飛機(jī)總體設(shè)計(jì)大作業(yè)

1、精選優(yōu)質(zhì)文檔-傾情為你奉上飛機(jī)總體設(shè)計(jì)大作業(yè)作業(yè)名稱 J-22 戰(zhàn)斗機(jī)的設(shè)計(jì) 項(xiàng)目組員 靳國濤 馬獻(xiàn)偉 張凱 鄭正路所在班級 班 目 錄第一章 任務(wù)設(shè)計(jì)書3第二章 J-22初始總體參數(shù)和方案設(shè)計(jì)5 2.1重量估算 5 2.2確定翼載和推重比6 2.1.1確定推重比9 2.1.2 確定翼載10 2.3 飛機(jī)升阻特性估算12 2.3.1 零升阻力的估算12 2.3.2 飛機(jī)升阻比的估算14 2.4 確定起飛滑跑距離15 2.5 飛機(jī)氣動(dòng)布局的選擇17 2.6 J-22隱身設(shè)計(jì)18第三章 J-22飛機(jī)部件設(shè)計(jì)20 3.1 機(jī)翼設(shè)計(jì)21 3.1.1機(jī)翼安裝形式的選擇223.1.2機(jī)翼具體參數(shù)的計(jì)算24

2、 3.2 機(jī)身設(shè)計(jì)28 3.2.1本機(jī)身的設(shè)計(jì)要求 29 3.2.2機(jī)身的主要幾何參數(shù)29 3.2.3機(jī)身外形的初步設(shè)計(jì)30 3.2.4本機(jī)機(jī)身外形的設(shè)計(jì)特點(diǎn)31 3.3 起落架的設(shè)計(jì)32 3.3.1本機(jī)起落架的設(shè)計(jì)要求32 3.3.2本機(jī)起落架的設(shè)計(jì)參數(shù)33 3.4 推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)33 3.4.1推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)原則33 3.4.2本機(jī)所采用的推進(jìn)系統(tǒng)34 3.4.3 本機(jī)所采用的矢量推進(jìn)技術(shù)36 3.5機(jī)上采用的雷達(dá)38 3.6飛機(jī)內(nèi)部裝載的布置40 3.6.1飛機(jī)內(nèi)部裝載布置的原則和方法40 3.6.2 本機(jī)駕駛座艙的設(shè)計(jì)41 3.7 本機(jī)的武器系統(tǒng)42第四章 本機(jī)費(fèi)用與效能分析43 小結(jié)

3、50第一章 設(shè)計(jì)任務(wù)書（1） 主要設(shè)計(jì)目標(biāo)：本機(jī)以四代戰(zhàn)機(jī)為參照，為單座雙發(fā)重型戰(zhàn)機(jī)，具備隱身性能好、起降距離短、超機(jī)動(dòng)性能、超音速巡航等特點(diǎn)。在9150米高度以M0.9作高過載機(jī)動(dòng)時(shí)機(jī)翼不產(chǎn)生抖振；在廣闊的速度范圍內(nèi)具有充分的能量機(jī)動(dòng)能力可作洲際轉(zhuǎn)場飛行可由一人操縱(單座)各種武器設(shè)備和執(zhí)行各種任務(wù)機(jī)體有4000飛行小時(shí)的疲勞壽命，安全系數(shù)為4，要做16000飛行小時(shí)的疲勞試驗(yàn)不用地面支援，靠機(jī)內(nèi)設(shè)備起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)體構(gòu)造、電氣、液壓操縱系統(tǒng)具有高度生存性最大起飛重量34噸，用于空戰(zhàn)時(shí)在以27噸重量起飛時(shí)，最高速度能達(dá)到每小時(shí)1900千米。其超音速巡航速度可達(dá)每小時(shí)1450千米，作戰(zhàn)半徑1100

4、 千米，戰(zhàn)斗負(fù)荷可達(dá) 6噸，內(nèi)置3個(gè)武器艙，能實(shí)現(xiàn)飛行性能和隱身性能的良好結(jié)合。為確保分系統(tǒng)、成品、機(jī)載設(shè)備的可靠性，必須采用已經(jīng)批生產(chǎn)或預(yù)生產(chǎn)的，至少是經(jīng)過試制驗(yàn)證的；高空最大速度M2.35；采用遠(yuǎn)距的低可觀測性的有源相控陣?yán)走_(dá)其裝備的機(jī)載雷達(dá)可發(fā)現(xiàn)400公里外的目標(biāo)，能同時(shí)跟蹤60個(gè)空中目標(biāo)并打擊其中的16個(gè)。（2） 目的和用途：主要用于爭奪戰(zhàn)區(qū)制空權(quán)同時(shí)具有對地攻擊能力，突出強(qiáng)調(diào)高機(jī)動(dòng)性、大活動(dòng)半徑、多用途性，可執(zhí)行空戰(zhàn)和對地攻擊任務(wù)的空中優(yōu)勢戰(zhàn)斗機(jī)該戰(zhàn)機(jī)強(qiáng)調(diào)，多用途，高機(jī)動(dòng)性能和續(xù)航能力。機(jī)主動(dòng)控制技術(shù)，較高的盤旋率，較高的爬升率、盤旋半徑、盤旋角速度和加速性擁有矢量推力，不開后燃器下

5、維持超音速巡航，匿蹤功能（3） 動(dòng)力裝置：發(fā)動(dòng)機(jī)： 2×Lyulka AL-41F 后燃器，數(shù)位控制渦輪扇發(fā)動(dòng)機(jī)推力： 每個(gè) 9,800 kgf后燃器推力:每個(gè) 17,950 kgf* 向量推進(jìn)： 范圍：-20°至+20°；噴口轉(zhuǎn)速度：30°/秒（上下左右4方向）（4） 續(xù)航時(shí)間和航程：最大續(xù)航時(shí)間(空中加油) 15小時(shí)，(不作空中加油) 5小時(shí)15分，最大航程：5500千米，在不加油情況下的續(xù)航能力38004200公里。（5） 使用特性：希望設(shè)計(jì)與其同期機(jī)種所建立的地面，空中與航線環(huán)境完全相同，機(jī)動(dòng)速度和速度限制不影響任何模式的標(biāo)準(zhǔn)運(yùn)營，飛行速度高度及

