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1、尾VL3.6m035翼型NACA64A006 根梢比=3.3 机翼面积5.46252m展弦比1.00 翼根3.6m 平均相对厚度0.06 翼尖1.08m 1/4 弦线后掠角 23.3度 展长2.34m 后缘后掠角-20.6 度前缘后掠角35 度外倾角35 度草图如下 : 尾翼的功用，组成和设计要求：尾翼的功用：保证飞机的稳定性和操纵性。尾翼的组成：平尾（前翼）：水平安定面，方向舵。 垂尾：垂直安定面，升降舵。 尾翼的设计要求：按设计要求。 平尾参数的选择： 平尾设计，主要根据平尾尾容量(平尾静面矩系数 ) 确定其主要几何参数。 平尾尾容量为尾容量的统计值：尾容量的统计值飞机类型HTCVTC/H
2、TWLC/VTWLC涡桨干线客机0.80 1.10 0.050.08 2.0 3.0 涡喷/ 涡扇干线客机0.65 0.80 0.080.12 2.5 3.5 后掠翼重型非机动飞机0.50 0.60 0.060.10 2.5 3.5 直机翼重型非机动飞机0.45 0.55 0.050.09 2.0 3.0 高速机动飞机0.40 0.50 0.050.08 1.5 2.0 4.4 起落架设计HTHT WHTWHTWWHTHT HTLSCLSSCSLSC4.4.1 起落架形式的选择： 本机为高速飞机，故用可收放式起落架。 现代高速飞机一般都采用前三点式起落架，所以我们也采用前三点式。 本机采用的上
3、单翼，起落架不易安装在机翼上，故起落架安装在机身上； 本机采用的是宽体机身，能保证起落架有足够的收缩空间。4.4.2 起落架主要参数的确定停机角 安装起飞通常取：40，其最佳值应使飞机滑跑时迎面阻力最小，以缩短起飞滑跑距离。 本机的停机角 =1。 着地角 安装着陆本机的着地角取15防后倒立角 原则：角不能过小，防止发生尾部倒立事故；也不能过大，过大会使前轮 伸出量减小，造成前轮载荷过大，起飞时抬前轮困难，致使起飞滑跑距离延长。21（前苏联）15（美国）我们采用前苏联的标准，151.516.5前、主轮距 b 原则：前轮所承受的载荷为起飞重量6% 12% ；(0.3 0.4)bL机身；要与防后倒立
4、角 相协调。 由机身估算知机身长度为18.9 米，故 b 应取值 5.677.56m之间，考虑到 要与防后倒立角相协调，本机取b=6.5m。 选择前轮伸出量 a 的条件是保证停机时前轮上承受的载荷为飞机重量的 6% 12% 。机身初次估算让前轮承受载荷为飞机重量的10% 。 前轮伸出量 a=0.9b=5.85m 主轮伸出量 e=0.1b=6.50m 起落架高度h 原则：根据防后倒立角和着地角确定；考虑在机体上的安装和收藏位置的 需要；地面与飞机之间距离不小于200250mm. 初步估算取起落架高度h=2.00m 起落架宽度B 原则：按飞机起飞、着陆以及在地面滑行时的稳定性，越宽越好；主要决定
5、于飞机重心距地面的高度h，最小的主轮距应该满足不致使飞机向侧向翻倒的要 求。是侧向的摩擦系数，取0.85将 h,b,a的值代入上式计算得起落架的最小宽度为3.9m，为增加滑行时的 稳定性，我们将起落架的宽度初步定为4.1Bm。 轮胎数目和尺寸的确定: 本机起飞重量 31 吨，约合 60000lb 。根据经验值 : 前轮轮胎规格为 22in.*22in. 轮胎数 2。 主轮轮胎规格为 35in.*9in. 轮胎数 (每支柱 )1。4.5 推进系统的选择与设计4.5.1 发动机设计由于所需推力为 21918kg*9.8=241.796KN，接下来参考已有的发动机参数： 苏-33 发动机： （俄罗斯
