空氣動(dòng)力飛機(jī)總體示例篇

輕型戰(zhàn)斗機(jī)方案設(shè)計(jì)示例飛機(jī)設(shè)計(jì)教研室飛機(jī)總體設(shè)計(jì)示例篇輕型戰(zhàn)斗機(jī)方案設(shè)計(jì)示例*設(shè)計(jì)要求概念草圖機(jī)翼的幾何參數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)推重比選取翼載選取初步確定參數(shù)*雷曼爾.現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)[M].鐘定逵譯.北京:國(guó)防工業(yè)出版社,1992.

1輕型戰(zhàn)斗機(jī)方案設(shè)計(jì)示例布局?jǐn)?shù)據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)起落架油箱圖測(cè)氣動(dòng)數(shù)據(jù)2設(shè)計(jì)要求主要用途取代現(xiàn)役的F-16，在與先進(jìn)戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機(jī)（ATF）的高低搭配中作為低端機(jī)型主要任務(wù)：空戰(zhàn)基本要求單座、單發(fā)根據(jù)假定的F-16的性能進(jìn)行改進(jìn)，應(yīng)在發(fā)動(dòng)機(jī)不開(kāi)加力的情況下持續(xù)超音速巡航要求有較短的起飛和著陸距離3設(shè)計(jì)要求任務(wù)剖面3&10（巡航）：200nm在最佳巡航馬赫數(shù)和高度（BCA/BCM）5&9（沖刺）：50nm在Ma1.435000ft6（格斗）：3min在最大推力Ma0.9

20000ft12（待機(jī)）：20min在海平面最佳待機(jī)速度7（武器投放）：400lb（僅導(dǎo)彈）4設(shè)計(jì)要求有效載荷2枚先進(jìn)導(dǎo)彈（200lb5in×92in）先進(jìn)機(jī)炮（400lb）750發(fā)炮彈（440lb）飛行員（220lb）性能要求起飛和著陸1000ft地面滑跑進(jìn)場(chǎng)速度≤130kts（節(jié)，即海里／小時(shí)）最大Ma≥1.8（A/B－開(kāi)加力）;Ma≥1.4（Dry－無(wú)加力）加速M(fèi)a0.9到Ma1.4在30s35000ftPS=0在5g30000ftMa0.9和Ma1.4—持續(xù)盤旋

在350kts20000ft—瞬時(shí)盤旋5概念草圖方案1常規(guī)布局中單翼傾斜式雙立尾單發(fā)腹部進(jìn)氣二維矢量噴管6概念草圖方案2可變上反角垂尾中單翼單發(fā)機(jī)身兩側(cè)進(jìn)氣二維矢量噴管新技術(shù)的采用有利于控制超音速時(shí)的氣動(dòng)中心后移，從而減小配平阻力并提高機(jī)動(dòng)能力

7機(jī)翼的幾何參數(shù)展弦比的由來(lái)（第三講P.22）：等效展弦比=aMacmaxaC噴氣教練機(jī)4.737-0.979噴氣戰(zhàn)斗機(jī)（格斗）5.416-0.622噴氣戰(zhàn)斗機(jī)（其它）4.110-0.622軍用運(yùn)輸/轟炸機(jī)5.570-1.075噴氣運(yùn)輸機(jī)7.500等效展弦比=aMacmaxaC噴氣教練機(jī)4.737-0.979噴氣戰(zhàn)斗機(jī)（格斗）5.416-0.622噴氣戰(zhàn)斗機(jī)（其它）4.110-0.622軍用運(yùn)輸/轟炸機(jī)5.570-1.075噴氣運(yùn)輸機(jī)7.5008機(jī)翼的幾何參數(shù)

后掠角的由來(lái)：教材P.35經(jīng)驗(yàn)曲線對(duì)超音速飛機(jī)，后掠角應(yīng)增大到使（90°－ΛLE）小于馬赫錐角，使其處于亞音速前緣狀態(tài)Ma=1.4->馬赫錐角45.6°9機(jī)翼的幾何參數(shù)

