第四代战斗机设计

项目：第四代战斗机设计组员:班级：日期：目录第1章前言 (4)第2章设计任务书 (5)2.1 设计要求 (5)2.2概念草图 (6)第3章初步设计 (7)3.1初始参数： (7)3.1.1起飞重量W0的估算 (7)3.1.2飞机升阻特性估算 (21)3.1.3推重比的确定 (23)3.1.4翼载荷的确定 (25)第4章：气动布局 (27)4.1 总体气动布局 (27)4.2 翼型的选择 (28)4.3机翼参数 (28)4.4机身参数 (29)4.5垂尾参数 (30)4.6平尾参数 (32)4.7鸭翼参数 (34)4.8操纵面参数 (36)4.9隐身设计考虑 (37)第5章：机舱及装载布置 (39)5.1驾驶舱布置 (39)5.2武器装载布置 (40)5.2.1炮舱 (40)第6章：动力装置 (41)6.1 发动机选择 (41)6.2尾喷管设计 (41)6.3 进气道设计 (42)第7章：起落装置 (44)7.1起落架设计 (44)第8章：重量特性估算 (46)8.1 飞机重量分配 (46)8.2 重量估算 (48)第9章：飞机性能分析 (50)9.1气动数据的估算 (50)9.2飞机的升阻特性 (51)9.2.1 最大升力系数 (51)9.3平飞阻力特性 (52)9.3.1平飞需用推力 (52)9.4 机动性能计算 (53)9.4.1盘旋性能： (53)9.5 起飞着陆性能： (54)9.5.1起飞性能 (54)9.5.2着陆性能 (54)第10章成本分析 (57)第11章结束语 (59)第1章前言在现代战争中，随着航空技术的快速发展，空中力量的作用日益突出，其中战斗机已成为构成空中力量的主要因素之一。

在战争开始阶段，战斗机首先用于压制和摧毁地方航空系统、通信指挥系统、军事政治机构和其他重要目标；在战争过程中，战斗机承担夺取制空权、精确打击地面目标、有效实施对地面战场的火力支援等作战任务。

因此，战斗机在现代战争中肩负着重要作战任务，是赢得现代战争的前提和保障。

在20世纪中期的朝鲜战争和越南战争中，争夺局部战场制空权是战斗机的主要作战任务。

限于当时战斗机雷达，武器系统的水平，空战依然沿用二战中近距格斗的传统作战模式。

因此，要求战斗机具有较大飞行速度，飞行高度和作战半径，以及良好的机动性等基本性能。

随着飞机性能的提高和雷达武器系统的发展，特别是20世纪末期到21世纪初所发生的高技术战争中，如海湾战争，科索沃战争，伊拉克战争等，非接触空战，先发制人，防区外进攻等作战模式已经纳入实战，夺取制空权的方式已经演变为超视距空战。

因此，对飞机具有“先敌发现，先敌进攻，先敌制胜”的能力的需求初见端倪，这就要求飞机具有较大的航程，较高的机动性，较强的突防能力，以及超视距空战能力。

这些能力的形成得益于先进的飞机气动布局，先进的结构设计，高推重比发动机和先进的雷达火控技术的发展。

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，我们以苏-47“金雕”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2章 设计任务书2.1 设计要求❖ 主要用途▪ 中国的第四代战斗机，原准机取作Su-47金雕▪ 主要任务：空对空战，空对地战▪ 对地攻击：生存性，目标识别能力，目标命中率，装载❖ 基本要求▪ 根据现有的Su-47的性能进行改进，应在发动机不开加力的情况下持续超音速巡航▪ 要求有较短的起飞和着陆距离▪ 具有一定的隐身性能▪ 重量要求：大致在23吨左右▪ 近距作战要求▪ 远视距作战要求❖ 任务剖面▪ 起飞滑跑距离▪ 巡航：1500km 巡航马赫数M=1.5着陆暖机、滑跑起飞▪格斗： 3min 在最大推力状态▪待机： 20min 最佳待机速度❖有效载荷▪正常有效载荷3.6吨，最大有效载荷6.1吨❖性能要求▪起飞和着陆地面滑跑▪最大Ma≥2.5（开加力）;Ma ≥ 1.5 （无加力）▪加速Ma0.4到Ma1.5在11000m▪9000m高度格斗3min，盘旋一周2.2概念草图▪鸭式布局▪翼身融合的前掠翼布局▪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型进气概念草图如下：第3章初步设计3.1初始参数：3.1.1起飞重量W0的估算一.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：e f p W W W W ++=0)(eq en st f p W W W W W ++++= 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：e f p W W W W ++=00000)/()/(W W W W W W W e f p ++=e f p W W W W ++=0/(00)/W W 所以：000//1W W W W W W e f p--=其中：0/w w f 、0/w w e 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0/w w e 和燃油重量系数 0/w w f (或燃油重量f W )，就可求出0W 。

