飛機(jī)總體大作業(yè)——四代機(jī)設(shè)計(jì)方案3

1、 翼型NACA64A006根梢比=3.3機(jī)翼面積5.4625展弦比1.00翼根3.6m平均相對(duì)厚度0.06翼尖1.08m1/4弦線后掠角23.3度展長(zhǎng)2.34m后緣后掠角-20.6度前緣后掠角35度外傾角35度草圖如下:尾翼的功用，組成和設(shè)計(jì)要求：尾翼的功用：保證飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性。尾翼的組成： 平尾（前翼）：水平安定面，方向舵。 垂尾：垂直安定面，升降舵。尾翼的設(shè)計(jì)要求：按設(shè)計(jì)要求。平尾參數(shù)的選擇： 平尾設(shè)計(jì)，主要根據(jù)平尾尾容量(平尾靜面矩系數(shù))確定其主要幾何參數(shù)。平尾尾容量為尾容量的統(tǒng)計(jì)值：尾容量的統(tǒng)計(jì)值飛機(jī)類型渦槳干線客機(jī)0.801.100.050.082.03.0渦噴/渦扇干線客機(jī)0

2、.650.800.080.122.53.5后掠翼重型非機(jī)動(dòng)飛機(jī)0.500.600.060.102.53.5直機(jī)翼重型非機(jī)動(dòng)飛機(jī)0.450.550.050.092.03.0高速機(jī)動(dòng)飛機(jī)0.400.500.050.081.52.04.4起落架設(shè)計(jì)4.4.1起落架形式的選擇： 本機(jī)為高速飛機(jī)，故用可收放式起落架。 現(xiàn)代高速飛機(jī)一般都采用前三點(diǎn)式起落架，所以我們也采用前三點(diǎn)式。 本機(jī)采用的上單翼，起落架不易安裝在機(jī)翼上，故起落架安裝在機(jī)身上；本機(jī)采用的是寬體機(jī)身，能保證起落架有足夠的收縮空間。4.4.2起落架主要參數(shù)的確定停機(jī)角通常?。?，其最佳值應(yīng)使飛機(jī)滑跑時(shí)迎面阻力最小，以縮短起飛滑跑距離。 本機(jī)的

3、停機(jī)角=1°。著地角 本機(jī)的著地角取防后倒立角原則：角不能過(guò)小，防止發(fā)生尾部倒立事故；也不能過(guò)大，過(guò)大會(huì)使前輪伸出量減小，造成前輪載荷過(guò)大，起飛時(shí)抬前輪困難，致使起飛滑跑距離延長(zhǎng)。 （前蘇聯(lián)） （美國(guó)）我們采用前蘇聯(lián)的標(biāo)準(zhǔn)，前、主輪距b 原則：前輪所承受的載荷為起飛重量6%12%；機(jī)身；要與防后倒立角相協(xié)調(diào)。 由機(jī)身估算知機(jī)身長(zhǎng)度為18.9米，故b應(yīng)取值5.677.56m之間，考慮到要與防后倒立角相協(xié)調(diào)，本機(jī)取b=6.5m。 選擇前輪伸出量a的條件是保證停機(jī)時(shí)前輪上承受的載荷為飛機(jī)重量的6%12%。機(jī)身初次估算讓前輪承受載荷為飛機(jī)重量的10%。 前輪伸出量 a=0.9b=5.85m

4、主輪伸出量 e=0.1b=6.50m起落架高度原則：根據(jù)防后倒立角和著地角確定；考慮在機(jī)體上的安裝和收藏位置的需要；地面與飛機(jī)之間距離不小于200250mm. 初步估算取起落架高度h=2.00m起落架寬度 原則：按飛機(jī)起飛、著陸以及在地面滑行時(shí)的穩(wěn)定性，越寬越好；主要決定于飛機(jī)重心距地面的高度h，最小的主輪距應(yīng)該滿足不致使飛機(jī)向側(cè)向翻倒的要求。是側(cè)向的摩擦系數(shù)，取 將h,b,a的值代入上式計(jì)算得起落架的最小寬度為3.9m，為增加滑行時(shí)的穩(wěn)定性，我們將起落架的寬度初步定為。輪胎數(shù)目和尺寸的確定: 本機(jī)起飛重量31噸，約合60000lb。根據(jù)經(jīng)驗(yàn)值:前輪輪胎規(guī)格為22in.*22in. 輪胎數(shù)2。

