飛機(jī)總體設(shè)計(jì)大作業(yè)

摘要................................................錯(cuò)誤！未定義書簽。

ABSTRACT..............................................................................................錯(cuò)誤！未定義書簽。

目錄................................................錯(cuò)誤！未定義書簽。

主要符號表.............................................................2

1緒論..............................................錯(cuò)誤！未定義書簽。

1.1飛機(jī)設(shè)計(jì)的發(fā)展與概念設(shè)計(jì)的現(xiàn)狀..................錯(cuò)誤！未定義書簽。

1.2飛機(jī)概念設(shè)計(jì)總體參數(shù)確定方法的概述..............錯(cuò)誤！未定義書簽。

1.3本文的研究內(nèi)容、方法及目的........................................4

1.3.1戰(zhàn)斗機(jī)總體參數(shù)確定方法的研究...................................4

1.3.2以X-45和X-47為參考的無人作戰(zhàn)飛機(jī)主要參數(shù)確定................5

2戰(zhàn)斗機(jī)總體參數(shù)確定的方法研究........................錯(cuò)誤！未定義書簽。

2.1戰(zhàn)斗機(jī)的飛行性能要求及戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)（或方案設(shè)計(jì)中的任務(wù)制定）錯(cuò)誤！未定義書簽。

2.2概念草圖的得出..................................錯(cuò)誤！未定義書簽。

2.3從概念草圖對總體參數(shù)進(jìn)行初步評估................錯(cuò)誤！未定義書簽。

2.3.1起飛重量的組成...............................錯(cuò)誤！未定義書簽。

2.3.2空機(jī)重量估算.................................錯(cuò)誤！未定義書簽。

2.3.3任務(wù)燃油重量估算.............................錯(cuò)誤！未定義書簽。

2.3.4設(shè)計(jì)起飛總重量確定...........................錯(cuò)誤！未定義書簽。

2.3.5氣動(dòng)特性的估算...............................錯(cuò)誤！未定義書簽。

2.4推重比和翼載的選取..............................錯(cuò)誤！未定義書簽。

2.4.1推重比的選取.................................錯(cuò)誤！未定義書簽。

2.4.2翼載的選取...................................錯(cuò)誤！未定義書簽。

2.5本章小結(jié)........................................錯(cuò)誤！未定義書簽。

3無人作戰(zhàn)飛機(jī)主要總體參數(shù)的確定......................錯(cuò)誤！未定義書簽。

3.1引言............................................錯(cuò)誤！未定義書簽。

3.2X-45和X-47無人作戰(zhàn)飛機(jī)的數(shù)據(jù)...................................5

3.3戰(zhàn)技指標(biāo)要求制定................................錯(cuò)誤！未定義書簽。

3.4任務(wù)剖面制定....................................................9

3.5總體參數(shù)的初步確定..............................錯(cuò)誤！未定義書簽。

3.5.1氣動(dòng)效率估計(jì).................................錯(cuò)誤！未定義書簽。

3.5.2推重比及翼載的確定...........................錯(cuò)誤！未定義書簽。

3.5.3空機(jī)重量系數(shù)的確定...........................錯(cuò)誤！未定義書簽。

3.5.4任務(wù)燃油系數(shù)的確定...........................錯(cuò)誤！未定義書簽。

3.5.5裝載重量的確定...............................錯(cuò)誤！未定義書簽。

3.5.6起飛重量的確定...............................錯(cuò)誤！未定義書簽。

3.5.7機(jī)翼參考面積、浸濕面積和發(fā)動(dòng)機(jī)起飛推力的確定??…錯(cuò)誤！未定義書簽。

3.6總體參數(shù)及設(shè)計(jì)指標(biāo)要求分解......................錯(cuò)誤！未定義書簽。

3.7本章小結(jié)錯(cuò)誤!未定義書簽。

4結(jié)論.....錯(cuò)誤!未定義書簽。

參考文獻(xiàn).....錯(cuò)誤!未定義書簽。

主要符號表

Wo設(shè)計(jì)起飛總重

Wcrew乘員重量

Wfixedpayload固定裝載重量

Wdroppedpayload投放裝載重量

Wfuel燃油重量

We/Wo空機(jī)重量系數(shù)

R作戰(zhàn)半徑

Vc巡航速度

Cj耗油率

LID飛機(jī)的升阻比

Wi+i/W,飛機(jī)任務(wù)段重量比

Tmax發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力

tf作戰(zhàn)時(shí)間

w轉(zhuǎn)彎率

n飛機(jī)過載系數(shù)