后掠角的由來(lái)：前緣后掠角與1/4弦線后掠角的關(guān)系結(jié)合草圖10跨音速上仰機(jī)翼后掠角和展弦比綜合在一起，對(duì)機(jī)翼的上仰特性有很大影響，即在接近失速的迎角下飛機(jī)會(huì)突然而又不可控制地增加迎角，使飛機(jī)繼續(xù)上仰，直到失速，完全失去控制。F-16戰(zhàn)斗機(jī)需要一個(gè)由計(jì)算機(jī)控制的迎角限制器，以防止在大約25。迎角時(shí)，出現(xiàn)過(guò)度上仰問(wèn)題。機(jī)翼的幾何參數(shù)

與F-16比較表明跨音速上仰！改為：

（所以）11機(jī)翼的幾何參數(shù)

與F-16比較表明跨音速上仰！改為：

（所以）跨音速上仰用機(jī)翼1/4弦線后掠角和展弦比的組合，可描述出避免上仰的邊界

F-16的數(shù)據(jù)展弦比約3.0

前緣后掠角40°12機(jī)翼的幾何參數(shù)選取：尖削比λ=0.25

尖削比＝1/根梢比根梢比也稱梯形比大部分低速機(jī)翼的尖削比大約為0.4~0.5大部分后掠機(jī)翼的尖削比大約為0.2~0.3右圖可作為參考13機(jī)翼的幾何參數(shù)選?。阂硇拖鄬?duì)厚度t/c=6%

翼型：64A006（初始的）根據(jù)設(shè)計(jì)Ma初選翼型相對(duì)厚度對(duì)于超音速后掠翼飛機(jī)，在初步設(shè)計(jì)時(shí)，NACA64A和65A翼型是最好的翼型。14發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)2000年后，待定的發(fā)動(dòng)機(jī)比附錄A.4-1所示發(fā)動(dòng)機(jī)近似燃油消耗率減少20%一架飛機(jī)方案的參數(shù)可采用某些現(xiàn)有的發(fā)動(dòng)機(jī)或新設(shè)計(jì)的發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)確定?，F(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)的尺寸和推力都是固定的，稱為“固定的發(fā)動(dòng)機(jī)”（fixedengine），“固定的”是指發(fā)動(dòng)機(jī)的尺寸固定。新設(shè)計(jì)的發(fā)動(dòng)機(jī)可以是任意要求的尺寸和推力，稱為“待定的發(fā)動(dòng)機(jī)”或“變形發(fā)動(dòng)機(jī)”（rubberengine）,因?yàn)樗诖_定飛機(jī)參數(shù)過(guò)程中，可以“縮放”，以提供任何需要的推力。15發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)2000年后，待定的發(fā)動(dòng)機(jī)比附錄A.4-1所示發(fā)動(dòng)機(jī)近似燃油消耗率減少20%研制一臺(tái)新的噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)要花費(fèi)大約10億美元。大多數(shù)飛機(jī)研制不對(duì)新的發(fā)動(dòng)機(jī)的研制進(jìn)行評(píng)價(jià)，而必須在現(xiàn)有的發(fā)動(dòng)機(jī)中挑選最合適的。然而，即使對(duì)于那些必須使用現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)方案，開(kāi)始時(shí)也可以采用待定的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行設(shè)計(jì)研究，以確定在對(duì)現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)挑選過(guò)程中如何尋求所需的發(fā)動(dòng)機(jī)特性。16發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)2000年后，待定的發(fā)動(dòng)機(jī)比附錄A.4-1所示發(fā)動(dòng)機(jī)近似燃油消耗率減少20%以下數(shù)據(jù)來(lái)自《AircraftEngineDesign》，可作為“基準(zhǔn)”發(fā)動(dòng)機(jī)特性，供初始設(shè)計(jì)時(shí)進(jìn)行縮放17發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)附錄A.4-1下述裝機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)反映了這些假定1)按照MIL-E-5008B，進(jìn)氣口壓力恢復(fù)系數(shù)和進(jìn)氣道總壓比為0.97。2)在所有動(dòng)力狀態(tài)和飛行條件下，有320kw的功率提取，用以驅(qū)動(dòng)發(fā)電機(jī)和輔助設(shè)備。3)高壓空氣引氣流量為1.7lb/s。4)以下的高度單位均為ft。加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)特性18發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)附錄A.4-1加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)特性19發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)附錄A.4-1加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)特性20發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)附錄A.4-1加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)特性21發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)附錄A.4-1加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)特性22發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)附錄A.4-1加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)特性23發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)附錄A.4-1下述裝機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)反映了這些假定1)進(jìn)氣口總壓比為0.97。2)在所有動(dòng)力狀態(tài)和飛行條件下，有650kw的功率提取，用以驅(qū)動(dòng)發(fā)電機(jī)和輔助設(shè)備。3)高壓空氣引氣流量為2.0lb/s。高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)特性24發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)附錄A.4-1高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)特性25發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)附錄A.4-1高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)特性26發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)附錄A.4-1高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)特性27推重比選取T/W表5.3T/W起飛=0.648(1.8)0.594=0.92（初期使用）第五講P.928翼載選取失速：V進(jìn)場(chǎng)≤130kts=220ft/s