6、留里卡“土星”科研生产联合体研制的两台AL-31F3 带 加力燃烧室的涡扇发动机） 详细参数： 风扇3 级风扇 高压压气机双级压气机 燃烧室环行燃烧室 高压涡轮 低压涡轮 加力燃 烧 室V形火焰稳定器加力燃室 尾 喷 管 控制系统 最大加力推力 (daN) 12503 中间推力 (daN) 7620 加力耗油率 kg/(daN 2 h) 中间耗油率 kg/(daN 2 h) 推重比8.3 涵道比 总增压比23.8 涡轮进口温度 ( ) 1392 最大直径 (mm) 1300 长度(mm) 4920 质量(kg) 1580 F-22 发动机（普拉特 2惠特尼公司的F119PW-100涡轮风扇发动
7、机） 详细参数： 风扇3 级轴流式。无进口导流叶片。风扇叶片为宽弦设 计 高压压气机6级轴流式。采用整体叶盘结构 燃烧室环形，采用浮壁结构 高压涡轮单级轴流式，采用第三代单晶涡轮叶片材料、隔热 涂层和先进冷却结构 低压涡轮单级轴流式。与高压转子对转 加力燃 烧 室整体式。内、外涵道内各设单圈喷油环 尾 喷 管二元矢量收敛 - 扩张喷管，在俯仰方向可作 20偏 转 控制系统第三代双余度 FADEC 最大加力推力 (daN) 15568 中间推力 (daN) 9786 加力耗油率 kg/(daN 2 h) 2.40( 据估算应为 1.801.90) 中间耗油率 kg/(daN 2 h) 0.622
8、( 据估算应为 0.88 0.90) 推重比10 涵道比0.2 0.3 总增压比26 涡轮进口温度 ( ) 约 1700 最大直径 (mm) 1143 长度(mm) 4826 质量(kg) 1360 比较得知， F119 发动机体积小、耗油率低、推重比大，因此我们选择普拉 特2惠特尼公司的 F119PW-100涡轮风扇发动机 , 该发动机是双转子小涵道比加 力涡扇发动机，采用可上下偏转的二维矢量喷管，上下偏转角度为20 度，推力 和矢量由数字电子系统控制。4.5.2 进气道与尾喷管参数选择进气道的功能 减速增压，将动能转变为压力能，提供给发动机。 亚音速时：进入发动机的空气增压主要是在压气机中
9、进行；1.2 1.4Ma时进气 道和压气机对气流的增压作用就几乎相同。 增压过程的压力损失 a. 摩擦 b. 当速度场不均匀或气流分离时产生涡流和热交换 c. 超音速，因激波的产生而引起压力的损失 进气道总压恢复系数 进气道出口总压与进口总压之比入出00 PP是衡量进气道增压效率的系数，越大，气流的压力损失越小。 进气道设计设计要求 a. 保证供应发动机所需要的空气流量； b. 总压恢复系数 的值最大； c. 与飞机的总体布置相协调，使进气道的外部阻力尽量减小； d. 进气道的出口流场均匀、畸变小，气流品质良好。 进气道的类型 (1)NACA嵌入式 ( 平贴式 )进气道 总压恢复系数低，目前已
10、经很少采用。 (2) 皮托管式或正激波进气道 亚音速飞机常采用的进气道；超音速飞机也可以采用( 此时称为正激波进气 道)。 (3) 锥形或中心体进气道 (4) 二维斜板式进气道 (5) 无附面层隔道进气道 (DSI) DSI 去掉了附面层隔离板，进气口也整合到前机身设计中。在进气口前设计 有一个三维的表面（鼓包） 。这个鼓包的功能是作为一个压缩面，同时增大压力分布以将附面层空气 “推离”进气道。进气道整流罩唇口的设计特点使得主要的 附面层气流可以溢出流向后机身。整个DSI 没有可动部件，没有附面层隔离板， 也没有放气系统或旁通系统。进气道的几何参数(1) 进气道的面积进口S由进口进口进口空气v
11、vSSMH知 进口进口空气 进口vMSvv进口进口v通常可取5 . 0进口v查表知：3 0/225.1mkg查发动机所需空气流量知：F110-GE-100发动机所需空气M约为 113.4122.4kg/s ，基于 F119PW-100发动机的强大，参考取值135 kg/s 2589.0225.13401.15.0135vmvvMMS进口进口空气进口进口空气 进口(2) 进气道的长度：从进口至发发动机压气机进口的距离L 内壁的半扩散角不能大于4 5圆柱段长度不能小于0.5 1.0倍发动机的最大直径。(3) 唇口前缘曲率半径 唇口前缘的曲率半径可按经验公式选定：mr0239.00.589)05.0
