轻型战斗机方案设计示例讲解

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1、轻型战斗机方案设计示例轻型战斗机方案设计示例 飞飞机设计设计 研究所 航空科学与工程学院 飞机总体设计 示例篇 轻轻型战战斗机方案设计设计 示例* 设计设计 要求 概念草图图 机翼的几何参数 发动发动 机数据 推重比选选取 翼载选载选 取 初步确定参数 *雷曼尔. 现现代飞飞机设计设计 M. 钟钟定 逵译译. 北京: 国防工业业出版社, 1992. 轻轻型战战斗机方案设计设计 示例 布局数据 发动发动 机 起落架 油箱 图测图测 气动动数据 设计设计 要求 v 主要用途 取代现现役的F-16，在与先进战术战进战术战 斗机（ATF）的 高低搭配中作为为低端机型 主要任务务：空战战 v 基本要求

2、单单座、单发单发 根据假定的F-16的性能进进行改进进，应应在发动发动 机不开 加力的情况下持续续超音速巡航 要求有较较短的起飞飞和着陆陆距离 设计设计 要求 v 任务务剖面 3 Ma 1.4 （Dry无加力） 加速Ma0.9到Ma1.4在30s 35000ft PS=0在5g 30000ft Ma0.9和Ma1.4 在350kts 20000ft 概念草图图 v 方案1 常规规布局 中单单翼 倾倾斜式双立尾 单发单发 腹部进进气 二维维矢量喷喷管 概念草图图 v 方案2 可变变上反角垂尾 中单单翼 单发单发 机身两侧进侧进 气 二维维矢量喷喷管 v 新技术术的采用有利于 控制超音速时时的气动

3、动 中心后移，从而减小 配平阻力并提高机动动 能力 机翼的几何参数 展弦比的由来（第三讲讲 P.22）： 等效展弦比=aMacmaxaC 喷气教练机4.737-0.979 喷气战斗机（格斗） 5.416-0.622 喷气战斗机（其它） 4.110-0.622 军用运输/轰炸机5.570-1.075 喷气运输机7.500 等效展弦比=aMacmaxaC 喷气教练机4.737-0.979 喷气战斗机（格斗） 5.416-0.622 喷气战斗机（其它） 4.110-0.622 军用运输/轰炸机5.570-1.075 喷气运输机7.500 机翼的几何参数 后掠角的由来： 教材P.35经验经验 曲线线

4、对对超音速飞飞机，后掠角应应增大到 使（90 LE）小于马马赫锥锥角，使 其处处于亚亚音速前缘缘状态态 Ma=1.4 - 马马赫锥锥角45.6 机翼的几何参数 后掠角的由来： 前缘缘后掠角与1/4弦线线后 掠角的关系 结结合草图图 跨音速上仰 机翼后掠角和展弦比综综合在一起，对对机翼的上仰特性有很大 影响，即在接近失速的迎角下飞飞机会突然而又不可控制地增加 迎角，使飞飞机继续继续 上仰，直到失速，完全失去控制。 F-16战战斗机需要一个由计计算机控制的迎角限制器，以防止在 大约约25。迎角时时，出现过现过 度上仰问题问题 。 机翼的几何参数 与F-16比较较表明跨音速上仰！改为为： （ 所以

5、） 机翼的几何参数 与F-16比较较表明跨音速上仰！改为为 ： （ 所以 ） 跨音速上仰 用机翼1/4弦线线后掠角和 展弦比的组组合，可描述出 避免上仰的边边界 F-16的数据 展弦比约约3.0 前缘缘后掠角40 机翼的几何参数 选选取： 尖削比= 0.25 尖削比1/根梢比 根梢比也称梯形比 大部分低速机翼的尖削比大 约为约为 0.40.5 大部分后掠机翼的尖削比大 约为约为 0.20.3 右图图可作为为参考 机翼的几何参数 选选取： 翼型相对对厚度 t/c = 6% 翼型：64A006（初始的） 翼型相对对厚度初选选 对对于超音速后掠翼飞飞机，在初 步设计时设计时 ，NACA 64A和65

