飞机机动性和战斗性总体设计书

飞机机动性和战斗性总体设计书飞机机动性和战斗性总体设计书第一章第一章 设计任务书设计任务书（1）主要设计目标：本机以四代战机为参照，为单座双发重型战机，具备隐身性能好、起降距离短、超机动性能、超音速巡航等特点在 9150 米高度以 M0.9 作高过载机动时机翼不产生抖振；在广阔的速度范围内具有充分的能量机动能力可作洲际转场飞行可由一人操纵(单座)各种武器设备和执行各种任务机体有 4000 飞行小时的疲劳寿命，安全系数为 4，要做 16000 飞行小时的疲劳试验不用地面支援，靠机内设备起动发动机机体构造、电气、液压操纵系统具有高度生存性最大起飞重量 34 吨，用于空战时在以 27 吨重量起飞时，最高速度能达到每小时 1900 千米其超音速巡航速度可达每小时 1450 千米，作战半径 1100 千米，战斗负荷可达 6 吨，内置 3 个武器舱，能实现飞行性能和隐身性能的良好结合为确保分系统、成品、机载设备的可靠性，必须采用已经批生产或预生产的，至少是经过试制验证的；高空最大速度 M2.35；采用远距的低可观测性的有源相控阵雷达其装备的机载雷达可发现 400 公里外的目标，能同时跟踪 60 个空中目标并打击其中的 16个。

2）目的和用途：主要用于争夺战区制空权同时具有对地攻击能力，突出强调高机动性、大活动半径、多用途性，可执行空战和对地攻击任务的空中优势战斗机该战机强调，多用途，高机动性能和续航能力机主动控制技术，较高的盘旋率，较高的爬升率、盘旋半径、盘旋角速度和加速性拥有矢量推力技术，不开后燃器下维持超音速巡航，匿踪功能（3）动力装置：发动机： 2×Lyulka AL-41F 后燃器，数位控制涡轮扇发动机推力： 每个 9,800 kgf后燃器推力:每个 17,950 kgf* 向量推进： 范围：-20°至+20°；喷口转速度：30°/秒（上下左右 4 方向）（4）续航时间和航程：最大续航时间(空中加油) 15 小时，(不作空中加油) 5 小时 15 分，最大航程：最大航程：5500 千米，在不加油情况下的续航能力 3800～4200 公里5）使用特性：希望设计与其同期机种所建立的地面，空中与航线环境完全相同，机动速度和速度限制不影响任何模式的标准运营，飞行速度高度及作战半径：高空最大平飞速度 M2.5，最高升限：最高升限：20000 米，实用升限 18300 米，作战半径约 1100 千米（6）起飞滑跑距离：280 米（7）维护标准：使用维护标准为每飞行小时 11.3 人时(相当于第二次世界大战时的标准)；机载设备的平均故障间隔时间要与每飞行小时 11.3 人时的维护标准相适应；（8）寿命：10000 小时给出该机的任务剖面图简单的任务剖面图爬 升巡航1500米巡航1500米空 战第二章第二章 飞机初始总体参数与方案设计飞机初始总体参数与方案设计2．1 重量估算重量估算设计起飞总重”是指飞机在设计确定任务开始时的总重量，它不一定与“最大起飞重量”相同。

许多军用飞机的装载可以超过其设计重量，但将损失包括机动性在内的主要性能除特殊说明外，起飞总重或假定为设计重量可以将飞机起飞总重表示为如下几项WTO=WOE+WF+WPL （1）WOE = WE+Wtfo+Wcrew （2）WE = WS + WFEQ + WEN （3） WTO= Wcrew+WF+WPL+WE （4）可得迭代公式飞行任务段燃油系数发动机启动和暖机1TOW=0.998 W滑跑21W0.998W 起飞32W=0. 995 W爬升加速到巡航速度43W=0. 985 W巡航0.98054W W待机0.9965W W下降0.9976W W着陆滑行0.99587W W800.13 0 000.13 00.998 0.998 0.995 0.985 0.98 0.99 0.99 0.9950.93291.06 (1 0.9329)0.072.345000 0.932.34TOFEW WW WWWWWW（单位：英镑）计算飞机总重迭代公式假定值0W 0EW W计算值0W500000．582044535440000．583543227432000．584043352433000．584443340433330．5844433324333343333 0.5842530743333 0.251083315000EFlbWlbWlblbTO起飞总重：W空重：任务油重：飞机有效载荷2．2 确定翼载和推重比确定翼载和推重比推重比(T/W)和翼载(W/S)是影响飞机飞行性能的两个最重要的参数，这些参数的优化是初始设计布局完成后所要进行的主要分析、设计工作。

然而，在初始设计布局之前，要进行基本可信的翼载和推重比估算，否则优化后的飞机可能与初始布局的飞机相差很远，必须重新设计2.2.12.2.1 确定推重比确定推重比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在变化在确定参数的过程中，应该注意避免混淆起飞推重比和其它条件下的推重比如果所需的推重比是在其它条件下得到的，必须将它折算到起飞条件下去，以便于选择发动机的数量和大小推重比计算 M=2.20cTTaMW1．根据推重比与最大马赫数的关系，对于喷气式战机，取a=0.684 c=0.5940.59400.648 2.21.035cTTa MW 2.2.22.2.2 确定翼载荷（确定翼载荷（W/SW/S））翼载是飞机重量除以飞机的参考（不是外露）机翼面积翼载影响失速速度、爬升率、起飞着陆距离以及盘旋性能翼载决定了设计升力系数，并通过对浸湿面积和翼展的影响而影响阻力。

