飞机总体设计大作业 .pdf

1、1 飞机总体设计大作业 歼 -35“烛龙” 小组成员： 田 旭 (2009300259) 刘嘉鹏 (2009300229) 于贺伋 (2009300262) 李明洋 (2009300224) 孙剑锋 (2009300232) 2 目录 前言 1 第一章 飞机设计 要求 1 1.1 任务计划书性能指标 . 1 1.2 发动机要求 . 2 1.3 有效载荷 2 1.4 任务剖面 2 1.5 概念草图 3 第二章 总体参数估算 . 4 2.1 起飞重量的计算 4 2.1.1 飞机起飞重量的构成 4 2.1.2 空机重量系数 TOOEWW / 的计算 . 6 2.2 发动机的耗油率 C 8 2.3 升

2、阻比 L/D . 8 由 浸湿面积比估算出 L/D 约为 13 . 10 2.4 燃油重量系数 Wf/W0. 10 2.4.1 飞机的典型任务剖面 .11 2.4.2 计算燃油重量系数 Wf/W0 13 2.4.3 全机重量计算 . 13 2.5 飞机升阻特性估算 15 2.5.1 确定最大升力系数 15 2.5.2 估算零升阻力系数 CD0 及阻力系数 CD 16 2 6 推重比的确定 17 2 7 翼载荷的确定 . 19 第三章 总体方案设计 . 20 3.1 总体布局选择 . 20 3.1.1 方案一：鸭式布局 21 3.1.2 方案二：总体布局为正常式布局 . 21 3.2 进气道布置

3、 . 22 3.3 发动机的类型、数目和布置： . 23 3.4 机翼布局 23 3.5 尾翼布局 24 3.6 起落架型式 . 24 3.7 隐身设计 25 第四章 部件设计 25 3 4.1 机翼设计 26 4.1.1 机翼具体参数的确定： . 26 4.1.2 机翼的气动力特性 32 4.1.3 机翼的增升装置和副翼 . 34 4.2 机身设计 . 38 4.3 尾翼及其操纵面的设计 42 4.4 起落架设计 44 4.4.1 起落架形式的选择： 44 4.4.2 起落架主要参数的确定： . 45 4.5 推进系统的选择与设计 48 4.5.1 发动机设计 48 4.5.2 进气道与尾喷

4、管参数选择 . 49 第五章 重量特性分析 . 52 5 1 重量 细分 52 5.1.1 重量细分 . 52 5.1.2 重量校验 52 5.2 重心位置的估算 53 5.2.1 各部件重心的选取 . 53 5.2.2 重心定位 . 54 6.1 飞机升阻力特性估算 . 55 6.1.1 升力 . 55 6.1.2 阻力 . 57 6.2 起飞着陆性能估算 58 6.2.1 起飞性能 . 58 6.2.2 着陆性能 59 第七章 飞机操纵系统设计与分析 . 59 7.1 飞机操纵系统分析 . 59 7.2 余度技术 . 60 7.3 本飞机操纵系统设计 62 7.3.1 采用的操纵系统简介

5、62 7.3.2 该操纵系统的工作原理 . 62 7.3.3 操作系统的某些具体设计情况 63 第八章 飞机费用分析 . 63 8.1 研究、发展、试验与鉴定费用和生产费用分析 63 8.1.1 兰德 DAPCA IV 模型中工时、费用的组成 . 65 8.1.2 兰德 DAPCA IV 模型中工时、费用的计算 . 66 8.1.3 兰德 DAPCA IV 模型中工时计算修正的软糖系数 . 67 8.1.4 兰德 DAPCA IV 模型中的综合费率 . 68 8.2 使用保障费用 69 8.2.1 燃油费用 . 70 8.2.2 空勤人员费用 71 8.2.3 维护费用 . 72 8.2.4

