1、Lv尾=3.6m卜3350翼型NACA64A006根梢比"=3.3機翼囿枳25.4625m展弦比1.00翼根3.6m平均相對厚度0.06翼尖1.08m1/4弦線后掠角23.3度2.34m后緣后掠角-20.6度前緣后掠角35度外傾角35度草圖如下：平尾設計, 平尾尾容量為CHTSHT LHTSHTLHTSHT LHT尾翼的功用，組成和設計要求:尾翼的功用：保證飛機的穩定性和操縱性。尾翼的組成：平尾（前翼）：水平安定面，方向舵。垂尾：垂直安定面，升降舵。尾翼的設計要求：按設計要求。平尾參數的選擇：主要根據平尾尾容量（平尾靜面矩系數）確定其主要幾何參數。尾容量的統計值:尾容量的統計值飛機類

2、型CHTCvtLht/CwLVT/Cw渦槳干線客機0.801.100.050.082.03.0渦噴/渦扇干線客機0.650.800.080.122.53.5后掠翼重型非機動飛機0.500.600.060.102.53.5直機翼重型非機動飛機0.450.550.050.092.03.0高速機動飛機0.400.500.050.081.52.04.4起落架設計4.4.1 起落架形式的選擇： .本機為高速飛機，故用可收放式起落架。 .現代高速飛機一般都采用前三點式起落架，所以我們也采用前三點式。 .本機采用的上單翼，起落架不易安裝在機翼上，故起落架安裝在機身上;本機采用的是寬體機身，能保證起落架有足夠

3、的收縮空間。4.4.2 起落架主要參數的確定停機角里中=0(-0£起飛安裝通常取：0=0口t4口，其最佳值應使飛機滑跑時迎面阻力最小,以縮短起飛滑跑距離。本機的停機角w=r0著地角小中=ot-ot一中著陸安裝本機的著地角取二15防后倒立角T原則：丫角不能過小，防止發生尾部倒立事故；也不能過大，過大會使前輪伸出量減小，造成前輪載荷過大，起飛時抬前輪困難，致使起飛滑跑距離延長。=157=呼+（2n（前蘇聯）（美國）我們采用前蘇聯的標準，=151.5=16.5前、主輪距b原則：前輪所承受的載荷為起飛重量6%-12%b=（0.30.4）L機身；要與防后倒立角丫相協調。由機身估算知機身長度為1

4、8.9米，故b應取值5.677.56m之間，考慮到要與防后倒立角相協調，本機取b=6.5m。選擇前輪伸出量a的條件是保證停機時前輪上承受的載荷為飛機重量的6%-12%機身初次估算讓前輪承受載荷為飛機重量的10%前輪伸出量a=0.9b=5.85m主輪伸出量e=0.1b=6.50m起落架高度h原則：根據防后倒立角和著地角確定；考慮在機體上的安裝和收藏位置的需要；地面與飛機之間距離不小于200250mm.初步估算取起落架高度h=2.00m起落架寬度B原則：按飛機起飛、著陸以及在地面滑行時的穩定性，越寬越好；主要決定于飛機重心距地面的高度h,最小的主輪距應該滿足不致使飛機向側向翻倒的要求。N是側向的摩

5、擦系數，取N=0.85將h,b,a的值代入上式計算得起落架的最小寬度為3.9m,為增加滑行時的穩定性，我們將起落架的寬度初步定為B=4.1m。輪胎數目和尺寸的確定：主起落架前起落架lypeWDtXbtin.Xin.輪胎數（每支柱）DtXhlin.X訕PMtomnnt1164肺4ftXU094224X7.70.0622mooo40X140.94429X710.06233。,00946/1609341ftXu0.Q72客機572,00051X1030.934（3支相40X160.072775,0。«X170.944（4支柱）46X16Q.Q6214Mo1S.5X70.871IHX&

6、;11.131bkdtri25,00024X8ON118X«0.091cot并帆35制。24XS0.90221.5X10aw160,0。35X90S8122X150.122本機起飛重量31噸，約合600001b。根據經驗值:前輪輪胎規格為22in.*22in.輪胎數2。主輪輪胎規格為35in.*9in.輪胎數（每支柱）1。4.5推進系統的選擇與設計4.5.1 發動機設計由于所需推力為21918kg*9.8=241.796KN,接下來參考已有的發動機參數：蘇-33發動機：（俄羅斯留里卡“土星”科研生產聯合體研制的兩臺AL-31F3帶加力燃燒室的渦扇發動機）詳細參數:風扇3級風扇高壓壓氣

