飞机总体大课后复习四代机规划设计

《飞机总体大课后复习四代机规划设计》由会员分享，可在线阅读，更多相关《飞机总体大课后复习四代机规划设计（23页珍藏版）》请在装配图网上搜索。

1、超音速巡航飞机0.0025取C疽 0.0025 , S浸湿/S参考=3.2C = C S浸湿D 0 fe S参考=0.0025X3.2=0.008C = C + KC 2 = C + 1 C 2D D 0L D 0 兀 Ae L其中：CD0为零升阻力(废阻力)系数，CL为升力系数；K为诱导阻力 因子，A为机翼展弦比，e为奥斯瓦尔德效率因子。K = , A = 2.3 兀Ae其中 e = 4.61(1- 0.045A0.68)(cos A以)0.15 - 3.1=4.61 (1-0.045X2.30.68)(cos42) 0.15-3.1=0.9596亚音速下(L/D) max=0.5(兀 Ae

2、/CD0)0.5=14.72. 6推重比的确定T/W直接影响飞机的性能。一架飞机的T/W越高，加速就越快，爬升也就 越迅速，能够达到的最大速度也越高，转弯角速度也越大。另一方面，发动机越 大，执行全部任务中的油耗也越多，从而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。T/W不是一个常数。在飞行过程中，随着燃油消耗，飞机重量在减小。另 外，发动机的推力也随高度和速度变化。当提到飞机的推重比时，通常指的是在海平面静止状态(零速度)和标准大 气条件下、而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。对于战斗机，另 一个常被提到的推重比是格斗(作战)时的推重比 影响起飞推重比的主要性能指标有：(1) 起飞性能(

3、2) 最大平飞速度(3) 加速性(4) 巡航性能(5) 爬升性能(6) 盘旋性能(7) 最小平飞速度推重比估算的几点说明：1为满足各个性能指标的要求，需根据各个性能指标所确定的推重比的最大 值来确定全机的推重比。2在起飞翼载荷WS确定的情况下，可以由起飞性能要求（起飞滑跑距离） 来估算起飞推重比tw。3起飞推重比tw也可以用统计方法给出。推重比的统计值飞机类型典型装机推重比喷气教练机0.4喷气战斗机（空中格斗飞机）0.9喷气战斗机（其它）0.6军用运输/轰炸机0.25喷气运输机0.25(1)在空中格斗时：TW =0.9 ,W=27648 kg所以 T=24883kg 在其他的状况下：TW =0

4、.6 , W=27648 kg所以 T= 16589 kg鉴于我们设计喷气式战斗机技术要求，故我们可以取飞机的推重比为0.75。我们已经估算得飞机的重量（W）是27648千克TW =0.75W=27648 kg所以 T=20736 kg4起飞推重比T/W也可以用相关性能指标统计给出的经验公式来计算。CT/ 二a M /WMAXAC喷气教练机0.4880.728喷气战斗机（空中格斗飞机）0.6480.594喷气战斗机（其它）0.5140.141军用运输/轰炸机0.2440.341喷气运输机0.2670.363最大平飞速度M=2.3在空中格斗时：A=0.648, C = 0.594,M=2.3,

5、W=28720 kg=28720 x 0.648 x 2.30.594=30522kg同理在其他的状况下：A=0.514, C = 0.141,M=2.3, W=28720 kgT=WxAxMe=28720 x 0.514 x 2.3o.i4i=16601kg鉴于我们设计战斗机的技术要求：我们根据黄金分割定律可得，其推力可近似计算：T = 16601 x 0.618 + 30522 x 0.382 = 21918kg5有些性能指标既与起飞推重比tw有关，也与起飞翼载荷*；有关，因 此起飞推重比TW和起飞翼载荷”?不是两个相互独立的参数，一般不能独立求 解，需要一起进行优化。综上所述我们可以近似

6、算得推力T=21918kg故推重比为 TW =21918/27648=0.7932.7翼载荷的确定根据失速速度确定翼载荷：飞机水平飞行时，升力等于飞机的重量。在失速速度下水平飞行时，飞机处于最 大升力系数状态。因此，可得到w = l = L pu 2 se2 s L max所以，翼载荷表达式为2 Cs L maxW 1 =puS 2初步估算时,根据任务要求及参考样机，我们取失速速度U s=140km/h=38.9m/s，最 大升力系数取典型值2.6。代入数据计算得翼载荷W/S=380.根据机动过载确定翼载荷：在给定过载系数时所允许的最大翼载计算公式为：W = J x 1 pv 2S n 2代入