6、折旧费和保险费 73 第九章 三视图绘制 74 1 前言 随着国产歼 -20 战机首飞，我国首次成为了国际第四代战机俱乐部的一员，再次确立了我国在战斗机研发上的不俗实力。但像美国，不仅有 F-22 这样的重型空中优势战斗机，还有大量的 F-35 中型多功能四代战机，用来与 F-22 进行高低搭配，同时节省军费， 另外俄罗斯也有在其重型战机的基础上研发中轻型战机的计划。 显然，我国不能落后于他们，也有能力研制出自己的中轻型多用途四代战机。一旦这样的战机进行量产，不仅可以装备部队迅速形成战斗力，还可以出口给第三世界的友好盟国，相信那时以中国制造的战机高超的性价比，在国际市场上将有明显的竞争优势。

7、鉴于以上想法，我们以美国 F-35 为原型机，参考歼 -10 的性能指标，设计了适合新形势下我军作战要求的第四代中轻型战斗机。它具有更高的生存性，低可探测性（即隐身性能），超声速巡航，高机动性，超视距攻击能力，并且在制造成本上 也的得到了改观。 第一章 飞机设计要求 1.1 任务计划书性能指标 F-35 设计要求 : 尺寸数据 : 机长： 15.37 米 （ 50 呎 6 吋） 机高： 5.28 米 （ 17 呎 4 吋） 冀展： 10.65 米 （ 35 呎 0 吋） 翼面积： 42.7 平方米 重量及载荷 : 空重： 12,000 公斤 （ 26,000 磅） 负载重量 ： 20,100

8、公斤 （ 44,400 磅） 最大起飞重量： 27,200 公斤 （ 60,000 磅） 性能数据 : 最高速度： 1,931 km/h,马赫数1.6-2.0 巡航速度： 740 km/h 作战半径 ： 1,110 km 实用升限： 18,000 m 爬升率： m/s 翼负荷： 530.7 kg/m 本机设计要求 : 尺寸数据： 机长 15.30 米 机高 4.65 米 翼展 9.70 米 翼面积 40.2 平方米 重量及载荷： 空重： 9,500 公斤 负载重量 ： 16000 公斤 最大起飞重量： 22000 公斤 性能数据： 最高速度： 2,200 km/h，马赫数 1.6-2.2 巡航

9、速度： 850 km/h 作战半径： 1400km 实用升限 ： 18,000 m 爬升率： m/s 翼负荷： 550 kg/m 限制过载 +10g/-4g 2 1.2 发动机要求 （ 1） 推重比达到 10.5 以上； （ 2） 应满足具有超音速巡航能力，发动机不开加力在高度 11-13 千米，飞机应能 1.3 1.5Ma 持续巡航飞行，及要求发动机不开加力使得最大推力要大； （ 3） 为飞机提供短距起降； （ 4） 有良好的隐身能力，发动机的红外和雷达反射信号特征尽可能小； （ 5） 采用双余度全权限数字电子控制（ FADEC）； （ 6） 与第三代战斗机的发动机相比，零件数量减少 40

10、60%，可靠性提高一倍，耐久性提高一倍； （ 7） 寿命周 期费用降低约 25 30%。 1.3 有效载荷 武器 载荷 5000kg 以上，驾驶员一名 100kg(包括飞行员装备 ). 1.4 任务剖面 （ 1）起飞并加速到上升速度； （ 2）沿预定航向，以能达到最大任务航程的最佳发动机工作状态和速度程序上升到巡航高度 。 （ 3）以最大航程的速度和高度巡航到离目标一定距离处（根据需要选定，大致可取 200 到 500Km） ; （ 4）加速并上升到超声速巡航的高度和速度（一般高度为 10 到 14Km,速度为M1.4 到 1.6）； （ 5）以超声速巡航一定距离（如（ 3）所述 200 到

11、500Km） ; （ 6）利用中、远程制导武器攻击目标，作战时间一般不大于 2 分钟； 3 （ 7）以超声速或亚音速退出战斗返航，飞行预定距离； 1.5 概念草图 正常式布局 翼身融合的后掠翼布局 常规水平尾翼 V 型外倾双垂尾 梯形中单翼 内置弹舱 二维矢量喷管（主要用于短距起降） 单发发动机，两肋进气， DIS 型进气道 绘制草图如下： 4 第二章 总体参数估算 2.1 起飞重量的计算 2.1.1 飞机起飞重量的构成 以及近似计算过程的框图如下： 5 TOW 为飞机的起飞总重，它由以下几部分组成： OEFPLTO WWWW )( crewtfoEfp WWWWW PLW 为飞机有效装载重量

