4672.飞行器总体设计DT12设计小组课程项目最终总结报告.doc

飞机总体设计DT-12飞机设计方案课程项目总结报告 院（系）名称： 专业名称： 组 号： 学 号： 学生姓名： 2011年1月X日目录一、方案设计思想1二、总体布局1三、主要设计参数1四、主要性能参数1五、参考文献1六、小组成员与分工1D12舰载战斗机X-12A总结报告一、 方案设计思想要做中国的舰载机，我们小组做了一些调查，对中国舰载机做出了一些推测可能作战区域：东海，日本周边海域台湾沿海及钓鱼岛沿线南海印度洋至南海石油运输路线主要执行的任务：制空作战对地对海攻击压制或摧毁敌防空力量侦查*伙伴加油主要的对手：关岛美军基地的F-22未来将大规模装备部队的F-35要想与F-22或F-35抗衡，新一代战斗机要达到第四代战斗机的基本性能要求，要具有良好的隐身性能，要具有良好的机动性能，要具备较强的生存能力，所以我们提出我们的舰载机应该具有以下各种性能1.拥有优异的机动性（包括低速大迎角及高速下的机动性能）2.超音速巡航能力3.隐身能力 具备良好的上舰能力（包括起飞、着陆性能，结构强度，抗腐 蚀）4.具有较强的载弹能力5.在可携带外挂油箱下，可实现较远的航程及较长留空时间 具有良好的经济性、保养维护性，控制单机购买成本，降低单 位飞行小时维修工时6. 有发展为特种机型的潜力（如电子战飞机）飞机的参数指标飞机最大起飞重量：26t-29t巡航马赫数：1.3Ma 高度14000m最大飞行速度：2.2Ma实用升限：17000m最大外挂载荷：8t作战半径：1000km隐身性要求：RCS<0.03舰载起飞：起飞速度 250km/h1.调查研究中国的舰载机应该是什么样子的？应具有什么性能？2.收集现在有的舰载机资料，以便为后续设计作参考3.每个人提出自己的想法和设计4.对各个方案进行论证和分析从中选出两个最优方案X-12A: 双发 后掠梯形翼 V尾 鸭翼X-12B：双发 前掠翼 V尾 鸭翼5. 对比两个方案进行再次讨论，选出最优方案 上舰可行性：X-12A机翼折叠：翼展由13m变为9.5m 起飞性能：起飞时鸭翼处于近距藕合鸭翼，低速大迎角竟能优异，有较强的最大载重着陆性能：此布局是着陆迎角可以相对较大，可变V尾变为垂尾提供额外的侧向稳定性X-12B机翼折叠：前掠翼布局的气动弹性发散，要求机翼有很好的强度和刚度，而如果折叠机翼增加的结构重量与提升的气动性能不成比例起飞着陆性能：X-12B较X-12A操纵面更多，使操纵更为灵活，而且三翼面前掠布局低速性能也同样非常优异隐身性：X-12A采用等离子体隐身技术，在等离子体云厚度达到军用厚度后，可将RCS降低20dB，达到0.01左右可以实现主动隐身，并且可实现对挂载的隐身同时不必牺牲飞机气动外形，而且可以减少阻力30%减少了隐身涂料的用量，可以有效减重并大大提高维护性和经济性，尤其在海上高盐环境下的腐蚀带来的维护性下降局限性：技术相对不成熟，生成等离子体的薄片功率有待进一步降低折中方案：在对气动布局影响不大的情况下，对飞机外形做隐身设计，在重点部位如进气道等强散射点加贴等离子体发生器X-12B以苏-47作为参考，RCS=0.3m2现有技术较为成熟，技术风险小隐身性能70%以上靠外形，尽可能采用大尺寸整体结构以减小接头、接缝或台阶另外30%靠吸波图层，采用新型吸波材料，可有效避免传统羰基铁涂层与机体发生电偶腐蚀成本及维护性分析：X-12A有歼十的基础，我国在鸭翼布局战斗机上的技术储备相对充足，研究成本相对较少等离子体隐身技术还不成熟，研究困难大，投入资金较多等离子体隐身使用简便，使用时间长，价格便宜，维护所需工时减少，达到较高的任务出动率大三角翼有利于大尺寸结构件的制造和安装X-12B前掠翼布局使复合材料用量加大耐腐蚀隐身涂料研制隐身涂层维护综上，我们最终选择X-12A作为我们的最终设计6. 对X-12A进行优化设计 改为翼身融合 加大后缘前掠角 加大尾翼 使用三维矢量推进技术 加装边条7. 