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： 目录前言4第一章 飞机设计要求41.1 任务计划书性能指标41.2发动机要求51.3有效载荷51.4任务剖面51.4 概念草图6第二章 总体参数估算72.1起飞重量的计算72.1.1飞机起飞重量的构成72.1.2空机重量系数We/W0的计算92.2 发动机的耗油率C102.3 升阻比L/D11由浸湿面积比估算出L/D约为13132.4 燃油重量系数Wf/W0132.4.1飞机的典型任务剖面142.4.2计算燃油重量系数Wf/W0162.4.3全机重量计算162.5飞机升阻特性估算192.5.1确定最大升力系数192.5.2估算零升阻力系数CD

2、0及阻力系数CD2026推重比的确定2127 翼载荷的确定23第三章 总体方案设计253.1总体布局选择253.1.1方案一：总体布局为三翼面布局253.1.2方案二：总体布局为正常式布局253.2机身布局253.3发动机的类型、数目和布置：263.2进气道布置263.3机翼布局273.4尾翼布局273.5起落架型式283.6隐身设计28第四章 部件设计294.1机翼设计294.1.1机翼具体参数的确定：294.1.2机翼的气动力特性334.1.3机翼的增升装置和副翼344.2机身设计384.3尾翼及其操纵面的设计404.4起落架设计424.4.1起落架形式的选择：424.5推进系统的选择与设

3、计454.5.1发动机设计454.5.2进气道与尾喷管参数选择47第五章 重量特性估算5251 重量细分525.1.1 重量细分525.1.2重量校验525.2 重心位置的估算535.2.1各部件重心的选取535.2.2 重心定位546.1 飞机升阻力特性估算566.1.1升力566.1.2阻力586.2 飞机极曲线估算606.3 起飞着陆性能估算626.3.1 起飞性能626.3.2着陆性能62第七章 飞机操纵系统设计与分析647.1飞机操纵系统分析647.2余度技术647.3本飞机操纵系统设计667.3.1采用的操纵系统简介667.3.2该操纵系统的工作原理677.3.3操作系统的某些具体

4、设计情况68第八章 飞机费用分析698.1 研究、发展、试验与鉴定费用和生产费用分析698.1.1 兰德DAPCA IV 模型中工时、费用的组成708.1.2兰德DAPCA IV 模型中工时、费用的计算718.1.3兰德DAPCA IV 模型中工时计算修正的软糖系数738.1.4 兰德DAPCA IV 模型中的综合费率738.2 使用保障费用758.2.1 燃油费用758.2.2 空勤人员费用778.2.3 维护费用778.2.4 折旧费和保险费79第九章 三视图绘制80前言随着美国F-22战斗机的服役，以及俄罗斯T-50战斗机的首飞，我国处于自身战略的需要以及面临的实实在在的威胁，必须要研制

5、出自己的四代机，否则未来几十年只能任由其它国家的战机闯入我国的凌空。我们正在无声无息的被四代机重重包围，如何突围，成了中国航空业和中国空军不得不面对的问题。根据对21世纪战争的预测分析，作战模式将向空战一体化，信息化发展。赋予战斗机的作战使命将进一步提升，要求战斗机取得“据对制空权”，具有远程奔袭和突防能力，“先敌发现，先敌进攻，先敌制胜”的能力将被赋予更加实际的内涵。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，超视距攻击将成为新一代战斗机的主要发展方向。鉴于以上思想，我们以俄罗斯T-50为原型机，设计了适合新形势下我军作战要求的第四代战斗机。第一章 飞机设计要求1.1

6、任务计划书性能指标T-50设计要求:尺寸数据: 机长22.0米 机高 6.05米冀展14.2米翼面积78.8 m²重量及载荷: 空重： 17,500 kg一般起飞重量： 26,000 kg最大起飞重量： 36,000 kg性能数据: 最高速度： 2,600 km/h巡航速度： 1,400 km/h航程： 4,000 km实用升限： 18,000 m爬升率： 350 m/s翼负荷： 470 kg/m²本机设计要求:尺寸数据：机长22.3米机高6.32米翼展14.6米翼面积80.0 m²重量及载荷：空重： 18,000 kg一般起飞重量： 27,000 kg性能数据最

7、高速度： 2,500 km/h巡航速度： 1,350 km/h作战半径： 1800km实用升限： 18,000 m爬升率： 350 m/s翼负荷： 470 kg/m²限制过载+10g/-4g 1.2发动机要求（1） 推重比达到10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1.51.6Ma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和过失速机动能力（采用推力矢量喷管）；（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

8、动机相比，零件数量减少4060%，可靠性提高一倍，耐久性提高一倍；（7） 寿命周期费用降低约2530%。1.3有效载荷 武器载荷6000kg以上，驾驶员一名100kg.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500Km）;（6）利用中、远程制导武器攻击目标，作战时间一般不

