飛機(jī)機(jī)動性和戰(zhàn)斗性總體設(shè)計(jì)書

飛機(jī)機(jī)動性和戰(zhàn)斗性總體設(shè)計(jì)書為單座雙發(fā)重。抖振；在寬闊的速度范圍內(nèi)具有充分的能量機(jī)動力量(單座)各種武器設(shè)備和執(zhí)行各種任務(wù)機(jī)體有4000飛行小時(shí)的疲乏壽14501100千米，戰(zhàn)斗負(fù)荷可達(dá)6噸，內(nèi)置3個(gè)武器艙，能實(shí)現(xiàn)飛行性能和隱身性能的良好416000飛行小時(shí)的疲乏試3414501100千米，戰(zhàn)斗負(fù)荷可達(dá)6噸，內(nèi)置3個(gè)武器艙，能實(shí)現(xiàn)飛行性能和隱身性能的良好結(jié)合。為確保分系統(tǒng)、成品、機(jī)載設(shè)備的牢靠性，必6016個(gè)。須承受已經(jīng)批生產(chǎn)或預(yù)生產(chǎn)的，至少是經(jīng)過試制驗(yàn)證的；高空最大速度M2.35；承受遠(yuǎn)距的低可觀測6016個(gè)。矢量推力技術(shù)蹤功能目的和用途：主要用于爭奪戰(zhàn)區(qū)制空權(quán)同時(shí)具有對地攻擊力量，突出強(qiáng)調(diào)高機(jī)動性、大活動半徑、多用途性，可執(zhí)行空戰(zhàn)和對地攻擊任務(wù)的空中優(yōu)勢戰(zhàn)機(jī)主動掌握技術(shù)，較高的盤旋率，較高的爬升率、矢量推力技術(shù)蹤功能推力：每個(gè)9,800kgf后燃器推力:每個(gè)17,950推力：每個(gè)9,800kgf后燃器推力:每個(gè)17,950kgf*向量推動：范圍：-20°至+20°；噴口轉(zhuǎn)速度：30°/秒〔4方向〕(空中加油15小時(shí)，(不作空中加油)515最大航程：5500千米，在不加油3800～4200公里。使用特性：期望設(shè)計(jì)與其同期機(jī)種所建立的地面，空中與航線環(huán)境完全一樣，機(jī)動速度和速度限制不，飛行速度高度及作戰(zhàn)半徑：高空最大平飛速度M2.5， 有用升最高升限：20230米，183001100起飛滑跑距離：280米11.3人時(shí)(相)；機(jī)載設(shè)備的平均故11.3人時(shí)的維護(hù)標(biāo)準(zhǔn)相適應(yīng)；10000小時(shí)給出該機(jī)的任務(wù)剖面圖巡航1500米爬巡航1500米爬升空戰(zhàn)簡潔的任務(wù)剖面圖其次章飛機(jī)初始總體參數(shù)與方案設(shè)計(jì)重量估算設(shè)計(jì)起飛總重”是指飛機(jī)在設(shè)計(jì)確定任務(wù)開頭時(shí)的總重量，“最大起飛重量”外，起飛總重或假定為設(shè)計(jì)重量?？梢詫w機(jī)起飛總重表示為如下幾項(xiàng)WTO=WOE+WF+WPL 〔1〕WOE=WE+Wtfo+Wcrew 〔2〕WE=WS+WFEQ+WEN〔3〕WTO=Wcrew+WF+WPL+WE〔4〕可得迭代公式飛行任務(wù)段飛行任務(wù)段燃油系數(shù)發(fā)動機(jī)啟動和暖機(jī)WW1 =0.998TO滑跑WW120.998起飛WW=0.99532爬升加速到巡航速度W=0.985W43巡航W5W40.980待機(jī)W6W50.99下降W7W60.99著陸滑行W8W70.995WW8 0.9980.9980.9950.9850.980.990.990.9950.9329TOWF1.06(10.9329)0.07W0WE2.34W0.13W 00W 5000 〔單位：英鎊〕0 0.932.34W0.130計(jì)算飛機(jī)總重迭代公式500000．582044535440000．583543227432000．584043352433000．584443340433330．584443332起飛總重：WTO