T/W飛機(jī)推重比

CLmax飛機(jī)最大升力系數(shù)

q速壓

w/s飛機(jī)翼載荷

CDO飛機(jī)零升阻力系數(shù)

Cfe當(dāng)量蒙皮摩阻系數(shù)

A機(jī)翼展弦比

e奧斯瓦爾德效率因子

K誘導(dǎo)阻力因子

NLE機(jī)翼前緣后掠角

Mmax最大飛行馬赫數(shù)

a當(dāng)?shù)匾羲?/p>

G爬升梯度

4G跑道摩擦阻力因r-

D阻力

Vs飛機(jī)的失速速度

TOP飛機(jī)起飛參數(shù)

H飛行高度

S若陸飛機(jī)著陸距離

S起K飛機(jī)起飛距離

1.2飛機(jī)概念設(shè)計(jì)總體參數(shù)確定方法的概述

要進(jìn)行飛機(jī)設(shè)計(jì)，必需有飛機(jī)設(shè)計(jì)的依據(jù)。飛機(jī)設(shè)計(jì)的依據(jù)就是軍方提出的

設(shè)計(jì)要求、國內(nèi)的設(shè)計(jì)規(guī)范及飛機(jī)的總體設(shè)計(jì)指標(biāo)。

概念設(shè)計(jì)⑷有幾個(gè)任務(wù)：飛機(jī)的布局與構(gòu)型、主要參數(shù)的確定、發(fā)動(dòng)機(jī)與裝

載的布置、三面圖、初步估算性能、方案評估、參數(shù)選擇與權(quán)衡研究、方案優(yōu)化。

由于國內(nèi)教材對主要參數(shù)確定討論地不夠詳細(xì)和完整，本文將在第二部分詳細(xì)歸

納、分析和探討，將在第三部分對無人作戰(zhàn)飛機(jī)進(jìn)行其主要參數(shù)的確定。

目前估算的方法⑷因設(shè)計(jì)公司各異，這些方法的差別主要表現(xiàn)在：原始數(shù)據(jù)

的來源不同（統(tǒng)計(jì)的，實(shí)際值和理論值）；解法的起點(diǎn)、步驟的不同；某些過程

處理方法的細(xì)節(jié)不同。

概念設(shè)計(jì)又有九個(gè)行為（或技術(shù)）⑸：第一，客戶關(guān)注。第二，綜合設(shè)計(jì)。

第三，兒何建模和工程制圖。第四，空氣動(dòng)力分析。第五，約束分析。第六，任

務(wù)分析。第七，定參數(shù)。第八，優(yōu)化。第九，性能和費(fèi)用報(bào)告。盡管它們在概念

設(shè)計(jì)中經(jīng)常被顛倒順序，但它們是概念設(shè)計(jì)過程中最基本的步驟。設(shè)計(jì)始終于客

戶關(guān)注或者說決定于客戶的需求并把客戶的需求翻譯為設(shè)計(jì)的需求和設(shè)計(jì)的動(dòng)

力。第二個(gè)行為是綜合設(shè)計(jì)，是構(gòu)思?個(gè)原始概念的創(chuàng)造的過程。概念通常是大

概外形草圖、主要系統(tǒng)的相對位置和任何特殊的特性。一開始，往往不只一個(gè)概

念被產(chǎn)生。一旦合適的方案被確定了，下來就用工程圖和幾何建模來描述，這兩

個(gè)過程包括用二維和三維的形式來展示飛機(jī)設(shè)計(jì)的概念。計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)和三維

實(shí)體建模是最基本的工具，但有時(shí)參數(shù)表示也不乏有用。一旦概念方案被綜合出

來而且其幾何模型也被建出來，就可以運(yùn)用空氣動(dòng)力分析生成飛機(jī)的空氣動(dòng)力模

型。這個(gè)空氣動(dòng)力模型被用在約束分析里面，約束分析代表飛機(jī)翼載和推重比的

區(qū)域的邊界。從約束圖表可以選擇適合設(shè)計(jì)需要的設(shè)計(jì)點(diǎn)（一些翼載和推重比的

目標(biāo)值）。任務(wù)分析是用空氣動(dòng)力和約束分析的結(jié)果來預(yù)測該飛機(jī)完成客戶提出

的作戰(zhàn)任務(wù)所燃燒的油量。尺寸確定是用任務(wù)油量空間和需用載荷來確定飛機(jī)尺

寸的過程。優(yōu)化是繼續(xù)完成幾何建模、空氣動(dòng)力分析、約束分析、任務(wù)分析和尺

寸分析這兒個(gè)過程的，目的是為了得出適合客戶需求的最小最輕或者性價(jià)比最高

的理論模型。最優(yōu)外形得出以后，性能和費(fèi)用報(bào)告決定并表達(dá)了飛機(jī)最終方案的

特點(diǎn)、能力和花費(fèi)。

概念設(shè)計(jì)⑷首先是概念構(gòu)思和概念草圖的形成，這個(gè)階段一般都是根據(jù)經(jīng)