7、各具体参数，并将格斗时的翼载荷换算为起飞翼载荷，最后计算得起飞翼载 荷为420。根据升限确定翼载荷：在升限高度上，平飞时升力lh等于重量W,即L = - p u 2 SC = WH 2 H zj L 所以翼载荷的表达式为W 1 厂=_p u 2 CS 2 H zj l在给定的升限高度处，查出各参数值，代入上式求得满足升限的翼载荷为413。根据航程确定翼载荷：为了达到最大的航程，翼载荷的选取必须使巡航条件下有高的升阻比L/D。对于喷气式飞机，在零升阻力等于诱导阻力3倍时的飞机状态下达到最大航程，由此可导出为优化喷气式飞机航程而选择翼载荷的公式，即W 1=_-=2 pu 2 寸AeC 13将具体数

8、据代入上式求得航程最大时的翼载荷为459。 根据航时确定翼载荷：为了达到最大的巡航时间，翼载荷的选取应提供一个高的升阻比ld。对于 喷气式飞机，最优待机是在最大ld条件下取得。W 1，,八=2 pu2 寸兀AeCD0 =471。 翼载荷的选取：选取其中的最小值作为飞机的翼载荷380。第三章总体方案设计3.1总体布局选择3.1.1方案一：总体布局为三翼面布局三翼面布局的优点：（1）综合了常规和鸭式布局的优点，有可能得到很好的气动力特性，特别 是操纵性和配平特性。（2）使气动载荷分配更加合理，从而可以减轻机翼上的载荷，减轻结构重 量。（3）增加一个前翼多了一个安定面和操纵面，可以大大提高飞机的操纵

9、性 与稳定特性，特别是在大迎角时增加了最大升力，提供足够的低头恢复力矩。（4）采用三翼面布局一定程度上可以减小水平尾翼的面积与其相应的结构 重量。三翼面布局的缺点：增加一个翼面及其操纵系统使得结构复杂性有所增加，零升阻力和重量也 稍有增加。需要注意的是，三翼面布局的优点主要来源于旋涡的有利干扰，但在 大迎角增大到一定程度，旋涡会发生破裂，导致稳定性和操纵性的突然变化，以 及气动力的非线性的产生。另外，鸭面及其偏度对大迎角的稳定性和操纵性也有 很大影响。3.1.2方案二：总体布局为正常式布局 配平能力强：平尾升力可上可下。 为保证纵向静稳定性，全机焦点应落在全机重心之后。 为保证纵向静操纵性，机

10、翼安装角应大于平尾安装角，即机翼迎角应大 于平尾迎角，也即要求机翼先失速，尾翼后失速。 从亚音速到超音速，焦点后移量大，操纵困难。 机翼的下洗对平尾有不利的影响，布置不当配平阻力较大。我们所设计的飞机采用了矢量推力发动机，不完全靠气动外形控制飞机，且为 了突出隐形效果，综合各种考虑，我们设计的飞机选择了方案二3.2机身布局选用机身布局为宽机身布局加翼身融合布局。在隐身要求的前提下，外部副油箱与导弹等武器均需放置于机身内部，在不 影响有效载荷的情况下，宽机身成为必然选择。采用翼身融合体具有如下优点：（1）减少了雷达散射截面积，提高了飞机隐身性能，这是因为融合消除了机 身与机翼角反射区的强反射。（

11、2）在机翼、机身结合处，能提供更大的结构高度，减轻质量，同时还可 以增加机身内部的容积，飞机将武器与外挂都装入机身内，提高了隐 身效果。（3）部分地改进了气动特性，由于翼身融合机体增加了边条，提高了飞 机大迎角时的升力，改善了大迎角的气动特性；并且，翼身融合飞机 的焦点前移，减少了静稳定度，更便于实施主动控制，有利于机动飞 行。中单翼偏上，机身上部与机翼融合在一起。机身侧面与垂尾平面平行，使反射 波避开雷达威胁的主要方向。机身下部基本为平面，有武器舱门。在进气口以前 的前机身截面下部是向内倾斜的平面与垂尾平面平行，上部略带弧度，以便与座 舱盖构成融合体。机头倾斜的平面在两侧形成棱边，大迎角时能