6、作戰(zhàn)半徑：高空最大平飛速度M2.5，最高升限：20000米，實(shí)用升限18300米，作戰(zhàn)半徑約1100千米（6） 起飛滑跑距離：280米（7） 維護(hù)標(biāo)準(zhǔn)：使用維護(hù)標(biāo)準(zhǔn)為每飛行小時(shí)11.3人時(shí)(相當(dāng)于第二次世界大戰(zhàn)時(shí)的標(biāo)準(zhǔn))；機(jī)載設(shè)備的平均故障間隔時(shí)間要與每飛行小時(shí)11.3人時(shí)的維護(hù)標(biāo)準(zhǔn)相適應(yīng)；（8） 壽命：10000小時(shí) 給出該機(jī)的任務(wù)剖面圖第二章 飛機(jī)初始總體參數(shù)與方案設(shè)計(jì) 21重量估算 設(shè)計(jì)起飛總重”是指飛機(jī)在設(shè)計(jì)確定任務(wù)開始時(shí)的總重量，它不一定與“最大起飛重量”相同。許多軍用飛機(jī)的裝載可以超過其設(shè)計(jì)重量，但將損失包括機(jī)動(dòng)性在內(nèi)的主要性能。除特殊說明外，起飛總重或假定為設(shè)計(jì)重量?？梢詫w機(jī)起

7、飛總重表示為如下幾項(xiàng)WTO=WOE+WF+WPL （1） WOE = WE+Wtfo+Wcrew （2） WE = WS + WFEQ + WEN （3） WTO= Wcrew+WF+WPL+WE （4）可得迭代公式 飛行任務(wù)段燃油系數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)和暖機(jī)滑跑起飛爬升加速到巡航速度巡航待機(jī)下降著陸滑行計(jì)算飛機(jī)總重迭代公式假定值計(jì)算值50000058204453544000058354322743200058404335243300058444334043333058444333222確定翼載和推重比推重比(T/W)和翼載(W/S)是影響飛機(jī)飛行性能的兩個(gè)最重要的參數(shù)，這些參數(shù)的優(yōu)化是初始設(shè)計(jì)布局完

8、成后所要進(jìn)行的主要分析、設(shè)計(jì)工作。然而，在初始設(shè)計(jì)布局之前，要進(jìn)行基本可信的翼載和推重比估算，否則優(yōu)化后的飛機(jī)可能與初始布局的飛機(jī)相差很遠(yuǎn)，必須重新設(shè)計(jì)。 2.2.1確定推重比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(dòng)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(jì)任務(wù)的飛機(jī)的起飛總重增加。T/W不是一個(gè)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(dòng)機(jī)的推力也隨高度和速度在變化。在確定參數(shù)的過程中，應(yīng)該注意避免混淆起飛推重比和其它條件下的推重比。如果所需的推重比是在其它條件下得到的，必須

9、將它折算到起飛條件下去，以便于選擇發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)量和大小推重比計(jì)算 M=2.21根據(jù)推重比與最大馬赫數(shù)的關(guān)系，對于噴氣式戰(zhàn)機(jī)，取a=0.684 c=0.594 2.2.2確定翼載荷（W/S） 翼載是飛機(jī)重量除以飛機(jī)的參考（不是外露）機(jī)翼面積。翼載影響失速速度、爬升率、起飛著陸距離以及盤旋性能。翼載決定了設(shè)計(jì)升力系數(shù)，并通過對浸濕面積和翼展的影響而影響阻力。對確定飛機(jī)起飛總重也有很大影響。 飛機(jī)類型 W/S(kg/m2) 飛機(jī)類型 W/S(kg/m2)滑翔機(jī)30雙渦輪螺旋槳飛機(jī)200自制飛機(jī)50噴氣教練機(jī)250通用航空飛機(jī)單發(fā)80噴氣戰(zhàn)斗機(jī)350通用航空飛機(jī)雙發(fā)130噴氣運(yùn)輸機(jī)/轟炸機(jī)600：1 根

10、據(jù)失速確定翼載（對于戰(zhàn)斗機(jī)取1.2 =） 飛機(jī)的失速是影響飛機(jī)安全的主要因素。失速速度直接由翼載和最大升力系數(shù)確定。在設(shè)計(jì)過程中，可利用失速速度與翼載的關(guān)系，求得滿足失速性能的翼載2 巡航時(shí)間最大時(shí)的翼載（巡航速度）起飛滑跑距離是指機(jī)輪離地前經(jīng)過的實(shí)際距離，正常起飛的離地速度是失速速度的1.1倍。式（2.4.13）和式（2.4.14）給出了給定起飛距離時(shí)所允許的最大翼載。 3根據(jù)升限確定翼載升限分為理論升限和實(shí)用升限兩種。理論升限是指在給定發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，飛機(jī)能保持等速水平直線飛行的最大高度，也就是最大爬升率等于零時(shí)的飛行高度。實(shí)用升限是指在給定飛機(jī)重量和給定發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，對于軍用飛機(jī)，亞音速飛

11、行最大爬升率為0.5m/s時(shí)的飛行高度；超音速飛行最大爬升率為5m/s時(shí)的飛行高度。=589KG /米2（，分別指1500米時(shí)的大氣密度，升力系數(shù)，推力最大是時(shí)的飛行速度）翼載取最小589Kg/米223 飛機(jī)升阻特性估算231零升阻力的計(jì)算機(jī)翼上的阻力有許多種，根據(jù)阻力的起因以及是否與升力有關(guān)，可以把阻力分為零升阻力（與升力無緊密聯(lián)系的阻力）和誘導(dǎo)阻力（與升力密切相關(guān)的阻力）。其中零升阻力包括摩擦阻力和壓差阻力，機(jī)翼上的阻力有許多種，根據(jù)阻力的起因以及是否與升力有關(guān)，可以把阻力分為零升阻力（與升力無緊密聯(lián)系的阻力）和誘導(dǎo)阻力（與升力密切相關(guān)的阻力）。其中零升阻力包括摩擦阻力和壓差阻力，式中：S

12、飛機(jī)浸濕面積； S參考飛機(jī)參考面積。浸濕面積，即飛機(jī)總的外露表面積，可以看作是把飛機(jī)浸入水中會(huì)變濕的那部分表面積。要估算阻力必須計(jì)算浸濕面積，因?yàn)樗鼘δΣ磷枇τ绊懽畲蟆?機(jī)翼和尾翼的浸濕面積可根據(jù)其平面形狀估算，如圖2.3.2所示，浸濕面積由實(shí)際視圖外露平面形狀面積（S）乘以一個(gè)根據(jù)機(jī)翼和尾翼相對厚度確定的因子得到飛機(jī)在亞音速巡航時(shí)的零升阻力大部分為蒙皮阻力，再加上小部分的分離壓差阻力，可以用“當(dāng)量蒙皮摩擦阻力系數(shù)法確定”飛機(jī)浸濕面積-飛機(jī)參考面積-當(dāng)量蒙皮摩擦阻力系數(shù)飛機(jī)浸濕面積可以用俯視圖，側(cè)視圖估算機(jī)翼尾翼可以用其平面形狀估算232飛機(jī)升阻比的計(jì)算升阻比L/D是所設(shè)計(jì)方案總氣動(dòng)效率的量度