驗(yàn)、設(shè)計(jì)要求和對戰(zhàn)飛機(jī)的對比由設(shè)計(jì)師完成的。一般都要畫出多個(gè)侯選方案，

從而進(jìn)行多選一和優(yōu)化方案。草圖可以確定你對要設(shè)計(jì)的方案的整體印象，勾畫

出氣動(dòng)布局，表示出在哪里布置機(jī)組、有效載荷、乘員、起落架、發(fā)動(dòng)機(jī)、燃油

和主要的子系統(tǒng)，并用于總體設(shè)計(jì)的第一次近似（估算初始的主要總體設(shè)計(jì)參

數(shù)）。得出草圖之后，就可幫助得到飛機(jī)的主要總體設(shè)計(jì)參數(shù)。主要的總體設(shè)計(jì)

參數(shù)包括設(shè)計(jì)起飛重量、動(dòng)力裝置海平面靜推力、機(jī)翼面積、推重比和翼載荷。

選擇出這些主要的總體設(shè)計(jì)參數(shù)后，就可以進(jìn)行初步重量估算、空氣動(dòng)力分析、

約束分析、任務(wù)分析等步驟來反復(fù)迭代地確定出這些總體參數(shù)：（1）起飛總重；

（2）最大升力系數(shù)；（3）零升阻力系數(shù)；（4）推重比；（5）翼載。確定出飛機(jī)總體

參數(shù)后需要對其進(jìn)行優(yōu)化以得出更為合理的總體方案。其實(shí)，飛機(jī)型號或者性能

要求如與歷史型號飛機(jī)相似，其推重比和翼載可直接參照以往的統(tǒng)計(jì)值。

方案研究⑷中的一個(gè)重要環(huán)節(jié)是與用戶一道評審和仔細(xì)分析設(shè)計(jì)要求，通過

對要求中的項(xiàng)目進(jìn)行變化，可以分析出該項(xiàng)目對起飛總重的影響，進(jìn)而更合理地

確定要求的取值,還可以反映出新技術(shù)（如采用某種復(fù)合材料）對設(shè)計(jì)的影響。

這個(gè)項(xiàng)目稱作權(quán)衡研究（TradeStudies）,本文未能涉及。

L3本文的研究內(nèi)容、方法及目的

本文的研究目的是通過對戰(zhàn)斗機(jī)概念設(shè)計(jì)總體參數(shù)的確定方法進(jìn)行分析研

究（第二章），得出適合未來無人作戰(zhàn)飛機(jī)設(shè)計(jì)總體參數(shù)的確定方法（第二章），

并確定一種以美國的X-45和X-47為參考對象的無人作戰(zhàn)飛機(jī)方案及總體參數(shù)

（第三章）。

1.3.1戰(zhàn)斗機(jī)總體參數(shù)確定方法的研究

通過查閱資料，發(fā)現(xiàn)國內(nèi)教材對概念設(shè)計(jì)這部分做得還不夠詳細(xì)，只是講了

一些大概的理論，并沒有深入地給學(xué)生展示如何進(jìn)行飛機(jī)概念設(shè)計(jì)。所以，本文

第二章將詳細(xì)討論戰(zhàn)斗機(jī)概念設(shè)計(jì)總體參數(shù)確定的方法。通過研究，將在第二章

更清晰地認(rèn)識到概念設(shè)計(jì)總體參數(shù)確定的方法，其中還列舉了一些例子用來幫助

理解這些理論。

1.3.2以X-45和X-47為參考的無人作戰(zhàn)飛機(jī)主要參數(shù)確定

(1)飛機(jī)主要戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)的確定

戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)⑷由總設(shè)計(jì)師和總體設(shè)計(jì)部門，根據(jù)飛機(jī)使用技術(shù)要求或戰(zhàn)術(shù)