进行主要设计参数和主要性能参数的估算，并根据计算结果修改三维图 二、 总体布局三视图补充：使用二维S型进气道，增加隐身性前三点起落架机身后部装有拦阻钩三、 主要设计参数1.展弦比由计算公式：A =，设计机型为：喷气战斗机（格斗）；查得：a=4.110， c=-0.622设计最大马赫数：Ma = 2.2计算得A=2.512.后掠角由教材P35经验曲线巡航Ma=1.3LE=46°3.四分之一弦线后掠角由书P37图c/4 =40°考虑作为舰载机展弦比应大一点略微修改为A=2.8 LE=46°对于战斗机，要加迎角限制器以防过度上仰4.尖稍比 根据设计，取1.435.发动机选取查取aircraft engine design加力式涡轮风扇发动机数据作为基准，进行适当的缩放6.推重比=1.035作为舰载机考虑如果着舰时没有成功需要马上再次拉起复飞，或应对海上各种突发情况，如果中国的航母使用滑跃起，都需要大的推重比，所以将推重比增大为1.1=1.17.进场速度对比已有舰载机T-45A“苍鹰” 231km/hC-2A(R)“灰狗” 196km/hF/A-18E/F 232km/h“阵风” 223km/h我们选择的进场速度220km/h注：以上数据分别来自简氏世界飞机 2004-2005国外舰载机技术发展失速：V进场=61.1m/s=200ft/s V失速= V进场/k（K取值：民用1.3 军用1.2 舰载1.15）V失速=53.1m/s =174.3ft/s8.翼载=海平面大气密度=1.225kg/m3 =1.5+0.3（前缘襟翼）=31.1kN/m2a.起飞时翼载比较几种外国先进舰载机最大起飞重量下的翼载荷数据F/A-18E/F 644.5kg/m2苏-33 486.4 kg/m2米格-29K 533.3 kg/m2“阵风”M 426.7 kg/m2（早期型） 492.3 kg/m2（后期型）注：以上数据分别来自简氏世界飞机 2004-2005苏-27系列飞机的研制和发展-29K舰载机简氏世界飞机 2004-2005 我们最大起飞翼载初定为470 kg/m2b.巡航时翼载后掠角初取 46度，由A=2.8，对比F-4：Swet/Sref=2.6Cf取0.004求得零升阻力系数CDO=0.0104超音速下（CDO）超=2CDO=0.0208得到升力效率系数e = 4.16(1 0.045) 3.1=0.8692巡航空气密度： = 0.227kg/ ；巡航速度：V =295*1.3=383.5m/s；得到动压：q = 16.692kpa。由公式：最大航程对应得翼载荷：=q = 3.843kN/ ；对应起飞载荷：= 2.861/（0.97*0.977)=4.005kN/ 与我们所查的数据有偏差考虑到舰载飞机的特殊性，我们决定将翼载向实际已有飞数据机靠拢，而不是计算数据。综上，最大起飞翼载取=470 kg/ 9.初步确定参数1 暖机和起飞经验上一般取=0.982爬升飞机爬升到巡航高度的重量比近似如下=0.991-0007Ma-0.01Ma2=0.96503巡航Ma=1.3高度14000m 航程600km大气密度=0.22675kg/m3当地声速a=295.07m/s升值阻力因子飞行速度动压巡航翼载升阻比=7.8338耗油率查表查表有C=1.2近似安装C增加10考虑技术发展采用先进技术C减少20修正C=1.2×1.1×（1-0.2）=1.056/h由勃列盖（Breguet）航程公式=0.94404格斗格斗时间d=3min高度10000m推力 14000lb（Ma=0.8）30000lb（Ma=0）燃油消耗率查表有C=1.815近似安装C增加10考虑技术发展采用先进技术C减少20修正C=1.77×1.1×（1-0.2）=1.5972/h5 投放载荷 不考虑认为6 冲刺从0.8Ma到1.8Ma用时150s 高度14000m从上图近似（CDO）超=2CDO=0.0208=6.2373燃油消耗率查表有C=1.07 C=1.29近似安装C增加10考虑技术发展采用先进技术C减少20修正由=0.99317.