V失速≤V進(jìn)場(chǎng)/1.2=183ft/sW/S≤qcLmax在失速時(shí)圖5.3

cLmax≈1.5+0.3（前緣襟翼）≈1.8所以W/S≤721lb/ft2（海平面）第五講P.14V進(jìn)場(chǎng)(approach)=kV失速(stall)（k的取值：民用飛機(jī)1.3／軍用飛機(jī)1.2／艦載1.15）29翼載選取失速：...圖5.3

cLmax≈1.5+0.3（前緣襟翼）≈1.8所以W/S≤72lb/ft2（海平面）30翼載選取失速：...圖5.3

cLmax≈1.5+0.3（前緣襟翼）≈1.8所以W/S≤72lb/ft2（海平面）31著陸：由式5.11

s著陸滑跑=80W/S（）≤1000所以W/S≤22.5（！）（對(duì)一架戰(zhàn)斗機(jī)太低了！我們不管這初值，并使用反推力裝置著陸）

s著陸滑跑=80W/S（）+Sa(ft)（式5.11）=5W/S（）+Sa(m)σ—起飛高度的空氣密度與海平面空氣密度的比值Sa—=1000ft{350m}（客機(jī)類，3度下滑航跡）

=600ft{183m}（通用航空類，無(wú)動(dòng)力進(jìn)場(chǎng)）

=450ft{137m}（短距起落，7度下滑航跡）翼載選取32起飛

圖5.4

TOP≈80

式5.9

起飛參數(shù)TOP＝

或

式5.9

翼載選取33巡航：表12.2Cfe=0.0035假定Swet/Sref≈4,所以CD0≈0.014（式12.23）

蒙皮摩阻當(dāng)量系數(shù)Cfe（第五講中的Cf）Swet/Sref

（教材圖2.15)

翼載選取34巡航：

公式12.50

升力效率系數(shù)（Oswald翼展效率系數(shù)）e:

（前緣后掠角大于30度）翼載選取35巡航：在Ma0.9和35000ft（假定BCM/BCA）q=284lb/ft2

所以（W1/W0和W2/W1使用典型值）

噴氣式飛機(jī)最大航程對(duì)應(yīng)的翼載荷翼載選取36翼載選取巡航：

在Ma0.9和35000ft（假定BCM/BCA）q=284lb/ft2

飛機(jī)巡航時(shí)，重量因燃料消耗而減小，因此翼載也減小。為優(yōu)化巡航效率，需減小相同比例的動(dòng)壓，這可通過(guò)降低速度（但這是不希望的），或者為獲得較低的空氣密度而爬升來(lái)達(dá)到。這種航程的優(yōu)化方法就是所謂的“巡航爬升”飛機(jī)一般不允許采用巡航爬升法獲得最大航程?？罩薪还懿块T建議飛機(jī)保持一個(gè)指定高度巡航，直到許可爬升或下降到另一高度為止37翼載選取瞬時(shí)轉(zhuǎn)彎：在350kts和20000ft，q=222lb/ft2

瞬時(shí)轉(zhuǎn)彎：轉(zhuǎn)彎時(shí)飛行速度下降和飛行高度降低

標(biāo)準(zhǔn)重力加速度g=32.2ft/s21kts=1nm/h=0.514m/s=1.6878ft/s!38翼載選取假定cLmax機(jī)動(dòng)≈1.4對(duì)于在格斗中具有較復(fù)雜的前、后緣襟翼裝置的戰(zhàn)斗機(jī)，其格斗最大可用升力系數(shù)可取為1.0-1.5