43333lb空重：WE

433330.58425307lb任務(wù)油重：WF

433330.2510833lbW假定值0W假定值0WWEW計(jì)算值00確定翼載和推重比推重比(T/W)和翼載(W/S)是影響飛機(jī)飛行性能的兩個(gè)最重要的參設(shè)計(jì)工作。然而，在初始設(shè)計(jì)布局之前，要進(jìn)展根本可信的翼載遠(yuǎn)，必需重設(shè)計(jì)。確定推重比T/W從而使完成設(shè)計(jì)任務(wù)的飛機(jī)的起飛總重增加。量在減小。另外，發(fā)動機(jī)的推力也隨高度和速度在變化。在確定參數(shù)的過程中，應(yīng)當(dāng)留意避開混淆起飛推重比和其它將它折算到起飛條件下去，以便于選擇發(fā)動機(jī)的數(shù)量和大小推重比計(jì)算M=2.2TW aMcT01c=0.594WT c0.62.0.591.035WT0確定翼載荷〔W/S〕通用航空飛機(jī)130噴氣運(yùn)輸機(jī)/轟通用航空飛機(jī)130噴氣運(yùn)輸機(jī)/轟600－雙發(fā)炸機(jī)飛機(jī)類型W/S(kg/m2)飛機(jī)類型雙渦輪螺旋槳W/S(kg/m2)滑翔機(jī)30飛機(jī)200自制飛機(jī)50噴氣教練機(jī)250通用航空飛機(jī)80噴氣戰(zhàn)斗機(jī)350－單發(fā)：1 依據(jù)失速確定翼載〔對于戰(zhàn)斗機(jī)C

取1.2 Vs

=110kgh〕度與翼載的關(guān)系，求得滿足失速性能的翼載W1W V2C

1 1.23V21.69kghS 2

Lmax 2 s2 巡航時(shí)間最大時(shí)的翼載〔巡航速度42kgh〕定起飛距離時(shí)所允許的最大翼載。W1W V2

1AeCD0 1.23423.10.840.0360kgAeCD0S 2 23依據(jù)升限確定翼載定發(fā)動機(jī)狀態(tài)下，對于軍用飛機(jī)，亞音速飛行最大爬升率為5m/s時(shí)的飛行高度。W1W V2C

〔 C

分別指1500米時(shí)的大氣密度，S 2 Hzi L

KG/2H

zi〕589Kg/2飛機(jī)升阻特性估算零升阻力的計(jì)算〔與升力無嚴(yán)密聯(lián)系的阻力和誘導(dǎo)阻力〔與升力親熱相關(guān)的阻力。其中零升阻力包括摩擦阻力和壓〔與升力無嚴(yán)密聯(lián)系的阻力〕和誘導(dǎo)阻力〔與升力親熱相關(guān)的阻力。其中零升阻力包括摩擦阻力和壓差阻力，式中：S－飛機(jī)浸濕面積；S參考－飛機(jī)參考面積。對摩擦阻力影響最大?！睸〕乘以一個(gè)依據(jù)機(jī)翼和尾翼相對厚度確定的因子得到C 1.6lmaxClmaToC

1.82.4的分別壓差阻力，可以用“當(dāng)量蒙皮摩擦阻力系數(shù)法確定”浸濕CCS浸濕D0 feS參考S —飛機(jī)浸濕面積浸濕S 飛機(jī)參考面積參考C 當(dāng)量蒙皮摩擦阻力系數(shù)fe飛機(jī)浸濕面積可以用俯視圖，側(cè)視圖估算S34SS/2]側(cè) 側(cè) 俯機(jī)翼尾翼可以用其平面外形估算S S 浸濕 外露S 3.4[S S/2]3.193.2329.62浸濕1 側(cè) 俯S S 〔1.9770.52(t/c))(57.6712.63)(1.9770.520.1)142.16m浸濕2 外露S 329.63142.16471.79m2浸濕S 131.2參考C CD0 fe

S S 142.16參考飛機(jī)升阻比的計(jì)算L/D下可〔襟翼及起落架收上：2 403e4.6(0.040.6)CO0.13.0.845LE查得M=2。2時(shí)，C 0.035D01(L ) 7.51DMAX D0)2T 1巡航升阻比( ) 0154W巡航086675確定滑跑距離假設(shè)發(fā)動機(jī)推力P與地面平行，此時(shí)飛機(jī)運(yùn)動方程為GdVPQFgdtNGY可將該式改寫為