6、A翼 型是最好的翼型。 发动发动 机数据 v 2000年后，待定的发动发动 机比附录录A.4-1所示发动发动 机 近似燃油消耗率减少20% 一架飞飞机方案的参数可采用某些现现有的发动发动 机或新 设计设计 的发动发动 机来确定。现现有发动发动 机的尺寸和推力都 是固定的，称为为“固定的发动发动 机”（fixed engine），“ 固定的”是指发动发动 机的尺寸固定。 新设计设计 的发动发动 机可以是任意要求的尺寸和推力，称 为为“待定的发动发动 机”或“变变形发动发动 机”（rubber engine ）,因为为它在确定飞飞机参数过过程中，可以“缩缩放”，以 提供任何需要的推力。 发动发动

7、机数据 v 2000年后，待定的发动发动 机比附录录A.4-1所示发发 动动机近似燃油消耗率减少20% 研制一台新的喷喷气发动发动 机要花费费大约约10亿亿美元。大多 数飞飞机研制不对对新的发动发动 机的研制进进行评评价，而必须须 在现现有的发动发动 机中挑选选最合适的。 然而，即使对对于那些必须须使用现现有发动发动 机的飞飞机方案 ，开始时时也可以采用待定的发动发动 机进进行设计设计 研究，以 确定在对现对现 有发动发动 机挑选过选过 程中如何寻寻求所需的发发 动动机特性。 发动发动 机数据 v 2000年后，待定的发动发动 机比附录录A.4-1所示发发 动动机近似燃油消耗率减少20% 以下

8、数据来自Aircraft Engine Design，可作为为 “基 准”发动发动 机特性，供初始设计时进设计时进 行缩缩放 发动发动 机数据 v 附录录A.4-1 下述装机发动发动 机数据反映了这这些假定 1) 按照MIL-E-5008B，进进气口压压力恢复系数和进进气道总压总压 比为为0.97。 2) 在所有动动力状态态和飞飞行条件下，有320kw的功率提取，用以驱动发电驱动发电 机和辅辅助设备设备 。 3) 高压压空气引气流量为为1.7lb/s。 4) 以下的高度单单位均为为ft。 加力式涡轮风涡轮风 扇发动发动 机特性 发动发动 机数据 v 附录录A.4-1 加力式涡轮风涡轮风 扇发动

9、发动 机特性 发动发动 机数据 v 附录录A.4-1 加力式涡轮风涡轮风 扇发动发动 机特性 发动发动 机数据 v 附录录A.4-1 加力式涡轮风涡轮风 扇发动发动 机特性 发动发动 机数据 v 附录录A.4-1 加力式涡轮风涡轮风 扇发动发动 机特性 发动发动 机数据 v 附录录A.4-1 加力式涡轮风涡轮风 扇发动发动 机特性 发动发动 机数据 v 附录录A.4-1 下述装机发动发动 机数据反映了这这些假定 1) 进进气口总压总压 比为为0.97。 2) 在所有动动力状态态和飞飞行条件下，有650kw的功率提取，用以驱动发电驱动发电 机和辅辅助设备设备 。 3) 高压压空气引气流量为为2.

10、0lb/s。 高涵道比涡涡扇发动发动 机特性 发动发动 机数据 v 附录录A.4-1 高涵道比涡涡扇发动发动 机特性 发动发动 机数据 v 附录录A.4-1 高涵道比涡涡扇发动发动 机特性 发动发动 机数据 v 附录录A.4-1 高涵道比涡涡扇发动发动 机特性 推重比选选取 v T/W 表5.3 T/W起飞 飞=0.648(1.8)0.594=0.92（初期使用） 第五讲讲 P. 9 翼载选载选 取 v 失速： V进场 进场130kts=220ft/s V失速 V进场 进场/1.2=183ft/s W/SqcLmax在失速时时 图图5.3 cLmax1.5+0.3（前缘缘襟翼） 1.8 所以W

11、/S721lb/ft2（海平面） 第五讲讲P.14 V进场 进场 (approach)=k V失速(stall) （k的取值值：民用飞飞机1.3 军军用飞飞机1.2舰载舰载 1.15） 翼载选载选 取 v 失速：. 图图5.3 cLmax1.5+0.3（前缘缘襟翼） 1.8 所以W/S72 lb/ft2（海平面） v 着陆陆： 由式5.11 s着陆 陆滑跑=80W/S（ ）1000 所以W/S 22.5（！） （对对一架战战斗机太低了！我们们不管这这初值值，并使用 反推力装置着陆陆） s着陆 陆滑跑=80W/S（ ）+Sa(ft) （式 5.11） =5W/S（ ）+ Sa(m) 起飞飞高度的

