飞机总体设计大作业教学提纲

1、飞机总体设计大作业精品文档飞机总体设计大作业作业名称J-22战斗机的设计项目组员靳国涛马献伟张凯 郑正路所在班级01010406班收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档目录第一章 任务设计书3第二章 J-22 初始总体参数和方案设计52.1重量估算52.2确定翼载和推重比 62.1.1确定推重比92.1.2确定翼载102.3飞机升阻特性估算 122.3.1零升阻力的估算 122.3.2飞机升阻比的估算 142.4确定起飞滑跑距离 152.5飞机气动布局的选择 172.6 J-22隐身设计18第三章 J-22 飞机部件设计 20收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档3.1机翼设计21

2、3.1.1机翼安装形式的选择 223.1.2 机翼具体参数的计算 243.2 机身设计283.2.1本机身的设计要求 293.2.2机身的主要几何参数 293.2.3机身外形的初步设计 303.2.4本机机身外形的设计特点313.3起落架的设计323.3.1本机起落架的设计要求 323.3.2 本机起落架的设计参数 333.4推进系统的设计333.4.1推进系统设计原则 333.4.2本机所采用的推进系统 343.4.3本机所采用的矢量推进技术 36收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档3.5 机上采用的雷达383.6 飞机内部装载的布置 403.6.1飞机内部装载布置的原则和方法403

3、.6.2本机驾驶座舱的设计 413.7本机的武器系统42第四章本机费用与效能分析 43小结50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

4、时 在以 27 吨重量起收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档飞时，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

5、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

6、) 5 小时 15 分， 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，机动速度和速度限收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档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： 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

7、适应；（ 8）寿命： 10000 小时给出该机的任务剖面图巡航1500米巡航1500米爬升空战简单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收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档其设计重量，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

8、（4）可得迭代公式收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档飞行任务段发动机启动和暖机滑跑起飞燃油系数W1 =0.998WTOW20.998W1W3 =0.995W2W4 =0.985爬升加速到巡航速度巡航W3W5W4W60.980待机下降着陆滑行W5W7W6W8W70.990.990.995W80.998 0.998 0.995 0.985 0.98 0.99 0.990.9950.9329WTOWF1.06 (1 0.9329)0.07W0WE2.34W00.13W0W05000（单位：英镑）0.932.34W00.13计算飞机总重迭代公式收集

9、于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档W0 假定值WEW0 计算值W0500000 582044535440000 583543227432000 584043352433000 584443340433330 584443332起飞总重： W43333lbTO空重： WE433330.58425307lb任务油重： WF 43333 0.25 10833lb 飞机有效载荷 15000lb22 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

10、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，转弯角收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档速度也越大。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

11、于选择发动机的数量和大小收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档推重比计算M=2.2T a M cWT 01根据推重比与最大马赫数的关系，对于喷气式战机，取a=0.684c=0.594TWa Mc0.5941.0350.6482.2T02.2.2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200飞机自制飞机50喷气教练机250通用航空飞机8

12、0喷气战斗机350单发通用航空飞机130喷气运输机 /轰600双发炸机：1 根据失速确定翼载（对于战斗机CL max 取 1.2 Vs =110kg h ）收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档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W1212S2Vs CL max21.235Vs1.2 692kg h2 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

13、距离时所允许的最大翼载。W1V2AeC11.2354223.14 3 0.8450.035 600kg m2S2D023 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。W12S 2 HVzi CL =589KG / 米 2（ H ， CL ， Vzi 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）收集于网络，如

14、有侵权请联系管理员删除精品文档翼载取最小589Kg/米 223飞机升阻特性估算2 31 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

15、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Clmax 1.6ClmaxTo1.8Clmaxl2.4收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档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”C C S浸湿D0 fe S参考S飞机浸湿面积浸湿S参考- 飞机参考面积Cfe - 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S（）侧3.4S侧S /2俯机翼尾翼可以用其平面形状估算S浸湿S外露 1

16、.977 0.52(t / c)S浸湿13.4(S侧）3.4 193.9 22S俯/ 2329.63mS浸湿 2S外露（1.9770.52(t / c) (57.6712.63) (1.977 0.52 0.1) 142.16mS浸湿329.63 142.16 471.79m2S参考131.6m2CD 0CfeS浸湿0.0025471.79 0.09S参考142.162 32 飞机升阻比的计算收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档升阻比 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

