飛機總體大作業(yè)——四代機設計方案2講訴

1、超音速巡航飛機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， CL為升力系數； K 為誘導阻力因子， A為機翼展弦比， 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 直接影響飛機的性能。一架飛機的 T/W 越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能夠達到的最大速度也越高，轉彎角速度也越大。另一方面，發(fā)動機越大，執(zhí)行全部任務中的油耗也越多， 從而使完成設計任務的飛機的起飛總重增加。T/W 不是一個常數。在飛行過程中，隨著燃油消耗，飛機重量在減小。另外，發(fā)動機的推力也隨高度和速度變化。當提到飛機的推重比時， 通常指的是在海平面靜止狀態(tài) （零速度）和標準大氣條件下、而且是在設計起飛重量和最大油門狀態(tài)下的推重比。 對于戰(zhàn)斗機， 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說明：1 為滿足各個性能指標的要求， 需根據各個性能指標所確定的推重比的最大值來確定全機的推重比。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)計值飛機類型典型裝機推重比噴氣教練機0.4噴氣戰(zhàn)斗機 (空中格斗飛機 )0.9噴氣戰(zhàn)斗機 (其它 )0.6軍用運輸 /轟炸機0.25噴氣運輸機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鑒于我們設計噴氣式戰(zhàn)斗機技術要求，故我們可以取飛機的推重比為0.75。我們已經估算得飛機的重量（ W ）是 27648 千克TW 27648 kgW 0.75所以 T20736 kg4 起飛推重比 T/W 也可以用相關性能指標統(tǒng)計給出的經驗公式來計算。CACTW =AM MAX噴氣教練機0.4880.728噴氣戰(zhàn)斗機 ( 空中格斗飛機 )0.6480.594噴氣戰(zhàn)斗機 ( 其它 )0.5140.141軍用運輸 / 轟炸機0.2440.341噴氣運輸機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鑒于我們設計戰(zhàn)斗機的技術要求：我們根據黃金分割定律可得，其推力可近似計算：T166010.618305220.38221918 kg5 有些性能指標既與起飛推重比T W 有關，也與起飛翼載荷 W S 有關，因此起飛推重比 T W 和起飛翼載荷 W S 不是兩個相

6、互獨立的參數， 一般不能獨立求解，需要一起進行優(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 翼載荷的確定根據失速速度確定翼載荷:飛機水平飛行時， 升力等于飛機的重量。 在失速速度下水平飛行時， 飛機處于最大升力系數狀態(tài)。因此，可得到WL1s2 SCL max2所以，翼載荷表達式為W 1 s2 CL maxS2初步估算時 ,根據任務要求及參考樣機,我們取失速速度s =140km/h=38.9m/s,最大升力系數取典型值2.6。代入數據計算得翼載荷W/S=380.根據機動過載確定翼載荷:在給定過載系數時所允許的最大翼載計算公式為:

7、WCL max12Sn2代入各具體參數， 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所以翼載荷的表達式為W1Hzj2 CLS2在給定的升限高度處，查出各參數值，代入上式求得滿足升限的翼載荷為413。根據航程確定翼載荷：為了達到最大的航程，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，在零升阻力等于誘導阻力 3 倍時的飛機狀態(tài)下達到最大航程，由此可導出為優(yōu)化噴氣式飛機航程而選擇翼載荷的公式，即W12AeCD 0 / 3S2將具體數據代入上式求得航程最大時的

8、翼載荷為 459。根據航時確定翼載荷：為了達到最大的巡航時間，翼載荷的選取應提供一個高的升阻比L。對于D噴氣式飛機，最優(yōu)待機是在最大LD 條件下取得。W12AeCD 0471。S2翼載荷的選取：選取其中的最小值作為飛機的翼載荷380。第三章總體方案設計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：（1）綜合了常規(guī)和鴨式布局的優(yōu)點，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，從而可以減輕機翼上的載荷，減輕結構重量。（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的結構重量。三翼面布局的缺點：增加一個翼面及其操縱系統(tǒng)使得結構復雜性有所增加，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：平尾升力可上可下。 為保證縱向靜穩(wěn)定性，全機焦點應落在全機重心之后。 為保證縱向靜操縱性，機翼安裝角應大于平尾安裝角，即機翼迎角應大于平尾迎