1dVPf1V2S(C

fC)gdt G 2 G x y式中C ，C 為停機(jī)迎角時(shí)的升力系數(shù)和阻力系數(shù)x y由此可得地面加速滑跑段的時(shí)間為T1dt ld

〔1〕T 1V1 0 g0

f

dVSSG 2G x y1dV2

Pf1V2S(C

fC)

2 G x y由此可得地面加速滑跑段的距離為1 V2 dV2L ld

〔2〕1 2g0 P

f

G 2G x y對1〔2〕兩式進(jìn)展解析積分得到1 1

abVab11T [ Lnab11

11ld]1 2g

aabV1 1 a

1 11ldbV2L [ Ln11 2g b

ld]a1 1其中aPf1 G

fC)1 2G x yP為推重比G

1。035 f為地面摩擦系數(shù)取平均值0。035a=1 C=0。051 x

C=0。16y2GSC2GSCyldld這里飛機(jī)起飛重量m=19000kg 機(jī)身面積S=57.4m2 離地瞬間的升力系數(shù)C

yld

=1.03將數(shù)據(jù)入〔2〕式。得L=274米飛機(jī)氣動布局的選擇機(jī)氣動特性取決于各承力面之間的相互位置以及相對尺寸和形垂尾等是關(guān)心承力面，主要用于保證飛機(jī)的安定性和操縱性。狀態(tài)為次的飛機(jī)最適宜。性，故承受正常式布局飛機(jī)型式的選擇(機(jī)翼、機(jī)身、尾翼、動力裝置、起落架等)的數(shù)目、外形和相對位置的統(tǒng)稱J22承受中等后掠角(40o左右)、小展弦比(2~4)薄機(jī)翼(相對厚度3~5%)的正常式、布局型式；部激波的產(chǎn)生，避開過早消滅波阻。操穩(wěn)特性變壞(這一問題可通過幾何/氣動扭轉(zhuǎn)、加翼刀及機(jī)翼前緣缺口等方法來改善隱身設(shè)計(jì)本機(jī)實(shí)行的措施轉(zhuǎn)變雷達(dá)能量的通過介質(zhì)(通常是大氣)有施放含金屬微粉的煙塵等的；同時(shí)，爭論和承受吸波材料也可以降低系統(tǒng)的可探測性。雷達(dá)隱身外形著效果。隱身外形設(shè)計(jì)主要考慮：(1)(2)減小角反射。本機(jī)的雷達(dá)隱身外形主要包括：機(jī)翼機(jī)身、機(jī)身座艙融合體，低扁而平滑的座艙；主要作戰(zhàn)方向上；(3取消一切外掛物和掛架，承受機(jī)內(nèi)彈艙和保形掛載方式(4在座艙內(nèi)外表蒸鍍高導(dǎo)電率的透亮薄膜；(5隱身雷達(dá)天線罩(6可伸縮的通信和導(dǎo)航天線；(7承受內(nèi)埋式發(fā)動機(jī)，或完全機(jī)內(nèi)或翼內(nèi)安裝方式(8承受鋸齒形唇口、進(jìn)氣道屏蔽格柵或金屬絲網(wǎng)罩等飛機(jī)紅外特征掌握技術(shù)J22用相應(yīng)的紅外隱身措施，主要包括：尾噴管處承受遮擋構(gòu)造，遮擋和屏蔽紅外輻射用二元噴管或異形噴管減弱紅外輻射；在燃料中參加添加劑，以減弱排氣的紅外輻射或轉(zhuǎn)變紅外波長本機(jī)隱身特征J22是高技術(shù)的結(jié)晶，它不僅綜合運(yùn)用了最的隱身技術(shù)成果，RCS的隱身力量，而且可以不開加力進(jìn)展超音速RCS的要求，機(jī)翼設(shè)計(jì)機(jī)翼設(shè)計(jì)的原則〔1表示‘首選’3表示‘最不適宜’〕機(jī)翼外形進(jìn)展過大量計(jì)算。在構(gòu)造上，為了減輕重量，大量使用25％。對機(jī)翼安裝形式的選擇力最大，但在機(jī)翼-機(jī)身結(jié)合部位進(jìn)展整流后，可使其干擾阻力-身融合，并有利于承受能降低波阻的面積律。的氣動干擾，鴨式布局時(shí)需留意與鴨翼之間的相互影響。上單翼、中單翼和下單翼的優(yōu)缺點(diǎn)的比較見下表：易/輕難/重/較輕好/低差/適中/高可以不行以可以長/難/較易短/易難/重/較輕易/輕相當(dāng)于相當(dāng)于上單翼中單翼下單翼翼上單翼中單翼下單翼翼-身干擾阻力中小大構(gòu)造布置難易/重量機(jī)身容積利用率/機(jī)身高度中心翼盒能否貫穿機(jī)身翼吊發(fā)動機(jī)壽命/修理性機(jī)翼上安裝起落架對操穩(wěn)特性影響〔效果最明顯的是干擾阻力減小平面一般錐形扭轉(zhuǎn)機(jī)翼來提高空戰(zhàn)機(jī)動性。前緣后掠角45°，展弦40°。尾翼全動式平尾帶有鋸齒形后緣，大面積的外側(cè)雙垂尾可以滿足高速飛行和空戰(zhàn)機(jī)動的需要。機(jī)翼具體參數(shù)的計(jì)算機(jī)翼設(shè)計(jì)：本機(jī)翼承受常規(guī)布局，屬于懸臂梁式機(jī)翼，中單翼，NACA64413翼型機(jī)翼的功用升力面: 生升力,還可增加橫側(cè)安定性(上反角和后掠角)。(2)增升裝置: 襟翼、縫翼。操縱面: 副翼、擾流片橫向操縱。外掛裝載: 掛、發(fā)動機(jī)、內(nèi)部如油，旅客機(jī)現(xiàn)大多油全部裝在機(jī)翼中。連接其它部件: 主起落架設(shè)計(jì)要求主要產(chǎn)生升力總剛度:彎\扭變形局部剛度:凸凹外表光滑要滿足很多特別設(shè)計(jì)要求——增升、增阻減升、橫向操縱強(qiáng)度、重量最輕,則燃油系統(tǒng)的牢靠性格外重要,為保證其安全,必需保證確定牢靠,必要時(shí)可犧牲重量。一：機(jī)翼展弦比ACDi、零升阻力系數(shù)CD0和升力線斜率及機(jī)翼的構(gòu)造重量均有影響高速飛機(jī)，波阻占很大的比例，減小展弦比A，可以使波阻系數(shù)明顯下降A(chǔ)減小，會使翼根彎矩減小，構(gòu)造重量減輕，且在機(jī)翼的布置及內(nèi)部空間的利用都有利

