飞机总体大作业——四代机设计方案3.docVIP

翼型 NACA64A006 根梢比 =3.3 机翼面积 5.4625 展弦比 1.00 翼根 3.6m 平均相对厚度 0.06 翼尖 1.08m 1/4弦线后掠角 23.3度 展长 2.34m 后缘后掠角 -20.6度 前缘后掠角 35度 外倾角 35度 草图如下: ●尾翼的功用，组成和设计要求： 尾翼的功用： 保证飞机的稳定性和操纵性。 尾翼的组成： 平尾（前翼）：水平安定面，方向舵。 垂尾：垂直安定面，升降舵。 尾翼的设计要求：按设计要求。 平尾参数的选择： 平尾设计，主要根据平尾尾容量(平尾静面矩系数)确定其主要几何参数。 平尾尾容量为 尾容量的统计值： 尾容量的统计值 飞机类型 涡桨干线客机 0.80～1.10 0.05～0.08 2.0～3.0 涡喷/涡扇干线客机 0.65～0.80 0.08～0.12 2.5～3.5 后掠翼重型非机动飞机 0.50～0.60 0.06～0.10 2.5～3.5 直机翼重型非机动飞机 0.45～0.55 0.05～0.09 2.0～3.0 高速机动飞机 0.40～0.50 0.05～0.08 1.5～2.0 4.4起落架设计 4.4.1起落架形式的选择： 本机为高速飞机，故用可收放式起落架。 现代高速飞机一般都采用前三点式起落架，所以我们也采用前三点式。 本机采用的上单翼，起落架不易安装在机翼上，故起落架安装在机身上；本机采用的是宽体机身，能保证起落架有足够的收缩空间。 4.4.2起落架主要参数的确定 ●停机角Ψ 通常取：，其最佳值应使飞机滑跑时迎面阻力最小，以缩短起飞滑跑距离。 本机的停机角Ψ=1°。 ●着地角φ 本机的着地角取 ●防后倒立角γ 原则：γ角不能过小，防止发生尾部倒立事故；也不能过大，过大会使前轮伸出量减小，造成前轮载荷过大，起飞时抬前轮困难，致使起飞滑跑距离延长。 （前苏联） （美国） 我们采用前苏联的标准， ●前、主轮距b 原则：前轮所承受的载荷为起飞重量6%～12%；机身；要 与防后倒立角γ相协调。 由机身估算知机身长度为18.9米，故b应取值5.67～7.56m之间，考虑到 要与防后倒立角相协调，本机取b=6.5m。 选择前轮伸出量a的条件是保证停机时前轮上承受的载荷为飞机重量的 6%～12%。机身初次估算让前轮承受载荷为飞机重量的10%。 前轮伸出量 a=0.9b=5.85m 主轮伸出量 e=0.1b=6.50m ●起落架高度 原则：根据防后倒立角和着地角确定；考虑在机体上的安装和收藏位置的需要；地面与飞机之间距离不小于200～250mm. 初步估算取起落架高度h=2.00m ●起落架宽度 原则：按飞机起飞、着陆以及在地面滑行时的稳定性，越宽越好；主要决定于飞机重心距地面的高度h，最小的主轮距应该满足不致使飞机向侧向翻倒的要求。 μ是侧向的摩擦系数，取 将h,b,a的值代入上式计算得起落架的最小宽度为3.9m，为增加滑行时的稳定性，我们将起落架的宽度初步定为。 ●轮胎数目和尺寸的确定: 本机起飞重量31吨，约合60000lb。根据经验值: 前轮轮胎规格为22in.*22in. 轮胎数2。 主轮轮胎规格为35in.*9in. 轮胎数(每支柱)1。 4.5推进系统的选择与设计 4.5.1发动机设计 由于所需推力为21918kg*9.8=241.796KN，接下来参考已有的发动机参数： 苏-33发动机：（俄罗斯留里卡“土星”科研生产联合体研制的两台AL-31F3带加力燃烧室的涡扇发动机） 详细参数： 风扇 3级风扇 高压压气机 双级压气机 燃烧室 环行燃烧室 高压涡轮 低压涡轮 加力燃 烧 室 V形火焰稳定器加力燃室 尾 喷 管 控制系统 最大加力推力(daN) 12503 中间推力(daN) 7620 加力耗油率[kg/(daN·h)] 中间耗油率[kg/(daN·h)] 推重比 8.3 涵道比 总增压比 23.8 涡轮进口温度(℃) 1392 最大直径(mm) 1300 长度(mm) 4920 质量(kg) 1580 F-22发动机（普拉特·惠特尼公司的F119－PW-100涡轮风扇发动机） 详细参数： 风扇 3级轴流式。无进口导流叶片。风扇叶片为宽弦设计 高压压气机 6级轴流式。采用整体叶盘结构 燃烧室 　环形，采用浮壁结构 高压涡轮 单级轴流式，采用第三代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和