巡航高度14000m 航程600km大气密度=0.22675kg/m3当地声速a=295.07m/s升值阻力因子飞行速度动压巡航翼载升阻比=7.5765耗油率查表查表有C=1.2近似安装C增加10考虑技术发展采用先进技术C减少20修正C=1.2×1.1×（1-0.2）=1.056/h由=0.94228 下降起始高度14000m终止高度3000m航程忽略=19待机待机时间E=20min高度3000m大气密度=0.90913kg/m3当地声速a=328.58m/se = 4.16(1 0.045) 3.1=0.8692翼载最佳待机速度Ma=0.515动压q=272.0739lb/ft2升阻比=13.5571耗油率查表有C=1.06近似安装C增加10考虑技术发展采用先进技术C减少20修正C=1.06×1.1×（1-0.2）=0.9328/h由10 下降着陆经验公式着陆下滑=0.992着陆=0.99511.燃油系数=0.7688用c+编程迭代计算重量#include<stdio.h>#include<math.h>void main()float W0=20000,W1,W_empty,W_payload,W_fuel,W_crew=100,e,k;printf("请输入有效载荷重量：n");scanf("%f",&W_payload);printf("请输入燃油重量与飞机总重比值：n");scanf("%f",&k);for(;fabs(e)>0.01;)W_fuel=k*W0;W1=W0;W_empty=0.95*2.11*pow(W1,-0.13)*W1;W0=W_empty+W_fuel+W_crew+W_payload;e=W1-W0;printf("飞机总重：%d Kgn空机重量：%d Kgn燃油重量：%d Kgn",int(W0),int(W_empty),int(W_fuel);载荷输入6300结果10.机身长度：由经验公式：，取A=0.389，C=0.39，得到L =21.2m考虑舰载机需要小尺寸,缩短长度为18.5m11.机翼尺寸：=60.2 展弦比A=2.8前缘后掠角：46度展长b= =12.98m尖削比取0.143根弦长= =8.706m尖弦长：=1.154m机翼平均弦长：= =5.48m平均气动弦长展向位置 =2.44m12.尾翼采用 V 型尾翼布局：（约束条件，用于尾翼设计）垂尾容量：=0.19垂尾面积：=4.2*2平尾容量：=0.22平尾面积：S平=4.87*2尾翼总面积：=+ =9.075*2 V尾与机身平面法线角度： 鸭翼尾容量=0.04S=1.55*213.发动机确定由推重比：=1.1，=28302kg，得到：所需海平面净推力 =30509.6kg查表发动机参数发动机海平面静推力 30000lbD真实=44in=1.1146mL真实=160in=4.06mW真实=3000lb=1360.79kgL=L真实(SF)0.4=4.25mD=D真实(SF)0.5=1.180mW=W真实(SF)1.1=1542.97×2=3085.93kg进气道尺寸Ma=2.2高度10000m查表 最大流量 m=325.16lbm/s经缩放后m=325.161×1.1=357.5lbm/s查表AC/m=4ms/lbAC=4×357.5=1430in2=0.92258m214.起落架确定=127359kg=280775.65lb主起落架：直径D=70.275in=89.05cm 宽度W=11.71in=29.75cm前起（主起80%）：直径D =71.24cm 宽度W=23.8cm起落架布置效果图15.油箱确定要求：=6936kg假定机翼整体油箱可用容量30%平均厚度0.3m燃料密度775kg/m3机翼容量775×0.3×0.3=4185kg前机身放置1400kg后机身放置1400kg16.