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1、飞机机动性和战斗性总体设计书第一章 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145
2、0千米，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
3、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： 2Lyulka 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：5500千米，在不加油情况下的续航能力38004200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
4、飞速度M2.5，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第二章 飞机初始总体参数与方案设计 21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
5、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滑跑起飞爬升加速到巡航速度巡航待机下降着陆滑行计算飞机总重迭代公式假定值计算值50000058204453544000058354322743200058404335243300058444334043333058444333222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
6、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。 2.2.1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
7、去，以便于选择发动机的数量和大小推重比计算 M=2.21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=0.594 2.2.2确定翼载荷（W/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
8、战斗机取1.2 =） 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2 巡航时间最大时的翼载（巡航速度）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（）和式（）给出了给定起飞距离时所允许的最大翼载。 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
9、速飞行最大爬升率为5m/s时的飞行高度。=589KG /米2（，分别指1500米时的大气密度，升力系数，推力最大是时的飞行速度）翼载取最小589Kg/米223 飞机升阻特性估算231零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
10、，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”飞机浸湿面积-飞机参考面积-当量蒙皮摩擦阻力系数飞机浸湿面积可以用俯视图，侧视图估算机翼尾翼可以用其平面形状估算232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：
11、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3查得M=2。2时，巡航升阻比24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可将该式改写为式中，为停机迎角时的升力系数和阻力系数由此可得地面加速滑跑段的时间为 （1）又可将该试改写为由此可得地面加速滑跑段的距离为 （2）对（1），（2）两式进行解析积分得到其中为推重比1。035 为地面摩擦系数取平均值0。035=1 =0。05 =0。16飞机离地速度这里飞机起飞重量m=19000k
12、g 机身面积S=57.4 离地瞬间的升力系数=1.03 将数据入（2）式。得L=274米25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综合、折衷的过程。根据经验，鸭式和无尾式布局用于超音速为基本飞行状态的飞机是合理的，而常规式布局则用于亚音速飞机或以亚音速飞行状态为主，超音速飞行状态为次的飞机最合适。本战斗机更强调中、低空机动性，要求飞机具有良好的大迎角特性，故采用正常式布局飞
13、机型式的选择所谓飞机型式，是指飞机几何外形的主要特征及飞机各种装载布置方案的统称。而飞机外形主要特征大致是指飞机各部件(机翼、机身、尾翼、动力装置、起落架等)的数目、外形和相对位置的统称J22采用中等后掠角(40左右)、小展弦比(24)薄机翼(相对厚度35%)的正常式、布局型式；因为对亚音速飞机而言，后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓局部激波的产生，避免过早出现波阻。大后掠角和大梯形比的条件下，大迎角时翼尖先失速，使飞机的操稳特性变坏(这一问题可通过几何/气动扭转、加翼刀及机翼前缘缺口等方法来改善26隐身设计隐身设计的目的，是设计者要减少产品被探测、被发现的可能性，即通过使某一武器系统更难以被测
14、到，从而改善执行任务的能力本机采取的措施(1) 经过优化的有源信号，干扰敌方雷达，采用干扰与欺骗系统，用物理的方法，影响敌方借助于电子设施发现或摧毁目标的系统 (2) 改变雷达能量的通过介质(通常是大气)的电气特性。最常用的方法是施放金属箔条改变大气的传播特性，不常用的方法还有施放含金属微粉的烟尘等(3) 改变飞机本身的反射特性。通过在飞机上采用改变几何截面积、反射率和对雷达波散射的方向性系数的方法，达到隐身的目的；同时，研究和采用吸波材料也可以降低系统的可探测性。 雷达隐身外形飞机外形对其雷达截面积的影响最大，所以在隐身飞机设计中，采用雷达隐身外形已经成为主要的隐身措施，已经被证实确有显著效果。 隐身外形设计主要考虑：(1) 减小镜面反射、(2) 减小角反射。本机的雷达隐身外形主要包括： (1) 机翼机身、机身座舱融合体，低扁而平滑的座舱；(2) 边缘和板块力求在空间平行，使雷达波的反射集中在几个非主要作战方向上；(3 取消一切外挂物和挂架，采用机内弹舱和保形挂载方式(4 在座舱内表面蒸镀高导电率的透明薄膜；