通常，格斗重量規(guī)定為W0減去扔掉的副油箱和消耗掉50%的內(nèi)部燃油重量對(duì)大多數(shù)飛機(jī)，格斗重量大約是起飛重量的85%

39翼載選取持續(xù)穩(wěn)定盤旋：在Ma0.9和30000ft；V=895ft/sq=357lb/ft2(要求n=5g)

持續(xù)轉(zhuǎn)彎：轉(zhuǎn)彎過(guò)程中飛機(jī)保持速度和高度持續(xù)轉(zhuǎn)彎角速度通常用飛機(jī)在不減速或不掉高度的飛行條件下持續(xù)轉(zhuǎn)彎時(shí)的最大過(guò)載來(lái)表示如果保持速度不變，則推力必須等于阻力（假定推力軸線近似與飛行方向一致），升力必須等于重量乘以過(guò)載40推阻關(guān)系對(duì)無(wú)彎度翼型，阻力極曲線（DragPolar）形式為其中升致阻力因子

翼載選取在Ma0.9和30000ft；V=895ft/sq=357lb/ft2(要求n=5g)

cD0=0.014假定e=0.6（在高g盤旋時(shí)減小）41翼載選取持續(xù)穩(wěn)定盤旋：在Ma0.9和30000ft；V=895ft/sq=357lb/ft2(要求n=5g)

cD0=0.014假定e=0.6（在高g盤旋時(shí)減小）升重關(guān)系

格斗狀態(tài)！第5講P.40對(duì)應(yīng)公式有誤！42翼載選取從A.4-1得到的實(shí)際和海平面的值

附錄A.4-1

T=30000lb條件：Ma0.9和30000ft43翼載選取代入

（取負(fù)號(hào)時(shí)值太?。?4翼載選取問(wèn)題：按照著陸條件要求W/S=56允許使用多大的T/W？先前算出的著陸W/S≤22.5不合理，而W/S=56為持續(xù)穩(wěn)定盤旋時(shí)所得的翼載荷，也是其他各種約束下的最小值，所以此處提出“著陸條件”可認(rèn)為是在考慮最“惡劣”條件下對(duì)T/W的需求45初步確定參數(shù)空重系數(shù)：（假定為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)）表6.1

ABC1C2C3C4C5噴氣教練機(jī)04.28-0-0.240.11噴氣戰(zhàn)斗機(jī)-0.022.16-4-0.100.08軍用運(yùn)輸機(jī)/轟炸機(jī)0.071.71-6-0.100.05噴氣運(yùn)輸機(jī)0.320.66-0.130.300.06-0.050.05KVS=可變后掠常數(shù)=1.04可變后掠=1.00固定后略VSCmaxC0C0CC00e)KMaS)/(W)W/(TABWA(W/W54321+=（英制單位?。?6初步確定參數(shù)任務(wù)段重量比：暖機(jī)和起飛式（6.8）

發(fā)動(dòng)機(jī)、滑跑和起飛任務(wù)段重量比仍采用估算方式式（6.8）Wi/W0=0.97~0.9947飛機(jī)爬升和加速到巡航高度及巡航馬赫數(shù)（從Ma=0.1開(kāi)始）的重量比近似如下初步確定參數(shù)任務(wù)段重量比：爬升式（6.9）

48初步確定參數(shù)巡航（假定Ma=0.9在35000ftBCA/BCM）巡航時(shí)升力等于重量條件可得式（6.13）式（6.13）巡航狀態(tài)翼載荷49初步確定參數(shù)SFC:-A.4-1部分動(dòng)力在M=0.936000ft給出C=1.07

-C=1.18對(duì)近似的安裝增加10% -C=0.94采用先進(jìn)的技術(shù)減少20%

50初步確定參數(shù)SFC:所以

式（6.11）

由勃列蓋（Breguet）航程公式，對(duì)噴氣式飛機(jī)，有式（6.11）

任務(wù)剖面：200nm；Ma=0.9；35000ft

C的單位在英制中為1/hV=速度(ft/s或m/s)R=航程(ft或m)C=單位耗油率L/D=升阻比由勃列蓋（Breguet）航程公式，對(duì)噴氣式飛機(jī)，有式（6.11）