技術(shù)要求，以及有關(guān)的設(shè)計(jì)規(guī)范和適航標(biāo)準(zhǔn)等文件而制定。它是飛機(jī)設(shè)計(jì)要求的

具體化和某些必要的補(bǔ)充，并且需考慮當(dāng)前和今后一個(gè)時(shí)期內(nèi)，該指標(biāo)有一定的

先進(jìn)性和現(xiàn)實(shí)可能性。具體包括：最大馬赫數(shù)M、作戰(zhàn)半徑R、最大過載、定常

盤旋過載、RCS等。戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)的確定采用對比法，以美國的X45和X47為

對比機(jī)型。

(2)推重比和翼載的確定

推重比的物理意義⑷:為了實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的某種性能，單位飛機(jī)重量所需的推力。

翼載的物理意義:為了實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的某種性能，單位機(jī)翼面積所需支承的匕機(jī)重量。

翼載影響失速速度，爬升率，起降性能，盤旋性能，決定設(shè)計(jì)升力系數(shù)，通過浸

潤面積和翼展的影響而影響阻力。對飛機(jī)總重有很大的影響。對起飛、定常飛、

俯沖拉起、盤旋、倒飛、著陸等狀態(tài)之下都須計(jì)算選取。推重比和翼載的確定，

采用經(jīng)典經(jīng)驗(yàn)公式估算與地毯圖相結(jié)合的方法。

(3)匕機(jī)總體參數(shù)的確定

飛機(jī)總體參數(shù)主要有起飛重量、空機(jī)重量、燃油重量和裝載重量等。確定空

機(jī)重量系數(shù)是通過經(jīng)驗(yàn)公式而來的。確定燃油重量是用任務(wù)剖面的出的。確定起

飛重量是通過經(jīng)驗(yàn)公式迭代而得出的。

(4)匕機(jī)氣動(dòng)參數(shù)的確定

氣動(dòng)參數(shù)⑶包括最大升阻比、巡航升阻比等。一個(gè)更簡單的方法是基于半經(jīng)

驗(yàn)方法及線性化理論，它可以快速的提供初始外形的一級近似的氣動(dòng)特性估算。

這些估算結(jié)果在外形設(shè)計(jì)階段足夠了。加之,它還為外形設(shè)計(jì)者提供直觀的觀察。

它們還可用于設(shè)計(jì)后期與CFD計(jì)算作比較。工程計(jì)算方法將讓位于CFD。氣動(dòng)

參數(shù)的確定采用經(jīng)典公式估算與經(jīng)驗(yàn)曲線相結(jié)合的方法。

3.2X-45和X-47無人作戰(zhàn)飛機(jī)的數(shù)據(jù)

美國從上個(gè)世紀(jì)90年代開始發(fā)展無人作戰(zhàn)飛機(jī)，是目前世界上無人作戰(zhàn)飛

機(jī)領(lǐng)域發(fā)展速度最快、水平最高的國家。美國無人作戰(zhàn)飛機(jī)的發(fā)展歷程可以分為

以下三個(gè)階段⑼：

第一階段：X-45A和X-47A階段。波音公司為美國空軍研制的X-45A技術(shù)