57.4m

213

A

b2 132 s 57.4M〈M

時(shí)，acr氣 流 被 認(rèn) 為 是 不 可 壓 縮 的A 14 20 8 3 14 20 8不行壓

0.02cosA

1 43

)0.02

4

)0.0543A 幾何

2.86有效不行壓

1

10.05〔

14

35〕14在超臨界氣流中，考慮到空氣壓縮性14333

)2 4 4 2 23c3c

1 [1

3 3]

2.43(0.1)3]0.873acr3

cosc

cos13c3

cos1

4031At1M0.87<M13 { n向c a acr a可壓 aA

0.872.86A有效可壓

1可壓

1可壓〔其中Macr

為C=0時(shí)機(jī)翼臨界馬赫數(shù)〔k=1.4為空氣絕熱系數(shù)〕l參考同類飛機(jī)上反角0，安裝角根部+20 尖削比W

0.35

尖部-0.70t/c對t/c可以提高臨界t/c4~6%5%較多見翼尖0.10，翼根0.13，根弦Cr

4m，尖弦1m

tc5tc三內(nèi)副翼取翼展0.2~0.4;，內(nèi)襟翼弦長取為0.3,機(jī)翼后梁放在0.705C處，前梁放在0.3C處。本機(jī)最大許用升力系數(shù)為C

