内容发布更新时间 : 2024/11/9 4:51:21星期一 下面是文章的全部内容请认真阅读。
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由于飞机在着陆时使用最大升力系数，此时引角较大容易失速， ? Vstal=88.896m/s ，Clmax =1.8,
得： W/S?
1??V2?CLmax 2222 =0.5*1.223*（88.896）*1.8=6958.6N/m＝710.1Kg/m
(2)根据起飞距离确定翼载
正常起飞的离地速度是失速速度的1.1倍。即：Vt0?1.1Vstal W/S＝(TOP)×?×Clt0×T/W
＝343×1×1.6/1.21×1.1167＝506.48kg/m (3)根据机动过载确定翼载，一般战斗机n取8-9
M=2.2
WCLmax1???V2 Sn22=1.6×0.5×0.121×（295×2.2）/9 =462.2kg/m
(4)根据升限确定翼载
22W1??HVzj2Cl S2M=2.5
定升限为15000米,此时?H＝0.121
Vzj2为可用推理最大时的飞行速度。C为升限飞行时的升力系数
l得：W/S＝0.5×0.121×（2.5×295）
=3290.6N/m ＝336.5kg/m
(5)根据航程确定翼载
222×0.10
为了达到最大的航程，翼载的选取必须使巡航条件下有高的升阻比L/D。
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W1??V2?AeCd0/3 S2喷气式飞机： M=1.5
航程最大时一般飞行在最大高度，因而?取0.121
2得：W/S＝0.5×0.121*(1.5*295)·3.14*0.6*A*0.038/3
=0.015377* (1.5*295)=3010.9N/m=306.9kg/m (6)根据航时确定翼载
W1??V2?AeCd0S2222=53
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翼载的选取：
根据飞机的不同性能要求可以求出几个翼载，选取其中的最小值作为飞机的翼载。根据上述计算，我们选取最小值W/S=336.5kg/m，在推重比估算时我们选取W/S为350 kg/m，所以权衡以后选择所得结果与之基本吻合。
22第4章：气动布局
4.1 总体气动布局
根据原准机的选择和初始设计参数的选取制定，我们初步定为XX机采用串列三翼面布局，扁平机身，表面缝隙较少，且采用雷达吸波材料。
我们选择采用翼身融合的前掠翼布局，布置有机翼翼根边条和较长机身边条，这样能降低阻力和减少雷达反射信号，改善飞机的起飞着陆性能；在亚音速和大迎角时具有很好的气动性能，从而增加飞机的航程和机动性，并充分利用复合材料的特性来改善前掠翼的气动弹性发散问题。扇形不可调进气口位于机身边条下方，S型进气道侧面靠近机翼前缘处装有前翼；双垂尾向外倾斜，极大减少在主反射方向上的雷达反射波；采用雷达吸波材料对飞机，尤其是驾驶员座舱进行隐身处理。
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4.2 翼型的选择 1：本机不是飞翼
2：该机巡航马赫数要求达到M=1.6位于11000m高空悬臂式机翼可以满足这种要求 3：由于超音速飞行时应尽量减小翼-身干扰阻力，而中单翼相对来说波阻最小，故对这种飞机悬臂式中单翼最合适
4：结合原准机，机翼的前掠角取为前缘前掠20度，后缘前掠37度，且∧1/4 = - 25度
5：机翼翼型：超音速飞机采用薄机翼，且保证飞机的Clmax=1.6，可采用超临界翼型的机翼，头部半径大，可以控制大迎角的分离，对提高机动性有好处，并且可以提高抖振边界，同时可以通过减小相对厚度来补偿超音速波阻大的问题。
综上分析选择的翼型翼根相对厚度为6%翼梢为4%，最大厚度在弦长的40％处。取机翼的展弦比为4.0，前缘前掠角为20度，后缘前掠37，其下反角2度，安装角为2度。一般翼根、翼尖的相对扭转角为3°左右。
4.3机翼参数 S参=65m
由飞机起飞重量WO=23349kg. 翼载336.5kg/m得： 机翼面积S＝23300/336=69.35 m
222?=，一般在0.2—0.3之间,我们暂取0.28 根梢比:?? CtCr=0.28
尖削比：?=3.57 展弦比A＝4.0
所以翼展b=S *A= 69.35*4=16.65m 根弦长：C根部=2*s/b/(1+?)=2*69.35/（16.65*1.28） = 6.51m 尖弦长:C尖部??*C根部=0.28*6.51=1.82m
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平均气动弦长 :c=2/3C根(1+???2)/(1+ ?)。
?c=2/3*6.51*(1+0.28+0.28*0.28)/1.28=4.61m
4.4机身参数
机身的主要几何参数是其总长度LB和其最大横截面积SBmax (1)机身长和长细比的选择
确定机身长细比λB，通常是根据所给定的飞机性能要求，按照气动阻力最小的原则进行。压差阻力和波阻随λB 的增加而降低，但摩擦阻力却随着λB 的增加而增加,很明显战斗机在飞行时波阻占总阻力主要地位，故一般选择长细比较大的机身。 设定最大截面积为：bmaxS
= 2.0
m2
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机身的长细比/长径比
?B，对于超音速巡航的飞机，实验表明在长细比为12
—14范围内时升阻比最大。
下表为几种类型飞机的机身长细比的统计值为： 飞机类型 亚音速飞机(M≤0.7) 高亚音速飞机(M=0.8~0.9) 超音速飞机 λB 6~9 8~13 10~20 λB头 1.2~2 1.7~2.5 4~6 λB尾 2~3 3~4 5~7 而根据经验统计：机身长 Lf=（0.25—0.30）kfb/A 对超音速飞机，kf=10—23，结合原准机，这里取Kf= 13.0
? L=0.25*12.0*16.65/f
4.0=24.90m 4.5垂尾参数 主要参数： SVT/S = 13%~ 23% AVT = 0.8 ~ 1.5 λ
VT
= 0.3 ~ 0.5
(t/c)VT = (t/c)HT 相对厚度 =3%～5%
方向舵相对于垂尾面积Sru/SVT = 0.2—0.3 尾翼臂长为机身长的45%-50%，
? L=24.90*0.45=11.21m
vt
初步取SVT/S =20%，
CVTSVT?LVTSVTLVT????SVT?LVTSW?bWSWbW