10、角，也即要求機翼先失速，尾翼后失速。 從亞音速到超音速，焦點后移量大，操縱困難。 機翼的下洗對平尾有不利的影響，布置不當配平阻力較大。我們所設計的飛機采用了矢量推力發(fā)動機，不完全靠氣動外形控制飛機，且為了突出隱形效果，綜合各種考慮，我們設計的飛機選擇了方案二3.2 機身布局選用機身布局為寬機身布局加翼身融合布局。在隱身要求的前提下， 外部副油箱與導彈等武器均需放置于機身內部，在不影響有效載荷的情況下，寬機身成為必然選擇。采用翼身融合體具有如下優(yōu)點:（1）減少了雷達散射截面積 , 提高了飛機隱身性能 , 這是因為融合消除了機身與機翼角反射區(qū)的強反射。（2）在機翼、機身結合處 , 能提供更大的結構

11、高度 , 減輕質量 , 同時還可以增加機身內部的容積 , 飛機將武器與外掛都裝入機身內 , 提高了隱身效果。（3）部分地改進了氣動特性, 由于翼身融合機體增加了邊條，提高了飛機大迎角時的升力 , 改善了大迎角的氣動特性 ; 并且 , 翼身融合飛機的焦點前移 , 減少了靜穩(wěn)定度 , 更便于實施主動控制 , 有利于機動飛行。中單翼偏上，機身上部與機翼融合在一起。 機身側面與垂尾平面平行， 使反射波避開雷達威脅的主要方向。 機身下部基本為平面， 有武器艙門。 在進氣口以前的前機身截面下部是向內傾斜的平面與垂尾平面平行， 上部略帶弧度， 以便與座艙蓋構成融合體。 機頭傾斜的平面在兩側形成棱邊， 大迎角

12、時能保持左右旋渦的對稱，進一步提高了大迎角時的飛行品質。 機身采用超音速面積率進行優(yōu)化外形設計。3.3 發(fā)動機的類型、數目和布置：渦輪風扇發(fā)動機 2 臺置于機身后部、二維矢量控制噴口。推力矢量技術對戰(zhàn)斗機的作用：（曲東牙：推力矢量控制披術發(fā)展及關鍵技術分析，航空科學技術 2002.3 ）（ 1） 戰(zhàn)斗機采用推力矢量控制技術后可顯著改善其垂直， 短距起降性能，以降低戰(zhàn)斗機對機場的要求和減少對機場的依賴程度。（ 2）戰(zhàn)斗機采用推力矢量控制技術后可增大機動能力提高空戰(zhàn)效能。如F_22 在采用推力矢量控制技術后， 迎角 20o 時的最大滾轉角速度由65o / s 提高到110o / s ，滾轉 360

13、o 的時間由 lO.5s 減少到 5.7s 。（ 3）戰(zhàn)斗機采用推力矢量控制技術后可提高戰(zhàn)斗機的隱身性能。（ 4）戰(zhàn)斗機采用推力矢量控制技術后可提高飛機的操作效率。采用二元噴管推力矢量的飛機， 由于其噴口距飛機重心遠，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， 非常有利于飛機的亞音速和超音速機動能力的提高。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計。3.2 進氣道布置進氣道設計的隱身性要求是要使入射波不能“直達”壓氣機，避免鏡面反射。為此我們選用低可探測型飛機廣泛采用的 S 形進氣管道

14、。進氣道唇口邊緣在俯視平面前掠，其前掠角接近機翼后緣前掠角，側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度， 而且將反射波集中在飛機的少數幾個反射波束中去，造成垂直于進氣口口面的入射波完全被機身遮擋， 從而使雷達在任何方向上均無法檢測到來自進氣口的強法向回波， 在雷達探測的主方向起到減小 RCS 的作用。而且，當飛機受到雷達波從前下外入射進氣口時， 前身的唇邊對于進氣道的腔體可提供有效的遮擋， 當飛機受到頭向入射式， 斜切的進氣口只產生很弱的回波，腔體雖得不到機身及前伸唇邊的遮擋， 但其彎度較大的 S 形進氣管道配合使用吸波材料可以有效的吸收進入腔體的入射波及從壓氣機返回的反射

