飞机机动性和战斗性总体设计书

飞机机动性和战斗性总体设计书为单座双发重。抖振；在宽阔的速度范围内具有充分的能量机动力量(单座)各种武器设备和执行各种任务机体有4000飞行小时的疲乏寿14501100千米，战斗负荷可达6吨，内置3个武器舱，能实现飞行性能和隐身性能的良好416000飞行小时的疲乏试3414501100千米，战斗负荷可达6吨，内置3个武器舱，能实现飞行性能和隐身性能的良好结合。为确保分系统、成品、机载设备的牢靠性，必6016个。须承受已经批生产或预生产的，至少是经过试制验证的；高空最大速度M2.35；承受远距的低可观测6016个。矢量推力技术踪功能目的和用途：主要用于争夺战区制空权同时具有对地攻击力量，突出强调高机动性、大活动半径、多用途性，可执行空战和对地攻击任务的空中优势战机主动掌握技术，较高的盘旋率，较高的爬升率、矢量推力技术踪功能推力：每个9,800kgf后燃器推力:每个17,950推力：每个9,800kgf后燃器推力:每个17,950kgf*向量推动：范围：-20°至+20°；喷口转速度：30°/秒〔4方向〕(空中加油15小时，(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：期望设计与其同期机种所建立的地面，空中与航线环境完全一样，机动速度和速度限制不，飞行速度高度及作战半径：高空最大平飞速度M2.5， 有用升最高升限：20230米，183001100起飞滑跑距离：280米11.3人时(相)；机载设备的平均故11.3人时的维护标准相适应；10000小时给出该机的任务剖面图巡航1500米爬巡航1500米爬升空战简洁的任务剖面图其次章飞机初始总体参数与方案设计重量估算设计起飞总重”是指飞机在设计确定任务开头时的总重量，“最大起飞重量”外，起飞总重或假定为设计重量。可以将飞机起飞总重表示为如下几项WTO=WOE+WF+WPL 〔1〕WOE=WE+Wtfo+Wcrew 〔2〕WE=WS+WFEQ+WEN〔3〕WTO=Wcrew+WF+WPL+WE〔4〕可得迭代公式飞行任务段飞行任务段燃油系数发动机启动和暖机WW1 =0.998TO滑跑WW120.998起飞WW=0.99532爬升加速到巡航速度W=0.985W43巡航W5W40.980待机W6W50.99下降W7W60.99着陆滑行W8W70.995WW8 0.9980.9980.9950.9850.980.990.990.9950.9329TOWF1.06(10.9329)0.07W0WE2.34W0.13W 00W 5000 〔单位：英镑〕0 0.932.34W0.130计算飞机总重迭代公式500000．582044535440000．583543227432000．584043352433000．584443340433330．584443332起飞总重：WTO

43333lb空重：WE

433330.58425307lb任务油重：WF

433330.2510833lbW假定值0W假定值0WWEW计算值00确定翼载和推重比推重比(T/W)和翼载(W/S)是影响飞机飞行性能的两个最重要的参设计工作。然而，在初始设计布局之前，要进展根本可信的翼载远，必需重设计。确定推重比T/W从而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。量在减小。另外，发动机的推力也随高度和速度在变化。在确定参数的过程中，应当留意避开混淆起飞推重比和其它将它折算到起飞条件下去，以便于选择发动机的数量和大小推重比计算M=2.2TW aMcT01c=0.594WT c0.62.0.591.035WT0确定翼载荷〔W/S〕通用航空飞机130喷气运输机/轰通用航空飞机130喷气运输机/轰600－双发炸机飞机类型W/S(kg/m2)飞机类型双涡轮螺旋桨W/S(kg/m2)滑翔机30飞机200自制飞机50喷气教练机250通用航空飞机80喷气战斗机350－单发：1 依据失速确定翼载〔对于战斗机C