12、； FW 为飞机任务油重量；，包括任务燃油 (可用燃油 )、备份燃油 (安全余油 )及死油三部分； OEW 为飞机使用空重，主要包括空重（ EW ）、死油重（ tfoW ）和乘员重量（ crewW ）； 因为： OEFPLTO WWWW 0000 )/()/( TTOETTFPL WWWWWWW OETFPL WWWW 0/( 00)/ TWW 所以：000 /1 TOETFPLT WWWW WW 其中： 0/ TF ww 、 0/ TOE ww 分别称为燃油重量系数、空机重量系数。 0/OE Tww 草图或初始布局 参考浸湿 S/S 和 CD0 发动机的 SFC 设计目标 机翼几何参数 选择

13、和 “e”估算 T/W和 W/S 每一段任务的 . ii WW /1 W0推算 每一任务段的 WF WTO计算 参数选择 迭代求解 6 在有效载重 PLW 已知的情况下，求出空机重量系数 0/ TOE WW 和燃油重量系数 0/ TF WW (或燃油重量 FW )，就可求出 0TW 。 PLW 为有效载荷重量，共 7000kg OEW 为空机重量，主要包括空重、死油重和乘员重 ,约 9500 千克； PLW 基本与 0TW 无关， FW 和 OEW 与 0TW 有关。 2.1.2 空机重量系数0TOEWW 的计算 空机重量系数0TOEWW 采用统计方法给出，其值大致为 0.3 0.7，其中战斗

14、机为0.50 0.65，喷气运输机为 0.450.55。 0TOEWW 随飞机起飞重量的增加而减小。 对于用常规金属材料制造的飞机，可以得到0TOEWW 的拟合公式 CTTOE WAWW 00/ 由于0TOEWW 随起飞重量的增加而减小，所以 C0。 采用变后掠翼时，0TOEWW 会增加；采用先进复合材料结构时，0TOEWW 会减小。 7 按照喷气式战斗机飞机计算取 8 13.000 34.2/ TTOE WWW 2.2 发动机的耗油率 C 发动机的耗油率 C 较易确定： 若是现有发动机，则按发动机手册给出的值代入；若是待定发动机，则可以按典型的统计值代入： 发动机类型 巡航耗油率 待机耗油率

15、 涡轮喷气 0.9(1/h) 0.8(1/h) 低涵道比涡扇 0.8(1/h) 0.7(1/h) 高涵道比涡扇 0.5(1/h) 0.4(1/h) 2.3 升阻比 L/D 升阻比是气动效率的衡量。在方案设计初期，升阻比 L/D 只能按照统 计方法估算。 亚音速时，升阻比 L/D 直接取决于 2 个设计因素：机翼翼展（或展弦比）和浸湿9 面积 机翼翼展（或展弦比）决定诱导阻力的大小，而浸湿面积决定摩擦阻力的大小。 或者可以认为升阻比 L/D 取决于 1 个设计因素：浸湿展弦比。 浸湿面积比机翼展弦比浸湿面积翼展的平方浸湿展弦比 机翼面积浸湿面积浸湿面积比 估算阶段取 浸湿面积比为 0.52 L/

16、D 最大 (最大升阻比 )时气动效率最高。不同飞行状态需要不同的升阻比L/D： 最大航程 最大航程 最大航时 喷气飞机 0.866(L/D)max (L/D)max 螺桨飞机 (L/D)max 0.866 (L/D)max 10 由 浸湿面积比估算出 L/D 约为 13 2.4 燃油重量系数 Wf/W0 飞机所需要的燃油量，取决于飞行任务 (航程 /活动半径 )、飞机外形 (气动特性 )、发动机特性 (耗油率、推力 )及飞行状态 (速度、迎角 )等。 FW 或0TFWW 一般不能采用统计方法给出 (误差太大 )，通常用飞行剖面分析法来确定，不同飞行剖面的耗油量是不同的。 对于有集中载荷投放的任