15、波。3.3 機翼布局機翼采用上單翼。參考類型上單翼中單翼下單翼內容翼 -身干擾阻力中小大結構布置難易 /重量易/輕難 /重較易 /較輕機身容積利用率 /機身高度好/低差/適中較好 /高中央翼盒能否貫穿機身可以不可以可以翼吊發(fā)動機壽命 /維修性長/難較長 /較易短/易機翼上安裝起落架難/重較易 /較輕易/輕對操穩(wěn)特性影響相當于相當于機翼上反機翼下反本機對不利因素采取的措施有： 發(fā)動機置于機身后部， 采用寬機身， 將起落架設置在機身之內。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：可收放式前三點起落架。前三點式起落架的特點：（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，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）可使用較強烈的剎車，縮短滑跑距離。（5）缺點是前輪可能出現前輪“擺振”現象。3.6 隱身設計隱身布局考慮：(1) 在飛機布局上 , 盡量采用翼身融合體結構 , 使機翼、機身平滑過渡 , 以減少容易產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 (包括導彈 )攜帶在機內 ,不外露。(2)采用渦輪風扇發(fā)動機, 使內外涵道的熱、冷氣體混合排出, 并加以處理 ,利用機身遮擋進氣口，減少紅外特征。(3)減小 RCS 值 ; 屏蔽進氣道和尾噴口。(

17、4) 表面涂覆雷達波吸收材料。（5）采用 S 形進氣道，防止發(fā)動機進氣口直接暴露于對方紅外探測器的監(jiān)測下。第四章部件設計4.1 機翼設計4.1.1 機翼具體參數的確定：一些戰(zhàn)斗機的翼型數據如下戰(zhàn)斗翼型最大速戰(zhàn)斗翼型最大機度機速度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M2.35F-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 機翼型，選取本機 翼型為翼根 NACA64A006 ，翼尖為 NACA64A203 ，翼尖幾何扭轉 -2 度。 根梢比1）對氣動誘導阻力的影響根據 Prandtl 機翼理論， 當升力分布為橢圓形時， 誘導阻力最??； 當 =2.5 時，升力分布接近橢圓形， 故許多低速飛機為 2.5 左右。2）對結構重量的影響增加，可減輕機翼結構重量3）對內部容積的影響增加，有利于布置油箱和起落架4）對于高速飛機 =35，主要是從結構重量考慮綜合考慮以上因素，本機選取4。 后掠角 (x )1）對氣動特性的影響增大，可以提高臨Ma 界數，延緩激波的產生

20、；增大，波阻降低；增大，升力線斜率降低；增大，最大升力系數降低；增大，機翼升阻比k 降低；2）對結構重量的影響增大，機翼結構重量增加。3）對內部容積的影響過大，不利于布置起落架。機翼后掠角經驗曲線：綜合以上方面，本機采用后掠角54 度。 機翼的幾何形狀 機翼的安裝角、上反角和幾何扭轉1）機翼安裝角統(tǒng)計得噴氣客機一般選擇1o5.3o，戰(zhàn)斗機一般選擇 -1o3.6o。本機選擇安裝角 0 度。2）機翼上反角上反角的統(tǒng)計值飛 機機翼位置類 型下單翼中單翼下單翼直機翼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向穩(wěn)定性， 機翼

21、后掠翼會增加側向穩(wěn)定性， 所以本機選擇上反角 0 度。展弦比設計要求翼展 b 12.24m，機翼面積 S =75 m2，根梢比C r=4，對應尖削比 0.25Ct機翼 1/4 弦線處的后掠角1/ 4 47.1機翼的幾何展弦比： Ab2 / S所以 A 122 / 502.0 機翼的平均相對厚度已知參數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。機翼的容積機翼油箱容積的計算：翼展 85% 以外的部分不能載油。機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 機翼的增升裝置和副翼后緣襟翼本機采用后退開縫式襟翼，最大偏轉角50。前緣襟翼本機采用克魯格襟翼。 前后襟翼效果圖副翼副翼面積與機翼面積之比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 本機選取副翼相對展長 0.30 ，相對弦長 0.25 ，最大偏角 30機翼參