二.空机重量系数0/w w e空机重量系数We /W0 采用统计方法给出，其值大致为0.3 ~ 0.7，战斗机为0.50 ~ 0.65。

对于用常规金属材料制造的飞机，We /W0的拟合公式为：c e W A W W 00/⋅=由于We /W 0随起飞重量的增加而减小，所以C<0。

对于军用喷气战斗机A=2.34 C=-0.1313.0013.00034.2/--==W AW W W e采用变后掠翼，We /W 0会增加；采用先进复合材料结构，We /W 0会减小。

三.燃油重量系数 0/w w f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。

Wf 或Wf /W0一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。

着陆暖机、滑跑起飞着陆暖机、滑跑起飞四.最大升阻比(L/D )max 的估算升阻比是气动效率的量度，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。

2000Km2000Km武器投放 空中优势着陆航程权衡剖面2暖机、滑跑 起飞机翼的展弦比大致选为4.0，同时考虑到主翼和鸭翼的面积，组合展弦比(翼展的平方除以主翼与鸭翼面积之和)大约为3.5,浸湿面积比S浸湿/S参考大致为4.0；浸湿展弦比约为3.5/4.0 即0.875。

比较方案草图与浸湿面积比统计图得：最大升阻比 (L/D)max 可望达到13，由下表可知最大航程最大航时喷气式飞机0.866L/Dmax L/Dmax螺旋桨飞机L/Dmax 0.866L/Dmax故，喷气式飞机巡航时的升阻比为0.866 (L/D)max =11.258。