17、务剖面，例如空战 /轰炸任务剖面，则必须首先计算出飞机在各飞行阶段消 耗的燃油重量： xiWWWWiiifi.,3,2,1)1(1 11 然后计算出总的任务燃油重量： 2.4.1 飞机的典型任务剖面 在相关规范中，规定了不同种类飞机的典型任务剖面。如 GJB34-85有人驾驶飞机飞行性能和图表资料中规定了 18 种典型任务剖面及 12 种最大效能任务剖面。不同类型的飞机适用不同的任务剖面 。 (1) 发动机启动、暖机、滑行及起飞 97.001 TWW (统计值 ) 01011 03.0197.011 WWWWW Tf (2) 爬升至巡航高度 985.012 WW (统计值 ) 02122014

18、3.0985.097.01)985.01(1TfWWWWW (3) 巡航 (Breguet 航程方程 ) )/(e x p/ 23 DLvCRWW 其中 R=1,400km=3.3， C=0.85(l/h)=0.0002361 (l/s)， v=850/3.6 m/s =236m/s， L/D=13， 0.866（ L/D） =11.258。 xififm WW112 883.0)12441.0e x p (13866.02360002361.01400000e x p)/(e x p/ 23DLvCRWW(4) 作战阶段 DLCEWW/e x p/ 34 E(待机或续航时间 )取 20min

19、 即 1200s C=0.85(l/h)=0.0002361 (l/s) L/D=13 9784.0)02179.0e x p (130002361.01200e x p/e x p/ 34DLCEWW(4)返航 )/(e x p/ 45 DLvCRWW其中 R=1,400km=3.3， C=0.85(l/h)=0.0002361 (l/s)， v=850/3.6 m/s =236m/s， L/D=13， 0.866（ L/D） =11.258。 883.0)12441.0e x p (13866.02360002361.01400000e x p)/(e x p/ 45DLvCRWW13 (

20、6) 着陆 995.056 WW (统计值 ) 此处我们忽略了下降段，而认为巡航段结束于下降段，并把下降段所飞过的水平距离作为航程的一部分。 2.4.2 计算燃油重量系数 Wf/W0 同样考虑安全余油 (5%)、死油 (1%)，则总的燃油重量为： 即 燃油重量系数 Wf /W0 为 : 27.0)995.0883.09784.0883.0985.0997.01(06.1)/1(06.10112233445560 WWWWWWWWWWWWWW f2.4.3 全机重量计算 求出空机重量系数 We /W0 及燃油重量系数 Wf /W0 后 (或燃油重量 Wf)，即可代入 2.2.1 中全机重量的计算

21、公式迭代求解全机重量 W0 。 13.0000034.227.011005000/1WWWWWWWefp使用 maple解得 W0= 37695kg 由公式 13.000 34.2/ WWW e 可以计算出： =0.595 战斗机的空机重量系数0WWe 统计值为 0.50 0.65，因此我们解得 We/W0 14 =0.595 是合理的，但通过参照 F-35 和歼 -10，我们发现我们所得的W0 数值明显偏高， W0 应该在 22 吨左右。 考虑到四代机上大量使用了复合材料，可以降低 空机重量系数，考虑复合材料的使用， W0 的计算如下： 13.0000034.280.025.01100500

22、0/1WWWWWWWefp使用 maple 解得 W0= 22925kg 由公式 13.000 34.28.0/ WWW e 可以计算出： We/W0 =0.508 战斗机的空机重量系数0WWe 统计值为 0.50 0.65，因此我们解得 We/W0 =0.508 是合理的 由于四代机可以通过大量使用钛合金和先进复合材料（如碳纤维材料，航空陶瓷材料，金属基复合材料热塑性复合材料等）， 可以提高飞机的隐身性和耐热性，减轻机体重量，增大机体强度。因此，此处认为大量使用先进复合材料可以在原有复合材料的基础上再使空机系数减少 3%。计算如下： 13.0000034.297.08.025.0110050

23、00/1WWWWWWWefp15 使用 maple 解得 W0= 21762kg 由公式 13.000 34.28.097.0/ WWW e 可以计算出： We/W0 =0.50 战斗机的空机重量系数0WWe 统计值为 0.50 0.65，因此我们解得 We/W0 =0.50 是合理的，由以上计算，我们最终初步计算 所得 W0 =21762kg。 继而可得 We=0.5W0=10881kg， Wf=0.27W0=5876kg。 2.5 飞机升阻特性估算 2.5.1 确定最大升力系数 最大升力系数取决于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其展长、前缘缝翼及缝翼几何形状， Re 数、表面光洁度以及