13、，在亞音速狀態(tài)下，升阻比L/D直接取決于兩個(gè)設(shè)計(jì)因素：機(jī)翼翼展和浸濕面積。以下列出了亞音速及超音速飛機(jī)典型極曲線的計(jì)算和圖表，這些數(shù)據(jù)可以用于方案論證。所提供的亞音速飛機(jī)的極曲線公式如下（襟翼及起落架收上）：2 本機(jī)為后掠翼飛機(jī)，后掠角為40度，展鉉比為3查得M=2。2時(shí)，巡航升阻比24確定滑跑距離假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)推力P與地面平行，此時(shí)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程為可將該式改寫為式中，為停機(jī)迎角時(shí)的升力系數(shù)和阻力系數(shù)由此可得地面加速滑跑段的時(shí)間為 （1）又可將該試改寫為由此可得地面加速滑跑段的距離為 （2）對（1），（2）兩式進(jìn)行解析積分得到其中為推重比1。035 為地面摩擦系數(shù)取平均值0。035=1 =0。05

14、=0。16飛機(jī)離地速度這里飛機(jī)起飛重量m=19000kg 機(jī)身面積S=57.4 離地瞬間的升力系數(shù)=1.03 將數(shù)據(jù)入（2）式。得L=274米25飛機(jī)氣動(dòng)布局的選擇飛機(jī)的氣動(dòng)布局通常是指其不同的氣動(dòng)力承力面的安排形式。全機(jī)氣動(dòng)特性取決于各承力面之間的相互位置以及相對尺寸和形狀。機(jī)翼是主承力面，它是產(chǎn)生升力的主要部件，前翼、平尾、垂尾等是輔助承力面，主要用于保證飛機(jī)的安定性和操縱性。 選擇確定布局型式是一個(gè)綜合、折衷的過程。根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，鴨式和無尾式布局用于超音速為基本飛行狀態(tài)的飛機(jī)是合理的，而常規(guī)式布局則用于亞音速飛機(jī)或以亞音速飛行狀態(tài)為主，超音速飛行狀態(tài)為次的飛機(jī)最合適。本戰(zhàn)斗機(jī)更強(qiáng)調(diào)中、低空機(jī)

15、動(dòng)性，要求飛機(jī)具有良好的大迎角特性，故采用正常式布局飛機(jī)型式的選擇所謂飛機(jī)型式，是指飛機(jī)幾何外形的主要特征及飛機(jī)各種裝載布置方案的統(tǒng)稱。而飛機(jī)外形主要特征大致是指飛機(jī)各部件(機(jī)翼、機(jī)身、尾翼、動(dòng)力裝置、起落架等)的數(shù)目、外形和相對位置的統(tǒng)稱J22采用中等后掠角(40º左右)、小展弦比(24)薄機(jī)翼(相對厚度35%)的正常式、布局型式；因?yàn)閷喴羲亠w機(jī)而言，后掠翼能有效提高臨界馬赫數(shù)，延緩局部激波的產(chǎn)生，避免過早出現(xiàn)波阻。大后掠角和大梯形比的條件下，大迎角時(shí)翼尖先失速，使飛機(jī)的操穩(wěn)特性變壞(這一問題可通過幾何/氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)、加翼刀及機(jī)翼前緣缺口等方法來改善26隱身設(shè)計(jì)隱身設(shè)計(jì)的目的，是設(shè)計(jì)

16、者要減少產(chǎn)品被探測、被發(fā)現(xiàn)的可能性，即通過使某一武器系統(tǒng)更難以被測到，從而改善執(zhí)行任務(wù)的能力本機(jī)采取的措施(1) 經(jīng)過優(yōu)化的有源信號，干擾敵方雷達(dá)，采用干擾與欺騙系統(tǒng)，用物理的方法，影響敵方借助于電子設(shè)施發(fā)現(xiàn)或摧毀目標(biāo)的系統(tǒng) (2) 改變雷達(dá)能量的通過介質(zhì)(通常是大氣)的電氣特性。最常用的方法是施放金屬箔條改變大氣的傳播特性，不常用的方法還有施放含金屬微粉的煙塵等(3) 改變飛機(jī)本身的反射特性。通過在飛機(jī)上采用改變幾何截面積、反射率和對雷達(dá)波散射的方向性系數(shù)的方法，達(dá)到隱身的目的；同時(shí)，研究和采用吸波材料也可以降低系統(tǒng)的可探測性。 雷達(dá)隱身外形飛機(jī)外形對其雷達(dá)截面積的影響最大，所以在隱身飛機(jī)設(shè)

17、計(jì)中，采用雷達(dá)隱身外形已經(jīng)成為主要的隱身措施，已經(jīng)被證實(shí)確有顯著效果。 隱身外形設(shè)計(jì)主要考慮：(1) 減小鏡面反射、(2) 減小角反射。本機(jī)的雷達(dá)隱身外形主要包括： (1) 機(jī)翼機(jī)身、機(jī)身座艙融合體，低扁而平滑的座艙；(2) 邊緣和板塊力求在空間平行，使雷達(dá)波的反射集中在幾個(gè)非主要作戰(zhàn)方向上；(3 取消一切外掛物和掛架，采用機(jī)內(nèi)彈艙和保形掛載方式(4 在座艙內(nèi)表面蒸鍍高導(dǎo)電率的透明薄膜；(5 隱身雷達(dá)天線罩(6 可伸縮的通信和導(dǎo)航天線；(7 采用內(nèi)埋式發(fā)動(dòng)機(jī)，或完全機(jī)內(nèi)或翼內(nèi)安裝方式(8 采用鋸齒形唇口、進(jìn)氣道屏蔽格柵或金屬絲網(wǎng)罩等飛機(jī)紅外特征控制技術(shù) 近年來，紅外探測和制導(dǎo)系統(tǒng)發(fā)展迅速，對飛

18、機(jī)的威脅日益嚴(yán)重，J22用相應(yīng)的紅外隱身措施，主要包括： (1) 采用紅外輻射較弱的渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī) ；(2) 尾噴管處采用遮擋結(jié)構(gòu)，遮擋和屏蔽紅外輻射 (3)用二元噴管或異形噴管(4)采用新型霧化噴嘴，改進(jìn)燃燒室設(shè)計(jì)，減小發(fā)動(dòng)機(jī)排煙，從而減弱紅外輻射； (6) 在燃料中加入添加劑，以減弱排氣的紅外輻射或改變紅外波長(7) 采用隔熱材料抑制飛機(jī)表面溫度的升高，減弱機(jī)體紅外輻射；(8) 采用氣溶膠屏蔽發(fā)動(dòng)機(jī)尾燃的紅外輻射。本機(jī)隱身特征 J22是高技術(shù)的結(jié)晶，它不僅綜合運(yùn)用了最新的隱身技術(shù)成果，使飛機(jī)具有低RCS的隱身能力，而且可以不開加力進(jìn)行超音速巡航，具有大迎角下高機(jī)動(dòng)性和敏捷性，先敵發(fā)現(xiàn)、先敵