LMAX

1.4起飛最大升力系數(shù)C

LMAXTO

2.0著陸最大許用升力系數(shù)C

LMAXL

2.4

0.13時(shí)，部件升力系數(shù)為0.19,tctc0.11tctcC 0.9(1.1.7)21.71LMAXWC 1.7CO401.31LMAXLC 1.05(21.4)0.630LmaxT0 1.05(2.41.4)1.05Cmaxl參數(shù)Swf S0.8SfCC fC拉起f

15放下f

35五．尾翼配平力量強(qiáng)：平尾升力可上可下為保證縱向靜穩(wěn)定性，全機(jī)焦點(diǎn)應(yīng)落在全機(jī)重心之后角應(yīng)大于平尾迎角，也即要求機(jī)翼先失速，尾翼后失速。局本機(jī)承受雙垂尾有時(shí)還可以起到降低飛機(jī)雷達(dá)反射截面積(RCS)的目的(通過垂尾向內(nèi)或向外傾斜肯定角度的方式)。翼型選用NACA0009/0018在初步設(shè)計(jì)中，取尾翼臂X 7m,Xh

7.5m參照同類型飛機(jī)尾容量系數(shù)和操縱面尺寸數(shù)據(jù)，取K 0.75hK 0.06vhS KSChh

X 11.8hvS KSbvv Xv

10.8機(jī)身設(shè)計(jì)各部件傳到機(jī)身上的載荷本機(jī)身的設(shè)計(jì)要求應(yīng)使機(jī)身的氣動阻力最小機(jī)翼、尾翼等其他部件，等等。機(jī)身的主要幾何參數(shù)機(jī)身的主要幾何參數(shù)是其總長度LB

在進(jìn)Bmax參數(shù)——機(jī)身的長細(xì)比/長徑比λBλB代表了機(jī)的特性都有直接的影響機(jī)身長細(xì)比的統(tǒng)計(jì)值飛機(jī)類型飛機(jī)類型λB頭λB尾亞音速飛機(jī)(M≤0.7)6~91.2~22~3高亞音速飛機(jī)8~131.7~2.53~4(M=0.8~0.9)超音速飛機(jī)10~204~65~7確定機(jī)身長細(xì)比重量等方面的特性考慮到本機(jī)為戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)身最大直徑取1.73米。機(jī)長為19.3米，Ld B 11.3dBB機(jī)身外形的初步設(shè)計(jì)最為有利，從而可以減輕構(gòu)造重量。45%機(jī)身長度處或更后一點(diǎn)。員座艙的安排相協(xié)調(diào)，保證飛行員的視野(視界)要求，并在外形上與凸起的座艙蓋光滑過渡確定。從減小氣動阻力的角度，承受了圓柱形外表氣流的分別，減小阻力本機(jī)機(jī)身外形的初步設(shè)特點(diǎn)座艙后邊裝一塊最大開度為35°的減速板。機(jī)身為全金屬半硬翼外，全為鈦合金構(gòu)造起落架設(shè)計(jì)上的各種載荷，并在著陸滑跑中將其大局部動能散逸掉。起落架型式是指支點(diǎn)數(shù)目及其相對于飛機(jī)重心的位置特征。本機(jī)起落架的設(shè)計(jì)要求盡量減小幾何尺寸和減輕重量考慮起落架收放對全機(jī)重心的影響本機(jī)承受液壓收放前三點(diǎn)式起落架，操縱簡潔，地面運(yùn)行穩(wěn)定裝有油－氣減震器，均為單輪，都向前收起，本機(jī)起落架的設(shè)計(jì)參數(shù)前三點(diǎn)式起落架幾何參數(shù)1〕ψ=2°〔0°～4°〕[起滑

安裝；

2]安裝2〕著地角15[著陸

]安裝3〕防后倒立角16[一般取1至2，對艦載機(jī)15]〕縱向輪距b=0.30L

5.7mf

L為機(jī)身全長，為 19m[通常fb=(0.3.～0.40)L]f飛機(jī)重心H=2.91m 起落架高度：h前起

2.73mh后起

2.89m6〕a=(0.88～0.94)b此機(jī)取a=0.90b=5.13m主支柱伸出量e=(0.06～0.12)b此機(jī)選取e=0.10b=0.57m主輪距B=2.85m其中B須滿足B≥V