12、保持左右旋涡的 对称，进一步提高了大迎角时的飞行品质。机身采用超音速面积率进行优化外形 设计。3.3发动机的类型、数日和布置:涡轮风扇发动机2台置于机身后部、二维矢量控制喷口。推力矢量技术对战斗机的作用：（曲东牙：推力矢量控制披术发展及关键技 术分析，航空科学技术2002.3）（1）战斗机采用推力矢量控制技术后可显著改善其垂直，短距起降性能， 以降低战斗机对机场的要求和减少对机场的依赖程度。（2）战斗机采用推力矢量控制技术后可增大机动能力.提高空战效能。如 F_22在采用推力矢量控制技术后，迎角20。时的最大滚转角速度由65。/s提高到110。/s，滚转360。的时间由lO.5s减少到5.7s

13、。（3）战斗机采用推力矢量控制技术后.可提高战斗机的隐身性能。（4）战斗机采用推力矢量控制技术后可提高飞机的操作效率。采用二元喷 管推力矢量的飞机，由于其喷口距飞机重心远，推力矢量能提供较大的纵向操 纵力矩，并且不随迎角变化。在二元喷管推力矢量用于横一航向操纵时，低速操 纵效率可提高一倍，大迎角时尤为显著，非常有利于飞机的亚音速和超音速机动 能力的提高。同时，二元喷管推力矢量便于用作反推力装置和飞行中的减速设计。3.2进气道布置进气道设计的隐身性要求是要使入射波不能“直达”压气机，避免镜面反射。为此我们选用低可探测型飞机广泛采用的S形进气管道。进气道唇口边缘在俯视 平面前掠，其前掠角接近机翼后

14、缘前掠角，侧视平面的后掠角与垂尾前缘平行。 这样不但减小了唇口反射波的强度，而且将反射波集中在飞机的少数几个反射波 束中去，造成垂直于进气口口面的入射波完全被机身遮挡，从而使雷达在任何方 向上均无法检测到来自进气口的强法向回波，在雷达探测的主方向起到减小RCS 的作用。而且，当飞机受到雷达波从前一下一外入射进气口时，前身的唇边对于 进气道的腔体可提供有效的遮挡，当飞机受到头向入射式，斜切的进气口只产生 很弱的回波，腔体虽得不到机身及前伸唇边的遮挡，但其弯度较大的S形进气管 道配合使用吸波材料可以有效的吸收进入腔体的入射波及从压气机返回的反射 波。3.3机翼布局机翼采用上单翼。参上单翼中单翼下单

15、翼翼-身干扰阻力中小大结构布置难易/重量易/轻难/重较易/较轻机身容积利用率/机身高度好/低差/适中较好/高中央翼盒能否贯穿机身可以不可以可以翼吊发动机寿命/维修性长/难较长/较易短/易机翼上安装起落架难/重较易/较轻易/轻对操稳特性影响相当于 机翼上反相当于 机翼下反本机对不利因素采取的措施有：发动机置于机身后部，采用宽机身，将起落 架设置在机身之内。3.4尾翼布局尾翼布局：水平尾翼与垂直尾翼合并为V型翼。3.5起落架型式起落架类型与布置：可收放式前三点起落架。前三点式起落架的特点：（1）具有起飞着陆时滑跑的稳定性。（2）适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。（3）飞行员座

16、舱视界的要求较容易满足。（4）可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。（5）缺点是前轮可能出现前轮“摆振”现象。3.6隐身设计隐身布局考虑：（1）在飞机布局上，尽量采用翼身融合体结构，使机翼、机身平滑过渡，以 减少容易产生电磁波反射的尖角、平面；双垂尾合并为V型倾斜尾翼, 使电磁波发散;把武器（包括导弹）携带在机内，不外露。（2）采用涡轮风扇发动机，使内外涵道的热、冷气体混合排出，并加以处理, 利用机身遮挡进气口，减少红外特征。减小RCS值；屏蔽进气道和尾喷口。（4）表面涂覆雷达波吸收材料。（5）采用S形进气道，防止发动机进气口直接暴露于对方红外探测器的监 测下。第四章部件设计4.1机翼设计4.1.

