的選?。哼x取其中的最小值作為飛機(jī)的翼載荷380。第三章總體方案設(shè)計3.1 總體布局選擇3.1.1 方案一：總體布局為三翼面布局三翼面布局的優(yōu)點(diǎn)：（1）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力特性，特別是操縱性和配平特性。（2）使氣動載荷分配更加合理，從而可以減輕機(jī)翼上的載荷，減輕結(jié)構(gòu)重量。（3）增加一個前翼多了一個安定面和操縱面，可以大大提高飛機(jī)的操縱性與穩(wěn)定特性，特別是在大迎角時增加了最大升力，提供

9、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)：增加一個翼面及其操縱系統(tǒng)使得結(jié)構(gòu)復(fù)雜性有所增加，零升阻力和重量也稍有增加。需要注意的是， 三翼面布局的優(yōu)點(diǎn)主要來源于旋渦的有利干擾， 但在大迎角增大到一定程度， 旋渦會發(fā)生破裂， 導(dǎo)致穩(wěn)定性和操縱性的突然變化， 以及氣動力的非線性的產(chǎn)生。 另外，鴨面及其偏度對大迎角的穩(wěn)定性和操縱性也有很大影響。3.1.2 方案二：總體布局為正常式布局 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)大于平尾安裝角，即機(jī)翼迎角應(yīng)大于平尾迎

10、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)翼的下洗對平尾有不利的影響，布置不當(dāng)配平阻力較大。我們所設(shè)計的飛機(jī)采用了矢量推力發(fā)動機(jī)，不完全靠氣動外形控制飛機(jī)，且為了突出隱形效果，綜合各種考慮，我們設(shè)計的飛機(jī)選擇了方案二3.2 機(jī)身布局選用機(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):（1）減少了雷達(dá)散射截面積 , 提高了飛機(jī)隱身性能 , 這是因為融合消除了機(jī)身與機(jī)翼角反射區(qū)的強(qiáng)反射。（2）在機(jī)翼、機(jī)身結(jié)合處 , 能提供更大的結(jié)構(gòu)

11、高度 , 減輕質(zhì)量 , 同時還可以增加機(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。（3）部分地改進(jìn)了氣動特性, 由于翼身融合機(jī)體增加了邊條，提高了飛機(jī)大迎角時的升力 , 改善了大迎角的氣動特性 ; 并且 , 翼身融合飛機(jī)的焦點(diǎn)前移 , 減少了靜穩(wěn)定度 , 更便于實施主動控制 , 有利于機(jī)動飛行。中單翼偏上，機(jī)身上部與機(jī)翼融合在一起。 機(jī)身側(cè)面與垂尾平面平行， 使反射波避開雷達(dá)威脅的主要方向。 機(jī)身下部基本為平面， 有武器艙門。 在進(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， 上部略帶弧度， 以便與座艙蓋構(gòu)成融合體。 機(jī)頭傾斜的平面在兩側(cè)形成棱邊， 大迎角

12、時能保持左右旋渦的對稱，進(jìn)一步提高了大迎角時的飛行品質(zhì)。 機(jī)身采用超音速面積率進(jìn)行優(yōu)化外形設(shè)計。3.3 發(fā)動機(jī)的類型、數(shù)目和布置：渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī) 2 臺置于機(jī)身后部、二維矢量控制噴口。推力矢量技術(shù)對戰(zhàn)斗機(jī)的作用：（曲東牙：推力矢量控制披術(shù)發(fā)展及關(guān)鍵技術(shù)分析，航空科學(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， 短距起降性能，以降低戰(zhàn)斗機(jī)對機(jī)場的要求和減少對機(jī)場的依賴程度。（ 2）戰(zhàn)斗機(jī)采用推力矢量控制技術(shù)后可增大機(jī)動能力提高空戰(zhàn)效能。如F_22 在采用推力矢量控制技術(shù)后， 迎角 20o 時的最大滾轉(zhuǎn)角速度由65o / s 提高到110o / s ，滾轉(zhuǎn) 360

