飞机总体大作业——四代机设计方案1

1、飞行器总体设计大作业歼-50 （终结者）小组成员:目录第一章飞机设汁要求4任务汁划书性能指标4 : 丿 ” _ k0彳 J x乂 彳 乂 彳 * 0H o概念草图6第二章 总体参数估算7起飞重量的计算7飞机起飞重量的构成7空机重量系数股/%的计算9发动机的耗油率C 10升阻比L/D 11由浸湿而积比估算出L/D约为13 13燃油重虽:系数屁屁13飞机的典型任务剖而14汁算燃油重量系数财爲16全机重虽:计算 16飞机升阻特性估算19确定最大升力系数19估算零升阻力系数Q及阻力系数Cd202. 6推重比的确定212. 7翼载荷的确上23第三章 总体方案设讣25JcJ* fi h J 丄左扌 $.

2、27 X 0.985=0.0 143,(3) 巡航(Breguet航程方程)RUa (兀 /其中斤=1, 800km二4, O(l/h)= (1/s),尸 1350/3. 6 m/s =375m/s, Z/213, (Z/Z?)二。expv (乙 / Z)exp1 8OOOOOx 0.000236 1375x O.866x 13=exp(O. 1 0066)=0.905(4)作战阶段疋儕机或续航时间)取20min即1200sG(l/h)二(1/s)-JB： U乙 /L/D-13些/书 EC=exp LTD1200 x 0.0002361exp13exp(0.02179 ) = 0.9784(4

3、)返航些/些=exp一 RUv (乙/Z)其中 l,800km=4, O(l/h)= (1/s),尸 1350/3. 6 m/s =375m/s, Z/ZM3, (Z/7?)二。expv -(乙 / Z)exp1 SOOOOOx OQOO236 1375x O.866x 13O. 1 0066)0.905(6)着陆W/W- = 0 995 （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计算燃油重量系数侈/妮同样考虑安全余油(5%)、死油(1%),则总的燃油重量为：即燃油重量系数疗/和为： = 1.06x(l-V/ xW5/

4、W4xW4/W3xW3/W2xW x= 1.06x(l-0.97 x 0.985 x 0.905 x 0.9784 x 0.905 x 0.995)2. 4. 3全机重量计算求岀空机重量系数We /和及燃油重量系数Wf伽后（或燃油重量加,即 可代入2. 2. 1中全机重量的计算公式迭代求解全机重量处。Vz. / Wo /5000 -f- 1 OO1 0.25 34- -尿计算重量风/妮底初值值差-13430500439818143981365047477-34136504399184必/妮39918381931725必/妮3819339024-831陷/他3902438614410386143

5、8814-200388143871698必/妮3871638764-30必/妮387643874024热/爲3874038752-12叭38752387466风/妮3874638749-3热/唸387493874813874838749-138748387480陷/他38748387480由公式叱/W。=2.34W（严3可以计算岀：Wf/W；=战斗机的空机重量系数%）统计值为 ,因此我们解得WJW.二是合理 的，通过参照F-22和T-50,我们发现我们所得的数值偏高，妮应该 在28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，妮的计算如下:叫计/ /一w;

6、 /中，5000 + 丄 OO1 0.25 O. x 2.34 - W；-0 13屁初值%计算值重量 差305003052626WJW.30526305161030516305204必/%30520305191必/妮30519305201必/%30520305191雁/%30519305190WJW.30519305190由公式比/%= 0.9x2.34一加可以讣算出战斗机的空机重量系数%统计值为 ,因此我们解得Wf/W.二是合理 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

7、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5%。计算如下：Wo-1 / / * / Wo5000 h- 1 OO1 0.25 0.9 x 0.95 x 2.34 -13%计算重量风初值值差必/妮30500268333667-107风/妮26833279107热/唸2791027567343必/妮2756727674-1072767427640342764027651-1127651276483必/妮27648276480由公式叱/ % = 0.95 x 0.9 x 2.34V；013可以计算出：Wf/W；=战斗机的空机重量系数%）统计值为 ,因此我

8、们解得Wf/%二是合理的，由以上计算，我们最终初步计算所得届二27648血。飞机升阻特性估算2. . 1确定最大升力系数最大升力系数取决于机翼的儿何形状、翼型、襟翼儿何形状及其 展长、前缘缝翼及缝翼儿何形状，Re数、表面光洁度以及来自飞机 其它部件的影响，如：机身、发动机短舱或挂架的干扰。一般地，起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的80%o表2-3-1最犬升力系数典型值心序号a飞机埠Chix*1略“加Cbuxl/12自制螺旋桨飞机心1. 2-1.81. 2-1.81. 2-2224单发蠟旋桨飞机卫1. 3-1.9R1. 3-1.91.S-2.3P农双发螺旋桨飞机卩1.2-1.81.4-2.

9、W1.6-2. 54p农业飞机Q1. 3-1.91. 3-1.9*31. 3-1.9P54公务机41.4-1.81.6-2. 21.6-2.6P旳涡轮蠟旋桨支线飞机Q1. 5-1.91. 7-2.1.9-3.3P喷气运输机Q1. 2-1.81.6-2. 21.8-2.8P军用教练机&1. 2-1.81.4-2. OP1.6-2.2P战斗血1. 2-1.81.4-2.01.6-2.6lg军用巡逻机，轰忙机和运输机“1. 2-1.81.6-2. 21.8-3. OP11*3水陆两用飞机a1. 2-1.81.6-2.21.8-3.412a超音逵巡航飞机卩1- 2-1.81.6-2.01-8-2-2参考F-22, F-22机翼前缘儿乎全部是机动襟翼，后缘内外侧都 是升降副翼，有明显改善机动性的公用。我们所设计的飞机也将布置大量 类似的增升装置。在初步计算时近似取2. 5. 2估算零升阻力系数G。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