19、進(jìn)攻能力，以及大的活動(dòng)半徑及足夠的武器載荷。優(yōu)化的外形設(shè)計(jì)一體化技術(shù)。能夠權(quán)衡高機(jī)動(dòng)性、敏捷性、低阻力和低RCS的要求，兼顧氣動(dòng)力與隱身的一體化設(shè)計(jì)，不再采用傳統(tǒng)的機(jī)內(nèi)有源自衛(wèi)干擾裝置，而是依靠可靠的威脅監(jiān)控和導(dǎo)彈接近時(shí)的投放式干擾第三章 飛機(jī)部件設(shè)計(jì)31機(jī)翼設(shè)計(jì)機(jī)翼設(shè)計(jì)的原則（數(shù)字1表示首選，數(shù)字3表示最不合適）本機(jī)根據(jù)空軍的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求，在設(shè)計(jì)中主要突出空戰(zhàn)格斗性能，通過采用低翼載、大推重比來提高飛機(jī)的跨音速機(jī)動(dòng)性。在基本外形選擇過程中，為了獲得最小的結(jié)構(gòu)重量，借助計(jì)算機(jī)對各種機(jī)翼形狀進(jìn)行過大量計(jì)算。在結(jié)構(gòu)上，為了減輕重量，大量使用鈦合金材料，其比重占整個(gè)結(jié)構(gòu)重量的25。311對機(jī)翼安裝形

20、式的選擇機(jī)翼與機(jī)身之間的氣動(dòng)干擾問題，是在選型時(shí)首先要考慮的問題。三種型式中，中單翼的氣動(dòng)干擾阻力最??；下單翼的氣動(dòng)干擾阻力最大，但在機(jī)翼-機(jī)身結(jié)合部位進(jìn)行整流后，可使其干擾阻力明顯下降；超音速時(shí)情況較復(fù)雜，但中單翼有利于翼-身融合，并有利于采用能降低波阻的面積律。選擇機(jī)翼的上下位置時(shí)，必須考慮機(jī)翼對正常式布局飛機(jī)的平尾的氣動(dòng)干擾，鴨式布局時(shí)需注意與鴨翼之間的相互影響。 上單翼、中單翼和下單翼的優(yōu)缺點(diǎn)的比較見下表： 上單翼中單翼下單翼翼-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(dòng)機(jī)壽

21、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)于機(jī)翼上反 相當(dāng)于機(jī)翼下反本機(jī)機(jī)翼采翼身融合技術(shù)，翼身融合技術(shù)可以極大的減小阻力（效果最明顯的是干擾阻力減?。?，同時(shí)可以增大機(jī)體內(nèi)的可用空間，改善整機(jī)的雷達(dá)反射特性等。同時(shí)由于邊條的作用，使飛機(jī)的平均后掠增大，高速性能好，但是由于主翼面后掠角仍不是很大，所以低速格斗性能也好。此外，邊條與機(jī)翼處的折點(diǎn)產(chǎn)生的折點(diǎn)渦可以對機(jī)翼上的氣流產(chǎn)生有利的擾動(dòng)，減緩分離。平面形狀為切角三角形，帶前緣和后緣機(jī)動(dòng)襟翼，選用了固定彎度的普通錐形扭轉(zhuǎn)機(jī)翼來提高空戰(zhàn)機(jī)動(dòng)性。前緣后掠角45°，展弦比為3，根梢比為4

22、，相對厚度翼根處為6.6，翼尖處為3。上反角1°，安裝角0°。尾翼全動(dòng)式平尾帶有鋸齒形后緣，大面積的外側(cè)雙垂尾可以滿足高速飛行和空戰(zhàn)機(jī)動(dòng)的需要。312機(jī)翼具體參數(shù)的計(jì)算機(jī)翼設(shè)計(jì)：本機(jī)翼采用常規(guī)布局，屬于懸臂梁式機(jī)翼，中單翼，NACA64413翼型.機(jī)翼的功用與設(shè)計(jì)要求機(jī)翼的功用 (1)升力面: 產(chǎn)生升力,還可增加橫側(cè)安定性 (上反角和后掠角)。 (2)增升裝置: 襟翼、 縫翼。 (3)操縱面: 副翼、 擾流片橫向操縱。 (4)外掛 裝載: 武器外掛、發(fā)動(dòng)機(jī)、內(nèi)部如油， 旅客機(jī)現(xiàn)大多油全部裝在機(jī)翼中。 (5)連接其它部件: 主起落架設(shè)計(jì)要求 (1) 主要產(chǎn)生升力 所以氣動(dòng)要求

23、高，即剛度要求 總剛度: 彎扭變形 局部剛度: 凸凹表面光滑 要滿足很多特殊設(shè)計(jì)要求增升、增阻減升、橫向操縱 (2)強(qiáng)度、重量最輕 (3)如是整體油箱,則燃油系統(tǒng)的可靠性十分重要,為保證其安 全,必須保證絕對可靠,必要時(shí)可犧牲重量。一：機(jī)翼展弦比展弦比A的大小，對機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力系數(shù)CDi、零升阻力系數(shù)CD0和升力線斜率及機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量均有影響高速飛機(jī)，波阻占很大的比例，減小展弦比A，可以使波阻系數(shù)明顯下降展弦比A減小，會(huì)使翼根彎矩減小，結(jié)構(gòu)重量減輕，且在機(jī)翼面積不變的情況下，機(jī)翼弦長和厚度的絕對值增加，對受力構(gòu)件的布置及內(nèi)部空間的利用都有利本機(jī)機(jī)翼面積為，翼展13米，幾何展弦比在確定機(jī)翼的氣動(dòng)

24、特性時(shí)，應(yīng)用有效展弦比，在小速度時(shí)，氣流被認(rèn)為是不可壓縮的 （為機(jī)翼根梢比，取為4，為機(jī)翼弦線處后掠角，取為）在超臨界氣流中，考慮到空氣壓縮性（其中為時(shí)機(jī)翼臨界馬赫數(shù)），（為空氣絕熱系數(shù)）參考同類飛機(jī)上反角，安裝角尖削比二 機(jī)翼平均相對厚度高亞音速及超音速時(shí)，由于激波的出現(xiàn)，翼型的相對厚度t/c對阻力的影響成為主要問題。高亞音速時(shí)，減小t/c可以提高臨界馬赫數(shù)；超音速時(shí)，減小t/c可以明顯降低波阻。因此，高速飛機(jī)的t/c較小，一般取46%，以5%較多見翼尖，翼根，根弦，尖弦平均相對厚度三 內(nèi)副翼取翼展，內(nèi)襟翼弦長取為機(jī)翼后梁放在處，前梁放在處。四 襟翼幾何參數(shù)的確定已知本機(jī)最大許用升力系數(shù)為起

