飛機(jī)總體大作業(yè)——四代機(jī)設(shè)計(jì)方案1

1、飛行器總體設(shè)計(jì)大作業(yè)殲-50（終結(jié)者） 小組成員： 目錄前言4第一章 飛機(jī)設(shè)計(jì)要求41.1 任務(wù)計(jì)劃書性能指標(biāo)41.2發(fā)動(dòng)機(jī)要求51.3有效載荷51.4任務(wù)剖面51.4 概念草圖6第二章 總體參數(shù)估算72.1起飛重量的計(jì)算72.1.1飛機(jī)起飛重量的構(gòu)成72.1.2空機(jī)重量系數(shù)We/W0的計(jì)算92.2 發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率C102.3 升阻比L/D11由浸濕面積比估算出L/D約為13132.4 燃油重量系數(shù)Wf/W0132.4.1飛機(jī)的典型任務(wù)剖面142.4.2計(jì)算燃油重量系數(shù)Wf/W0162.4.3全機(jī)重量計(jì)算162.5飛機(jī)升阻特性估算192.5.1確定最大升力系數(shù)192.5.2估算零升阻力系數(shù)CD

2、0及阻力系數(shù)CD2026推重比的確定2127 翼載荷的確定23第三章 總體方案設(shè)計(jì)253.1總體布局選擇253.1.1方案一：總體布局為三翼面布局253.1.2方案二：總體布局為正常式布局253.2機(jī)身布局253.3發(fā)動(dòng)機(jī)的類型、數(shù)目和布置：263.2進(jìn)氣道布置263.3機(jī)翼布局273.4尾翼布局273.5起落架型式283.6隱身設(shè)計(jì)28第四章 部件設(shè)計(jì)294.1機(jī)翼設(shè)計(jì)294.1.1機(jī)翼具體參數(shù)的確定：294.1.2機(jī)翼的氣動(dòng)力特性334.1.3機(jī)翼的增升裝置和副翼344.2機(jī)身設(shè)計(jì)384.3尾翼及其操縱面的設(shè)計(jì)404.4起落架設(shè)計(jì)424.4.1起落架形式的選擇：424.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)

3、計(jì)454.5.1發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)454.5.2進(jìn)氣道與尾噴管參數(shù)選擇47第五章 重量特性估算5251 重量細(xì)分525.1.1 重量細(xì)分525.1.2重量校驗(yàn)525.2 重心位置的估算535.2.1各部件重心的選取535.2.2 重心定位546.1 飛機(jī)升阻力特性估算566.1.1升力566.1.2阻力586.2 飛機(jī)極曲線估算606.3 起飛著陸性能估算626.3.1 起飛性能626.3.2著陸性能62第七章 飛機(jī)操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)與分析647.1飛機(jī)操縱系統(tǒng)分析647.2余度技術(shù)647.3本飛機(jī)操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)667.3.1采用的操縱系統(tǒng)簡介667.3.2該操縱系統(tǒng)的工作原理677.3.3操作系統(tǒng)的某些具體

4、設(shè)計(jì)情況68第八章 飛機(jī)費(fèi)用分析698.1 研究、發(fā)展、試驗(yàn)與鑒定費(fèi)用和生產(chǎn)費(fèi)用分析698.1.1 蘭德DAPCA IV 模型中工時(shí)、費(fèi)用的組成708.1.2蘭德DAPCA IV 模型中工時(shí)、費(fèi)用的計(jì)算718.1.3蘭德DAPCA IV 模型中工時(shí)計(jì)算修正的軟糖系數(shù)738.1.4 蘭德DAPCA IV 模型中的綜合費(fèi)率738.2 使用保障費(fèi)用758.2.1 燃油費(fèi)用758.2.2 空勤人員費(fèi)用778.2.3 維護(hù)費(fèi)用778.2.4 折舊費(fèi)和保險(xiǎn)費(fèi)79第九章 三視圖繪制80前言隨著美國F-22戰(zhàn)斗機(jī)的服役，以及俄羅斯T-50戰(zhàn)斗機(jī)的首飛，我國處于自身戰(zhàn)略的需要以及面臨的實(shí)實(shí)在在的威脅，必須要研制