5、主輪輪胎規(guī)格為35in.*9in. 輪胎數(shù)(每支柱)1。4.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)4.5.1發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)由于所需推力為21918kg*9.8=241.796KN，接下來(lái)參考已有的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)：蘇-33發(fā)動(dòng)機(jī)：（俄羅斯留里卡“土星”科研生產(chǎn)聯(lián)合體研制的兩臺(tái)AL-31F3帶加力燃燒室的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)）詳細(xì)參數(shù)：風(fēng)扇3級(jí)風(fēng)扇高壓壓氣機(jī)雙級(jí)壓氣機(jī)燃燒室環(huán)行燃燒室高壓渦輪低壓渦輪加力燃 燒 室V形火焰穩(wěn)定器加力燃室尾 噴 管控制系統(tǒng)最大加力推力(daN)12503中間推力(daN)7620加力耗油率kg/(daN·h)中間耗油率kg/(daN·h)推重比8.3涵道比總增壓比23.8渦輪進(jìn)口溫

6、度()1392最大直徑(mm)1300長(zhǎng)度(mm)4920質(zhì)量(kg)1580F-22發(fā)動(dòng)機(jī)（普拉特·惠特尼公司的F119PW-100渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)）詳細(xì)參數(shù)：風(fēng)扇3級(jí)軸流式。無(wú)進(jìn)口導(dǎo)流葉片。風(fēng)扇葉片為寬弦設(shè)計(jì)高壓壓氣機(jī)6級(jí)軸流式。采用整體葉盤結(jié)構(gòu)燃燒室環(huán)形，采用浮壁結(jié)構(gòu)高壓渦輪單級(jí)軸流式，采用第三代單晶渦輪葉片材料、隔熱涂層和先進(jìn)冷卻結(jié)構(gòu)低壓渦輪單級(jí)軸流式。與高壓轉(zhuǎn)子對(duì)轉(zhuǎn)加力燃 燒 室整體式。內(nèi)、外涵道內(nèi)各設(shè)單圈噴油環(huán)尾 噴 管二元矢量收斂-擴(kuò)張噴管，在俯仰方向可作±20°偏轉(zhuǎn)控制系統(tǒng)第三代雙余度FADEC最大加力推力(daN)15568中間推力(daN)978

7、6加力耗油率kg/(daN·h)2.40(據(jù)估算應(yīng)為1.801.90)中間耗油率kg/(daN·h)0.622(據(jù)估算應(yīng)為0.880.90)推重比>10涵道比0.20.3總增壓比26渦輪進(jìn)口溫度()約1700最大直徑(mm)1143長(zhǎng)度(mm)4826質(zhì)量(kg)1360比較得知，F(xiàn)119發(fā)動(dòng)機(jī)體積小、耗油率低、推重比大，因此我們選擇普拉特·惠特尼公司的F119PW-100渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī),該發(fā)動(dòng)機(jī)是雙轉(zhuǎn)子小涵道比加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，采用可上下偏轉(zhuǎn)的二維矢量噴管，上下偏轉(zhuǎn)角度為20度，推力和矢量由數(shù)字電子系統(tǒng)控制。4.5.2進(jìn)氣道與尾噴管參數(shù)選擇進(jìn)氣道的功能減速增