7、機雙級壓氣機燃燒室環行燃燒室高壓渦輪低壓渦輪加力燃燒室V形火焰穩定器加力燃室尾噴管控制系統最大加力推力（daN）12503中間推力（daN）7620加力耗油率kg/(daNh)中間耗油率kg/(daNh)»比8.3涵道比總增壓比23.8渦輪進口溫度（C）1392最大直徑（mm）1300長度（mm）4920質量（kg）1580F-22發動機（普拉特惠特尼公司的F119PW-10剛輪風扇發動機）詳細參數：風扇3級軸流式。無進口導流葉片。風扇葉片為寬弦設計高壓壓氣機6級軸流式。米用整體葉楙結構燃燒室環形，米用浮壁結構高壓渦輪單級軸流式，米用第三代單晶渦輪葉片材料、隔熱涂層和先進冷卻結構低壓

8、渦輪單級軸流式。與高壓轉亍對轉加力燃燒室整體式。內、外涵道內各設單圈噴油環尾噴管二元矢量收斂-擴張噴管，在俯仰方向可作土20°偏轉控制系統第三代雙余度FADEC最大加力推力（daN）15568中間推力（daN）9786加力耗油率kg/(daN-h)2.40(據估算應為1.801.90)中間耗油率kg/(daN-h)0.622(據估算應為0.880.90)推重比>10涵道比0.20.3總增壓比26渦輪進口溫度（C）約1700最大直徑（mm）1143長度（mm）4826質量（kg）1360比較得知，F119發動機體積小、耗油率低、推重比大，因此我們選擇普拉特惠特尼公司的F119PW

9、-10剛輪風扇發動機，該發動機是雙轉子小涵道比加力渦扇發動機，采用可上下偏轉的二維矢量噴管，上下偏轉角度為20度，推力和矢量由數字電子系統控制。4.5.2 進氣道與尾噴管參數選擇 進氣道的功能減速增壓，將動能轉變為壓力能，提供給發動機。亞音速時：進入發動機的空氣增壓主要是在壓氣機中進行；Ma=1.21.4時進氣道和壓氣機對氣流的增壓作用就幾乎相同。 增壓過程的壓力損失a.摩擦b.當速度場不均勻或氣流分離時產生渦流和熱交換c.超音速，因激波的產生而引起壓力的損失 進氣道總壓恢復系數（7進氣道出口總壓與進口總壓之比P。出（T=P0入6是衡量進氣道增壓效率的系數，越大，氣流的壓力損失越小。進氣道設計

10、設計要求a.保證供應發動機所需要的空氣流量；b.總壓恢復系數6的值最大；c.與飛機的總體布置相協調，使進氣道的外部阻力盡量減小；d.進氣道的出口流場均勻、畸變小，氣流品質良好。進氣道的類型（1）NACA嵌入式（平貼式）進氣道總壓恢復系數低，目前已經很少采用。皮托管式或正激波進氣道亞音速飛機常采用的進氣道；超音速飛機也可以采用（此時稱為正激波進氣道）。（3）錐形或中心體進氣道二維斜板式進氣道（5）無附面層隔道進氣道（DSI）DSI去掉了附面層隔離板，進氣口也整合到前機身設計中。在進氣口前設計有一個三維的表面（鼓包）。這個鼓包的功能是作為一個壓縮面，同時增大壓力分布以將附面層空氣“推離”進氣道。進

11、氣道整流罩唇口的設計特點使得主要的附面層氣流可以溢出流向后機身。整個DSI沒有可動部件，沒有附面層隔離板,也沒有放氣系統或旁通系統。進氣道的幾何參數進氣道的面積S進口由M空氣=So0V0cpH=S進口v進口P進口G_M空氣知S進口二v進口P進口V進口=Vs口vs通常可取vs口=053查表知：P0=1.225kg/m查發動機所需空氣流量知：F110-GE-100發動機所需M空氣約為113.4122.4kg/s,基于F119PW-100發動機的強大,參考取值135kg/sM空氣M空氣S進口=v進口P進口v進口v°oP進口_1350.51.13401.225=0.589m2(2)進氣道的長