5、出自己的四代機(jī)，否則未來幾十年只能任由其它國家的戰(zhàn)機(jī)闖入我國的凌空。我們正在無聲無息的被四代機(jī)重重包圍，如何突圍，成了中國航空業(yè)和中國空軍不得不面對的問題。根據(jù)對21世紀(jì)戰(zhàn)爭的預(yù)測分析，作戰(zhàn)模式將向空戰(zhàn)一體化，信息化發(fā)展。賦予戰(zhàn)斗機(jī)的作戰(zhàn)使命將進(jìn)一步提升，要求戰(zhàn)斗機(jī)取得“據(jù)對制空權(quán)”，具有遠(yuǎn)程奔襲和突防能力，“先敵發(fā)現(xiàn)，先敵進(jìn)攻，先敵制勝”的能力將被賦予更加實(shí)際的內(nèi)涵。具有更高的生存性，低可探測性（即隱身性能），超聲速巡航，高機(jī)動(dòng)性，超視距攻擊將成為新一代戰(zhàn)斗機(jī)的主要發(fā)展方向。鑒于以上思想，我們以俄羅斯T-50為原型機(jī)，設(shè)計(jì)了適合新形勢下我軍作戰(zhàn)要求的第四代戰(zhàn)斗機(jī)。第一章 飛機(jī)設(shè)計(jì)要求1.1

6、任務(wù)計(jì)劃書性能指標(biāo)T-50設(shè)計(jì)要求:尺寸數(shù)據(jù): 機(jī)長22.0米 機(jī)高 6.05米冀展14.2米翼面積78.8 m²重量及載荷: 空重： 17,500 kg一般起飛重量： 26,000 kg最大起飛重量： 36,000 kg性能數(shù)據(jù): 最高速度： 2,600 km/h巡航速度： 1,400 km/h航程： 4,000 km實(shí)用升限： 18,000 m爬升率： 350 m/s翼負(fù)荷： 470 kg/m²本機(jī)設(shè)計(jì)要求:尺寸數(shù)據(jù)：機(jī)長22.3米機(jī)高6.32米翼展14.6米翼面積80.0 m²重量及載荷：空重： 18,000 kg一般起飛重量： 27,000 kg性能數(shù)據(jù)最

7、高速度： 2,500 km/h巡航速度： 1,350 km/h作戰(zhàn)半徑： 1800km實(shí)用升限： 18,000 m爬升率： 350 m/s翼負(fù)荷： 470 kg/m²限制過載+10g/-4g 1.2發(fā)動(dòng)機(jī)要求（1） 推重比達(dá)到10以上；（2） 應(yīng)滿足具有超音速巡航能力，發(fā)動(dòng)機(jī)不開加力在高度11-13千米，飛機(jī)應(yīng)能1.51.6Ma持續(xù)巡航飛行，及要求發(fā)動(dòng)機(jī)不開加力使得最大推力要大；（3） 為飛機(jī)提供短距起降和過失速機(jī)動(dòng)能力（采用推力矢量噴管）；（4） 有良好的隱身能力，發(fā)動(dòng)機(jī)的紅外和雷達(dá)反射信號特征盡可能??；（5） 采用雙余度全權(quán)限數(shù)字電子控制（FADEC）；（6） 與第三代戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)

8、動(dòng)機(jī)相比，零件數(shù)量減少4060%，可靠性提高一倍，耐久性提高一倍；（7） 壽命周期費(fèi)用降低約2530%。1.3有效載荷 武器載荷6000kg以上，駕駛員一名100kg.1.4任務(wù)剖面（1）起飛并加速到上升速度；（2）沿預(yù)定航向，以能達(dá)到最大任務(wù)航程的最佳發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)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離目標(biāo)一定距離處（根據(jù)需要選定，大致可取200到500Km）;（4）加速并上升到超聲速巡航的高度和速度（一般高度為10到14Km,速度為M1.4到1.6）；（5）以超聲速巡航一定距離（如（3）所述200到500Km）;（6）利用中、遠(yuǎn)程制導(dǎo)武器攻擊目標(biāo)，作戰(zhàn)時(shí)間一般不

