飞机总体设计大作业

飞机总体设计大作业作业名称J-22战斗机的设计项目组员靳国涛马献伟张凯郑正路所在班级01010406班目录第一章任务设计书．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．3第二章J-22初始总体参数和方案设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．52.1重量估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．52.2确定翼载和推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．62.1.1确定推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．92.1.2确定翼载．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．102.3飞机升阻特性估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．122.3.1零升阻力的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．122.3.2飞机升阻比的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．142.4确定起飞滑跑距离．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．152.5飞机气动布局的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．172.6J-22隐身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．18第三章J-22飞机部件设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．203.1机翼设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．213.1.1机翼安装形式的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．223.1.2机翼具体参数的计算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．243.2机身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．283.2.1本机身的设计要求．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．293.2.2机身的主要几何参数．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．293.2.3机身外形的初步设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．303.2.4本机机身外形的设计特点．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．313.3起落架的设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．323.3.1本机起落架的设计要求．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．323.3.2本机起落架的设计参数．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．333.4推进系统的设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．333.4.1推进系统设计原则．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．333.4.2本机所采用的推进系统．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．343.4.3本机所采用的矢量推进技术．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．363.5机上采用的雷达．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．383.6飞机内部装载的布置．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．403.6.1飞机内部装载布置的原则和方法．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．403.6.2本机驾驶座舱的设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．413.7本机的武器系统．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．42第四章本机费用与效能分析．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．43小结．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．50第一章设计任务书（1）主要设计目标：本机以四代战机为参照，为单座双发重型战机，具备隐身性能好、起降距离短、超机动性能、超音速巡航等特点。在9150米高度以M0.9作高过载机动时机翼不产生抖振；在广阔的速度范围内具有充分的能量机动能力可作洲际转场飞行可由一人操纵(单座)各种武器设备和执行各种任务机体有4000飞行小时的疲劳寿命，安全系数为4，要做16000飞行小时的疲劳试验不用地面支援，靠机内设备起动发动机机体构造、电气、液压操纵系统具有高度生存性最大起飞重量34吨，用于空战时在以27吨重量起飞时，最高速度能达到每小时1900千米。其超音速巡航速度可达每小时1450千米，作战半径1100千米，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、机载设备的可靠性，必须采用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；采用远距的低可观测性的有源相控阵雷达其装备的机载雷达可发现400公里外的目标，能同时跟踪60个空中目标并打击其中的16个。（2）目的和用途：主要用于争夺战区制空权同时具有对地攻击能力，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斗机该战机强调，多用途，高机动性能和续航能力。机主动控制技术，较高的盘旋率，较高的爬升率、盘旋半径、盘旋角速度和加速性拥有矢量推力技术，不开后燃器下维持超音速巡航，匿踪功能（3）动力装置：发动机：2×LyulkaAL-41F后燃器，数位控制涡轮扇发动机推力：每个9,800kgf后燃器推力:每个17,950kgf*向量推进：范围：-20°至+20°；喷口转速度：30°/秒（上下左右4方向）（4）续航时间和航程：最大续航时间(空中加油)15小时，(不作空中加油)5小时15分，最大航程：5500千米，在不加油情况下的续航能力3800～4200公里。（5）使用特性：希望设计与其同期机种所建立的地面，空中与航线环境完全相同，机动速度和速度限制不影响任何模式的标准运营，飞行速度高度及作战半径：高空最大平飞速度M2.5，最高升限：20000米，实用升限18300米，作战半径约1100千米（6）起飞滑跑距离：280米（7）维护标准：使用维护标准为每飞行小时11.3人时(相当于第二次世界大战时的标准)；机载设备的平均故障间隔时间要与每飞行小时11.3人时的维护标准相适应；（8）寿命：10000小时给出该机的任务剖面图简单的任务剖面图爬升巡航1500米巡航1500米空战第二章飞机初始总体参数与方案设计2．1重量估算设计起飞总重”是指飞机在设计确定任务开始时的总重量，它不一定与“最大起飞重量”相同。许多军用飞机的装载可以超过其设计重量，但将损失包括机动性在内的主要性能。除特殊说明外，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燃油系数发动机启动和暖机1TOW=0.998W滑跑21W0.998W起飞32W=0.995W爬升加速到巡航速度43W=0.985W巡航0.98054WW待机0.9965WW下降0.9976WW着陆滑行0.99587WW800.130000.1300.9980.9980.9950.9850.980.990.990.9950.93291.06(10.9329)0.072.3450000.932.34TOFE（单位：英镑）计算飞机总重迭代公式0W假定值0EWW0W计算值500000．582044535440000．583543227432000．584043352433000．584443340433330．58444333243333433330.58425307433330.251083315000EFlbWlbWlblbTO起飞总重：W空重：任务油重：飞机有效载荷2．2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数，这些参数的优化是初始设计布局完成后所要进行的主要分析、设计工作。然而，在初始设计布局之前，要进行基本可信的翼载和推重比估算，否则优化后的飞机可能与初始布局的飞机相差很远，必须重新设计。2.2.1确定推重比T/W直接影响飞机的性能。一架飞机的T/W越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能够达到的最大速度也越高，转弯角速度也越大。另一方面，发动机越大，执行全部任务中的油耗也越多，从而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。T/W不是一个常数。在飞行过程中，随着燃油消耗，飞机重量在减小。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，应该注意避免混淆起飞推重比和其它条件下的推重比。如果所需的推重比是在其它条件下得到的，必须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=2.20cTTaMW1．根据推重比与最大马赫数的关系，对于喷气式战机，取a=0.684c=0.5940.59400.6482.21.035cTTaMW2.2.2确定翼载荷（W/S）翼载是飞机重量除以飞机的参考（不是外露）机翼面积。翼载影响失速速度、爬升率、起飞着陆距离以及盘旋性能。翼载决定了设计升力系数，并通过对浸湿面积和翼展的影响而影响阻力。对确定飞机起飞总重也有很大影响。飞机类型W/S(kg/m2)飞机类型W/S(kg/m2)滑翔机30双涡轮螺旋桨飞机200自制飞机50喷气教练机250通用航空飞机－单发80喷气战斗机350通用航空飞机－双发130喷气运输机/轰炸机600：1根据失速确定翼载（对于战斗机maxLC取1.2sV=110kgh）飞机的失速是影响飞机安全的主要因素。失速速度直接由翼载和最大升力系数确定。在设计过程中，可利用失速速度与翼载的关系，求得满足失速性能的翼载22max111.2351.269222sLsWVCVkghS2巡航时间最大时的翼载（巡航速度42kgh）起飞滑跑距离是指机轮离地前经过的实际距离，正常起飞的离地速度是失速速度的1.1倍。式（2.4.13）和式（2.4.14）给出了给定起飞距离时所允许的最大翼载。2220111.235423.1430.8450.03560022DWVAeCkgmS3根据升限确定翼载升限分为理论升限和实用升限两种。理论升限是指在给定发动机状态下，飞机能保持等速水平直线飞行的最大高度，也就是最大爬升率等于零时的飞行高度。实用升限是指在给定飞机重量和给定发动机状态下，对于军用飞机，亚音速飞行最大爬升率为0.5m/s时的飞行高度；超音速飞行最大爬升率为5m/s时的飞行高度。212HziLWVCS=589KG/米2（H，LC，ziV分别指1500米时的大气密度，升力系数，推力最大是时的飞行速度）翼载取最小589Kg/米22．3飞机升阻特性估算2．3．1零升阻力的计算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，机翼上的阻力有许多种