取1.2 Vs

=110kgh〕度与翼载的关系，求得满足失速性能的翼载W1W V2C

1 1.23V21.69kghS 2

Lmax 2 s2 巡航时间最大时的翼载〔巡航速度42kgh〕定起飞距离时所允许的最大翼载。W1W V2

1AeCD0 1.23423.10.840.0360kgAeCD0S 2 23依据升限确定翼载定发动机状态下，对于军用飞机，亚音速飞行最大爬升率为5m/s时的飞行高度。W1W V2C

〔 C

分别指1500米时的大气密度，S 2 Hzi L

KG/2H

zi〕589Kg/2飞机升阻特性估算零升阻力的计算〔与升力无严密联系的阻力和诱导阻力〔与升力亲热相关的阻力。其中零升阻力包括摩擦阻力和压〔与升力无严密联系的阻力〕和诱导阻力〔与升力亲热相关的阻力。其中零升阻力包括摩擦阻力和压差阻力，式中：S－飞机浸湿面积；S参考－飞机参考面积。对摩擦阻力影响最大。〔S〕乘以一个依据机翼和尾翼相对厚度确定的因子得到C 1.6lmaxClmaToC

1.82.4的分别压差阻力，可以用“当量蒙皮摩擦阻力系数法确定”浸湿CCS浸湿D0 feS参考S —飞机浸湿面积浸湿S 飞机参考面积参考C 当量蒙皮摩擦阻力系数fe飞机浸湿面积可以用俯视图，侧视图估算S34SS/2]侧 侧 俯机翼尾翼可以用其平面外形估算S S 浸湿 外露S 3.4[S S/2]3.193.2329.62浸湿1 侧 俯S S 〔1.9770.52(t/c))(57.6712.63)(1.9770.520.1)142.16m浸湿2 外露S 329.63142.16471.79m2浸湿S 131.2参考C CD0 fe

S S 142.16参考飞机升阻比的计算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时，C 0.035D01(L ) 7.51DMAX D0)2T 1巡航升阻比( ) 0154W巡航086675确定滑跑距离假设发动机推力P与地面平行，此时飞机运动方程为GdVPQFgdtNGY可将该式改写为

1dVPf1V2S(C

fC)gdt G 2 G x y式中C ，C 为停机迎角时的升力系数和阻力系数x y由此可得地面加速滑跑段的时间为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离为1 V2 dV2L ld

〔2〕1 2g0 P

f

G 2G x y对1〔2〕两式进展解析积分得到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为推重比G