25、飛最大升力系數(shù)著陸最大許用升力系數(shù)根部相對厚度為時(shí)，部件升力系數(shù)為梢部相對厚度為時(shí)，相應(yīng)值為1.7估算故采用富勒襟翼，以確保有足夠的升力增量。估算其大概幾何外形參數(shù)五尾翼配平能力強(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)大于平尾迎角，也即要求機(jī)翼先失速，尾翼后失速。本架戰(zhàn)斗機(jī)強(qiáng)調(diào)多用途、高機(jī)動(dòng)性能和續(xù)航能力，采用正常式布局 本機(jī)采用雙垂尾雙垂尾的壓心較低，可以減小由側(cè)力引起的機(jī)身扭矩；但雙垂尾需較大的機(jī)身寬度，比較適合于高機(jī)動(dòng)性的飛機(jī)；同時(shí)，雙垂尾有時(shí)還可以起到降低飛機(jī)雷達(dá)反射截面積(RCS)的目的(通過垂尾向

26、內(nèi)或向外傾斜一定角度的方式)。翼型選用NACA0009/0018在初步設(shè)計(jì)中，取尾翼臂參照同類型飛機(jī)尾容量系數(shù)和操縱面尺寸數(shù)據(jù)，取32機(jī)身設(shè)計(jì)按照用途和功能特征，機(jī)身是飛機(jī)最復(fù)雜的部件之一。它的用途是多種多樣的，裝載有效載重、乘員、設(shè)備、裝備，動(dòng)力裝置和燃料，并把飛機(jī)的重要部件聯(lián)成一個(gè)整體，包括機(jī)翼、尾翼、起落架和發(fā)動(dòng)機(jī)。這種功能上的復(fù)雜性決定了在設(shè)計(jì)過程中不論是選擇機(jī)身參數(shù)、尺寸和形狀，還是確定作用在它上面的外載荷都有一定的難度。機(jī)身不僅承受其載重的重力，而且還承受從飛機(jī)各部件傳到機(jī)身上的載荷 321 本機(jī)身的設(shè)計(jì)要求機(jī)身應(yīng)具有足夠的內(nèi)部容積，保證滿足內(nèi)部裝載的使用要求應(yīng)使機(jī)身的氣動(dòng)阻力最小

27、要有利于進(jìn)行結(jié)構(gòu)布置，具有足夠的結(jié)構(gòu)高度，便于連接和安裝機(jī)翼、尾翼等其他部件，等等。322機(jī)身的主要幾何參數(shù) 機(jī)身的主要幾何參數(shù)是其總長度和其最大橫截面積在進(jìn)行參數(shù)選擇時(shí)，還經(jīng)常用到這兩個(gè)幾何參數(shù)的比值所構(gòu)成的相對參數(shù)機(jī)身的長細(xì)比/長徑比B。機(jī)身的長細(xì)比B 代表了機(jī)身幾何外形最主要的特征，對機(jī)身的氣動(dòng)阻力和機(jī)身結(jié)構(gòu)等方面的特性都有直接的影響 機(jī)身長細(xì)比的統(tǒng)計(jì)值飛機(jī)類型BB頭B尾亞音速飛機(jī)(M0.7)691.2223高亞音速飛機(jī)(M=0.80.9)8131.72.534超音速飛機(jī)10204657 確定機(jī)身長細(xì)比B，通常是根據(jù)所給定的飛機(jī)性能要求，按照氣動(dòng)阻力最小的原則進(jìn)行。同時(shí)兼顧了機(jī)身內(nèi)部容積

28、、結(jié)構(gòu)和重量等方面的特性考慮到本機(jī)為戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)身最大直徑取1.73米。機(jī)長為19.3米，323機(jī)身外形的初步設(shè)計(jì) 機(jī)身橫截面的形狀，以圓形最為有利。在內(nèi)部容積一定的情況下，其浸濕面積最小，摩擦阻力最小，同時(shí)對于承受密封座艙的內(nèi)壓最為有利，從而可以減輕結(jié)構(gòu)重量。本機(jī)為高速飛機(jī)，可采用層流機(jī)身，其與機(jī)翼的層流翼型類似，可以延緩激波的產(chǎn)生，這種機(jī)身的最大橫截面積后移至距機(jī)頭約45%機(jī)身長度處或更后一點(diǎn)。本機(jī)為高速飛機(jī)機(jī)身頭部外形對機(jī)身的波阻影響很大，從減小波阻的角度出發(fā)采用較大長細(xì)比的旋成體比較有利。在選擇機(jī)身頭部外形時(shí)，考慮了安裝雷達(dá)天線的內(nèi)部布置要求，同時(shí)要與飛行員座艙的安排相協(xié)調(diào)，保證飛行員的視

29、野(視界)要求，并在外形上與凸起的座艙蓋光滑過渡機(jī)身中部的幾何外形對氣動(dòng)阻力的影響較小，常按內(nèi)部布置要求確定。從減小氣動(dòng)阻力的角度，采用了圓柱形 機(jī)身尾段的外形與機(jī)身中段外形和尾翼的外形相協(xié)調(diào)，避免了其表面氣流的分離，減小阻力324本機(jī)機(jī)身外形的初步設(shè)特點(diǎn)機(jī)身座艙的視界、機(jī)頭雷達(dá)罩、進(jìn)氣道及發(fā)動(dòng)機(jī)的安排決定了機(jī)身底部外形略帶彎曲。進(jìn)氣道和噴管外側(cè)裝有凸出的整流罩，整流罩除用來安裝機(jī)炮外，還可以起到翼根整流和安裝平尾及垂尾的作用。這個(gè)整流罩從機(jī)翼前緣根部向前伸出，大迎角時(shí)產(chǎn)生渦流，可推遲機(jī)翼失速和提高尾翼效率，起到邊條作用。機(jī)身背部座艙后邊裝一塊最大開度為35°的減速板。機(jī)身為全金屬半

30、硬殼式結(jié)構(gòu)，由前、中、后三段組成。前段包括機(jī)頭雷達(dá)罩、座艙和電子設(shè)備艙，基本上是鋁合金結(jié)構(gòu)。中段是與機(jī)翼連接部分，其承受大載荷的構(gòu)件為鈦合金件，約占此段重量的20.4，前三個(gè)框是鋁合金的，后三個(gè)框是鈦合金的。后段為發(fā)動(dòng)機(jī)艙，除尾翼外，全為鈦合金結(jié)構(gòu)33起落架設(shè)計(jì) 起落架是一種起飛著陸裝置，它保證飛機(jī)滑跑、起飛、著陸、著陸后滑跑以及在機(jī)場上機(jī)動(dòng)滑行。這時(shí)，起落架承受作用于飛機(jī)上的各種載荷，并在著陸滑跑中將其大部分動(dòng)能散逸掉。 起落架型式是指支點(diǎn)數(shù)目及其相對于飛機(jī)重心的位置特征。目前，飛機(jī)上采用的起落架有四種型式：后三點(diǎn)式起落架、前三點(diǎn)式起落架、機(jī)翼下帶支點(diǎn)的自行車式起落架及多支點(diǎn)式起落架 331