17、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 e 4.61 (1 0.045A0.68)(COS LE)0.15 3.1 0.845查得 M=2 。 2 时， CD 00.0351(L )0.5 ( Ae C )27.5D MAXD0巡航升阻比(T)巡航10 154W08667524 确定滑跑距离收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档假设发动机推力P 与地面平行，此时飞机运动方程为G dVg dtP Q FN G Y可将该式改写为1 dVPf1V2S(Cx fCy )g dtG2G式中

18、 Cx ， C y 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T1T11 VlddV0dtPS2（ 1）g 0Gf2G(CxfCy )V又可将该试改写为1 dV2P f1 V2S(Cx fCy)2g dLG2 G由此可得地面加速滑跑段的距离为1Vld2dV2L10 PS（ 2）2gfCy )V2f(CxG2G对（ 1），（ 2）两式进行解析积分得到收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档T1 1aabVLn 11 1 ld 12gab11a1abV11ldL11 1 Lna1 bV1ld2 2gb1a1其中Pa1GfSb1(CxfCy )P 为推重比 1。 035f 为

19、地面摩擦系数取平均值0。035Ga1 =1C x =0。 05C y =0。 16飞机离地速度 Vld2GSCyld这里飞机起飞重量m=19000kg 机身面积 S=57.4 m2离地瞬间的升力系数C yld =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

20、合理的，而收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档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 (40o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

21、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2 6 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到，从而改善执行任务的能力本机采取的措施收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档(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

22、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；收

23、集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档(5 隐身雷达天线罩(6 可伸缩的通信和导航天线；(7 采用内埋式发动机，或完全机内或翼内安装方式(8 采用锯齿形唇口、进气道屏蔽格栅或金属丝网罩等飞机红外特征控制技术近年来，红外探测和制导系统发展迅速，对飞机的威胁日益严重， J22 用相应的红外隐身措施，主要包括：(1) 采用红外辐射较弱的涡轮风扇发动机；(2) 尾喷管处采用遮挡结构，遮挡和屏蔽红外辐射(3)用二元喷管或异形喷管(4)采用新型雾化喷嘴，改进燃烧室设计，减小发动机排烟，从而减弱红外辐射；(6) 在燃料中加入添加剂，以减弱排气的红外辐射或改变红外波长(7) 采用隔热材料抑制飞机表面温度的

24、升高，减弱机体红外辐射；(8) 采用气溶胶屏蔽发动机尾燃的红外辐射。本机隐身特征J22 是高技术的结晶，它不仅综合运用了最新的隐身技术成果，使飞机具有低RCS 的隐身能力，而且可以不开加力进行超音速巡航，具有大迎角下高机动性和敏捷性，先敌发现、先敌进攻能力，以及大的活动半径及足够的武器载荷。优化的外形设计收集于网络，如有侵权请联系管理员删除25。精品文档一体化技术。能够权衡高机动性、敏捷性、低阻力和低RCS 的要求，兼顾气动力与隐身的一体化设计，不再采用传统的机内有源自卫干扰装置，而是依靠可靠的威胁监控和导弹接近时的投放式干扰第三章 飞机部件设计3 1 机翼设计机翼设计的原则（数字1 表示 首

25、选 ，数字 3 表示 最不合适 ）本机根据空军的战术技术要求，在设计中主要突出空战格斗性能，通过采用低翼载、大推重比来提高飞机的跨音速机动性。在基本外形选择过程中，为了获得最小的结构重量，借助计算机对各种机翼形状进行过大量计算。在结构上，为了减轻重量，大量使用钛合金材料，其比重占整个结构重量的收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档311 对机翼安装形式的选择机翼与机身之间的气动干扰问题，是在选型时首先要考虑的问题。三种型式中，中单翼的气动干扰阻力最小；下单翼的气动干扰阻力最大，但在机翼-机身结合部位进行整流后，可使其干扰阻力明显下降；超音速时情况较复杂，但中单翼有利于翼-身融合，并有利于