13、o 的時間由 lO.5s 減少到 5.7s 。（ 3）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。（ 4）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矩，并且不隨迎角變化。 在二元噴管推力矢量用于橫航向操縱時， 低速操縱效率可提高一倍， 大迎角時尤為顯著， 非常有利于飛機(jī)的亞音速和超音速機(jī)動能力的提高。同時，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。3.2 進(jìn)氣道布置進(jìn)氣道設(shè)計的隱身性要求是要使入射波不能“直達(dá)”壓氣機(jī)，避免鏡面反射。為此我們選用低可探測型飛機(jī)廣泛采用的 S 形進(jìn)氣管道

14、。進(jìn)氣道唇口邊緣在俯視平面前掠，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)幾個反射波束中去，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)在任何方向上均無法檢測到來自進(jìn)氣口的強(qiáng)法向回波， 在雷達(dá)探測的主方向起到減小 RCS 的作用。而且，當(dāng)飛機(jī)受到雷達(dá)波從前下外入射進(jìn)氣口時， 前身的唇邊對于進(jìn)氣道的腔體可提供有效的遮擋， 當(dāng)飛機(jī)受到頭向入射式， 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

15、波。3.3 機(jī)翼布局機(jī)翼采用上單翼。參考類型上單翼中單翼下單翼內(nèi)容翼 -身干擾阻力中小大結(jié)構(gòu)布置難易 /重量易/輕難 /重較易 /較輕機(jī)身容積利用率 /機(jī)身高度好/低差/適中較好 /高中央翼盒能否貫穿機(jī)身可以不可以可以翼吊發(fā)動機(jī)壽命 /維修性長/難較長 /較易短/易機(jī)翼上安裝起落架難/重較易 /較輕易/輕對操穩(wěn)特性影響相當(dāng)于相當(dāng)于機(jī)翼上反機(jī)翼下反本機(jī)對不利因素采取的措施有： 發(fā)動機(jī)置于機(jī)身后部， 采用寬機(jī)身， 將起落架設(shè)置在機(jī)身之內(nèi)。3.4 尾翼布局尾翼布局：水平尾翼與垂直尾翼合并為V 型翼。3.5 起落架型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)：（1）具有起飛著陸時滑

16、跑的穩(wěn)定性。（2）適用于著陸速度較大的飛機(jī)，在著陸過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。（4）可使用較強(qiáng)烈的剎車，縮短滑跑距離。（5）缺點(diǎn)是前輪可能出現(xiàn)前輪“擺振”現(xiàn)象。3.6 隱身設(shè)計隱身布局考慮：(1) 在飛機(jī)布局上 , 盡量采用翼身融合體結(jié)構(gòu) , 使機(jī)翼、機(jī)身平滑過渡 , 以減少容易產(chǎn)生電磁波反射的尖角、平面 ; 雙垂尾合并為 V 型傾斜尾翼 , 使電磁波發(fā)散 ;把武器 (包括導(dǎo)彈 )攜帶在機(jī)內(nèi) ,不外露。(2)采用渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī), 使內(nèi)外涵道的熱、冷氣體混合排出, 并加以處理 ,利用機(jī)身遮擋進(jìn)氣口，減少紅外特征。(3)減小 RCS 值 ; 屏蔽進(jìn)氣道和尾噴口。(

17、4) 表面涂覆雷達(dá)波吸收材料。（5）采用 S 形進(jìn)氣道，防止發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口直接暴露于對方紅外探測器的監(jiān)測下。第四章部件設(shè)計4.1 機(jī)翼設(shè)計4.1.1 機(jī)翼具體參數(shù)的確定：一些戰(zhàn)斗機(jī)的翼型數(shù)據(jù)如下戰(zhàn)斗翼型最大速戰(zhàn)斗翼型最大機(jī)度機(jī)速度F-86翼根1070kmF5ANACA65A004.8(M1.4ANACA0012(9.4)/h修)-64翼尖NACA0011(8.2)-64F-100NACA64A-007M1.3F-8E翼根M1.8ANACA65A006.07翼尖NACA65A005.0F-101翼根M1.85F-111轉(zhuǎn)軸M2.5ANACA65A007(ANACA65004.8修)翼尖翼尖NACA