8、壓，將動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ?，提供給發(fā)動(dòng)機(jī)。亞音速時(shí)：進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣增壓主要是在壓氣機(jī)中進(jìn)行；時(shí)進(jìn)氣道和壓氣機(jī)對(duì)氣流的增壓作用就幾乎相同。增壓過(guò)程的壓力損失a.摩擦b.當(dāng)速度場(chǎng)不均勻或氣流分離時(shí)產(chǎn)生渦流和熱交換c.超音速，因激波的產(chǎn)生而引起壓力的損失進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)進(jìn)氣道出口總壓與進(jìn)口總壓之比是衡量進(jìn)氣道增壓效率的系數(shù)，越大，氣流的壓力損失越小。進(jìn)氣道設(shè)計(jì)設(shè)計(jì)要求a. 保證供應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)所需要的空氣流量；b. 總壓恢復(fù)系數(shù)的值最大；c. 與飛機(jī)的總體布置相協(xié)調(diào)，使進(jìn)氣道的外部阻力盡量減?。籨. 進(jìn)氣道的出口流場(chǎng)均勻、畸變小，氣流品質(zhì)良好。進(jìn)氣道的類型(1)NACA嵌入式(平貼式)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)低

9、，目前已經(jīng)很少采用。(2)皮托管式或正激波進(jìn)氣道亞音速飛機(jī)常采用的進(jìn)氣道；超音速飛機(jī)也可以采用(此時(shí)稱為正激波進(jìn)氣道)。(3)錐形或中心體進(jìn)氣道(4)二維斜板式進(jìn)氣道(5)無(wú)附面層隔道進(jìn)氣道(DSI)DSI去掉了附面層隔離板，進(jìn)氣口也整合到前機(jī)身設(shè)計(jì)中。在進(jìn)氣口前設(shè)計(jì)有一個(gè)三維的表面（鼓包）。這個(gè)鼓包的功能是作為一個(gè)壓縮面，同時(shí)增大壓力分布以將附面層空氣“推離”進(jìn)氣道。進(jìn)氣道整流罩唇口的設(shè)計(jì)特點(diǎn)使得主要的附面層氣流可以溢出流向后機(jī)身。整個(gè)DSI沒有可動(dòng)部件，沒有附面層隔離板，也沒有放氣系統(tǒng)或旁通系統(tǒng)。進(jìn)氣道的幾何參數(shù)(1)進(jìn)氣道的面積由知 通?？扇〔楸碇?查發(fā)動(dòng)機(jī)所需空氣流量知：F110-G

10、E-100發(fā)動(dòng)機(jī)所需約為113.4122.4kg/s，基于F119PW-100發(fā)動(dòng)機(jī)的強(qiáng)大，參考取值135 kg/s(2)進(jìn)氣道的長(zhǎng)度：從進(jìn)口至發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)進(jìn)口的距離L內(nèi)壁的半擴(kuò)散角不能大于圓柱段長(zhǎng)度不能小于倍發(fā)動(dòng)機(jī)的最大直徑。(3)唇口前緣曲率半徑唇口前緣的曲率半徑可按經(jīng)驗(yàn)公式選定：進(jìn)氣道在飛機(jī)上的布置由于本機(jī)采用菱形機(jī)身，故進(jìn)氣道布置在機(jī)身兩側(cè)下方的位置，考慮到隱身性能，DSI的設(shè)計(jì)參數(shù)是:鼓包相對(duì)于來(lái)流附面層的高度略低112時(shí)為好;唇罩鋸齒角保持在 120°135°時(shí)效果最好;唇罩內(nèi)切角取 60°時(shí)比較理想; 鼓包相對(duì)唇口位置L在01700180之間時(shí)最好

11、。尾噴管的功用尾噴管的功用是將發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獾膲毫?shì)能有效地轉(zhuǎn)變?yōu)榕艢獾膭?dòng)能，使發(fā)動(dòng)機(jī)以最高的效率，最小的能量損失產(chǎn)生最大的推力。尾噴管的主要形式尾噴管的主要形式有： (1) 收斂噴管，又可分為固定不變收斂噴管和可變面積收斂噴管 (2) 引射噴管 (3) 可調(diào)收斂-擴(kuò)散噴管(C-D噴管)(4) 矢量噴管 尾噴管工作特征的參數(shù)膨脹比燃?xì)庠谖矅姽苓M(jìn)口處的總壓與所在高度大氣壓力的比值。膨脹比代表燃?xì)庠谶M(jìn)入尾噴管時(shí)壓力勢(shì)能大小 膨脹比與飛行M數(shù)的關(guān)系曲線落壓比尾噴管進(jìn)口處燃?xì)饪倝号c尾噴管出口處的燃?xì)忪o壓之比。落壓比表示燃?xì)庠谕ㄟ^(guò)尾噴管時(shí)實(shí)際的膨脹程度，代表尾噴管工作特性好壞的參數(shù)。當(dāng)燃?xì)庠谖矅姽苤型耆蛎?/p>