9、大于2分鐘；（7）以超聲速或亞音速退出戰(zhàn)斗返航，飛行預(yù)定距離；（8）改變高度、速度至有利巡航的高度及速度；（9）帶著陸余油到達(dá)基地上空。1.4 概念草圖§ 正常式布局§ 翼身融合的后掠翼布局§ 傾斜式雙立尾§ 懸臂式中單翼§ 二維矢量噴管§ 雙發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)，機(jī)腹進(jìn)氣，S型進(jìn)氣繪制草圖如下：第二章 總體參數(shù)估算2.1起飛重量的計(jì)算2.1.1飛機(jī)起飛重量的構(gòu)成以及近似計(jì)算過程的框圖如下：草圖或初始布局 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W0為飛

10、機(jī)的起飛總重，它由以下幾部分組成：Wp為有效載荷(含乘員)重量Wf 為燃油重量，包括任務(wù)燃油(可用燃油)、備份燃油(安全余油)及死油三部分；We為空機(jī)重量，主要包括結(jié)構(gòu)(機(jī)體、起落架、操縱系統(tǒng)等)重量、動(dòng)力裝置重量及設(shè)備重量三部分；因?yàn)椋核裕浩渲校?、分別稱為燃油重量系數(shù)、空機(jī)重量系數(shù)。在有效載重Wp已知的情況下，求出空機(jī)重量系數(shù)和燃油重量系數(shù) (或燃油重量)，就可求出。為有效載荷(含乘員)重量，共6000kg+100kg(單人體重)=6100kg為空機(jī)重量，主要包括結(jié)構(gòu)(機(jī)體、起落架、操縱系統(tǒng)等)重量、動(dòng)力裝置重量及設(shè)備重量三部分,約12000千克；基本與無關(guān)， 和與有關(guān)。2.1.2空機(jī)重量

11、系數(shù)We/W0的計(jì)算空機(jī)重量系數(shù) 采用統(tǒng)計(jì)方法給出，其值大致為0.3 0.7，其中戰(zhàn)斗機(jī)為0.50 0.65，噴氣運(yùn)輸機(jī)為0.450.55。隨飛機(jī)起飛重量的增加而減小。對于用常規(guī)金屬材料制造的飛機(jī)，可以得到的擬合公式由于隨起飛重量的增加而減小，所以C<0。采用變后掠翼時(shí)，會(huì)增加；采用先進(jìn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)時(shí)，會(huì)減小。按照軍用貨機(jī)/轟炸機(jī)類飛機(jī)計(jì)算取2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率C發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率C較易確定：若是現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)，則按發(fā)動(dòng)機(jī)手冊給出的值代入；若是待定發(fā)動(dòng)機(jī)，則可以按典型的統(tǒng)計(jì)值代入：發(fā)動(dòng)機(jī)類型巡航耗油率待機(jī)耗油率渦輪噴氣0.9(1/h)0.8(1/h)低涵道比渦扇0.8(1/h)0.7(1/h)

12、高涵道比渦扇0.5(1/h) 0.4(1/h)2.3 升阻比L/D升阻比是氣動(dòng)效率的衡量。在方案設(shè)計(jì)初期，升阻比L/D只能按照統(tǒng)計(jì)方法估算。亞音速時(shí)，升阻比L/D直接取決于2個(gè)設(shè)計(jì)因素：機(jī)翼翼展（或展弦比）和浸濕面積機(jī)翼翼展（或展弦比）決定誘導(dǎo)阻力的大小，而浸濕面積決定摩擦阻力的大小?；蛘呖梢哉J(rèn)為升阻比L/D取決于1個(gè)設(shè)計(jì)因素：浸濕展弦比。估算階段取浸濕面積比為0.52L/D最大(最大升阻比)時(shí)氣動(dòng)效率最高。不同飛行狀態(tài)需要不同的升阻比L/D：最大航程最大航時(shí)噴氣飛機(jī)0.866(L/D)max(L/D)max螺槳飛機(jī)L/D)max0.866 (L/D)max由浸濕面積比估算出L/D約為132.