24、来自飞机其它部件的影响，如：机身、发动机短舱或挂架的干扰。平尾提供的配平力将增加或减小最大升力，这取决于配平力的方向。如果螺旋桨洗流或喷气洗流冲击到机翼或襟翼上，那么在发动机工作条件下，也会对最大升力产生重要影响。 大多数飞机在起飞和 着陆时，使用不同的襟翼状态。在着陆过程中，襟翼偏转到最大位置，以提供最大的升力和阻力。不过，起飞用的最大襟翼偏角可能会引起比快速加速和爬升时所期望的阻力还要大。因此，这时的襟翼将使用大约一半的最大偏角，这样一来，着陆时的最大升力系数将比起飞时的大。一般地，起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的 80。表 2.3.1列出了不同飞机的典型 CLmax值。 参考 F

25、-35， F-35机翼前缘几乎全部是机动襟翼，后缘内外侧都是升降副翼，有明显改善机动性的公用。歼 -35也将布置大量类似的增升装置。鉴于16 国产 第三代轻型战机歼 -10 2.02.2 的最大升力系数， 在初步计算时为同定位的歼 -35近似取 CLmax=1.8,CLmaxL=2.2,CLmaxTO=0.8 2.2=1.76 2.5.2 估算零升阻力系数 CD0及阻力系数 CD 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，一架精心设计的飞机在亚音 速

26、巡航时的零升阻力大部分为蒙皮摩擦阻力，再加上小部分的分离压差阻 力， 对于不同类型的飞机，分离压差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比，由此引 出“当量蒙皮摩擦阻力系数（ Cfe）的概念”，它包括蒙皮摩擦阻力和分离阻力。 参考浸湿SSCC feD 0式中： S 浸湿 飞机浸湿面积； S 参考 飞机参考面积。 参考浸湿SSCc feD 0亚音速/feC 参考浸湿SSCc feD 0亚音速/feC 17 轰炸机或民用运输机 00030 轻型飞机（单发） 0.0055 军用货机 0.0035 轻型飞机（双发） 0.0045 空军战斗机 0.0035 螺旋浆水上飞机 0.0065 海军战斗机 0.0040

27、 喷气式水上飞机 0.0040 超音速巡航飞机 0.0025 第四代战机歼 -35具有超音速巡航能力，取 0 .0 0 2 5feC 歼 -35翼身融合较多，类似 B-49、火种，故取 S浸湿 /S参考 =2.8 参考浸湿SSCC feD 0=0.0025 2.8=0.007 2020 1 LDLDD CAeCKCCC 其中： CD0 为零升阻力 (废阻力 )系数， CL 为升力系数； K为诱导阻力 因子， A为机翼展弦比， e为奥斯瓦尔德效率因子。 1 , 2 .6 8KAAe 其中 0 . 6 8 0 . 1 54 . 6 1 ( 1 0 . 0 4 5 ) ( c o s ) 3 . 1

28、LEeA =4.61（ 1-0.045 2.680.68）（ cos42） 0.15-3.1 0.9213 亚音速下 （ L/D） max=0.5( Ae/CD0)0.5=16.645 2 6 推重比的确定 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。 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

29、方面，发动机越18 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变化。 当提到飞机的推重比时，通常指的是在海平面静止状态（零速度）和标准大气条件下、而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。对于战斗机，另一个常被提到的推重比是格斗 (作战 )时的推重比 影响起飞推重比的主要性能指标有： (1) 起飞性能 (2) 最大平飞速度 (3) 加速性 (4) 巡航性能 (5) 爬升性能 (6) 盘旋性能 (7) 最小平飞速度 推重比估 算的几点说明： 1 为满足各个性能指标