18、64A0010NACA65A006F-102NACA0004-65M1.25F-14翼根 =3.36%,M2.3A(修)彎前緣A =9.6%4翼尖 =3.36%(=20),=9%F-104雙圓弧超音速M(fèi)2.35F-15翼根M2.5G翼型NACA64A006.6=3.36%翼尖rb=0.041cmNACA64A203(修)F-105翼根M2.1F-16基本翼M2DNACA65A005.5ANACA64A204翼尖NACA65A003.7F-106NACA0004-65M2米格層流翼M1.4A(修)彎前緣-19型翼根 C-12C翼尖 C-7CF-4B翼根M2.4米格層流翼M2NACA0006.4-

19、6-21型 C-9C4翼尖NACA0003-64參考已知 戰(zhàn)斗 機(jī)翼型，選取本機(jī) 翼型為翼根 NACA64A006 ，翼尖為 NACA64A203 ，翼尖幾何扭轉(zhuǎn) -2 度。 根梢比1）對氣動誘導(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， 誘導(dǎo)阻力最??； 當(dāng) =2.5 時，升力分布接近橢圓形， 故許多低速飛機(jī)為 2.5 左右。2）對結(jié)構(gòu)重量的影響增加，可減輕機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量3）對內(nèi)部容積的影響增加，有利于布置油箱和起落架4）對于高速飛機(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)選取4。 后掠角 (x )1）對氣動特性的影響增大，可以提高臨Ma 界數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生

20、；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k 降低；2）對結(jié)構(gòu)重量的影響增大，機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量增加。3）對內(nèi)部容積的影響過大，不利于布置起落架。機(jī)翼后掠角經(jīng)驗曲線：綜合以上方面，本機(jī)采用后掠角54 度。 機(jī)翼的幾何形狀 機(jī)翼的安裝角、上反角和幾何扭轉(zhuǎn)1）機(jī)翼安裝角統(tǒng)計得噴氣客機(jī)一般選擇1o5.3o，戰(zhàn)斗機(jī)一般選擇 -1o3.6o。本機(jī)選擇安裝角 0 度。2）機(jī)翼上反角上反角的統(tǒng)計值飛 機(jī)機(jī)翼位置類 型下單翼中單翼下單翼直機(jī)翼5o7o2o4o0o2o亞音速后掠翼3o7o-2o2o-5o2o超音速后掠翼0o5o-5o0o-5o0o由于上單翼會增加側(cè)向穩(wěn)定性， 機(jī)翼

21、后掠翼會增加側(cè)向穩(wěn)定性， 所以本機(jī)選擇上反角 0 度。展弦比設(shè)計要求翼展 b 12.24m，機(jī)翼面積 S =75 m2，根梢比C r=4，對應(yīng)尖削比 0.25Ct機(jī)翼 1/4 弦線處的后掠角1/ 4 47.1機(jī)翼的幾何展弦比： Ab2 / S所以 A 122 / 502.0 機(jī)翼的平均相對厚度已知參數(shù)4，跟弦 (t / c)r 0.06，尖弦 (t / c)t 0.03，所以平均相對(t / c)r(t / c)t厚度 t / c10.054。機(jī)翼的容積機(jī)翼油箱容積的計算：翼展 85% 以外的部分不能載油。機(jī)翼的理論最大容積的近似計算：VW maxkW maxt c c S1.5，A0.5kW

22、 max4 2CC2911，CC( t / c)r機(jī)翼迎面根梢比( t / c) t，計算得c0.5， k0.718， V17.81 m3W maxW max初步估算實際可用油箱容積Vwf 0.54 S2/ b t / c r1 / 22/ 121w ww ww其中 (t / c)t =0.03, (t / c) r =0.06,w =4,wt / c t / t / c r ,則實際可用油箱容積 3.522 m3 。4.1.2 機(jī)翼的氣動力特性翼尖 NACA64A203 升阻曲線翼跟 NACA64A006 升阻曲線4.1.3 機(jī)翼的增升裝置和副翼后緣襟翼本機(jī)采用后退開縫式襟翼，最大偏轉(zhuǎn)角50。前緣襟翼本機(jī)采用克魯格襟翼。 前后襟翼效果圖副翼副翼面積與機(jī)翼面積之比s副/ s一般取 0.050.07副翼的相對弦長b 副 / b一般取 0.20 0.25副翼的相對展長l 副 / l一般取 0.30 0.40 副翼的最大偏角副一般取 25 30 本機(jī)選取副翼相對展長 0.30 ，相對弦長 0.25 ，最大偏角 30機(jī)翼參