1。035 f为地面摩擦系数取平均值0。035a=1 C=0。051 x

C=0。16y2GSC2GSCyldld这里飞机起飞重量m=19000kg 机身面积S=57.4m2 离地瞬间的升力系数C

yld

=1.03将数据入〔2〕式。得L=274米飞机气动布局的选择机气动特性取决于各承力面之间的相互位置以及相对尺寸和形垂尾等是关心承力面，主要用于保证飞机的安定性和操纵性。状态为次的飞机最适宜。性，故承受正常式布局飞机型式的选择(机翼、机身、尾翼、动力装置、起落架等)的数目、外形和相对位置的统称J22承受中等后掠角(40º左右)、小展弦比(2~4)薄机翼(相对厚度3~5%)的正常式、布局型式；部激波的产生，避开过早消灭波阻。操稳特性变坏(这一问题可通过几何/气动扭转、加翼刀及机翼前缘缺口等方法来改善隐身设计本机实行的措施转变雷达能量的通过介质(通常是大气)有施放含金属微粉的烟尘等的；同时，争论和承受吸波材料也可以降低系统的可探测性。雷达隐身外形著效果。隐身外形设计主要考虑：(1)(2)减小角反射。本机的雷达隐身外形主要包括：机翼机身、机身座舱融合体，低扁而平滑的座舱；主要作战方向上；(3取消一切外挂物和挂架，承受机内弹舱和保形挂载方式(4在座舱内外表蒸镀高导电率的透亮薄膜；(5隐身雷达天线罩(6可伸缩的通信和导航天线；(7承受内埋式发动机，或完全机内或翼内安装方式(8承受锯齿形唇口、进气道屏蔽格栅或金属丝网罩等飞机红外特征掌握技术J22用相应的红外隐身措施，主要包括：尾喷管处承受遮挡构造，遮挡和屏蔽红外辐射用二元喷管或异形喷管减弱红外辐射；在燃料中参加添加剂，以减弱排气的红外辐射或转变红外波长本机隐身特征J22是高技术的结晶，它不仅综合运用了最的隐身技术成果，RCS的隐身力量，而且可以不开加力进展超音速RCS的要求，机翼设计机翼设计的原则〔1表示‘首选’3表示‘最不适宜’〕机翼外形进展过大量计算。在构造上，为了减轻重量，大量使用25％。对机翼安装形式的选择力最大，但在机翼-机身结合部位进展整流后，可使其干扰阻力-身融合，并有利于承受能降低波阻的面积律。的气动干扰，鸭式布局时需留意与鸭翼之间的相互影响。上单翼、中单翼和下单翼的优缺点的比较见下表：易/轻难/重/较轻好/低差/适中/高可以不行以可以长/难/较易短/易难/重/较轻易/轻相当于相当于上单翼中单翼下单翼翼上单翼中单翼下单翼翼-身干扰阻力中小大构造布置难易/重量机身容积利用率/机身高度中心翼盒能否贯穿机身翼吊发动机寿命/修理性机翼上安装起落架对操稳特性影响〔效果最明显的是干扰阻力减小平面一般锥形扭转机翼来提高空战机动性。前缘后掠角45°，展弦40°。尾翼全动式平尾带有锯齿形后缘，大面积的外侧双垂尾可以满足高速飞行和空战机动的需要。机翼具体参数的计算机翼设计：本机翼承受常规布局，属于悬臂梁式机翼，中单翼，NACA64413翼型机翼的功用升力面: 生升力,还可增加横侧安定性(上反角和后掠角)。(2)增升装置: 襟翼、缝翼。操纵面: 副翼、扰流片横向操纵。外挂装载: 挂、发动机、内部如油，旅客机现大多油全部装在机翼中。连接其它部件: 主起落架设计要求主要产生升力总刚度:弯\扭变形局部刚度:凸凹外表光滑要满足很多特别设计要求——增升、增阻减升、横向操纵强度、重量最轻,则燃油系统的牢靠性格外重要,为保证其安全,必需保证确定牢靠,必要时可牺牲重量。一：机翼展弦比ACDi、零升阻力系数CD0和升力线斜率及机翼的构造重量均有影响高速飞机，波阻占很大的比例，减小展弦比A，可以使波阻系数明显下降A减小，会使翼根弯矩减小，构造重量减轻，且在机翼的布置及内部空间的利用都有利

57.4m

213

A

b2 132 s 57.4M〈M

时，acr气 流 被 认 为 是 不 可 压 缩 的A 14 20 8 3 14 20 8不行压

0.02cosA

1 43

)0.02

4

)0.0543A 几何

2.86有效不行压

1

10.05〔

14

35〕14在超临界气流中，考虑到空气压缩性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可压 aA

0.872.86A有效可压

1可压

1可压〔其中Macr

为C=0时机翼临界马赫数〔k=1.4为空气绝热系数〕l参考同类飞机上反角0，安装角根部+20 尖削比W

0.35

尖部-0.70t/c对t/c可以提高临界t/c4~6%5%较多见翼尖0.10，翼根0.13，根弦Cr

4m，尖弦1m

tc5tc三内副翼取翼展0.2~0.4;，内襟翼弦长取为0.3,机翼后梁放在0.705C处，前梁放在0.3C处。本机最大许用升力系数为C

LMAX

1.4起飞最大升力系数C

LMAXTO

2.0着陆最大许用升力系数C

LMAXL

2.4

0.13时，部件升力系数为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参数Swf S0.8SfCC fC拉起f

15放下f

35五．尾翼配平力量强：平尾升力可上可下为保证纵向静稳定性，全机焦点应落在全机重心之后角应大于平尾迎角，也即要求机翼先失速，尾翼后失速。局本机承受双垂尾有时还可以起到降低飞机雷达反射截面积(RCS)的目的(通过垂尾向内或向外倾斜肯定角度的方式)。翼型选用NACA0009/0018在初步设计中，取尾翼臂X 7m,Xh