26、采用能降低波阻的面积律。选择机翼的上下位置时，必须考虑机翼对正常式布局飞机的平尾的气动干扰，鸭式布局时需注意与鸭翼之间的相互影响。上单翼、中单翼和下单翼的优缺点的比较见下表：上单翼中单翼下单翼翼-身干扰阻力 中小大结构布置难易 /易/轻难/重较易 /较轻重量机身容积利用好/低差/适中较好 /高率/机身高度中央翼盒能否可以不可以可以贯穿机身翼吊发动机寿长/难较长 /较易短/易命/维修性机翼上安装起难/重较易 /较轻易/轻落架对操稳特性影相当于相当于响机翼上反机翼下反本机机翼采翼身融合技术，翼身融合技术可以极大的减小阻力（效果最明显的是干扰阻力减小），同时可以增大机体内的可收集于网络，如有侵权请联

27、系管理员删除精品文档用空间，改善整机的雷达反射特性等。同时由于边条的作用，使飞机的平均后掠增大，高速性能好，但是由于主翼面后掠角仍不是很大，所以低速格斗性能也好。此外，边条与机翼处的折点产生的折点涡可以对机翼上的气流产生有利的扰动，减缓分离。 平面形状为切角三角形，带前缘和后缘机动襟翼，选用了固定弯度的普通锥形扭转机翼来提高空战机动性。前缘后掠角 45°，展弦比为 3，根梢比为 4 ，相对厚度翼根处为 6.6，翼尖处为 3。上反角 1°，安装角 0°。尾翼全动式平尾带有锯齿形后缘，大面积的外侧双垂尾可以满足高速飞行和空战机动的需要。312 机翼具体参数的计算机翼设

28、计：本机翼采用常规布局，属于悬臂梁式机翼，中单翼， NACA64413 翼型.机翼的功用与设计要求机翼的功用(1)升力面 :产生升力 ,还可增加横侧安定性(上反角和后掠角 )。(2)增升装置 :襟翼、 缝翼。(3)操纵面 :副翼、 扰流片横向操纵。收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档(4)外挂 装载 :武器外挂、发动机、内部如油，旅客机现大多油全部装在机翼中。(5)连接其它部件 : 主起落架设计要求(1) 主要产生升力所以气动要求高，即刚度要求总刚度 : 弯 扭变形局部刚度 : 凸凹表面光滑要满足很多特殊设计要求 增升、增阻减升、横向操纵(2)强度、重量最轻(3)如是整体油箱 ,则燃油

29、系统的可靠性十分重要 ,为保证其安全,必须保证绝对可靠 ,必要时可牺牲重量。一：机翼展弦比展弦比 A 的大小，对机翼的诱导阻力系数 CDi 、零升阻力系数 CD0 和升力线斜率及机翼的结构重量均有影响高速飞机，波阻占很大的比例，减小展弦比A ，可以使波阻系数明显下降展弦比 A 减小，会使翼根弯矩减小，结构重量减轻，且在机翼面积不变的情况下，机翼弦长和厚度的绝对值增加，对受力构件的布置及内部空间的利用都有利收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档本机机翼面积为57.4m2 ，翼展 13 米，几何展弦比 Ab21323.0，s57.4在确定机翼的气动特性时，应用有效展弦比，在小速度时，气流被认

30、为是不可压缩的M Macr不可压 0.02A1(3.114 208 )0.023(3.1 14208 ) 0.05cos23cos35442434A几何32.86A有效不可压1不可压1 0.05（为机翼根梢比，取为4，14 为机翼 14 弦线处后掠角，取为35 ）在超临界气流中，考虑到空气压缩性4422Macr1(k 1) 3 ( tc) 3(k 1) 3 ( tc) 3141cos c2cos3cos3c144222.4 3(0.1)32.43(0.1)3141 0.87cos402cos3 40cos3 40110An向（t c）3 (MaMacr)3，其中0.87<Ma 1可压0,