9、大于2分钟；（7）以超声速或亚音速退出战斗返航，飞行预定距离；（8）改变高度、速度至有利巡航的高度及速度；（9）带着陆余油到达基地上空。1.4 概念草图§ 正常式布局§ 翼身融合的后掠翼布局§ 倾斜式双立尾§ 悬臂式中单翼§ 二维矢量喷管§ 双发发动机，机腹进气，S型进气绘制草图如下：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：草图或初始布局 和CD0发动机的SFC设计目标机翼几何参数选择和“e”估算T/W和W/S每一段任务的.W0推算每一任务段的WfW0计算参数选择迭代求解W0为飞

10、机的起飞总重，它由以下几部分组成：Wp为有效载荷(含乘员)重量Wf 为燃油重量，包括任务燃油(可用燃油)、备份燃油(安全余油)及死油三部分；We为空机重量，主要包括结构(机体、起落架、操纵系统等)重量、动力装置重量及设备重量三部分；因为：所以：其中：、分别称为燃油重量系数、空机重量系数。在有效载重Wp已知的情况下，求出空机重量系数和燃油重量系数 (或燃油重量)，就可求出。为有效载荷(含乘员)重量，共6000kg+100kg(单人体重)=6100kg为空机重量，主要包括结构(机体、起落架、操纵系统等)重量、动力装置重量及设备重量三部分,约12000千克；基本与无关， 和与有关。2.1.2空机重量

11、系数We/W0的计算空机重量系数 采用统计方法给出，其值大致为0.3 0.7，其中战斗机为0.50 0.65，喷气运输机为0.450.55。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，可以得到的拟合公式由于随起飞重量的增加而减小，所以C<0。采用变后掠翼时，会增加；采用先进复合材料结构时，会减小。按照军用货机/轰炸机类飞机计算取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)

12、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。估算阶段取浸湿面积比为0.52L/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：最大航程最大航时喷气飞机0.866(L/D)max(L/D)max螺桨飞机L/D)max0.866 (L/D)max由浸湿面积比估算出L/D约为132.

13、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。 或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：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。(

14、1) 发动机启动、暖机、滑行及起飞 (统计值) (2) 爬升至巡航高度 (统计值)(3) 巡航(Breguet航程方程)其中R=1,800km=4，C=0.85(l/h)=0.0002361 (l/s)，v=1350/3.6 m/s=375m/s，L/D=13，0.866（L/D）=11.258。(4) 作战阶段E(待机或续航时间)取20min即1200sC=0.85(l/h)=0.0002361 (l/s)L/D=13(4)返航其中R=1,800km=4，C=0.85(l/h)=0.0002361 (l/s)，v=1350/3.6 m/s=375m/s，L/D=13，0.866（L/D）=1

15、1.258。(6) 着陆 (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: =0.252.4.3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中全机重量的计算公式迭代求解全机重量W0 。Wf/W00.25W0初值W0计算值重量差Wf/W00.253050043981-13481Wf/W00.2543981365047477Wf/W00.25 36504 399

16、18 -3414Wf/W00.25 39918 381931725Wf/W00.25 38193 39024 -831Wf/W00.25 3902438614 410Wf/W00.25 38614 38814 -200Wf/W00.25 3881438716 98Wf/W00.253871638764-30Wf/W00.25387643874024Wf/W00.253874038752-12Wf/W00.2538752387466Wf/W00.253874638749-3Wf/W00.2538749387481Wf/W00.253874838749-1Wf/W00.2538748387480W

17、f/W00.2538748387480由公式可以计算出：Wf/W0 =0.593战斗机的空机重量系数 统计值为0.50 0.65，因此我们解得Wf/W0 =0.593是合理的，通过参照F-22和T-50，我们发现我们所得的W0 数值偏高，W0 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，W0 的计算如下： Wf/W00.25W0初值W0计算值重量差Wf/W00.25305003052626Wf/W00.25305263051610Wf/W00.25 30516 30520 4Wf/W00.25 30520 305191 Wf/W00.25 30

18、519 30520 1Wf/W00.25 3052030519 1Wf/W00.25 30519 30519 0 Wf/W00.25 3051930519 0 由公式可以计算出：Wf/W0 =0.55战斗机的空机重量系数 统计值为0.50 0.65，因此我们解得Wf/W0 =0.55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5%。计算如下：Wf/W00.25W0初值W0计算值重量差Wf/W00.2530500268333667Wf/W00.252683327910-1077Wf/W00.25 2791027567343Wf/W00.25 2756727674-107 Wf/W00.25 27674 27640 34Wf/W00.25 2764027651 -11Wf/W00.25 2765127648 3Wf/W00.25 2764827648 0由公式可以计算出：Wf/W0 =0.53战斗机的空机重量系数 统计值为0.50 0.65，因此我们解得Wf/W0 =0.53