对确定飞机起飞总重也有很大影响飞机类型 W/S(kg/m2) 飞机类型 W/S(kg/m2)滑翔机30双涡轮螺旋桨飞机200自制飞机50喷气教练机250通用航空飞机－单发80喷气战斗机350通用航空飞机－双发130喷气运输机/轰炸机600：1 根据失速确定翼载（对于战斗机取 1.2 =）maxLCsV110kg h飞机的失速是影响飞机安全的主要因素失速速度直接由翼载和最大升力系数确定在设计过程中，可利用失速速度与翼载的关系，求得满足失速性能的翼载22 max111.2351.269222sLsWV CVkg hS2巡航时间最大时的翼载（巡航速度）42kg h起飞滑跑距离是指机轮离地前经过的实际距离，正常起飞的离地速度是失速速度的 1.1 倍式（2.4.13）和式（2.4.14）给出了给定起飞距离时所允许的最大翼载222 0111.235 423.14 3 0.845 0.03560022DWVAeCkg mS 3 根据升限确定翼载升限分为理论升限和实用升限两种理论升限是指在给定发动机状态下，飞机能保持等速水平直线飞行的最大高度，也就是最大爬升率等于零时的飞行高度。

实用升限是指在给定飞机重量和给定发动机状态下，对于军用飞机，亚音速飞行最大爬升率为 0.5m/s 时的飞行高度；超音速飞行最大爬升率为 5m/s 时的飞行高度589KG /米2（，，分别指 1500 米时的大气密212HziLWV CSHLCziV度，升力系数，推力最大是时的飞行速度）翼载取最小 589Kg/米22．3 飞机升阻特性估算飞机升阻特性估算2 2．．3 3．．1 1 零升阻力的计算零升阻力的计算机翼上的阻力有许多种，根据阻力的起因以及是否与升力有关，可以把阻力分为零升阻力（与升力无紧密联系的阻力）和诱导阻力（与升力密切相关的阻力） 其中零升阻力包括摩擦阻力和压差阻力，机翼上的阻力有许多种，根据阻力的起因以及是否与升力有关，可以把阻力分为零升阻力（与升力无紧密联系的阻力）和诱导阻力（与升力密切相关的阻力） 其中零升阻力包括摩擦阻力和压差阻力，式中：S－飞机浸湿面积；S 参考－飞机参考面积浸湿面积，即飞机总的外露表面积，可以看作是把飞机浸入水中会变湿的那部分表面积要估算阻力必须计算浸湿面积，因为它对摩擦阻力影响最大机翼和尾翼的浸湿面积可根据其平面形状估算，如图 2.3.2 所示，浸湿面积由实际视图外露平面形状面积（S）乘以一个根据机翼和尾翼相对厚度确定的因子得到maxmaxmax1.61.82.4llTolxlCCC飞机在亚音速巡航时的零升阻力大部分为蒙皮阻力，再加上小部分的分离压差阻力，可以用“当量蒙皮摩擦阻力系数法确定”feSC浸湿 D0参考C S飞机浸湿面积S浸湿—----飞机参考面积参考S-------当量蒙皮摩擦阻力系数f eC飞机浸湿面积可以用俯视图，侧视图估算3.4[/2]SS侧侧俯S（）机翼尾翼可以用其平面形状估算22 2220[1.9770.52( / )]3.4[(/2]3.4 193.92329.631.9770.52( / ))(57.67 12.63) (1.9770.52 0.1)142.16329.63 142.16471.79131.6471.790.0025142.16DfeSt cSSSmSSt cmSmSmSCCS浸湿外露浸湿1侧俯浸湿外露浸湿参考浸湿参考S）（0.092 2．．3 3．．2 2飞机升阻比的计算飞机升阻比的计算升阻比 L/D 是所设计方案总气动效率的量度，在亚音速状态下，升阻比 L/D 直接取决于两个设计因素：机翼翼展和浸湿面积。

以下列出了亚音速及超音速飞机典型极曲线的计算和图表，这些数据可以用于方案论证所提供的亚音速飞机的极曲线公式如下（襟翼及起落架收上）：2 本机为后掠翼飞机，后掠角为 40 度，展铉比为 30.680.154.61 (1 0.045)()3.1 0.845LEeACOS 查得 M=22 时，00.035DC12 0()0.5 ()7.5MAXDLAe CD巡航升阻比1()0 1540 866 7 5TW  巡航2．4 确定滑跑距离确定滑跑距离假设发动机推力 P 与地面平行，此时飞机运动方程为G dVP QFg dtNG Y可将该式改写为211()2xydVPV SfCfCg dtGG式中，为停机迎角 时的升力系数和阻力系数xCyC由此可得地面加速滑跑段的时间为（1）110021()2ldTVxydVTdtPSgfCfC VGG 又可将该试改写为2211() 22xydVPV SfCfC g dLGG由此可得地面加速滑跑段的距离为（2）2210212()2ldVxydVLPSgfCfC VGG 对（1） ， （2）两式进行解析积分得到11 1 11 111 12 11 1 1111[]211[]2ldldldaabVTLngabaabVabVLLngba 其中11()2xyPafG SbCfCG为推重比 1。

035 为地面摩擦系数取平均值 0035P Gf=1 =005 =0161axCyC飞机离地速度2ldyldGVSC这里飞机起飞重量 m=19000kg 机身面积 S=57.4 离2m地瞬间的升力系数=1.03yldC将数据入（2）式得 L=274 米2．5 飞机气动布局的选择飞机气动布局的选择飞机的气动布局通常是指其不同的气动力承力面的安排形式全机气动特性取决于各承力面之间的相互位置以及相对尺寸和形状机翼是主承力面，它是产生升力的主要部件，前翼、平尾、垂尾等是辅助承力面，主要用于保证飞机的安定性和操纵性 选择确定布局型式是一个。