任務(wù)剖面：200nm；Ma=0.9；35000ft

C的單位在英制中為1/hV=速度(ft/s或m/s)R=航程(ft或m)C=單位耗油率L/D=升阻比51初步確定參數(shù)加速

式（6.10）式（6.9）如果不是從Ma0.1開(kāi)始加速，那么用方程(6.9)或(6.10)對(duì)給定的最終Ma所計(jì)算的重量比，就應(yīng)當(dāng)除以用方程(6.9)或(6.10)對(duì)開(kāi)始Ma所計(jì)算的重量比52初步確定參數(shù)沖刺

Ma1.4,35000ft;V=1362ft/s;q=685lb/ft2

從圖12.31粗略估算

（Crude?。﹫D12.3153SFC：

A.4-1額定功率（最大，不加力）C=1.2

增加10%（裝機(jī)）

減少20%（先進(jìn)技術(shù)）

初步確定參數(shù)54初步確定參數(shù)式（12.52）或超音速時(shí)，升阻阻力因子會(huì)有所增加，而Oswald系數(shù)e在Ma數(shù)1.2時(shí)大約減小到0.3~0.5式（12.52）可用于快速估算，但前緣吸力法更優(yōu)越中文補(bǔ)充材料的公式有誤!55由式(6.11)

初步確定參數(shù)

進(jìn)入格斗！56初步確定參數(shù)格斗

d=3min格斗飛行階段通常被規(guī)定為，或是在最大功率下的飛行持續(xù)時(shí)間（“d”，一般為d=3min），或是在某些飛行高度和飛行Ma下使用最大功率的格斗轉(zhuǎn)彎數(shù)（參見(jiàn)第2講示例）57SFC: A.4-1對(duì)于最大推力在Ma0.9，20000ft：C=1.78

因裝機(jī)增加10%因采用先進(jìn)技術(shù)減少20%初步確定參數(shù)58初步確定參數(shù)格斗飛行階段消耗的燃油重量等于推力、耗油率和格斗時(shí)間的乘積（

公式6.16）59武器投放

對(duì)于初始的參數(shù)確定，忽略重量的減少加速?zèng)_刺巡航下滑忽略，假定航程計(jì)入（即認(rèn)為下滑階段未增加航程）初步確定參數(shù)60初步確定參數(shù)待機(jī)

E=20min海平面式(17.13)所以q=121lb/ft2最佳待機(jī)狀態(tài)時(shí)應(yīng)使L/D最大，需用推力最小，對(duì)應(yīng)的速度為（17.13）61

SFC：由A.4-1修正后得：C=0.906(約Ma0.29)初步確定參數(shù)62對(duì)噴氣式飛機(jī)，待機(jī)階段著陸下滑段重量比的經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)為0.990～0.995著陸和滑回段的經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)為初步確定參數(shù)

著陸下滑著陸63初步確定參數(shù)總的任務(wù)重量比

燃油系數(shù)

第三講P.25任務(wù)中消耗的燃油＝一般情況下，可假定余油儲(chǔ)備和死油占6%此處再次忽略了有效載荷的投放！

第三講P.25任務(wù)中消耗的燃油＝一般情況下，可假定余油儲(chǔ)備和死油占6%此處再次忽略了有效載荷的投放！64初步確定參數(shù)參數(shù)確定

由于可變上反角尾翼的影響需要修正空機(jī)重量方程：在初估起飛總重時(shí)，假定則有對(duì)于迭代計(jì)算中取的其他推測(cè)值W推測(cè)，用：

式（19.13）

65初步確定參數(shù)式（19.13）

圖—繪制的方案草圖為什么要進(jìn)行修正？

——We/W0隨著起飛重量的增加有減小的趨勢(shì)教材圖2.8的空重系數(shù)We/W0與W0關(guān)系圖

66初步確定參數(shù)式（19.13）

如何進(jìn)行修正？通過(guò)沿著所用擬合曲線斜率，修正按草圖算出的飛機(jī)空重系數(shù)，就可以找到新空重的一個(gè)較好近似值。對(duì)于新假定的起飛重量，對(duì)應(yīng)的空重可通過(guò)調(diào)整按草圖算出的空重進(jìn)行估計(jì)，如方程式（19.13）所示。C值（不要誤認(rèn)為是耗油率）表示空重系數(shù)趨勢(shì)線的斜率，其值見(jiàn)第3講P.16所給的表此處對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)取的典型C值為-0.1，但表3.1所列為-0.13。