12、04.0(S)05.004.0(进口进气道在飞机上的布置 由于本机采用菱形机身， 故进气道布置在机身两侧下方的位置，考虑到隐身 性能，DSI 的设计参数是 : 鼓包相对于来流附面层的高度略低112 时为好 ; 唇罩锯 齿角保持在 120 135时效果最好 ; 唇罩内切角取 60 时比较理想 ; 鼓包相 对唇口位置 L 在 01700180 之间时最好。 尾喷管的功用 尾喷管的功用是将发动机燃气的压力势能有效地转变为排气的动能，使发动 机以最高的效率，最小的能量损失产生最大的推力。 尾喷管的主要形式 尾喷管的主要形式有：(1) 收敛喷管，又可分为固定不变收敛喷管和可变面积收敛喷管(2) 引射喷管
13、(3) 可调收敛 -扩散喷管 (C-D 喷管) (4) 矢量喷管 尾喷管工作特征的参数膨胀比喷燃气在尾喷管进口处的总压与所在高度大气压力的比值。出进喷PP膨胀比代表燃气在进入尾喷管时压力势能大小膨胀比喷与飞行 M 数的关系曲线落压比落尾喷管进口处燃气总压与尾喷管出口处的燃气静压之比。出进落PP落压比表示燃气在通过尾喷管时实际的膨胀程度，代表尾喷管工作特性好坏 的参数。 当燃气在尾喷管中完全膨胀时，尾喷管的落压比即等于其膨胀比。尾喷管效率喷在尾喷管出口处，实际排出每公斤燃气所得到的动能与在理想绝热条件下排 出每公斤燃气所能得到的动能之比。 尾喷管的型式、几何尺寸和调节规律的选择， 就是要使燃气在
14、尾喷管内得到完全膨胀，否则效率降低。本机采用的尾喷管 本机由于采用了F119PW-100 涡轮风扇发动机，故尾喷管采用二元菱 形尾喷口，如图：第五章重量特性估算51 重量细分5.1.1 重量细分起飞重量0W 分为 3 部分：有效载荷重量pW 、燃油重量fW 和空机重量eW 。即：efpWWWW0空机重量eW 可分为：结构重量、动力装置重量及设备重量三部分。eqensteWWWW结构重量包括：机翼、 V 尾、鸭翼、机身、起落架、进气道及发动机段等。 动力装置重量包括：发动机、发动机系统、燃油系统等。 设备重量包括：控制系统、液压系统、电气系统、通信导航、仪表等。 经过初步估算本机的起飞重量为27
15、648 千克，其中有效载荷 6100千克，燃油 重量 9300 千克，空机重量 12320千克。5.1.2 重量校验下表为超音速巡航飞机及战斗机的各部分重量占起飞重量的百分比统计值： 项目(中型) 轰炸机(轻型)轰炸机战斗机本机取值 燃油0.45-0.50 0.35-0.40 0.25-0.30 0.25（7.3 吨） 结 构 重 量0.22-0.24 0.26-0.28 0.28-0.34 0.24 （7.02 吨）动 力 系 统0.08-0.10 0.10-0.12 0.18-0.23 0.13（3.8 吨） 发动机重 2.7 吨 固 定 设 备0.07-0.10 0.10-0.12 0.
16、12-0.2 0.10（2.8 吨）由于本设计任务为重型战斗机， 比一般战斗机尺寸大些， 故重量分布更接近于轻 型轰炸机。0W=7.3+7.02+3.8+2.8+6.1=27吨设计重量为 27.6 吨，重量效验得到的设计重量为27 吨，由于是初步方案设计阶段，故重量误差在可以接受的范围内。5.2 重心位置的估算飞机重心定位的坐标如下图：5.2.1 各部件重心的选取以机头为坐标原点，由三面图得： 机翼 :平均气动弦长6.86m, 弦中心坐标 13.69m, 重心位置取为40%机 翼X机翼=13.00m ；鸭翼 :平均气动弦长 1.52m, 弦中心坐标 5.1m,重心位置取为 45%鸭翼平 均气动弦处X鸭翼=5.03m ；垂尾 :平均气动弦长,弦中心坐标重心位置取为45% 垂尾平均气 动弦处X垂