12、度：從進口至發發動機壓氣機進口的距離L內壁的半擴散角不能大于45圓柱段長度不能小于0.51.0倍發動機的最大直徑唇口前緣曲率半徑唇口前緣的曲率半徑可按經驗公式選定：r=(0.040.05).S進口=(0.040.05).0.589=0.0239m進氣道在飛機上的布置由于本機采用菱形機身，故進氣道布置在機身兩側下方的位置，考慮到隱身性能，DSI的設計參數是：鼓包相對于來流附面層的高度略低112時為好；唇罩鋸齒角保持在12001350時效果最好；唇罩內切角取60°時比較理想；鼓包相對唇口位置L在01700180之間時最好。尾噴管的功用尾噴管的功用是將發動機燃氣的壓力勢能有效地轉變為排氣的

13、動能，使發動機以最高的效率，最小的能量損失產生最大的推力。尾噴管的主要形式尾噴管的主要形式有：(1) 收斂噴管，又可分為固定不變收斂噴管和可變面積收斂噴管(2) 引射噴管(3) 可調收斂-擴散噴管(C-D噴管)(4)矢量噴管尾噴管工作特征的參數膨脹比兀噴燃氣在尾噴管進口處的總壓與所在高度大氣壓力的比值兀噴=P/P出膨脹比代表燃氣在進入尾噴管時壓力勢能大小M展大加力巡膨脹比兀噴與飛行M數的關系曲線落壓比兀落尾噴管進口處燃氣總壓與尾噴管出口處的燃氣靜壓之比。兀落=P進/P出落壓比表示燃氣在通過尾噴管時實際的膨脹程度，代表尾噴管工作特性好壞的參數。當燃氣在尾噴管中完全膨脹時，尾噴管的落壓比即等于其膨

14、脹比。尾噴管效率“噴在尾噴管出口處，實際排出每公斤燃氣所得到的動能與在理想絕熱條件下排出每公斤燃氣所能得到的動能之比。尾噴管的型式、幾何尺寸和調節規律的選擇，就是要使燃氣在尾噴管內得到完全膨脹，否則效率降低。本機采用的尾噴管本機由于采用了F119PW-100渦輪風扇發動機，故尾噴管采用二元菱形尾噴口，如圖：第五章重量特性估算5.1重量細分5.1.1重量細分起飛重量Wo分為3部分：有效載荷重量Wp、燃油重量Wf和空機重量We。即:W0=WDWfWepe空機重量We可分為：結構重量、動力裝置重量及設備重量三部分。We二WstWenWeaeseneq結構重量包括：機翼、V尾、鴨翼、機身、起落架、進氣

15、道及發動機段等。動力裝置重量包括：發動機、發動機系統、燃油系統等。設備重量包括：控制系統、液壓系統、電氣系統、通信導航、儀表等。經過初步估算本機的起飛重量為27648千克，其中有效載荷6100千克，燃油重量9300千克，空機重量12320千克。5.1.2重量校驗卜表為超音速巡航飛機及戰斗機的各部分重量占起飛重量的百分比統計值:項目（中型）轟炸機（輕型）轟炸機戰斗機本機取值燃油P0.45-0.500.35-0.400.25-0.300.25（7.3噸）結構重量0.22-0.240.26-0.280.28-0.340.24（7.02噸）動力系統0.08-0.100.10-0.120.18-0.23

16、0.13（3.8噸）發動機重2.7噸固定設備0.07-0.100.10-0.120.12-0.20.10（2.8噸）由于本設計任務為重型戰斗機，比一般戰斗機尺寸大些，故重量分布更接近于輕型轟炸機。W0=7.3+7.02+3.8+2.8+6.1=27噸設計重量為27.6噸，重量效驗得到的設計重量為27噸，由于是初步方案設計階段，故重量誤差在可以接受的范圍內5.2重心位置的估算飛機重心定位的坐標如下圖:5.2.1 各部件重心的選取以機頭為坐標原點，由三面圖得：機翼:平均氣動弦長6.86m,弦中心坐標13.69m,重心位置取為40%機不在MX機翼=13.00m;鴨翼:平均氣動弦長1.52m,弦中心坐

17、標5.1m,重心位置取為45%鴨翼平均氣動弦處X鴨翼=5.03m;垂尾：平均氣動弦長，弦中心坐標重心位置取為45%垂尾平均氣動弦處X垂尾=17.40m;機身:機身長18.9m,對于采用后掠翼的飛機重心位置取為60%機身長度處X機身=11.34m;起落架：前后起落架總的重心X起落架=12.00m；安裝發動機：X安裝發動機=16.30m;設備:重心位置取為機身的重心X其他=11.34mo5.2.2重心定位、miXigXGXG 二Xg - XabA100%飛機質心定位細目表部件，載重mg(10N)x(m)mgx(Nm)機翼235013.0030550V尾40017.46960前翼2505.03125