12、空气密度与海平面空气密度的比值值 Sa =1000ft350m（客机类类，3度下滑航迹） =600ft183m（通用航空类类，无动动力进场进场 ） =450ft137m（短距起落，7度下滑航迹） 翼载选载选 取 v 起飞飞 图图5.4 TOP 80 式5.9 起飞飞参数TOP 或 式5.9 翼载选载选 取 v 巡航：表12.2 Cfe=0.0035 假定 Swet/Sref4, 所以CD0 0.014（式12.23） 蒙皮摩阻当量系数Cfe （第五讲讲中的Cf） Swet/Sref （教材图图2.15) 翼载选载选 取 v 巡航： 公式12.50 升力效率系数（Oswald翼展效率系数）e:

13、（前缘缘后掠角大于30度） 翼载选载选 取 v 巡航： 在Ma0.9和35000ft（假定BCM/BCA）q=2841lb/ft2 所以 （W1/W0和W2/W1使用典型值值） 喷喷气式飞飞机最大航程对应对应 的翼载载荷 翼载选载选 取 翼载选载选 取 v 巡航： 在Ma0.9和35000ft（假定BCM/BCA）q=2841lb/ft2 飞飞机巡航时时，重量因燃料消耗而减小，因此翼载载 也减小。为优为优 化巡航效率，需减小相同比例的动动 压压，这这可通过过降低速度（但这这是不希望的），或 者为获为获 得较较低的空气密度而爬升来达到。这这种航 程的优优化方法就是所谓谓的“巡航爬升” 飞飞机一般

14、不允许许采用巡航爬升法获获得最大航程。 空中交管部门门建议飞议飞 机保持一个指定高度巡航， 直到许许可爬升或下降到另一高度为为止 翼载选载选 取 瞬时转时转 弯：在350kts和20000ft， q = 222lb/ft2 瞬时转时转 弯：转转弯时飞时飞 行速度下降和飞飞行高度降低 标标准重力加速度g=32.2ft/s2 1kts=1nm/h=0.514m/s=1.6878ft/s ! 翼载选载选 取 假定cLmax机动 动1.4 对对于在格斗中具有较较复杂杂的前、后缘缘襟翼装置的战战斗机 ，其格斗最大可用升力系数可取为为1.0-1.5 通常，格斗重量规规定为为W0减去扔掉的副油箱和消耗掉 5

15、0%的内部燃油重量 对对大多数飞飞机，格斗重量大约约是起飞飞重量的85% 翼载选载选 取 v 持续稳续稳 定盘盘旋： 在Ma0.9和30000ft；V=895ft/s q=357lb/ft2 (要求 n=5g) 持续转续转 弯：转转弯过过程中飞飞机保持速度和高度 持续转续转 弯角速度通常用飞飞机在不减速或不掉高度 的飞飞行条件下持续转续转 弯时时的最大过载过载 来表示 如果保持速度不变变，则则推力必须须等于阻力（假定 推力轴线轴线 近似与飞飞行方向一致，升力必须须等于重 量乘以过载过载 推阻关系 对对无弯度翼型，阻力极曲线线（Drag Polar）形式为为 其中升致阻力因子 翼载选载选 取 在Ma0.9和30000ft；V=895ft/s q=357lb/ft2 (要求n=5g) cD0=0.014假定e=0.6（在高g盘盘旋时时减小） 翼载选载选 取 v 持续稳续稳 定盘盘旋： 在Ma0.9和30000ft；V=895ft/s q=357lb/ft2 (要求 n=5g) cD0=0.014假定e=0.6（在高g盘盘旋时时减小） 升重关系 格斗状态态！第5讲讲P.40对应对应 公式有误误！ 翼载选载选 取 从A.4-1得到的实际实际 和海平面的值值 附录录A. 4-1 T=30000lb 条件：Ma0.9和3