飞机总体大作业四代机设计方案.docx
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飞机总体大作业四代机设计方案
飞行器总体设计大作业
歼-50（终结者）
小组成员：
前言
随着美国F-22战斗机的服役，以及俄罗斯T-50战斗机的首飞，我国处于自身战略的需要以及面临的实实在在的威胁，必须要研制出自己的四代机，否则未来几十年只能任由其它国家的战机闯入我国的凌空。
我们正在无声无息的被四代机重重包围，如何突围，成了中国航空业和中国空军不得不面对的问题。
根据对21世纪战争的预测分析，作战模式将向空战一体化，信息化发展。
赋予战斗机的作战使命将进一步提升，要求战斗机取得“据对制空权”，具有远程奔袭和突防能力，“先敌发现，先敌进攻，先敌制胜”的能力将被赋予更加实际的内涵。
具有更高的生存性，低可探测性（即隐身性能），超声速巡航，高机动性，超视距攻击将成为新一代战斗机的主要发展方向。
鉴于以上思想，我们以俄罗斯T-50为原型机，设计了适合新形势下我军作战要求的第四代战斗机。
第一章飞机设计要求
任务计划书性能指标
T-50设计要求:
尺寸数据:
机长22.0米
机高6.05米
冀展14.2米
翼面积78.8m2
重量及载荷:
空重：
17,500kg
一般起飞重量：
26,000kg
最大起飞重量：
36,000kg
性能数据:
最高速度：
2,600km/h
巡航速度：
1,400km/h
航程：
4,000km
实用升限：
18,000m
爬升率：
350m/s
翼负荷：
470kg/m2
本机设计要求:
尺寸数据：
机长22.3米
机高6.32米
翼展14.6米
翼面积80.0m2
重量及载荷：
空重：
18,000kg
一般起飞重量：
27,000kg
性能数据
最高速度：
2,500km/h
巡航速度：
1,350km/h
作战半径：
1800km
实用升限：
18,000m
爬升率：
350m/s
翼负荷：
470kg/m2
限制过载+10g/-4g
发动机要求
（1）推重比达到10以上；
（2）应满足具有超音速巡航能力，发动机不开加力在高度11-13千米，飞机应能～持续巡航飞行，及要求发动机不开加力使得最大推力要大；
（3）为飞机提供短距起降和过失速机动能力（采用推力矢量喷管）；
（4）有良好的隐身能力，发动机的红外和雷达反射信号特征尽可能小；
（5）采用双余度全权限数字电子控制（FADEC）；
（6）与第三代战斗机的发动机相比，零件数量减少40～60%，可靠性提高一倍，耐久性提高一倍；
（7）寿命周期费用降低约25～30%。
有效载荷
武器载荷6000kg以上，驾驶员一名100kg.
任务剖面
（1）起飞并加速到上升速度；
（2）沿预定航向，以能达到最大任务航程的最佳发动机工作状态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离目标一定距离处（根据需要选定，大致可取200到500Km）;
（4）加速并上升到超声速巡航的高度和速度（一般高度为10到14Km,速度为到）；
（5）以超声速巡航一定距离（如（3）所述200到500Km）;
（6）利用中、远程制导武器攻击目标，作战时间一般不大于2分钟；
（7）以超声速或亚音速退出战斗返航，飞行预定距离；
（8）改变高度、速度至有利巡航的高度及速度；
（9）带着陆余油到达基地上空。
概念草图
正常式布局
翼身融合的后掠翼布局
倾斜式双立尾
悬臂式中单翼
二维矢量喷管
双发发动机，机腹进气，S型进气
绘制草图如下：
第二章总体参数估算
起飞重量的计算
2.1.1飞机起飞重量的构成
以及近似计算过程的框图如下：
W0为飞机的起飞总重，它由以下几部分组成：
Wp为有效载荷（含乘员）重量
Wf为燃油重量，包括任务燃油（可用燃油）、备份燃油（安全余油）及死油三部分；
We为空机重量，主要包括结构（机体、起落架、操纵系统等）重量、动力装置重量及设备重量三部分；