7.5m参照同类型飞机尾容量系数和操纵面尺寸数据，取K 0.75hK 0.06vhS KSChh

X 11.8hvS KSbvv Xv

10.8机身设计各部件传到机身上的载荷本机身的设计要求应使机身的气动阻力最小机翼、尾翼等其他部件，等等。机身的主要几何参数机身的主要几何参数是其总长度LB

在进Bmax参数——机身的长细比/长径比λBλB代表了机的特性都有直接的影响机身长细比的统计值飞机类型飞机类型λB头λB尾亚音速飞机(M≤0.7)6~91.2~22~3高亚音速飞机8~131.7~2.53~4(M=0.8~0.9)超音速飞机10~204~65~7确定机身长细比重量等方面的特性考虑到本机为战斗机机身最大直径取1.73米。机长为19.3米，Ld B 11.3dBB机身外形的初步设计最为有利，从而可以减轻构造重量。45%机身长度处或更后一点。员座舱的安排相协调，保证飞行员的视野(视界)要求，并在外形上与凸起的座舱盖光滑过渡确定。从减小气动阻力的角度，承受了圆柱形外表气流的分别，减小阻力本机机身外形的初步设特点座舱后边装一块最大开度为35°的减速板。机身为全金属半硬翼外，全为钛合金构造起落架设计上的各种载荷，并在着陆滑跑中将其大局部动能散逸掉。起落架型式是指支点数目及其相对于飞机重心的位置特征。本机起落架的设计要求尽量减小几何尺寸和减轻重量考虑起落架收放对全机重心的影响本机承受液压收放前三点式起落架，操纵简洁，地面运行稳定装有油－气减震器，均为单轮，都向前收起，本机起落架的设计参数前三点式起落架几何参数1〕ψ=2°〔0°～4°〕[起滑

安装；

2]安装2〕着地角15[着陆

]安装3〕防后倒立角16[一般取1至2，对舰载机15]〕纵向轮距b=0.30L

5.7mf

L为机身全长，为 19m[通常fb=(0.3.～0.40)L]f飞机重心H=2.91m 起落架高度：h前起

2.73mh后起

2.89m6〕a=(0.88～0.94)b此机取a=0.90b=5.13m主支柱伸出量e=(0.06～0.12)b此机选取e=0.10b=0.57m主轮距B=2.85m其中B须满足B≥V