17、1机翼具体参数的确定:一些战斗机的翼型数据如下战斗 机翼型最大速 度战斗 机翼型最大速度F-86 A翼根NACA0012（9.4） -64 翼尖NACA0011（8.2） -641070km /hF5ANACA65A004.8（修）M1.4F-100 ANACA64A-007M1.3F-8E翼根NACA65A006.0翼尖NACA65A005.0M1.87F-101 A翼根NACA65A007（修）翼尖NACA65A006M1.85F-111 A转轴NACA65004.8翼尖NACA64A0010M2.5F-102 ANACA0004-65（修）弯前缘M1.25F-14 A翼根e =3.36%

18、, t =9.6% 翼尖e=3.36%（x=20 ）, t =9%M2.34F-104 G双圆弧超音速 翼型e =3.36% rb=0.041cmM2.35F-15翼根NACA64A006.6翼尖NACA64A203（ 修）M2.5F-105D翼根NACA65A005.5翼尖NACA65A003.7M2.1F-16 A基本翼NACA64A204M2F-106 ANACA0004-65（修）弯前缘M2米格-19UAFH层流翼 型翼根C-12CM1.4翼尖C-7CF-4B翼根NACA0006.4-64 翼尖NACA0003-64M2.4米格-21UAFH层流翼型 C-9CM2参考已知战斗机翼型，选

19、取本机翼型为翼根NACA64A006,翼尖为 NACA64A203，翼尖几何扭转-2度。根梢比入1）对气动诱导阻力的影响根据Prandtl机翼理论，当升力分布 为椭圆形时，诱导阻力最小；当人=2.5时， 升力分布接近椭圆形，故许多低速飞机人为 2.5左右。2）对结构重量的影响人增加，可减轻机翼结构重量3）对内部容积的影响人增加，有利于布置油箱和起落架4）对于高速飞机人=3 5，主要是从结构重量考虑 综合考虑以上因素，本机选取入=4。后掠角A （x）1）对气动特性的影响L.也-I .刘 | -1.1 A增大，可以提高临Ma界数，延 A增大， A增大， A增大， A增大，波阻降低;升力线斜率降低;

20、最大升力系数降低;机翼升阻比k降低;(|.(M (2)对结构重量的影响 A增大，机翼结构重量增加。3)对内部容积的影响 A过大，不利于布置起落架。机翼后掠角经验曲线：综合以上方面，本机采用后掠角54度。机翼的几何形状机翼的安装角、上反角和几何扭转1）机翼安装角统计得喷气客机一般选择15.3，战斗机一般选择-13.6。本机选择安 装角0度。2）机翼上反角上反角的统计值飞机类型机翼位置下单翼中单翼下单翼直机翼572402亚音速后掠翼37-22-52超音速后掠翼05-50-50由于上单翼会增加侧向稳定性，机翼后掠翼会增加侧向稳定性，所以本机选 择上反角0度。展弦比设计要求翼展b = 12.24m,机

21、翼面积S =75 m 2 ,_ C根梢比 C =4,对应尖削比n=0.25t机翼1/4弦线处的后掠角A 1/4 =47.1机翼的几何展弦比:所以 A = 122/50 = 2.0机翼的平均相对厚度已知参数* =4,跟弦（t/c）r =0.06，尖弦（c）t =0.03,所以平均相对tTc =厚度(t T c) + (t T c)r*+I=0.054。机翼的容积机翼油箱容积的计算：翼展85%以外的部分不能载油。机翼的理论最大容 积的近似计算：V = k。仍 SI.5W max W maxA0.5，kW max = 4 常席M2 ,C* _* (t7cT人=人r_机翼迎面根梢比C TW，t计算得

22、c =0.5,W max =0.718, W max =17.81 m3初步估算实际可用油箱容积 V= 0.54&/b人/c） I其中 (t T c) t =0.03, (tT c)r =0.06,w =4,1/2 + *2T )G + * 2 T =(t/c) /(t/c)wtr，则实际可用油箱容积3.522 m3。4.1.2机翼的气动力特性翼尖NACA64A203升阻曲线翼跟NACA64A006升阻曲线4.1.3机翼的增升装置和副翼后缘襟翼襟翼型式相对弦长偏转角缶呻及对应的础的以开裂式25%50 *600. 60. 8 3 二1314 ）后退式30%40%40 501. 3-1. 4 （