31、 本機(jī)起落架的設(shè)計(jì)要求全面地滿足已經(jīng)選定的各項(xiàng)幾何參數(shù)及與飛機(jī)重心的相對位置 檢查起落架放下時(shí)的著地點(diǎn)、輪距和高度等參數(shù)是否滿足要求 保證起落架的減震性能、強(qiáng)度、剛度盡量減小幾何尺寸和減輕重量 考慮起落架收放對全機(jī)重心的影響 本機(jī)采用液壓收放前三點(diǎn)式起落架，操縱簡單，地面運(yùn)行穩(wěn)定裝有油氣減震器，均為單輪，都向前收起，332 本機(jī)起落架的設(shè)計(jì)參數(shù)前三點(diǎn)式起落架幾何參數(shù)1）停機(jī)角=2°（通常取值0°4°） 2）著地角3）防后倒立角，對艦載機(jī)4）縱向輪距b=0.30 為機(jī)身全長，為19m 通常b=(0.3.0.40) 5） 飛機(jī)重心H=2.91m 起落架高度：6）前輪伸

32、出量a=(0.880.94)b 此機(jī)取a=0.90b=5.13m主支柱伸出量e=(0.060.12)b 此機(jī)選取e=0.10b=0.57m主輪距B=2.85m其中B須滿足 BV為滑動(dòng)摩擦系數(shù)34推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)： 341 推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)原則 所有飛機(jī)推進(jìn)裝置形式都是靠向后推動(dòng)空氣（或燃?xì)猓┒a(chǎn)生推力的。 為了進(jìn)行動(dòng)力裝置的設(shè)計(jì)，首先需要有以下的基本數(shù)據(jù)：飛機(jī)的用途、所要求的飛機(jī)性能和飛機(jī)的起飛重量。 對動(dòng)力裝置的主要要求是：保證燃油消耗率最低（尤其是遠(yuǎn)程飛機(jī)）、比重最小（尤其是大推重比的飛機(jī)），以及具有足夠的可靠性和低成本。 要成功地設(shè)計(jì)出高性能的現(xiàn)代飛機(jī)，在很大程度上是依靠機(jī)體和動(dòng)力裝置恰當(dāng)?shù)亟M合

33、。要使本機(jī)戰(zhàn)斗生存力強(qiáng)，采用兩側(cè)進(jìn)氣時(shí)進(jìn)氣道效率較高兩側(cè)進(jìn)氣時(shí)進(jìn)氣道短，內(nèi)管道損失小，總壓恢復(fù)系數(shù)高，機(jī)頭便于安裝雷達(dá)天線，視野較好等分 類高度范圍速度范圍活塞螺槳08km0M0.4渦輪螺槳012km0M0.7渦輪風(fēng)扇020km0M1.6渦輪噴氣022km0M2.3加力渦噴024km0M3.0綜合上表342本機(jī)所采用的推進(jìn)系統(tǒng)1先進(jìn)雙轉(zhuǎn)子加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，其設(shè)計(jì)目標(biāo)是：不加力超音速巡航能力、非常規(guī)機(jī)動(dòng)和短距起落能力、隱身能力(即低的紅外和雷達(dá)信號特征)、壽命期費(fèi)用降低至少25%、零件數(shù)量減少4060%、推重比提高20%、耐久性提高兩倍、零件壽命延長50%。循環(huán)參數(shù)范圍是：涵道比0.20.3

34、；總增壓比2327；渦輪進(jìn)口溫度16491760；節(jié)流比1.101.15。新技術(shù)主要有：三維粘性葉輪機(jī)設(shè)計(jì)方法、整體葉盤結(jié)構(gòu)、高紊流度強(qiáng)旋流主燃燒室頭部、浮壁燃燒室結(jié)構(gòu)、高低壓渦輪轉(zhuǎn)向相反、整體式加力燃燒室設(shè)計(jì)、二元矢量噴管發(fā)動(dòng)機(jī)性能：單臺最大推力為72.5千牛(7400公斤)，加力推力為111.1千牛(11340公斤)，加力耗油率kg/(daN·h) 2.40(據(jù)估算應(yīng)為1.801.90)中間耗油率kg/(daN·h) 0.622(據(jù)估算應(yīng)為0.880.90)推重比>10涵道比0.20.3總增壓比26渦輪進(jìn)口溫度()約1700最大直徑(mm) 1143長度(mm)

35、4826質(zhì)量(kg) 1360風(fēng)扇3級軸流式，無進(jìn)口導(dǎo)流葉片，風(fēng)扇葉片為寬弦設(shè)計(jì)。高壓壓氣機(jī)6級軸流式，采用整體葉盤結(jié)構(gòu)燃燒室環(huán)形，采用浮壁結(jié)構(gòu)高壓渦輪單級軸流式。采用第三代單晶渦輪葉片材料、隔熱涂層和先進(jìn)冷卻結(jié)構(gòu)。低壓渦輪單級軸流式，與高壓轉(zhuǎn)子對轉(zhuǎn)。加力燃燒室整體式，內(nèi)、外涵道內(nèi)各設(shè)單圈噴油環(huán)。尾噴管二元矢量收斂-擴(kuò)張噴管，在俯仰方向可作±20°偏轉(zhuǎn)。343本機(jī)采用推力矢量技術(shù)。推力矢量技術(shù)是指發(fā)動(dòng)機(jī)推力通過噴管或尾噴流的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的推力分量來替代原飛機(jī)的操縱面或增強(qiáng)飛機(jī)的操縱功能，對飛機(jī)的飛行進(jìn)行實(shí)時(shí)控制的技術(shù)。對它的應(yīng)用，還得依靠計(jì)算機(jī)、電子技術(shù)、自動(dòng)控制技術(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)制

36、造技術(shù)、材料和工藝等技術(shù)的一體化發(fā)展。 利用推力矢量技術(shù)到新設(shè)計(jì)和改型的下一世紀(jì)軍用飛機(jī)上，的確是一個(gè)有效的技術(shù)突破口，它對戰(zhàn)斗機(jī)的隱身、減阻，減重都十分有效。推力矢量技術(shù)能讓發(fā)動(dòng)機(jī)推力的一部分變成操縱力，代替或部分代替操縱面，從而大大減少了雷達(dá)反射面積；不管迎角多大和飛行速度多低，飛機(jī)都可利用這部分操縱力進(jìn)行操縱，這就增加了飛機(jī)的可操縱性。由于直接產(chǎn)生操縱力，并且量值和方向易變，也就增加了飛機(jī)的敏捷性，因而可適當(dāng)?shù)販p小或去掉垂尾，也能替代其他一些操縱面。這對降低飛機(jī)的可探測性是有利的，也能使飛機(jī)的阻力減小，結(jié)構(gòu)重減輕。因此，使用推力矢量技術(shù)是解決設(shè)計(jì)矛盾的最佳選擇。二.技術(shù)分類及對飛機(jī)總體性