67初步確定參數(shù)定參數(shù)迭代存在載荷投放段的情況下，改進(jìn)的參數(shù)選擇方程：68初步確定參數(shù)定參數(shù)迭代W0-guessWfWemptyW0-calculated200005117.712841.019418.719534.94998.712572.019030.6......（q為修正系數(shù)，k為迭代次數(shù)）69初步確定參數(shù)—小結(jié)

草圖或初始布局

S浸濕/S參考

和CD0發(fā)動(dòng)機(jī)的SFC設(shè)計(jì)目標(biāo)機(jī)翼幾何參數(shù)選擇和“e”估算T/W和W/S每一段任務(wù)的.W0推算每一任務(wù)段的WfW0計(jì)算參數(shù)選擇迭代求解改進(jìn)的飛機(jī)參數(shù)選擇方法70初步確定參數(shù)—小結(jié)另一個(gè)可供選擇的方法是從假定W0開(kāi)始，然后減去有效載荷、乘員重量和計(jì)算的燃油重量，得到飛行“需要的空重”。把這個(gè)結(jié)果與統(tǒng)計(jì)的“有效的空重”相比較。如果需要的空重超過(guò)有效的空重，則下一次迭代必須增大W0

這一方法在數(shù)學(xué)上與上面介紹的方法完全相同，但對(duì)下一次迭代用的W0值的選擇的指導(dǎo)性不如上一種方法明顯

71布局?jǐn)?shù)據(jù)機(jī)身：機(jī)身長(zhǎng)度=AW0C(ft或{m})AC噴氣教練機(jī)0.79{0.333}0.41噴氣戰(zhàn)斗機(jī)0.93{0.389}0.39軍用運(yùn)輸機(jī)/轟炸機(jī)0.23{0.104}0.50噴氣運(yùn)輸機(jī)0.67{0.287}0.43表6.3

即為第6講P.4所列表格72布局?jǐn)?shù)據(jù)機(jī)翼：式(7.5)式(7.6)式(7.7)

1ft=12in73布局?jǐn)?shù)據(jù)機(jī)翼：式(7.8)式(7.9)

:

平均氣動(dòng)弦（MAC）長(zhǎng)

:

MAC的展向位置

74布局?jǐn)?shù)據(jù)尾翼：“Ｖ”型布局尾翼總面積等于由尾容量系數(shù)方法決定的垂尾、平尾所需面積總和（假定）

尾容量

75布局?jǐn)?shù)據(jù)尾翼：“Ｖ”型布局尾翼總面積等于由尾容量系數(shù)方法決定的垂尾、平尾所需面積總和（假定）

尾力臂可以用機(jī)身長(zhǎng)度的百分?jǐn)?shù)來(lái)作初步的估算

對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)裝在機(jī)翼上的飛機(jī)，尾翼力臂約為機(jī)身長(zhǎng)度的50~55%對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在后部的飛機(jī)，尾翼力臂約為機(jī)身長(zhǎng)度的45~50%Lt/L機(jī)身=200/492≈

41%

76布局?jǐn)?shù)據(jù)典型值平尾AHT垂尾AVT噴氣教練機(jī)0.700.06噴氣戰(zhàn)斗機(jī)0.400.07軍用運(yùn)輸機(jī)／轟炸機(jī)1.000.08噴氣運(yùn)輸機(jī)1.000.09

垂尾平尾

77如果尾翼布置在飛機(jī)中心線上俯視圖的投影面積作為水平尾翼當(dāng)量面積使用：布局?jǐn)?shù)據(jù)bh真實(shí)尾翼幾何尺寸由圖示決定。78發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸T=（T/W）W0=0.98×16480=16150.41lb(海平面靜推力)A.4-1；100%尺寸確定的發(fā)動(dòng)機(jī)T=30000lb

L=160in

D=44in

W=3000lb

附錄提供的標(biāo)稱發(fā)動(dòng)機(jī)79發(fā)動(dòng)機(jī)

“SF”＝實(shí)際需要的推力／標(biāo)稱發(fā)動(dòng)機(jī)真實(shí)推力

80發(fā)動(dòng)機(jī)為提供超音速時(shí)俯仰操