a2v2h25.12a2v2h25.120.822.92

2.58推动系统设计：推动系统设计原则〔或燃气而产生推力的。为了进展动力装置的设计，首先需要有以下的根本数据：飞机的用途、所要求的飞机性能和飞机的起飞重量。对动力装置的主要要求是：保证燃油消耗率最低〔尤其是远程飞机、比重最小〔尤其是大推重比的飞机的牢靠性和低本钱。机体和动力装置恰当地组合。要使本机战斗生存力强，承受两侧进气时进气道效率较高分类高度范围分类高度范围速度范围活塞螺桨0~8km0~M0.4涡轮螺桨0~12km0~M0.7涡轮风扇0~20km0~M1.6涡轮喷气0~22km0~M2.3加力涡喷综合上表0~24km0~M3.0本机所承受的推动系统1．先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：不加力(即低的红外和雷达信号特征)25%、零件数量40～60%20%0.2～0.323～27；1649～17601.10～1.15烧室头部、浮壁燃烧室构造、凹凸压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管发动机性能：72.5千牛(7400公斤)，111.1千牛(11340公斤)，加力耗油率[kg/(daN·h)]2.40(据估算应为1.80～1.90)0.622(0.88～0.90)推重比>1026最大直径(mm)1143长度(mm)4826质量(kg)13606级轴流式，承受整体叶盘构造燃烧室环形，承受浮壁构造高压涡轮单级轴流式。低压涡轮单级轴流式，与高压转子对转。加力燃烧室整体式，内、外涵道内各设单圈喷油环。±20°转。本机承受推力矢量技术。推力矢量技术是指发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产生的一体化进展。技术是解决设计冲突的最正确选择。二.技术分类及对飞机总体性垂直于飞机轴线附加力矩，因而使飞机具有推力矢量掌握力量。应用推力矢量技术后的一些战术效果战术效果的提高可从几方面来说明：起飞着陆机动性、安全性加大。由于在起飞着陆过程中，都相对提高。加强了突防力量、敏捷性、生存率和攻击的突然性，这是由于航程有所加大，则增加了攻击或防卫的范围。使用了推力矢相应可增加燃油，又可加大航程。近距搏斗战斗力提高，开拓了全的空中搏斗战术。主要是机回复到较小的迎角〔复原和复位。常规飞机通常限制在远低于失速迎角的条件下飞行，作也更灵敏。机上承受的雷达其它的传感器和航空电子设备相联。该处理机可对天线的收/发2023个低功率X波段收/周期本钱可对增加的简单性、重量和选购本钱进展补偿。(GaAs)70mm×3mm的收/发组件可产生10W的射频功率。具有先进的抗电子干扰力量，将在强杂波和多目标威逼的环境下具有全天候、全向、全高度空/空和空/地作战力量。雷达性能：(ACM，近程空战搏斗)，边测距边搜寻(RWS)，搜寻高度显示，边速度搜寻边测距(VSR)(STT)，攻击群目标区分，改善上视搜寻(远距搜寻)，战情提示，通过凹口跟踪技术。空/(选“冻结(GMTI)空/(选用地图“冻结”，中/低海情)，固定目标跟踪，地面动目标显示(GMTI)，地面动目标跟踪(GMTT)。160Km(用VSR方式对上视/下视迎头目标)160Km(用RWS方式对迎头或尾追目标)用增加实波束地图测绘方式对导航地形图和地面目标探测)40Km(使用GMTI方式对陆地和海面目标)10Km(用ACM1个目标)31Km(用STT1个目标)扫描范围搏斗状态：30°×20°(正常)，10°×60°(垂直扫描)10个目标8:1(DBS1)，64:1(DBS2)100个像素天线型式有源相控阵列天线直径约:1mT/R组件:2023个组件功率:10W/组件MTBF整机:400h天线:2023h:液冷飞机内部装载的布置飞机内部装载布置的原则和方法要求。于合理地进展构造布置。合利用，并使电缆、导管连接最短，以便减轻重量。满足飞机重心位置的要求。把全部装载和各个系统安排妥当。本机驾驶坐舱CCD录仪在任务中自始至终记录平视显示器的图像本机设置有如下特点座舱的尺寸适当，宽阔通常的操作习惯良好、舒适的工作环境程都要合理有任何构件的阻碍本机武器系统空对地武器。940发；4AIM-9L4AIM-7F“麻雀”中距空－空8AIM-120多种炸弹。飞机三面视图第四章 费用与效能分析子设备和火控系统的承受以及大量分系统和设备在功能上相互综合，使得现代飞机研制、生产、使用保障等费用日益增长飞机寿命周期费用(LCC)费用(cost)消耗的资源()飞机寿命周期费用(lifecyclecost，LCC)用。飞机寿命周期费用的构成与鉴定费用()费用、处置费等。使用保障费用的计算各种间接费用；对于民用飞机而言,保险费和折旧费也是使用保障费用的一局部。用和生产费用要高得多。使用保障费用燃油费用该剖面的飞行时间和消耗的燃油量计算出每小时平均的燃油消耗量乘以燃油价格，即可得到这架飞机每年的燃油费用。J-22500202010000小时。依据J-220.4吨。飞机总耗油量=0.4*10000=4000吨总燃油费用=350*4000=140万美元空勤人员费用军用飞机空勤人员费用是由现役飞行人员数来确定的。飞机所拥有的空勤人员数)。每架飞机平均需要2.2500美元。空勤人员费用=10000*500*2.2=1100万美元。维护费用维护费用可分为不定期维护费用和定期维护费用。定期维护视需要正式定期维护的工程数以及定期维护的次障的平均费用而定1、维护人工费J-221550美元。总的维护人工费=10000*15*50=750万美元。2、维