18、7.5機身300011.3434020起落架102012.0012240推進系統380016.3061940固定設備280011.3431752人員1003.00300載彈900011.33101970燃油830013.2109560總合31020390549.5芾I、小邛390549.5重心位置xG=12.6m31020xG-xA12.6-10.26A100%=100%bA6.8634%第六章飛機性能分析6.1 飛機升阻力特性估算6.1.1 升力升力系數0.5：2S翼尖NACA64A203升阻曲線翼跟NACA64A006升阻曲線升力線斜率Cl：ClCl：一：2A(旦二)faAA?(1_Ma2

19、)tan2amaxtS參考2、4'2(1maXt)00.9521-Ma2亞音速情況2機身影響系數F=1.07(1+d/l),其中d為機身當量直徑2m,l為機翼展長9.8米。則F的值為1.55。已知設計Ma為0.8,展弓g比2.0,翼型最大厚度后掠角約為40度，外露翼面積約為45m2,參考面積為約100m2。則升力線斜率為2.69。超音速情況Ma取值1.5,易算得Cl。為3.58最大升力系數C=09Ccos、,Jymax5"Jymax翼型cosc4由翼尖NACA64A203升阻曲線和翼跟NACA64A006升阻曲線可知，翼型最大升力系數約為（1.5+1.4）/2=1.45;貝1

20、1cymax=0.888。6.1.2阻力阻力系數0.5：2s亞音速阻力系數的確定亞音速時，阻力主要由零升阻力和誘導阻力構成,C = C CD D0 Di。零升阻力系數C D 0 = C feSwetQ,超音速巡航飛機的Cfe=0.0025,外露S翼面積約為42m2,參考面積為約75m2,當相對厚度大于0.05時機翼浸濕面積SwetSwet二Sw外露1.9770.52t/c)=84.21m2則CD0=0.0028。°c2誘導阻力系數CDi=,-Ae其中效率因子e=4.611-0.45A0.685(cosaLE)0.15-3.1;計算得：效率因子e=-1.912。超音速阻力系數的確定超音

21、速時，阻力主要由零升阻力，誘導阻力和激波阻力構成，CD-CD0CDiCCDbz用部件構成法計算超音速的零升阻力：超音速巡航的速度Ma=1.5,高度H=18000m,19°'CfeSwetc動壓p=2y2=1.185父104CD0=S雷諾數Re =105_4_81.460,2510H1,9410HCf0.4552.580.65lgRe10.144Ma2對于機翼Re=3,81父107,Cf=0.0029;對于垂尾Re=1,03父107,Cf=0.0036;對于機身2=2,53父107,Cf=0.00312；CD0O.0029”"2.003*0.0036'-03

22、33父3.4 =0,0065100超音速的激波阻力:超音速巡航的速度Ma=1.5,高度H=18000m,圖S2翼型相對厚度對波阻的影響如圖所示，本機機翼平均相對厚度0.54,Ma=1.5時激波阻力約為0.015超音速的誘導阻力系數（Ma=1.5）A Ma2 -14A Ma2 -1 - 2cos LE機翼前緣后掠54度，計算得K=0.212O_一_.2_CDi=0.250.14=0.00496.2飛機極曲線估算Cd=Cd0KCL2其中K6.2.1 亞音速情況CL：=CL/二CL：2-4A2(1 - Ma 2)0.952( S外露翼 f f 2(1 + tan 人 max t ) S參考1 - Ma 2 )2機身影響系數F=1.07(1d/l),其中d為機身當量直徑2m,l為機翼展長9.8米。則F的值為1.55。已知設計Ma為0.8,展弓g比2.0,翼型最大厚度后掠角約為40度，外露翼面積22約為45m,參考面積為約100m。c8.77則升力系數化簡為：Cl-22.11.55-4.43Ma2S，PDwetCD0Cfe_C零升阻力系數S，超音速巡航飛機的Cfe=0.0025,外露翼面ccS-為42m2,參考面積為約75m2,當相對厚度大于0.05時機翼浸濕面積wet,Swet-S外露”1.977+0