23、a 二 13“）双缝式30野40%40“ 50“1. 4-1. 5 （ a 二 12）多缝式35445%50 *601. 6-1. 8 （ a 二 12） 后退双械襟M01-02l 3Q 40 &o外 D11 6. 18不同后壕襟翼的升力增最特性 本机采用后退开缝式襟翼，最大偏转角50。前缘襟翼本机采用克鲁格襟翼。前后襟翼效果图副翼 副翼面积与机翼面积之比S副/S 一般取0.050.07 副翼的相对弦长b副/ 一般取0.200.25 副翼的相对展长1副/ 1 一般取0.300.40 副翼的最大偏角5副一般取2530本机选取副翼相对展长0.30，相对弦长0.25，最大偏角30机翼参数汇总翼型翼根

24、NACA64A006翼 尖 NACA64A203根梢比门 =4机翼面积75 m 2展弦比2.0翼根9.8m平均相对厚 度0.054翼尖2.45m机翼最大容 积17.81 m3展长12.24m后缘襟翼后退开缝式， 最大偏转角50前缘后掠角54度前缘襟翼克鲁格襟翼后缘后掠角10度副翼相对展长0.30，相对 弦长0.25，最大偏角 301/4弦线后掠 角47.1 度安装角0度上反角0度4.2机身设计长细比2长细比的影响因素： 机身长细比X身对阻力的影响机身的压差阻力和波阻，随X增大而降低。摩擦阻力随X有可能增加。长细比统计值长细比低速高亚音速超音速机身长细比6-98-1310-20头部长细比1.2-

25、2.01.7-2.54-6尾部长细比2-33-45-7本机是超音速战斗机，故机头长细比取值4,机尾长细比取值6。根据布局设计的要求，参照已知飞机机身设计，本机采用宽机身设计，机身长细比定为7。机身的几何外形根据设计要求，机身总长度为18.9米。机头长5米，最宽处1.5米，最高点2.5米。机 尾从距尾部5米处开始收缩。考虑到扩大尾喷口宽度，降低尾喷口高度将有助于红外隐身的 要求，定为尾部宽度4米，高度0.25米。机身的头部特点由于考虑隐身要求，本机采用菱形机头，边沿有0.05米的边条。座舱位于机头最宽点且最 高处。坐舱盖采用整体型风挡。驾驶员视角如图：仪表板、显示器如图:安全弹射离机通道如图:说

26、明：图中长度单位:mm4.3尾翼及其操纵面的设计尾翼的位置水平尾翼的前后位置:飞机的气动特性取决于各承力翼面的相对位置以及相对尺寸和形状，其中机 翼是产生升力的主承力翼面，前翼、平尾等是辅助承力翼面。轰& 6-些耿.尾骤岑略计数我表E机型号&$1国如A蚀K 4 a /幻:利用11-B0.3490.2JB1.6新/0.08620.1660J16汀j /HI-219.220J7J1.3255D /60fl(UOB30J7?0.61260. v卜40.2580.1741.48365皈0.Q744U. 1 如 U.69259./ /65.1-.： 二10：0.291O.31LO.：7S0.517L64

27、1.98好厂18n,职fl. IOS：!n. 220.431.】9.14345.6 /F-W0M020.1320. 241.3O.n；8 n,而912213 元艮 21124-版/55Saab-37-0.31D.31-0.1溯0,雌C. 240.J90.561292.Q倒0.26艮卯 0.所湖二1110.795D. 531.50.133土 179.12/570.J.VI!. 1B61.247/50：/：7 If0.203u.llj1.40/4俨0.08980.1卯 0.45SKI-STT1MD.220.594D. 130.221.222.1您/4P：i.炳：i. 16 J. 2 矣.讶洒DC 10 波枷0.660.3420.22D. 183.01.9/3铲 /T0.丽3O.D620.180,如：L 1E0.4】/35B-520.620.232.7何“0.H61160. Z9可SB-70-0.06d0.059-LI/230.0190.0*0.19协料0.1040.140.1.扩火神9,8180. 0970.18计760 米。我们飞机的垂尾设计参照F-16的相关参数:AV尾=1.00S = 5.4625 m 2