30、的要求，需根据各个性能指标所确定的推重比的最大值来确定全机的推重比。 2 在起飞翼载荷 SW 确定的情况下，可以由起飞性能要求 (起飞滑跑距离 )来估算起飞推重比 WT 。 3 起飞推重比 WT 也可以用统计方法给出。 推重比的统计值 飞机类型 典型装机推重比 喷气教练机 0.4 喷气战斗机 (空中格斗飞机 ) 0.9 喷气战斗机 (其它 ) 0.6 军用运 输 /轰炸机 0.25 喷气运输机 0.25 (1)在空中格斗时 : WT =0.9 , W 21762 kg 所以 T 19585kg（加力推力） (2) 在其他的状况下 ： WT 0.6 , W 21762 kg 所以 T 13057

31、 kg（推力） 鉴于我们设计喷气式战斗机技术要求，故我们可以取飞机的推重比为 0.75。 我们已经估算得飞机的重量（ W）是 27648 千克 WT 0.75 W 21762 kg 所以 T 20736 kg 4 起飞推重比 T/W 也可以用相关性能指标统计给出的经验公式来计算。 19 WT =A CMAXM A C 喷气教练机 0.488 0.728 喷气战斗机 (空中格斗飞机 ) 0.648 0.594 喷气战斗机 (其它 ) 0.514 0.141 军用运输 /轰炸机 0.244 0.341 喷气运输机 0.267 0.363 最大平飞速度 M=2.3 在空中格斗时： A 0.648，

32、C 0.594， M=1.6（空中格斗速度较低）， W 21762 kg CMAWT 594.06.1648.021762 =18643kg（加力推力） 同理在其他的状况下 ： A 0.514， C 0.141， M=1.6， W 21762 kg CMAWT = 141.06.1514.02162 =12580kg（推力） 鉴于我们设计战斗机的技术要求： 其推力可近似计算： T=0.5(12580+13057)=12818kg(推力 ) T=0.5(19585+18643)=19114kg(加力推力 ) 5 有些性能指标既与起飞推重比 WT 有关，也与起飞翼载荷 SW 有关，因此起飞推重比

33、WT 和起飞翼载荷 SW 不是两个相互独立的参数，一般 不能独立求解，需要一起进行优化。 综上所述我们可以近似算得加力推力 T 19114kg 故推重比为 WT =19114/21762=0.878 2 7 翼载荷的确定 1. 根据失速速度确定翼载荷 : 飞机水平飞行时，升力等于飞机的重量。在失速速度下水平飞行时，飞机处于最大升力系数状态。因此，可得到 20 m a x221 LsSCLW 所以，翼载荷表达式为 max221 Ls CSW 初步估算时 ,根据 任务要求及参考样机 ,我们取失速速度 s =140km/h=38.9m/s,前面估算了 8.1max LC ，海拔 12000 米的大气

34、密度为 0.312kg/m3。代入数据计算得翼载荷 W/S=424.5 2. 根据机动过载确定翼载荷 : 在给定过载系数时所允许的最大翼载计算公式为 : 2m a x 21 ngCSW L 取 5.1max LC ， n=9， =0.44， v=280（约 1 马赫） 代入各具体参数，并将格斗时的翼载荷换算为起飞翼载荷，最后计算得起飞翼载荷为 352。按典型计算，格斗重量是起飞重量的 85%，故起飞翼载荷为352/0.85=414 3. 根据航程确定翼载荷： 为了达到最大的航程，翼载荷的选取必须使巡航条件下有高的升阻比 L/D。对于喷气式飞机，在零升阻力等于诱导阻力 3 倍时的飞机状态下达到最

35、大航程，由此可导出为优化喷气式飞机航程而选择翼载荷的公式，即 3/21 02 DA e CSW 取 =0.312， v=140（经济速度）， A=2.68， e=0.92， 0DC =0.007 将具体数据代入上式求得航程最大时的翼载荷为 411。 4. 翼载荷的选取： 选取其中的最小值 411 作为飞机的翼载荷。 第三章 总体方案设计 3.1 总体布局选择 比较适合中轻型战机的布局有鸭式布局和正常式布局。 21 3.1.1 方案一：鸭式布局 采用鸭翼布局能带来以下好处： （ 1）鸭翼的最大配平升力系数比常规布局飞机大得多。 （ 2）通过合理安排鸭翼 /机翼的相对 位置，可以获得更好的配平升阻