因为：
所以：
其中：
、
分别称为燃油重量系数、空机重量系数。
在有效载重Wp已知的情况下，求出空机重量系数
和燃油重量系数
（或燃油重量
），就可求出
。
为有效载荷（含乘员）重量，共6000kg+100kg（单人体重）=6100kg
为空机重量，主要包括结构（机体、起落架、操纵系统等）重量、动力装置重量及设备重量三部分,约12000千克；
基本与
无关，
和
与
有关。
2.1.2空机重量系数We/W0的计算
空机重量系数
采用统计方法给出，其值大致为~，其中战斗机为~，喷气运输机为~。
随飞机起飞重量的增加而减小。
对于用常规金属材料制造的飞机，可以得到
的拟合公式
由于
随起飞重量的增加而减小，所以C<0。
采用变后掠翼时，
会增加；采用先进复合材料结构时，
会减小。
按照军用货机/轰炸机类飞机计算取
发动机的耗油率C
发动机的耗油率C较易确定：
若是现有发动机，则按发动机手册给出的值代入；若是待定发动机，则可以按典型的统计值代入：
发动机类型
巡航耗油率
待机耗油率
涡轮喷气
（1/h）
（1/h）
低涵道比涡扇
（1/h）
（1/h）
高涵道比涡扇
（1/h）
（1/h）
2.3升阻比L/D
升阻比是气动效率的衡量。
在方案设计初期，升阻比L/D只能按照统计方法估算。
亚音速时，升阻比L/D直接取决于2个设计因素：
机翼翼展（或展弦比）和浸湿面积——机翼翼展（或展弦比）决定诱导阻力的大小，而浸湿面积决定摩擦阻力的大小。
或者可以认为升阻比L/D取决于1个设计因素：
浸湿展弦比。
估算阶段取浸湿面积比为
L/D最大（最大升阻比）时气动效率最高。
不同飞行状态需要不同的升阻比L/D：
最大航程
最大航时
喷气飞机
（L/D）max
（L/D）max
螺桨飞机
L/D）max
（L/D）max
由浸湿面积比估算出L/D约为13
燃油重量系数Wf/W0
飞机所需要的燃油量，取决于飞行任务（航程/活动半径）、飞机外形（气动特性）、发动机特性（耗油率、推力）及飞行状态（速度、迎角）等。
或
一般不能采用统计方法给出（误差太大），通常用飞行剖面分析法来确定，不同飞行剖面的耗油量是不同的。
对于有集中载荷投放的任务剖面，例如空战/轰炸任务剖面，则必须首先计算出飞机在各飞行阶段消耗的燃油重量：
然后计算出总的任务燃油重量：
2.4.1飞机的典型任务剖面
在相关规范中，规定了不同种类飞机的典型任务剖面。
如GJB34-85《有人驾驶飞机飞行性能和图表资料》中规定了18种典型任务剖面及12种最大效能任务剖面。
不同类型的飞机适用不同的任务剖面。
（1）发动机启动、暖机、滑行及起飞
（统计值）
（2）爬升至巡航高度
（统计值）
（3）巡航（Breguet航程方程）
其中R=1,800km=4，C=（l/h）=（l/s），v=1350/3.6m/s
=375m/s，L/D=13，（L/D）=。
（4）作战阶段
E（待机或续航时间）取20min即1200s
C=（l/h）=（l/s）
L/D=13
（4）返航
其中R=1,800km=4，C=（l/h）=（l/s），v=1350/3.6m/s
=375m/s，L/D=13，（L/D）=。
（6）着陆
（统计值）
此处我们忽略了下降段，而认为巡航段结束于下降段，并把下降段所飞过的水平距离作为航程的一部分。
2.4.2计算燃油重量系数Wf/W0
同样考虑安全余油（5%）、死油（1%），则总的燃油重量为：
即燃油重量系数Wf/W0为:
=
2.4.3全机重量计算
求出空机重量系数We/W0及燃油重量系数Wf/W0后（或燃油重量Wf），即可代入2.2.1中全机重量的计算公式迭代求解全机重量W0。
Wf/W0
W0初值
W0计算值
重量差
Wf/W0
30500
43981
-13481
Wf/W0
43981
36504
7477
Wf/W0
36504
39918
-3414
Wf/W0
39918
38193
1725
Wf/W0
38193
39024
-831
Wf/W0
39024