载弹布置方案1 方案2腹部弹仓：6×霹雳-9 腹部弹仓：4×霹雳-9 2×霹雳-12机侧弹仓：2×霹雳-12 机侧弹仓：2×霹雳-12弹仓效果图 四、 主要性能参数 机翼NACA64A206展弦比=2.8梢根比扭转角-1.5°0.0790.0061（Re=1.6×106）根据第五次课件5.1 P25公式 计算典型飞行速度典型飞行高度11000 空气密度 0.36391kg/m3典型重量 24000kgV=267.9788m/sC0=8.076mC1=1.154m0.33平均气动弦展向位置平均气动弦距机头距离焦点计算0.1960.263=10.06m升力线斜率计算5.926（1/rad）=0.1034(1/。)2.43856(1/rad)=0.04256(1/。)-2.625°机翼升力系数0.04256(+4.625)2机身焦点计算机身只考虑机头部分的影响（机翼以前的部分机身），按细长旋成体计算，其焦点位置到机头距离是机头长度的2/3。因此，假设机身头部长度为 =8.9m则机身焦点到机头的距离是 5.93m升力线斜率计算计算机身的升力时将其看成是细长体当量旋成体，其升力线斜率为 2(1/rad)=0.035(1/。)3. V尾投影到机身平面做当量平尾选NACA0006翼型参数:0.1030.00520.25平尾参数：展弦比=1.265梢根比扭转角V=267.9788m/sC0=8.076mC1=1.154m0.265焦点计算计算方法与机翼类似 根据平尾平均气动弦前缘至机头距离，可求出平尾焦点到机头前缘的距离=15.4m升力线斜率计算 平尾的零升迎角 =0，平尾安装角 =0°，0.9321.483/rad=0.0259(1/。)平尾升力系数 4. 鸭翼投影到机身平面做当量平尾选NACA0006翼型参数:0.1030.00520.25展弦比=4.7梢根比扭转角V=267.9788m/sC0=2.3mC1=0.5875m0.1058焦点计算计算方法与机翼类似 根据鸭翼平均气动弦前缘至机头距离，可求出平尾焦点到机头前缘的距离=6.734m升力线斜率计算 鸭翼的零升迎角 ，鸭翼安装角 ， 0.932鸭翼升力系数阻力系数计算零升阻力计算由公式 （参考面积均为当量机翼面积）机身零升阻力：典型高度上的雷诺数: 4.097×105 为机身长度 为机身最大截面积则机身当量直径=2.42m计算机身长细比 6.8机身浸润面积与最大截面积比值：22.69根据2CFRE图可查出机身平板的摩擦系数2CF=0.0069 从而计算得到机身的零升阻力系数：0.0384全机的气动特性计算升力特性+CL,yy+CL,yyCL=0.0717(+2.74)阻力特性系数1.1考虑了机翼与机身之间的干扰阻力。极曲线以下图表未考虑失速状态全机焦点计算气动焦点重心后限位置计算焦点相对于平均气动弦的位置为： （一般对高机动的战斗机、对地攻击机等应该取-0.02，对于重型飞机取-0.15）重心后限距机头距离 五、 参考文献1 飞机总体设计 顾颂芬北京航空航天大学出版社2 简氏世界飞机 2004-20053 苏-27系列飞机的研制和发展4 -29K舰载机5 空气动力学钱翼稷 北京航空航天大学出版社6 “猛禽”美国下一代优势战斗机国防工业出版社7 国外舰载机发展回顾航空工业出版社8 国外舰载机技术发展航空工业出版社9 aircraft engine design六、 小组成员与分工38050407 尚维潇 组长 气动性能参数38050406 陈骞 总体参数确定38050418 黄聪 气动性能参数38050404 向维 三维图38050405 程昱 三维图38050413 王阳 三维图38050415 阮文博 数据收集38050419 施震 数据收集38050431 王传斌 起落架 尾翼 鸭翼38050428 彭一洋 起落架 尾翼 鸭翼38050414 甄冲 重量估算