36、比。设计鸭式布局的一个注意点是鸭翼必须在机翼失速前失速。有些鸭式飞机的机翼根部有很大的后掠角，这有两点好处： 能够在靠近飞机重心处装载更多的燃油。 延迟机翼的失速。 鸭式布局的难点是鸭翼位置的选择以及大迎角俯仰力矩上仰的问题。因鸭翼面积大产生的大升力在重心之前，俯仰力矩在大迎角时上仰严重，由于无平尾，如何保证在大迎角具有足够的低头操纵力矩成为难题 ，而且 鸭翼的出现也增加了飞机的结构重量，同时也增加了雷达反射面积 ，牺牲了隐身性能。 3.1.2 方案二：总体布局为正常式布局 翼身 融合的后掠翼布局 常规水平尾翼 V 型外倾双垂尾 梯形中单翼 内置弹舱 二维矢量喷管（主要用于短距起降） 单发发动

37、机，两肋进气， DIS 型进气道 优点： 配平能力强：平尾升力可上可下。 为保证纵向静稳定性，全机焦点应落在全机重心之后。 为保证纵向静操纵性，机翼安装角应大于平尾安装角，即机翼迎角应大于平尾迎角，也即要求机翼先失速，尾翼后失速。 从亚音速到超音速，焦点后移量大，操纵困难。 机翼的下洗对平尾有不利的影响，布置不 当配平阻力较大。 歼 -35采用了矢量推力发动机，不完全靠气动外形控制飞机，且为了突出隐形效22 果，综合各种考虑，我们设计的飞机选择了方案二 1. 在隐身要求的前提下，外部副油箱与导弹等武器均需放置于机身内部，在不影响有效载荷的情况下，宽机身成为必然选择。 2. 采用翼身融合体具有如

38、下优点 : （ 1）减少了雷达散射截面积 ,提高了飞机隐身性能 ,这是因为融合消除了机身与机翼角反射区的强反射。 （ 2）在机翼、机身结合处 ,能提供更大的结构高度 ,减轻质量 ,同时还可以增加机身内部的容积 , 飞机将武器与外挂都装入机身内 , 提高了隐身效果。 （ 3） 部分地改进了气动特性 ,由于翼身融合机体增加了边条提高了飞机大迎角时的升力 , 改善了大迎角的气动特性 ; 并且翼身融合飞机的焦点前移 , 减少了静稳定度 , 更便于实施主动控制 , 有利于机动飞行。 3.2 进气道布置 DSI 进气道：歼 -35 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

39、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是使得主要的附面层气流可以溢出并流向后机身。 DSI 可以满足气动和隐身两方面的要求，并且与传统 设计相比，降低了复杂性，减轻了重量。将进气口后移几英寸减重并降低成本，进气道唇口几何外形进行了优化，提高了大仰角性能。 23 3.3 发动机的类型、数目和布置： 涡轮风扇发动机一台置于机身后部、二维矢量控制喷口。 推力矢量技术对战斗机的作用： （ 1）战斗机采用推力矢量控制技术后可显著改善其垂直，短距起降性能， 以降低战斗机对机场的要求和减少对机场的依赖程度。 （ 2）战斗机采用推力矢量控制技术后可增大机动能力提高空战效能。如 F22

40、 在采用推力矢量控制技术后，迎角 20o 时的最大滚转角速度由 65/o s 提高到110 /o s ，滚转 360o 的时间由 lO.5s 减少到 5.7s。 （ 3）战斗机采用推力矢量控制技术后可提高战斗机的隐身性能。 （ 4）战斗机采用推力矢量控制技术后可提高飞机的操作效率。采用二元喷 管推力矢量的飞机， 由于其喷口距飞机重心远，推力矢量能提供较大的纵向操纵力矩，并且不随迎角变化。在二元喷管推力矢量用于横 航向操纵时，低速操纵效率可提高一倍，大迎角时尤为显著，非常有利于飞机的亚音速和超音速机动能力的提高。同时，二元喷管推力矢量便于用作反推力装置和飞行中的减速设计。 3.4 机翼布局 本机