31、其中Ma0.87A有效可压A有效不可压2.861 可压1 可压（其中 Macr 为 Cl =0 时机翼临界马赫数），（k=1.4, 为空气绝热系数）收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档参考同类飞机0上反角 40 ，安装角根部 +2尖部 -0.7 0尖削比W0.35二 机翼平均相对厚度高亚音速及超音速时，由于激波的出现，翼型的相对厚度t/c 对阻力的影响成为主要问题。高亚音速时，减小t/c 可以提高临界马赫数；超音速时，减小 t/c 可以明显降低波阻。因此，高速飞机的 t/c 较小，一般取 46%，以 5%较多见翼尖、，翼根、，根弦 C4m ，尖弦1m0.100.13r平均相对厚度 tc

32、0.13 40.1 10.1245三 内副翼取翼展0.2 0.4; ，内襟翼弦长取为0.3, 机翼后梁放在0.705C 处，前梁放在0.3C 处。四 襟翼几何参数的确定已知本机最大许用升力系数为CLMAX1.4起飞最大升力系数CLMAXTO2.0着陆最大许用升力系数CLMAXL2.4根部相对厚度为梢部相对厚度为t 0.13 时，部件升力系数为 0.19,ct0.11 时，相应值为 1.7cCLMAXW0.95(1.9 1.7)/2 1.71估算0CLMAXL1.71COS40 1.31收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档CLmaxT01.05 (21.4)0.63C maxl1.05

33、(2.41.4)1.05故采用富勒襟翼，以确保有足够的升力增量。估算其大概几何外形参数Swf0.8SC f0.30C拉起 f15 放下 f 35五尾翼配平能力强：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。本架战斗机强调多用途、高机动性能和续航能力，采用正常式布局本机采用双垂尾双垂尾的压心较低，可以减小由侧力引起的机身扭矩；但双垂尾需较大的机身宽度，比较适合于高机动性的飞机；同时，双垂尾有时还可以起到降低飞机雷达反射截面积 (RCS)的目的 (通过垂尾向内或向外倾斜一定角

34、度的方式 )。翼型选用 NACA0009/0018收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档在初步设计中，取尾翼臂Xh7m, Xv7.5m参照同类型飞机尾容量系数和操纵面尺寸数据，取K h0.75K v0.06ShKh SC11.8X hSvKv Sb10.8Xv3 2 机身设计按照用途和功能特征，机身是飞机最复杂的部件之一。它的用途是多种多样的，装载有效载重、乘员、设备、装备，动力装置和燃料，并把飞机的重要部件联成一个整体，包括机翼、尾翼、起落架和发动机。这种功能上的复杂性决定了在设计过程中不论是选择机身参数、尺寸和形状，还是确定作用在它上面的外载荷都有一定的难度。机身不仅承受其载重的重力

35、，而且还承受从飞机各部件传到机身上的载荷32 1 本机身的设计要求机身应具有足够的内部容积，保证满足内部装载的使用要求应使机身的气动阻力最小要有利于进行结构布置，具有足够的结构高度，便于连接和安装机翼、尾翼等其他部件，等等。3 22 机身的主要几何参数收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档机身的主要几何参数是其总长度LB 和其最大横截面积SB max 在进行参数选择时，还经常用到这两个几何参数的比值所构成的相对参数 机身的长细比 /长径比 B。机身的长细比 B 代表了机身几何外形最主要的特征，对机身的气动阻力和机身结构等方面的特性都有直接的影响机身长细比的统计值飞机类型BB 头B 尾亚音

36、速飞机 (M 0.7) 691.2223高亚音速飞机8131.72.534(M=0.80.9)超音速飞机10204657收集于网络，如有侵权请联系管理员删除精品文档确定机身长细比 B，通常是根据所给定的飞机性能要求，按照气动阻力最小的原则进行。同时兼顾了机身内部容积、结构和重量等方面的特性考虑到本机为战斗机机身最大直径取1.73 米。机长为19.3 米，BLB11.3d B3 23 机身外形的初步设计机身横截面的形状，以圆形最为有利。在内部容积一定的情况下，其浸湿面积最小，摩擦阻力最小，同时对于承受密封座舱的内压最为有利，从而可以减轻结构重量。本机为高速飞机，可采用层流机身，其与机翼的层流翼型类似，可以延缓激波的产生，这种机身的最大横截面积后移至距机头约 45%机身长度处或更后一点。本机