a2v2h25.12a2v2h25.120.822.92

2.58推動系統(tǒng)設(shè)計(jì)：推動系統(tǒng)設(shè)計(jì)原則〔或燃?xì)舛a(chǎn)生推力的。為了進(jìn)展動力裝置的設(shè)計(jì)，首先需要有以下的根本數(shù)據(jù)：飛機(jī)的用途、所要求的飛機(jī)性能和飛機(jī)的起飛重量。對動力裝置的主要要求是：保證燃油消耗率最低〔尤其是遠(yuǎn)程飛機(jī)、比重最小〔尤其是大推重比的飛機(jī)的牢靠性和低本錢。機(jī)體和動力裝置恰當(dāng)?shù)亟M合。要使本機(jī)戰(zhàn)斗生存力強(qiáng)，承受兩側(cè)進(jìn)氣時(shí)進(jìn)氣道效率較高分類高度范圍分類高度范圍速度范圍活塞螺槳0~8km0~M0.4渦輪螺槳0~12km0~M0.7渦輪風(fēng)扇0~20km0~M1.6渦輪噴氣0~22km0~M2.3加力渦噴綜合上表0~24km0~M3.0本機(jī)所承受的推動系統(tǒng)1．先進(jìn)雙轉(zhuǎn)子加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，其設(shè)計(jì)目標(biāo)是：不加力(即低的紅外和雷達(dá)信號特征)25%、零件數(shù)量40～60%20%0.2～0.323～27；1649～17601.10～1.15燒室頭部、浮壁燃燒室構(gòu)造、凹凸壓渦輪轉(zhuǎn)向相反、整體式加力燃燒室設(shè)計(jì)、二元矢量噴管發(fā)動機(jī)性能：72.5千牛(7400公斤)，111.1千牛(11340公斤)，加力耗油率[kg/(daN·h)]2.40(據(jù)估算應(yīng)為1.80～1.90)0.622(0.88～0.90)推重比>1026最大直徑(mm)1143長度(mm)4826質(zhì)量(kg)13606級軸流式，承受整體葉盤構(gòu)造燃燒室環(huán)形，承受浮壁構(gòu)造高壓渦輪單級軸流式。低壓渦輪單級軸流式，與高壓轉(zhuǎn)子對轉(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)?！?0°轉(zhuǎn)。本機(jī)承受推力矢量技術(shù)。推力矢量技術(shù)是指發(fā)動機(jī)推力通過噴管或尾噴流的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的一體化進(jìn)展。技術(shù)是解決設(shè)計(jì)沖突的最正確選擇。二.技術(shù)分類及對飛機(jī)總體性垂直于飛機(jī)軸線附加力矩，因而使飛機(jī)具有推力矢量掌握力量。應(yīng)用推力矢量技術(shù)后的一些戰(zhàn)術(shù)效果戰(zhàn)術(shù)效果的提高可從幾方面來說明：起飛著陸機(jī)動性、安全性加大。由于在起飛著陸過程中，都相對提高。加強(qiáng)了突防力量、敏捷性、生存率和攻擊的突然性，這是由于航程有所加大，則增加了攻擊或防衛(wèi)的范圍。使用了推力矢相應(yīng)可增加燃油，又可加大航程。近距搏斗戰(zhàn)斗力提高，開拓了全的空中搏斗戰(zhàn)術(shù)。主要是機(jī)回復(fù)到較小的迎角〔復(fù)原和復(fù)位。常規(guī)飛機(jī)通常限制在遠(yuǎn)低于失速迎角的條件下飛行，作也更靈敏。機(jī)上承受的雷達(dá)其它的傳感器和航空電子設(shè)備相聯(lián)。該處理機(jī)可對天線的收/發(fā)2023個(gè)低功率X波段收/周期本錢可對增加的簡單性、重量和選購本錢進(jìn)展補(bǔ)償。(GaAs)70mm×3mm的收/發(fā)組件可產(chǎn)生10W的射頻功率。具有先進(jìn)的抗電子干擾力量，將在強(qiáng)雜波和多目標(biāo)威逼的環(huán)境下具有全天候、全向、全高度空/空和空/地作戰(zhàn)力量。