飞机总体大作业——四代机设计方案129267.pdf

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1、飞行器总体设计大作业 歼-50（终结者）小组成员：目录 前言.错误!未定义书签。第一章 飞机设计要求.错误!未定义书签。任务计划书性能指标.错误!未定义书签。发动机要求.错误!未定义书签。有效载荷.错误!未定义书签。任务剖面.错误!未定义书签。概念草图.错误!未定义书签。第二章 总体参数估算.错误!未定义书签。起飞重量的计算.错误!未定义书签。飞机起飞重量的构成.错误!未定义书签。空机重量系数 We/W0的计算.错误!未定义书签。发动机的耗油率 C.错误!未定义书签。升阻比 L/D.错误!未定义书签。由浸湿面积比估算出 L/D 约为 13.错误!未定义书签。燃油重量系数 Wf/W0.错误!未定

2、义书签。飞机的典型任务剖面.错误!未定义书签。计算燃油重量系数 Wf/W0.错误!未定义书签。全机重量计算.错误!未定义书签。飞机升阻特性估算.错误!未定义书签。确定最大升力系数.错误!未定义书签。估算零升阻力系数 CD0及阻力系数 CD.错误!未定义书签。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

3、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 任务计划书性能指标 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

4、距起降和过失速机动能力（采用推力矢量喷管）；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 m 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/m 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 m 重量及载荷：空重：18,000 kg 一般起飞重量：27,0

5、00 kg 性能数据 最高速度：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/m 限制过载+10g/-4g（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 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%。有效载荷 武器载荷 6000kg 以上，驾驶员一名 100kg.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

6、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,速度为到）；（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。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

7、型进气 绘制草图如下：第二章 总体参数估算 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：W0 为飞机的起飞总重，它由以下几部分组成：efpWWWW0)(eqenstfpWWWWW 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：efpWWWW0 0000)/()/(WWWWWWWefp efpWWWW0/(00)/WW 所以：000/1WWWWWWefp 其中：0/wwf、0/wwe分别称为燃油重量系数

8、、空机重量系数。0/WWe 草图或初始布局 参考浸湿S/S 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.iiWW/1 W0推算 每一任务段的 WW0计算 参数选择 迭代求解 在有效载重 Wp 已知的情况下，求出空机重量系数0/wwe和燃油重量系数 0/wwf(或燃油重量fW)，就可求出0W。PW为有效载荷(含乘员)重量，共 6000kg+100kg(单人体重)=6100kg eW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；Wp基本与0W无关，fW 和eW与0W有关。2.1.2 空机重量

9、系数We/W0的计算 空机重量系数0WWe 采用统计方法给出，其值大致为 ，其中战斗机为 ，喷气运输机为。0WWe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0WWe的拟合公式 CeWAWW00/由于0WWe随起飞重量的增加而减小，所以C0。采用变后掠翼时，0WWe会增加；采用先进复合材料结构时，0WWe会减小。按照军用货机/轰炸机类飞机计算取 13.00034.2/WWWe 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 (1/h)(1/h)

10、低涵道比涡扇 (1/h)(1/h)高涵道比涡扇(1/h)(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。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 L/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(L/D)max(L

11、/D)max 螺桨飞机 L/D)max (L/D)max 由浸湿面积比估算出 L/D 约为 13 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0WWf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：xiWWWWiiifi,.,2,111 然后计算出总的任务燃油重量：xififmWW1 2.4.1 飞机的典型任务剖面 在相关规范中，

12、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 97.001WW(统计值)0101103.0197.011WWWWWf(2)爬升至巡航高度 985.012WW(统计值)021220143.0985.097.01985.011WWWWWf(3)巡航(Breguet 航程方程)/(exp/23DLvCRWW 其中R=1,800km=4，C=(l/h)=(l/s)，v=1350/3.6 m/s=375m/s，L/D=13，（L/D）=

13、。905.0)10066.0exp(13866.03750002361.01800000exp)/(exp/23DLvCRWW(4)作战阶段 DLCEWW/exp/34 E(待机或续航时间)取 20min 即 1200s C=(l/h)=(l/s)L/D=13 9784.0)02179.0ex p(130002361.01200ex p/ex p/34DLCEWW(4)返航)/(ex p/45DLvCRWW 其中R=1,800km=4，C=(l/h)=(l/s)，v=1350/3.6 m/s=375m/s，L/D=13，（L/D）=。905.0)10066.0exp(13866.0375000

14、2361.01800000exp)/(exp/45DLvCRWW(6)着陆 995.056WW(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:)995.0905.09784.0905.0985.097.01(06.1)/1(06.10112233445560WWWWWWWWWWWWWWf=2.4.3 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

15、机重量的计算公式迭代求解全机重量W0。13.0000034.225.011006000/1WWWWWWWefp Wf/W0 W0初值 W0计算值 重量差 Wf/W0 30500 43981-13481 Wf/W0 43981 36504 7477 Wf/W0 36504 39918 -3414 Wf/W0 39918 38193 1725 Wf/W0 38193 39024 -831 Wf/W0 39024 38614 410 Wf/W0 38614 38814 -200 Wf/W0 38814 38716 98 Wf/W0 38716 38764-30 Wf/W0 38764 38740 2

16、4 Wf/W0 38740 38752-12 Wf/W0 38752 38746 6 Wf/W0 38746 38749-3 Wf/W0 38749 38748 1 Wf/W0 38748 38749-1 Wf/W0 38748 38748 0 Wf/W0 38748 38748 0 由公式13.00034.2/WWWe可以计算出：Wf/W0 =战斗机的空机重量系数0WWe 统计值为 ，因此我们解得Wf/W0 =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，W

17、0 的计算如下：13.0000034.29.025.011006000/1WWWWWWWefp Wf/W0 W0初值 W0计算值 重量差 Wf/W0 30500 30526 26 Wf/W0 30526 30516 10 Wf/W0 30516 30520 4 Wf/W0 30520 30519 1 Wf/W0 30519 30520 1 Wf/W0 30520 30519 1 Wf/W0 30519 30519 0 Wf/W0 30519 30519 0 由公式13.00034.29.0/WWWe可以计算出：Wf/W0 =战斗机的空机重量系数0WWe 统计值为 ，因此我们解得Wf/W0 =是

18、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：13.0000034.295.09.025.011006000/1WWWWWWWefp Wf/W0 W0初值 W0计算值 重量差 Wf/W0 30500 26833 3667 Wf/W0 26833 27910-1077 Wf/W0 27910 27567 343 Wf/W0 27567 27674-107 Wf/W0 2767

19、4 27640 34 Wf/W0 27640 27651 -11 Wf/W0 27651 27648 3 Wf/W0 27648 27648 0 由公式13.00034.29.095.0/WWWe可以计算出：Wf/W0 =战斗机的空机重量系数0WWe 统计值为 ，因此我们解得Wf/W0 =是合理的，由以上计算，我们最终初步计算所得W0=27648kg。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

20、是着陆最大升力系数的80。参考F-22，F-22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。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 CLmax=,CLmaxL=,CLmaxTO=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SSCCfeD0 参考浸湿SSCcfeD0 亚音速/feC 参考浸湿SSCcfeD0 亚音速/feC 轰炸机或民用运输机 00030 轻型飞机（单发）军用货机 轻型飞机（双发）空军战斗机 螺旋浆水上飞机 海军战斗机 喷气式水上飞机