12、時(shí)，尾噴管的落壓比即等于其膨脹比。尾噴管效率在尾噴管出口處，實(shí)際排出每公斤燃?xì)馑玫降膭?dòng)能與在理想絕熱條件下排出每公斤燃?xì)馑艿玫降膭?dòng)能之比。尾噴管的型式、幾何尺寸和調(diào)節(jié)規(guī)律的選擇，就是要使燃?xì)庠谖矅姽軆?nèi)得到完全膨脹，否則效率降低。本機(jī)采用的尾噴管本機(jī)由于采用了F119PW-100渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，故尾噴管采用二元菱 形尾噴口，如圖： 第五章 重量特性估算51 重量細(xì)分5.1.1 重量細(xì)分起飛重量分為3部分：有效載荷重量、燃油重量和空機(jī)重量。即：空機(jī)重量可分為：結(jié)構(gòu)重量、動(dòng)力裝置重量及設(shè)備重量三部分。結(jié)構(gòu)重量包括：機(jī)翼、V尾、鴨翼、機(jī)身、起落架、進(jìn)氣道及發(fā)動(dòng)機(jī)段等。動(dòng)力裝置重量包括：發(fā)動(dòng)機(jī)、發(fā)動(dòng)

13、機(jī)系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)等。設(shè)備重量包括：控制系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、電氣系統(tǒng)、通信導(dǎo)航、儀表等。經(jīng)過(guò)初步估算本機(jī)的起飛重量為27648千克，其中有效載荷6100千克，燃油重量9300千克，空機(jī)重量12320千克。5.1.2重量校驗(yàn)下表為超音速巡航飛機(jī)及戰(zhàn)斗機(jī)的各部分重量占起飛重量的百分比統(tǒng)計(jì)值：項(xiàng)目(中型) 轟炸機(jī)(輕型)轟炸機(jī)戰(zhàn)斗機(jī)本機(jī)取值燃油0.45-0.500.35-0.400.25-0.300.25（7.3噸）結(jié)構(gòu)重量0.22-0.240.26-0.280.28-0.340.24（7.02噸）動(dòng)力系統(tǒng)0.08-0.100.10-0.120.18-0.230.13（3.8噸）發(fā)動(dòng)機(jī)重2.7噸固定設(shè)備0

14、.07-0.100.10-0.120.12-0.20.10（2.8噸）由于本設(shè)計(jì)任務(wù)為重型戰(zhàn)斗機(jī)，比一般戰(zhàn)斗機(jī)尺寸大些，故重量分布更接近于輕型轟炸機(jī)。=7.3+7.02+3.8+2.8+6.1=27噸設(shè)計(jì)重量為27.6噸，重量效驗(yàn)得到的設(shè)計(jì)重量為27噸，由于是初步方案設(shè)計(jì)階段，故重量誤差在可以接受的范圍內(nèi)。5.2 重心位置的估算飛機(jī)重心定位的坐標(biāo)如下圖：5.2.1各部件重心的選取以機(jī)頭為坐標(biāo)原點(diǎn)，由三面圖得：機(jī)翼:平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)6.86m,弦中心坐標(biāo)13.69m, 重心位置取為40%機(jī)翼X機(jī)翼 =13.00m ；鴨翼:平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)1.52m,弦中心坐標(biāo)5.1m,重心位置取為45%鴨翼平均氣動(dòng)弦處