驗(yàn)證機(jī)主要功能是擔(dān)負(fù)對敵防空壓制和對地打擊任務(wù)。諾?格公司發(fā)展的海軍型

X-47A技術(shù)驗(yàn)證機(jī)，具備短距起降能力。

第二階段：J-UCAS階段。2003年4月，美國國防部啟動(dòng)了聯(lián)合無人作戰(zhàn)飛

機(jī)系統(tǒng)（J-UCAS）項(xiàng)目，將美國空軍UCAV和海軍UCAV-N合并。

第三階段：J-UCAS項(xiàng)目變更。2007年J-UCAS項(xiàng)目預(yù)算取消，美國海軍于

2007年8月選中諾?格公司X-47B用于驗(yàn)證可探測性的無尾構(gòu)型無人機(jī)能在航母

甲板上著陸，并證明甲板操作過程不與有人機(jī)發(fā)生沖突。

鑒于此，本章將以X-45和X-47為參考，確定一架短距起降既可執(zhí)行戰(zhàn)斗

任務(wù)又可執(zhí)行戰(zhàn)略任務(wù)的中高空無人作戰(zhàn)飛機(jī)的主要參數(shù)。下來我們來看X-45

和X-47公布的主要總體參數(shù)數(shù)據(jù)“支

X-45A主要任務(wù)是執(zhí)行壓制敵方防空力量和對地攻擊。第一架X-45A在

NASA德萊頓飛行研究中心飛行了14min,空速為361km/h,飛行高度2286m。第

二次飛行試驗(yàn)共持續(xù)了32min,飛機(jī)時(shí)速為324km/h和361km/h,飛行高度為

2286moX-45A采用蝙蝠翼式機(jī)體無尾布局，全機(jī)長8.1m、機(jī)身長8m、翼展10.3m、

機(jī)高1.13m（起落架收起）。X-45A空重為3630kg、最大載油量為1220kg、載重

680kg,飛行高度可達(dá)10668m、巡航馬赫數(shù)0.8。X-45B全機(jī)長Um、機(jī)身長9.75m、

翼展14.3m、機(jī)高1.2m（起落架收起）。X-45B空重為6360kg、最大載油量為2450kg、

有效載重910kg,飛行高度可達(dá)12200m、巡航馬赫數(shù)0.85。X-45A復(fù)合材料用量

為45%,而X-45B的復(fù)合材料用量將達(dá)90%以上。X-45A的機(jī)身右側(cè)設(shè)有武器艙,

X-45B機(jī)身兩側(cè)將設(shè)有武器艙裝載武器。可以裝載重450kg的聯(lián)合直接攻擊彈藥

（JDAM）,也可以安裝一個(gè)多用途掛彈架，掛裝多種武器，包括6枚110kg的

炸彈，小型空射誘餌彈和低成本的自主攻擊系統(tǒng)。X-45A整個(gè)無人機(jī)系統(tǒng)共包括

3個(gè)組成部分：即X-45A飛機(jī)，無人機(jī)的儲(chǔ)存箱與保障設(shè)備，地面控制臺(tái)。X-45C

的動(dòng)力裝置為GE公司生產(chǎn)的型號為F404-GE-102D的發(fā)動(dòng)機(jī).X-45C起匕推力大約

為UOOOLb。X-45C的起飛推重比大約為0.3。

X-47A旨在論證無人機(jī)實(shí)施海上偵察攻擊和壓制敵方空防任務(wù)的可行性。任

務(wù)需求是低成本、以母機(jī)為載體、具有自主飛行達(dá)12h的能力。它可以垂直起降,

能夠完成偵察、攻擊和壓制敵防空力量等任務(wù)?！帮w馬”機(jī)長為&5m,翼展為8.47m,

機(jī)翼面積36.1m2,機(jī)體下表面相對光滑，操縱面包括2個(gè)升降舵，4個(gè)嵌入式阻力

方向舵（一對在底部，一對在上部）。嵌入式操縱面設(shè)置比分段方向舵設(shè)置雷達(dá)

反射面耍小。飛機(jī)空重1740kg,起飛重量2500kg,飛行高度10600m,載油量720kg。

“飛馬”是一架全復(fù)合材料飛機(jī)。它采用翼身融合一體化設(shè)計(jì)，具有隱身能力。其

發(fā)動(dòng)機(jī)為一臺(tái)普惠公司JT15D-5c渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，推力為14.2kN,推重比0.58,進(jìn)

氣道位于機(jī)體的前上方。飛機(jī)的設(shè)計(jì)過載達(dá)到3g,機(jī)內(nèi)有2個(gè)武器艙，每個(gè)艙可

放1枚454kg的炸彈。諾斯羅普?格魯門還研制X-47A的放大型X-47B,大小要接

近航空母艦彈射系統(tǒng)20.4m的限制，機(jī)翼要能折疊；而且飛行器強(qiáng)度也要大得多，

要能承受6g的過載，可內(nèi)裝1800kg的武器。X-47B發(fā)動(dòng)機(jī)為加拿大普惠公司生

產(chǎn)型號為PW308c發(fā)動(dòng)機(jī)。PW308c臺(tái)架推力為7000Lb,在40000ft,0.8M巡航推

力為1580Lb。X-45CN和X-47B重量及發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)見圖3.1。X-45C及X-47B布局幾

何參數(shù)見表3.1。X-45及X-47系列飛機(jī)重量見表3.2。

X-45C和X-47B同時(shí)滿足飛行性能：

?作戰(zhàn)半徑：1300nm

?續(xù)航能力：在lOOOnm外待機(jī)2hlnm=1.852km

?載荷：4500Lb

圖3.1X-45CN和X-47B重量及發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)

表3.1X-45C及X-47B布局幾何參數(shù)

方案X45CX47B

機(jī)翼參考面積(ft2)730ft2800

機(jī)身長度ft3336

機(jī)身最大高度ft4