41、机翼采用梯形中单翼。 中单翼的干扰阻力最小。只要中央翼段不妨碍机身内的货舱和发动机进气道的安排，则大多数军用飞机都采用中单翼布局。 上单翼 中单翼 下单翼 翼 -身干扰阻力 中 小 大 类 型 参 考 内 容 24 结构布置难易 /重量 易 /轻 难 /重 较易 /较轻 机身容积利用率 /机身高度 好 /低 差 /适中 较好 /高 中央翼盒能否贯穿机身 可以 不可以 可以 翼 吊发动机寿命 /维修性 长 /难 较长 /较易 短 /易 机翼上安装起落架 难 /重 较易 /较轻 易 /轻 对操稳特性影响 相当于 机翼上反 相当于 机翼下反 本机对不利因素采取的措施有：大量采用复合材料及钛合金减轻结

42、构重量，采用宽机身，将起落架设置在机身之内。 3.5 尾翼布局 尾翼布局：水平尾翼 +V 型双垂尾。 3.6 起落架型式 起落架类型与布置：可收放式前三点起落架，主轮向内收，前轮向前收。 25 前三点式起落架的特点： （ 1）具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 （ 2）适用于着陆速度较大的飞 机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 （ 3）飞行员座舱视界的要求较容易满足。 （ 4）可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。 （ 5）缺点是前轮可能出现前轮“摆振”现象。 3.7 隐身设计 隐身布局考虑： (1) 在飞机布局上 ,尽量采用翼身融合体结构 ,使机翼、机身平滑过渡 ,以减少容易产生电磁波反射的尖角、平面

43、 ;双垂尾合并为 V 型倾斜尾翼 ,使电磁波发散 ;把武器 (包括导弹 )携带在机内 ,不外露。 (2) 采用涡轮风扇发动机 , 使内外涵道的热、冷气体混合排出 ,并加以处理 ,利用机身遮挡进气口减少红外特征。 (3) 减小 RCS 值 ;屏蔽进气道和尾喷口。 (4) 表面涂覆雷达波吸收材料。 (5) DIS 进气道进行隐身设计，防止发动机进气口直接暴露于对方红外探测器的监测下。 第四章 部件设计 26 4.1 机翼设计 4.1.1 机翼具体参数的确定： 一些战斗机的翼型数据如下 战斗机 翼型 最大速度 战斗机 翼型 最大速度 F-86A 翼根NACA0012(9.4)-64 翼尖NACA00

44、11(8.2)-64 1070km/h F5A NACA65A004.8(修 ) M1.4 F-100A NACA64A-007 M1.3 F-8E 翼根NACA65A006.0 翼尖NACA65A005.0 M1.87 F-101A 翼根NACA65A007(修 ) 翼尖NACA65A006 M1.85 F-111A 转轴NACA65004.8 翼尖NACA64A0010 M2.5 F-102A NACA0004-65 (修 )弯前缘 M1.25 F-14A 翼根 =3.36%, =9.6% 翼尖=3.36%(=20 ), =9% M2.34 F-104G 双圆弧超音速翼型 =3.36% r

45、b=0.041cm M2.35 F-15 翼根NACA64A006.6 翼尖NACA64A203(修 ) M2.5 F-105D 翼根NACA65A005.5 翼尖NACA65A003.7 M2.1 F-16A 基本翼NACA64A204 M2 F-106A NACA0004-65 (修 )弯前缘 M2 米格-19 层流翼型翼根 C-12C 翼尖 C-7C M1.4 F-4B 翼根NACA0006.4-64 M2.4 米格-21 层流翼型 C-9C M2 27 翼尖NACA0003-64 参考已知战斗机（ F-16， F-35）翼型，选择根部 NACA64A205，梢部NACA65A506，该翼型的升力系数较高，且较为坚固，机翼容量较大。 根梢比 1）对气动诱导阻力的影响 根据 Prandtl 机翼理论，当升力分布为椭圆形时，诱导阻力最小；当 =2.5 时，升力分布接近椭圆形，故许多低速飞机 为2.5 左右。 2）对结构重量的影响 增加，可 减轻机翼结构重量 3）对内部容积的影响 增加，有利于布置油箱和起落架 4）对于高速飞机 =35，主要是从结构重量考虑 综合考虑以上因素，本机选取 3。