雷達(dá)性能：(ACM，近程空戰(zhàn)搏斗)，邊測距邊搜尋(RWS)，搜尋高度顯示，邊速度搜尋邊測距(VSR)(STT)，攻擊群目標(biāo)區(qū)分，改善上視搜尋(遠(yuǎn)距搜尋)，戰(zhàn)情提示，通過凹口跟蹤技術(shù)?？?(選“凍結(jié)(GMTI)空/(選用地圖“凍結(jié)”，中/低海情)，固定目標(biāo)跟蹤，地面動目標(biāo)顯示(GMTI)，地面動目標(biāo)跟蹤(GMTT)。160Km(用VSR方式對上視/下視迎頭目標(biāo))160Km(用RWS方式對迎頭或尾追目標(biāo))用增加實(shí)波束地圖測繪方式對導(dǎo)航地形圖和地面目標(biāo)探測)40Km(使用GMTI方式對陸地和海面目標(biāo))10Km(用ACM1個(gè)目標(biāo))31Km(用STT1個(gè)目標(biāo))掃描范圍搏斗狀態(tài)：30°×20°(正常)，10°×60°(垂直掃描)10個(gè)目標(biāo)8:1(DBS1)，64:1(DBS2)100個(gè)像素天線型式有源相控陣列天線直徑約:1mT/R組件:2023個(gè)組件功率:10W/組件MTBF整機(jī):400h天線:2023h:液冷飛機(jī)內(nèi)部裝載的布置飛機(jī)內(nèi)部裝載布置的原則和方法要求。于合理地進(jìn)展構(gòu)造布置。合利用，并使電纜、導(dǎo)管連接最短，以便減輕重量。滿足飛機(jī)重心位置的要求。把全部裝載和各個(gè)系統(tǒng)安排妥當(dāng)。本機(jī)駕駛坐艙CCD錄儀在任務(wù)中自始至終記錄平視顯示器的圖像本機(jī)設(shè)置有如下特點(diǎn)座艙的尺寸適當(dāng)，寬闊通常的操作習(xí)慣良好、舒適的工作環(huán)境程都要合理有任何構(gòu)件的阻礙本機(jī)武器系統(tǒng)空對地武器。940發(fā)；4AIM-9L4AIM-7F“麻雀”中距空－空8AIM-120多種炸彈。飛機(jī)三面視圖第四章 費(fèi)用與效能分析子設(shè)備和火控系統(tǒng)的承受以及大量分系統(tǒng)和設(shè)備在功能上相互綜合，使得現(xiàn)代飛機(jī)研制、生產(chǎn)、使用保障等費(fèi)用日益增長飛機(jī)壽命周期費(fèi)用(LCC)費(fèi)用(cost)消耗的資源()飛機(jī)壽命周期費(fèi)用(lifecyclecost，LCC)用。飛機(jī)壽命周期費(fèi)用的構(gòu)成與鑒定費(fèi)用()費(fèi)用、處置費(fèi)等。使用保障費(fèi)用的計(jì)算各種間接費(fèi)用；對于民用飛機(jī)而言,保險(xiǎn)費(fèi)和折舊費(fèi)也是使用保障費(fèi)用的一局部。用和生產(chǎn)費(fèi)用要高得多。使用保障費(fèi)用燃油費(fèi)用該剖面的飛行時(shí)間和消耗的燃油量計(jì)算出每小時(shí)平均的燃油消耗量乘以燃油價(jià)格，即可得到這架飛機(jī)每年的燃油費(fèi)用。J-22500202010000小時(shí)。依據(jù)J-220.4噸。飛機(jī)總耗油量=0.4*10000=4000噸總?cè)加唾M(fèi)用=350*4000=140萬美元空勤人員費(fèi)用軍用飛機(jī)空勤人員費(fèi)用是由現(xiàn)役飛行人員數(shù)來確定的。飛機(jī)所擁有的空勤人員數(shù))。每架飛機(jī)平均需要2.2500美元。空勤人員費(fèi)用=10000*500*2.2=1100萬美元。維護(hù)費(fèi)用維護(hù)費(fèi)用可分為不定期維護(hù)費(fèi)用和定期維護(hù)費(fèi)用。定期維護(hù)視需要正式定期維護(hù)的工程數(shù)以及定期維護(hù)的次障的平均費(fèi)用而定1、維護(hù)人工費(fèi)J-221550美元?？偟木S護(hù)人工費(fèi)=10000*15*50=750萬美元。2、維