38614
410
Wf/W0
38614
38814
-200
Wf/W0
38814
38716
98
Wf/W0
38716
38764
-30
Wf/W0
38764
38740
24
Wf/W0
38740
38752
-12
Wf/W0
38752
38746
6
Wf/W0
38746
38749
-3
Wf/W0
38749
38748
1
Wf/W0
38748
38749
-1
Wf/W0
38748
38748
0
Wf/W0
38748
38748
0
由公式
可以计算出：
Wf/W0=
战斗机的空机重量系数
统计值为~，因此我们解得Wf/W0=是合理的，通过参照F-22和T-50，我们发现我们所得的W0数值偏高，W0应该在28吨左右。
考虑到四代机上大量使用了复合材料，可以降低空机重量系数，考虑复合材料的使用，W0的计算如下：
Wf/W0
W0初值
W0计算值
重量差
Wf/W0
30500
30526
26
Wf/W0
30526
30516
10
Wf/W0
30516
30520
4
Wf/W0
30520
30519
1
Wf/W0
30519
30520
1
Wf/W0
30520
30519
1
Wf/W0
30519
30519
0
Wf/W0
30519
30519
0
由公式
可以计算出：
Wf/W0=
战斗机的空机重量系数
统计值为~，因此我们解得Wf/W0=是合理的
由于四代机可以通过大量使用钛合金和先进复合材料（如碳纤维材料，航空陶瓷材料，金属基复合材料热塑性复合材料等），可以提高飞机的隐身性和耐热性，减轻机体重量，增大机体强度。
因此，此处认为大量使用先进复合材料可以在原有复合材料的基础上再使空机系数减少5%。
计算如下：
Wf/W0
W0初值
W0计算值
重量差
Wf/W0
30500
26833
3667
Wf/W0
26833
27910
-1077
Wf/W0
27910
27567
343
Wf/W0
27567
27674
-107
Wf/W0
27674
27640
34
Wf/W0
27640
27651
-11
Wf/W0
27651
27648
3
Wf/W0
27648
27648
0
由公式
可以计算出：
Wf/W0=
战斗机的空机重量系数
统计值为~，因此我们解得Wf/W0
=是合理的，由以上计算，我们最终初步计算所得W0=27648kg。
飞机升阻特性估算
2.5.1确定最大升力系数
最大升力系数取决于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其
展长、前缘缝翼及缝翼几何形状，Re数、表面光洁度以及来自飞机
其它部件的影响，如：
机身、发动机短舱或挂架的干扰。
一般地，起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的80％。
参考F-22，F-22机翼前缘几乎全部是机动襟翼，后缘内外侧都是升降副翼，有明显改善机动性的公用。
我们所设计的飞机也将布置大量类似的增升装置。
在初步计算时近似取
CLmax=,CLmaxL=,CLmaxTO=×=
2.5.2估算零升阻力系数CD0及阻力系数CD
机翼上的阻力有许多种，根据阻力的起因以及是否与升力有关，可以把阻
力分为零升阻力（与升力无紧密联系的阻力）和诱导阻力（与升力密切相关的
阻力）。
其中零升阻力包括摩擦阻力和压差阻力，一架精心设计的飞机在亚音
速巡航时的零升阻力大部分为蒙皮摩擦阻力，再加上小部分的分离压差阻力，
对于不同类型的飞机，分离压差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比，由此引
出“当量蒙皮摩擦阻力系数（Cfe）的概念”，它包括蒙皮摩擦阻力和分离阻力。
轰炸机或民用运输机
00030
轻型飞机（单发）
军用货机
轻型飞机（双发）
空军战斗机
螺旋浆水上飞机
海军战斗机
喷气式水上飞机
升级会员 