37、能的影響。本機(jī)采用二元矢量噴管，二元矢量噴管是飛機(jī)的尾噴管能在俯仰和偏航方向偏轉(zhuǎn)，使飛機(jī)能在俯仰和偏航方向上產(chǎn)生垂直于飛機(jī)軸線附加力矩，因而使飛機(jī)具有推力矢量控制能力。二元矢量噴管通常是矩形的，或者是四塊可以配套轉(zhuǎn)動(dòng)的調(diào)節(jié)板。 應(yīng)用推力矢量技術(shù)后的一些戰(zhàn)術(shù)效果 戰(zhàn)斗機(jī)應(yīng)用了推力矢量技術(shù)后，戰(zhàn)術(shù)效果有很大的提高。戰(zhàn)斗機(jī)戰(zhàn)術(shù)效果的提高可從幾方面來說明： 1) 起飛著陸機(jī)動(dòng)性、安全性加大。由于在起飛著陸過程中，都能使用推力轉(zhuǎn)向來增加升力，從而使滑跑距離大大縮短，若用推力反向，那么效果更為明顯，因此對機(jī)場要求降低，使飛機(jī)的使用更為機(jī)動(dòng)。對氣候的要求也可放松，不怕不對稱結(jié)冰、突風(fēng)、小風(fēng)暴對飛機(jī)的擾動(dòng)，也

38、減輕了起落架毀壞帶來的影響，戰(zhàn)斗力相對提高。 2) 加強(qiáng)了突防能力、靈活性、生存率和攻擊的突然性，這是因?yàn)闇p少了雷達(dá)反射面積和增加了機(jī)動(dòng)性。這種突然性很為寶貴，生存率的提高增加了飛行員的信心，還可相應(yīng)減少戰(zhàn)斗機(jī)的配備3) 航程有所加大，則增加了攻擊或防衛(wèi)的范圍。使用了推力矢量技術(shù)后由于舵面積的減少可使阻力減小，燃油消耗減小，相應(yīng)航程加大，另外，尾部重量的減少可導(dǎo)至飛機(jī)總重的較大減小，相應(yīng)可增加燃油，又可加大航程。 4) 近距格斗戰(zhàn)斗力提高，開辟了全新的空中格斗戰(zhàn)術(shù)。主要是可控迎角擴(kuò)大很多，大大超過了失速迎角，機(jī)頭指向能力加強(qiáng)，提高了武器的使用機(jī)會(huì)。而且操縱力的增加使敏捷性增加。大的俯仰速率能夠

39、使飛機(jī)快速控制大迎角，使機(jī)頭能精確停在能截獲目標(biāo)的位置，同時(shí)盡可能按照所希望停留時(shí)間，維持和實(shí)時(shí)調(diào)整這個(gè)迎角以便機(jī)頭指向目標(biāo)、鎖定和開火，隨后快速推桿，使飛機(jī)回復(fù)到較小的迎角（還原和復(fù)位）。常規(guī)飛機(jī)通常限制在遠(yuǎn)低于失速迎角的條件下飛行， 5) 提高了空對地的攻擊性能，命中率有所提高，投彈后規(guī)避動(dòng)作也更敏捷。35機(jī)上采用的雷達(dá)具有低可觀測性的有源相控陣?yán)走_(dá)，它可全天候探測遠(yuǎn)程多目標(biāo)和隱形飛行器，并可執(zhí)行電子智能信息收集。這種寬帶雷達(dá)可與其它的傳感器和航空電子設(shè)備相聯(lián)。該處理機(jī)可對天線的收/發(fā)波束方向圖進(jìn)行控制并對所接收到的雷達(dá)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理。這種有源電掃陣列由2000個(gè)低功率X波段收/發(fā)組件構(gòu)成。

40、每一輻射單元的發(fā)射機(jī)和接收機(jī)是分置的，這種類型的天線可為支持飛機(jī)的空中優(yōu)勢提供必需的靈活性、低雷達(dá)截面和寬帶寬。較低的壽命周期成本可對增加的復(fù)雜性、重量和采購成本進(jìn)行補(bǔ)償。采用了砷化鎵(GaAs)技術(shù)，一個(gè)70mm×3mm的收/發(fā)組件可產(chǎn)生10W的射頻功率。具有先進(jìn)的抗電子干擾能力，將在強(qiáng)雜波和多目標(biāo)威脅的環(huán)境下具有全天候、全向、全高度空/空和空/地作戰(zhàn)能力。 雷達(dá)性能：工作方式空/空：空/空搜索與跟蹤，空戰(zhàn)機(jī)動(dòng)(ACM，近程空戰(zhàn)格斗)，邊測距邊搜索(RWS)，搜索高度顯示，邊速度搜索邊測距(VSR)，邊跟蹤邊掃描，單目標(biāo)跟蹤(STT)，襲擊群目標(biāo)分辨，改善上視搜索(遠(yuǎn)距搜索)，戰(zhàn)情

41、提示，通過凹口跟蹤技術(shù)?？?地：增強(qiáng)實(shí)波束地形測繪，擴(kuò)展地形測繪，多普勒波束銳化(選用地圖“凍結(jié)”)，信標(biāo)，地面動(dòng)目標(biāo)跟蹤，地面動(dòng)目標(biāo)顯示(GMTI)?？?海：海面目標(biāo)檢測(選用地圖“凍結(jié)”，中/低海情)，固定目標(biāo)跟蹤，地面動(dòng)目標(biāo)顯示(GMTI)，地面動(dòng)目標(biāo)跟蹤(GMTT)。作用距離160Km(用VSR方式對上視/下視迎頭目標(biāo))160Km(用RWS方式對迎頭或尾追目標(biāo))80Km(用增強(qiáng)實(shí)波束地圖測繪方式對導(dǎo)航地形圖和地面目標(biāo)探測)40Km(使用GMTI方式對陸地和海面目標(biāo))10Km(用ACM方式自動(dòng)鎖定被探測到的第1個(gè)目標(biāo))31Km(用STT方式自動(dòng)鎖定第1個(gè)目標(biāo))掃描范圍格斗狀態(tài)：30