五.发动机耗油率C 的估算由上表数据取巡航耗油率取0.8(1/h) 待机耗油率取0.7(1/h)六 .任务段油重的确定 (1) 暖机和起飞：1/W W = 0.97(统计值)(2) 水平加速爬升：起始速度=0.40Ma 、终止速度=1.5Ma飞机爬升和加速到巡航高度及巡航马赫数（从Ma=0.1开始）的重量比近似如下亚音速：a i i M W W 0325.00065.1/1-=+超音速：2101.0007.0991.0/a M M W W a i i --=+=-4.01.012)(aM W W 0.993 =-5.11.012)(a M W W 0.958 得： =-5.14.012)(aM W W 0.964 (3) 巡航R = 1,500kmC = 0.8(1/h) = 0.0002222(1/s) v = 1.5*303.85m/s = 510m/s L/D =11.258)/(ex p/23D L v C R W W ⋅⋅-==exp{(-1500000*0.0002222)/(510*11.258)} =0.935 (4) 格斗格斗时间d=3min ，c=1.6/3600格斗W W /0=0.850/t W T =A ·Max c=0.648*2.5594.0=1.1167TT W W W T)/(00格斗格斗格斗⋅⋅=W T=（1.1167/0. 85）*0.5 =0.656dW T C W W ⨯-=)/(1/34=0.9475(5) 返航45/W W = 0.985 (统计值)(6) 待机E = 20min = 1,200sC = 0.7(1/h) = 0.0001944(1/s) L/D =13)}//(ex p{/56D L EC W W -==exp{-(1200×0.0001944/13)} =0.982(7) 着陆=67/W W =0.995故：7/W W =0.97*0.964*0.935*0.9475*0.985*0.982*0.995=0.7977总的飞机燃油包括任务油，5％的备份燃油，1％的死油 所以：0/W W f =1.06*(1-07/W W )= 0.202313.0013.00034.2/--==W AW W W e运用迭代方法计算0W ：假设有效载重6000Kg,飞行员100Kg 时00//1W W W W W W e f p--==(100+6000)/(1-0.2023-13.0034.2-W ) =6100/(0.8077-13.0034.2-W )正常起飞重量（载弹3500Kg 和一名飞行员100Kg ）为22340Kg 航程R =1500km 1500000 W 1/W 0 0.97W 0初值 W e /W 0 W 0计算值 重量差格斗时间(s=3min)180W 2/W 1 0.964 22320 0.6366 22351 31待机时间(s=20min)1200 W 3/W 20.935 22351 0.6365 22335 -16W=3600(kg) 3600 W4/W30.9475 22335 0.6366 22343 8p巡航SFC=0.81/h(1/s) 0.000222 W5/W40.985 22343 0.6365 22339 -4 巡逻/待机SFC0.71/h(1/s) 0.000194 W6/W50.9822 22339 0.6366 22341 2 最大L/D 13 W7/W60.995 22341 0.6365 22340 -1巡航L/D 11.258 W7/W00.7977 22340 0.6366 22341 1巡航速度(M=1.5)v(m/s) 442.5 W f/W00.2023 22341 0.6366 22340 0 最大起飞重量（载弹6000Kg和一名飞行员100Kg）为32051Kg航程R=1500km 1500000 W1/W00.97 W0初值W e /W0W0计算值重量差格斗时间(s=3min) 180 W2/W10.964 32330 0.6067 31936 -394待机时间(s=20min) 1200 W3/W20.935 31936 0.6077 32099 163有效载荷W p=6100(kg) 6100 W4/W30.9475 32099 0.6073 32031 -68巡航SFC=0.81/h(1/s) 0.000222 W5/W40.985 32031 0.6074 32059 28 巡逻/待机SFC0.71/h(1/s) 0.000194 W6/W50.9822 32059 0.6074 32048 -12 最大L/D 13 W7/W60.995 32048 0.6074 32052 5巡航L/D 11.258 W7/W00.7977 32052 0.6074 32050 -2巡航速度(M=1.5)v(m/s) 442.5 W f/W00.2023 32050 0.6074 32051 1权衡处理：正常起飞重量航程权衡：W=3600(kg)、R=1000Km此时起飞重量20791Kgp航程R=1000km 1000000 W1/W00.97 W0初值W e /W0W0计算值重量差格斗时间(s=3min) 180 W2/W10.964 20880 0.6422 20748 -132 待机时间1200 W3/W20.956 20748 0.6427 20811 64有效载荷W p =6100(kg)3600 W 4/W 3 0.9475 20811 0.6424 20780 -31巡航SFC=0.81/h (1/s) 0.000222 W 5/W 4 0.985 20780 0.6426 20795 15巡逻/待机SFC0.71/h (1/s) 0.000194W 6/W 5 0.9822 20795 0.6425 20788 -7 最大L/D 13 W 7/W 6 0.99520788 0.6425 207923 巡航L/D 11.258W 7/W 00.8157 20792 0.6425 20790-2巡航速度(M=1.5)v (m/s)442.5 W f /W 0 0.1843 20790 0.6425 20791 1W p =3600(kg)、R=2000Km ，此时起飞重量24057Kg 航程R =2000km 2000000 W 1/W 0 0.97W 0初值 W e /W 0 W 0计算值 重量差格斗时间(s=3min) 180 W 2/W 1 0.964 24120 0.6302 24022 -98 待机时间(s=20min)1200W 3/W 2 0.915 24022 0.6306 2407654有效载荷W p =6100(kg)3600 W 4/W 3 0.9475 24076 0.6304 24046 -29巡航SFC=0.81/h (1/s) 0.000222 W 5/W 4 0.985 24046 0.6305 24062 16巡逻/待机SFC0.71/h (1/s) 0.000194 W 6/W 5 0.9822 24062 0.6304 24054-9 最大L/D 13W 7/W 6 0.995 24054 0.6305 240585 巡航L/D 11.258 W 7/W 0 0.7801 24058 0.6305 24056-3巡航速度(M=1.5)v (m/s)442.5 W f /W 0 0.2199 24056 0.6305 24057 1可见此时航程增加33.3%（500Km ）,正常起飞状态重量增重为2405722340100%7.7%22340-⨯=，所以正常起飞状态下提高航程还是有效的最大起飞重量航程权衡：W=6100(kg)、R=1000Km，此时重量为30029Kgp航程R=1000km 1000000 W1/W00.97 W0初值W e /W0W0计算值重量差格斗时间(s=3min) 180 W2/W10.964 32330 0.6067 29187 -3143待机时间(s=20min) 1200 W3/W20.956 29187 0.6148 30367 1180有效载荷W=6100(kg) 6100 W4/W30.9475 30367 0.6117 29897 -470 p巡航SFC=0.81/h(1/s) 0.000222 W5/W40.985 29897 0.6129 30080 183巡逻/待机SFC0.71/h(1/s) 0.000194 W6/W50.9822 30080 0.6124 30008 -72最大L/D 13 W7/W60.995 30008 0.6126 30036 28巡航L/D 11.258 W7/W00.8157 30036 0.6125 30025 -11巡航速度(M=1.5)v(m/s) 442.5 W f/W00.1843 30025 0.6126 30029 4 W=6100(kg)、R=2000Km，此时重量为30748Kgp航程R=2000km 2000000 W1/W00.97 W0初值W e /W0W0计算值重量差格斗时间(s=3min) 180 W2/W10.964 34160 0.6024 34320 160待机时间(s=20min) 1200 W3/W20.915 34320 0.6020 34249 -70有效载荷W=6100(kg) 6100 W4/W30.9475 34249 0.6022 34280 31p巡航SFC=0.81/h(1/s) 0.000222 W5/W40.985 34280 0.6021 34267 -14巡逻/待机SFC0.71/h(1/s) 0.000194 W6/W50.9822 34267 0.6021 34273 6最大L/D 13 W7/W60.995 34273 0.6021 34270 -3巡航L/D 11.258 W7/W00.7801 34270 0.6021 34271 1巡航速度442.5 W f/W00.2199 34271 0.6021 34271 -1(M=1.5)v (m/s)可见如果航程要求增加33.3%（500Km ），起飞重量要增加量为3427132051100%7.0%32051-⨯=，所以最大起飞状态下提高航程也是有效的综合考虑正常起飞状态和最大载重状态，考虑到战争的需要和飞机起飞重量限制，我们选定作战半径1800KM ，经过迭代此时正常起飞重量为23349Kg ，最大起飞重量为33358Kg 。