13、4 燃油重量系數(shù)Wf/W0飛機(jī)所需要的燃油量，取決于飛行任務(wù)(航程/活動(dòng)半徑)、飛機(jī)外形(氣動(dòng)特性)、發(fā)動(dòng)機(jī)特性(耗油率、推力)及飛行狀態(tài)(速度、迎角)等。 或一般不能采用統(tǒng)計(jì)方法給出(誤差太大)，通常用飛行剖面分析法來確定，不同飛行剖面的耗油量是不同的。對于有集中載荷投放的任務(wù)剖面，例如空戰(zhàn)/轟炸任務(wù)剖面，則必須首先計(jì)算出飛機(jī)在各飛行階段消耗的燃油重量：然后計(jì)算出總的任務(wù)燃油重量： 2.4.1飛機(jī)的典型任務(wù)剖面在相關(guān)規(guī)范中，規(guī)定了不同種類飛機(jī)的典型任務(wù)剖面。如GJB34-85有人駕駛飛機(jī)飛行性能和圖表資料中規(guī)定了18種典型任務(wù)剖面及12種最大效能任務(wù)剖面。不同類型的飛機(jī)適用不同的任務(wù)剖面。(

14、1) 發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)、暖機(jī)、滑行及起飛 (統(tǒng)計(jì)值) (2) 爬升至巡航高度 (統(tǒng)計(jì)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) 作戰(zhàn)階段E(待機(jī)或續(xù)航時(shí)間)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) 著陸 (統(tǒng)計(jì)值)此處我們忽略了下降段，而認(rèn)為巡航段結(jié)束于下降段，并把下降段所飛過的水平距離作為航程的一部分。2.4.2計(jì)算燃油重量系數(shù)Wf/W0同樣考慮安全余油(5%)、死油(1%)，則總的燃油重量為：即燃油重量系數(shù)Wf /W0為: =0.252.4.3全機(jī)重量計(jì)算求出空機(jī)重量系數(shù)We /W0及燃油重量系數(shù)Wf /W0后(或燃油重量Wf)，即可代入2.2.1中全機(jī)重量的計(jì)算公式迭代求解全機(jī)重量W0 。Wf/W00.25W0初值W0計(jì)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由公式可以計(jì)算出：Wf/W0 =0.593戰(zhàn)斗機(jī)的空機(jī)重量系數(shù) 統(tǒng)計(jì)值為0.50 0.65，因此我們解得Wf/W0 =0.593是合理的，通過參照F-22和T-50，我們發(fā)現(xiàn)我們所得的W0 數(shù)值偏高，W0 應(yīng)該在28噸左右?？紤]到四代機(jī)上大量使用了復(fù)合材料，可以降低空機(jī)重量系數(shù)，考慮復(fù)合材料的使用，W0 的計(jì)算如下： Wf/W00.25W0初值W0計(jì)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 由公式可以計(jì)算出：Wf/W0 =0.55戰(zhàn)斗機(jī)的空機(jī)重量系數(shù) 統(tǒng)計(jì)值為0.50 0.65，因此我們解得Wf/W0 =0.55是合理的由于四代機(jī)可以通過大量使用鈦合金和先進(jìn)復(fù)合材料（如碳纖維材料，航空陶瓷材料，金屬基復(fù)合材料熱塑性復(fù)合材料等），可以提高飛機(jī)的隱身性和耐熱性，減輕機(jī)體重量，增大機(jī)體強(qiáng)度。因此，此處認(rèn)為大量使用先進(jìn)復(fù)合材料可以在原有復(fù)合材料的基礎(chǔ)上再使空機(jī)系數(shù)減少5%。計(jì)算如下：Wf/W00.25W0初值W0計(jì)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由公式可以計(jì)算出：Wf/W0 =0.53戰(zhàn)斗機(jī)的空機(jī)重量系數(shù) 統(tǒng)計(jì)值為0.50 0.65，因此我們解得Wf/W0 =0.53