42、76;×20°(正常)，10°×60°(垂直掃描)跟蹤能力同時(shí)跟蹤10個(gè)目標(biāo)波束銳化8:1(DBS1)，64:1(DBS2)ISAR像素的目標(biāo)尺寸為0.3m，30m長目標(biāo)有100個(gè)像素天線型式有源相控陣列天線直徑約:1mT/R組件:2000個(gè)組件功率:10W/組件MTBF整機(jī):400h天線:2000h冷卻方式:液冷 36飛機(jī)內(nèi)部裝載的布置 361飛機(jī)內(nèi)部裝載布置的原則和方法(1) 首先要考慮裝載物所需要的工作條件、技術(shù)要求與使用維護(hù)要求。 (2) 要避免突破飛機(jī)的氣動(dòng)外形，并要留有足夠的結(jié)構(gòu)高度，便于合理地進(jìn)行結(jié)構(gòu)布置。(3) 在可能的情況下，

43、應(yīng)按類別將裝載物相對集中，使結(jié)構(gòu)能綜合利用，并使電纜、導(dǎo)管連接最短，以便減輕重量。(4) 滿足飛機(jī)重心位置的要求。 (5) 在方法上，先從安排主要裝載入手，然后再逐步協(xié)調(diào)，直到把全部裝載和各個(gè)系統(tǒng)安排妥當(dāng)。 362本機(jī)駕駛坐艙本飛機(jī)采用“手不離桿”側(cè)桿雙桿駕駛座艙，非常先進(jìn)，可以說是多任務(wù)作戰(zhàn)能力的重要體現(xiàn)。裝備一套寬視角全息技術(shù)平視顯示器，提供飛機(jī)控制數(shù)據(jù)、任務(wù)數(shù)據(jù)和發(fā)射提示。一套瞄準(zhǔn)、多圖像廣角衍射光學(xué)平視顯示器顯示戰(zhàn)術(shù)情形和傳感器數(shù)據(jù)，兩套側(cè)面觸摸屏幕顯示器顯示飛機(jī)系統(tǒng)參數(shù)和任務(wù)數(shù)據(jù)。飛行員也有一個(gè)頭盔安裝瞄準(zhǔn)顯示裝置。一個(gè)CCD照相機(jī)，安裝在飛機(jī)上記錄儀在任務(wù)中自始至終記錄平視顯示器的

44、圖像本機(jī)保證飛行人員有良好的工作條件和舒適的乘坐環(huán)境 本機(jī)設(shè)置有如下特點(diǎn)座艙的尺寸適當(dāng)，寬敞 儀表板與操作臺上各種開關(guān)、手柄等的安排要合理，符合駕駛員通常的操作習(xí)慣 空調(diào)、通訊以及照明等設(shè)備和系統(tǒng)的布置要合理，保證駕駛員有良好、舒適的工作環(huán)境 座椅與駕駛桿和腳蹬的相對位置、駕駛桿與腳蹬的操縱桿力和行程都要合理 安全可靠的彈射救生系統(tǒng) 彈射通道的幾何尺寸，必須滿足彈射救生系統(tǒng)的需要，要保證全部飛行人員無障礙地彈射離機(jī)，即保證應(yīng)急彈射的路程內(nèi)，不能有任何構(gòu)件的阻礙37本機(jī)武器系統(tǒng)戰(zhàn)斗機(jī)空軍型號具有14個(gè)外硬掛點(diǎn)，最大有效載荷超過九噸。海軍型號有13個(gè)外硬掛點(diǎn)。戰(zhàn)斗機(jī)能使用廣泛多樣性空對空和空對地武

45、器。武器一門M61-A1 20毫米六管機(jī)炮，備彈940發(fā)；4枚AIM-9L“響尾蛇”近距空空導(dǎo)彈和4枚AIM-7F“麻雀”中距空空導(dǎo)彈或8枚AIM-120先進(jìn)中距空空導(dǎo)彈；用于對地攻擊時(shí)可帶多種炸彈。飛機(jī)三面視圖第四章 費(fèi)用與效能分析現(xiàn)代飛機(jī)技術(shù)性能日益提高，結(jié)構(gòu)日趨復(fù)雜，大量先進(jìn)的航空電子設(shè)備和火控系統(tǒng)的采用以及大量分系統(tǒng)和設(shè)備在功能上互相綜合，使得現(xiàn)代飛機(jī)研制、生產(chǎn)、使用保障等費(fèi)用日益增長飛機(jī)壽命周期費(fèi)用(LCC) (1) 費(fèi)用(cost) 消耗的資源(人、財(cái)、物和時(shí)間)稱為費(fèi)用，通常用貨幣度量。 (2) 飛機(jī)壽命周期費(fèi)用(life cycle cost，LCC) 在預(yù)期的壽命周期內(nèi)，為飛

46、機(jī)的論證、研制、生產(chǎn)、使用、維修與保障、退役所付出的一切費(fèi)用之和稱為飛機(jī)的壽命周期費(fèi)用。 飛機(jī)壽命周期費(fèi)用的構(gòu)成 飛機(jī)壽命周期費(fèi)用以發(fā)生的時(shí)間階段可分為：研究、發(fā)展、試驗(yàn)與鑒定費(fèi)用(可簡稱為研發(fā)費(fèi)用，國內(nèi)常稱為研制費(fèi)用) 、生產(chǎn)費(fèi)用、地面保障設(shè)施與最初的備件費(fèi)用、專用設(shè)施費(fèi)用、使用保障費(fèi)用、處置費(fèi)等。41使用保障費(fèi)用的計(jì)算使用保障費(fèi)用包括燃油與滑油費(fèi)用、空勤人員費(fèi)和維護(hù)費(fèi)用以及各種間接費(fèi)用；對于民用飛機(jī)而言, 保險(xiǎn)費(fèi)和折舊費(fèi)也是使用保障費(fèi)用的一部分。 使用保障費(fèi)用通常占飛機(jī)壽命周期費(fèi)用的大部分，比研發(fā)費(fèi)用和生產(chǎn)費(fèi)用要高得多。使用保障費(fèi)用411燃油費(fèi)用估算每年燃油費(fèi)用常用的方法是：選擇一個(gè)典型的任務(wù)剖面，用該剖面的飛行時(shí)間和消耗的燃油量計(jì)算出每小時(shí)平均的燃油消耗量；再將它乘以每架飛機(jī)每年的平均飛行小時(shí)數(shù)，就可得到這架飛機(jī)每年的燃油消耗量的估計(jì)值；最后，將每年飛行的燃油消耗量乘以燃油價(jià)格，即可得到這架飛機(jī)每年的燃油費(fèi)用。 J-22飛機(jī)平均每年飛行500小時(shí)，計(jì)劃飛行20年，即要飛行20年，即要飛10000小時(shí)。根據(jù)J-22飛機(jī)的典型任務(wù)拋面圖，每執(zhí)行一次任務(wù)飛行八小時(shí)，耗油3.2噸平均每飛行小時(shí)耗油0.4噸。飛機(jī)總耗油量=0.4*10000=4000噸總?cè)加唾M(fèi)用=350*4000=140萬美元4.1.2空勤人員費(fèi)用軍用飛