15、X鴨翼 =5.03m ；垂尾:平均氣動(dòng)弦長(zhǎng) ,弦中心坐標(biāo) 重心位置取為45%垂尾平均氣動(dòng)弦處X垂尾 =17.40m ；機(jī)身:機(jī)身長(zhǎng)18.9m,對(duì)于采用后掠翼的飛機(jī)重心位置取為60%機(jī)身長(zhǎng)度處X機(jī)身 =11.34m ；起落架: 前后起落架總的重心X起落架 =12.00m ；安裝發(fā)動(dòng)機(jī):X安裝發(fā)動(dòng)機(jī) =16.30m ；設(shè)備:重心位置取為機(jī)身的重心X其他 =11.34m 。5.2.2 重心定位 飛機(jī)質(zhì)心定位細(xì)目表部件，載重mg(10 N)x(m)mgx(N·m)機(jī)翼235013.0030550V尾40017.46960前翼2505.031257.5機(jī)身300011.3434020起落架10

16、2012.0012240推進(jìn)系統(tǒng)380016.3061940固定設(shè)備280011.3431752人員1003.00300載彈900011.33101970燃油830013.2109560總 合31020390549.5 重心位置第六章 飛機(jī)性能分析6.1 飛機(jī)升阻力特性估算6.1.1升力 升力系數(shù)翼尖NACA64A203升阻曲線翼跟NACA64A006升阻曲線 升力線斜率亞音速情況機(jī)身影響系數(shù)，其中d為機(jī)身當(dāng)量直徑2m，為機(jī)翼展長(zhǎng)9.8米。則F的值為1.55。已知設(shè)計(jì)Ma為0.8，展弦比2.0，翼型最大厚度后掠角約為40度，外露翼面積約為45，參考面積為約100。則升力線斜率為2.69。超音速

17、情況Ma取值1.5，易算得為3.58。 最大升力系數(shù)由翼尖NACA64A203升阻曲線和翼跟NACA64A006升阻曲線可知，翼型最大升力系數(shù)約為（1.5+1.4）/21.45；則0.888。6.1.2阻力阻力系數(shù)1 亞音速阻力系數(shù)的確定亞音速時(shí)，阻力主要由零升阻力和誘導(dǎo)阻力構(gòu)成，。零升阻力系數(shù)，超音速巡航飛機(jī)的=0.0025，外露翼面積約為42，參考面積為約75，當(dāng)相對(duì)厚度大于0.05時(shí)機(jī)翼浸濕面積=84.21則=0.0028。誘導(dǎo)阻力系數(shù)，其中效率因子；計(jì)算得：效率因子。 2 超音速阻力系數(shù)的確定超音速時(shí)，阻力主要由零升阻力，誘導(dǎo)阻力和激波阻力構(gòu)成，用部件構(gòu)成法計(jì)算超音速的零升阻力：超音速

18、巡航的速度Ma=1.5，高度H=18000m，動(dòng)壓，雷諾數(shù)對(duì)于機(jī)翼，0.0029；對(duì)于垂尾，0.0036；對(duì)于機(jī)身，0.00312；超音速的激波阻力：超音速巡航的速度Ma=1.5，高度H=18000m，如圖所示，本機(jī)機(jī)翼平均相對(duì)厚度0.54，Ma=1.5時(shí)激波阻力約為0.015。超音速的誘導(dǎo)阻力系數(shù)（Ma=1.5）機(jī)翼前緣后掠54度，計(jì)算得K=0.212。6.2 飛機(jī)極曲線估算其中6.2.1亞音速情況機(jī)身影響系數(shù)，其中d為機(jī)身當(dāng)量直徑2m，為機(jī)翼展長(zhǎng)9.8米。則F的值為1.55。已知設(shè)計(jì)Ma為0.8，展弦比2.0，翼型最大厚度后掠角約為40度，外露翼面積約為45，參考面積為約100。則升力系數(shù)化簡(jiǎn)為：零升阻力系數(shù)，超音速巡航飛機(jī)的=0.0025，外露翼面為42，參考面積為約75，當(dāng)相對(duì)厚度大于0.05時(shí)機(jī)翼浸濕面積，=84.21，則=0.0028。效率因子=計(jì)算得e-1.912。 6.2.2超音速情況用部件構(gòu)成法計(jì)算超音速的零升阻