《[计算机软件及应用]第四代战斗机设计.doc》由会员分享，可在线阅读，更多相关《[计算机软件及应用]第四代战斗机设计.doc（59页珍藏版）》请在三一办公上搜索。
1、59项目：第四代战斗机设计组员: 班级：日期：目 录第1章前言5第2章 设计任务书62.1 设计要求62.2概念草图8第3章 初步设计93.1初始参数：93.1.1起飞重量W0的估算93.1.2飞机升阻特性估算233.1.3推重比的确定253.1.4翼载荷的确定27第4章：气动布局294.1 总体气动布局294.2 翼型的选择304.3机翼参数304.4机身参数314.5垂尾参数324.6平尾参数344.7鸭翼参数364.8操纵面参数384.9隐身设计考虑39第5章：机舱及装载布置415.1驾驶舱布置415.2武器装载布置425.2.1炮舱42第6章：动力装置436.1 发动机选择436.2尾
2、喷管设计436.3 进气道设计44第7章：起落装置467.1起落架设计46第8章：重量特性估算488.1 飞机重量分配488.2 重量估算50第9章：飞机性能分析529.1气动数据的估算529.2飞机的升阻特性539.2.1 最大升力系数539.3平飞阻力特性549.3.1平飞需用推力549.4 机动性能计算559.4.1盘旋性能：559.5 起飞着陆性能：569.5.1起飞性能569.5.2着陆性能56第10章 成本分析59第11章 结束语61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
3、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
4、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
5、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v 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v 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v 任务剖面1500Km1500Km武器投放空中优势着陆初步设计剖面待机暖机
6、、滑跑起飞 起飞滑跑距离 巡航：1500km巡航马赫数M=1.5 格斗： 3min 在最大推力状态 待机： 20min 最佳待机速度v 有效载荷 正常有效载荷3.6吨，最大有效载荷6.1吨v 性能要求 起飞和着陆 地面滑跑 最大Ma2.5（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
7、：草图或初始布局 和CD0发动机的SFC设计目标机翼几何参数选择和“e”估算T/W和W/S每一段任务的.W0推算每一任务段的WfW0计算参数选择迭代求解W0为飞机的起飞总重，它由以下几部分组成：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：所以：其中：、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，求出空机重量系数和燃油重量系数 (或燃油重量)，就可求出。二.空机重量系数空机重量系数We /W0 采用统计方法给出，其值大
8、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： 由于We /W0随起飞重量的增加而减小，所以C0。对于军用喷气战斗机A=2.34 C=-0.13采用变后掠翼，We /W0会增加；采用先进复合材料结构，We /W0会减小。三.燃油重量系数 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。暖机、滑跑起飞1500Km1500Km武器投放空中优势着陆
9、初步设计剖面1待机1000Km1000Km武器投放空中优势着陆航程权衡剖面1暖机、滑跑起飞暖机、滑跑起飞2000Km2000Km武器投放空中优势着陆航程权衡剖面2四.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。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
10、：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/DmaxL/Dmax螺旋桨飞机L/Dmax0.866L/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 的估算发动机类型巡航耗油率待机耗油率涡轮喷气0.9(1/h)0.8(1/h)低涵道比涡扇0.8(1/h)0.7(1/h)高涵道比涡扇0.5(1/h)0.4(1/h)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： = 0.97(统计值)(2) 水平加速爬升：起始速度=0.40Ma
11、、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：超音速： 0.9930.958得： 0.964(3) 巡航R = 1,500kmC = 0.8(1/h) = 0.0002222(1/s)v = 1.5*303.85m/s = 510m/sL/D =11.258 =exp(-1500000*0.0002222)/(510*11.258) =0.935(4) 格斗格斗时间d=3min，c=1.6/3600=0.85=AMax=0.648*2.5=1.1167 =（1.1167/0. 85）*0.5 =0.656=0.9475(5) 返航 =
12、0.985 (统计值)(6) 待机E = 20min = 1,200sC = 0.7(1/h) = 0.0001944(1/s)L/D =13=exp-(12000.0001944/13)=0.982(7) 着陆 =0.995故：=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： =1.06*(1-)= 0.2023运用迭代方法计算：假设有效载重6000Kg,飞行员100Kg时=(100+6000)/(1-0.2023-)=6100/(0.8077-)正常起飞重量（载弹3500Kg和一名飞行员1
13、00Kg）为22340Kg航程R=1500km1500000W1/W00.97W0初值We /W0W0计算值重量差格斗时间(s=3min)180W2/W10.964223200.6366 22351 31 待机时间(s=20min)1200W3/W20.935 22351 0.6365 22335 -16 有效载荷Wp=3600(kg)3600W4/W30.947522335 0.6366 22343 8 巡航SFC=0.81/h(1/s)0.000222W5/W40.98522343 0.6365 22339 -4 巡逻/待机SFC0.71/h(1/s)0.000194W6/W50.9822
14、 22339 0.6366 22341 2 最大L/D13W7/W60.99522341 0.6365 22340 -1 巡航L/D11.258W7/W00.7977 22340 0.6366 22341 1 巡航速度(M=1.5)v(m/s)442.5Wf/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=1500km1500000W1/W00.97W0初值We /W0W0计算值重量差格斗时间(s=3min)180W2/W10.964323300.6067 31936 -394 待机时间(s=20min)
15、1200W3/W20.935 31936 0.6077 32099 163 有效载荷Wp=6100(kg)6100W4/W30.947532099 0.6073 32031 -68 巡航SFC=0.81/h(1/s)0.000222W5/W40.98532031 0.6074 32059 28 巡逻/待机SFC0.71/h(1/s)0.000194W6/W50.9822 32059 0.6074 32048 -12 最大L/D13W7/W60.99532048 0.6074 32052 5 巡航L/D11.258W7/W00.7977 32052 0.6074 32050 -2 巡航速度(M=
16、1.5)v(m/s)442.5Wf/W00.2023 32050 0.6074 32051 1 权衡处理： 正常起飞重量航程权衡：Wp=3600(kg)、R=1000Km此时起飞重量20791Kg航程R=1000km1000000W1/W00.97W0初值We /W0W0计算值重量差格斗时间(s=3min)180W2/W10.964208800.6422 20748 -132 待机时间(s=20min)1200W3/W20.956 20748 0.6427 20811 64 有效载荷Wp=6100(kg)3600W4/W30.947520811 0.6424 20780 -31 巡航SFC=0
17、.81/h(1/s)0.000222W5/W40.98520780 0.6426 20795 15 巡逻/待机SFC0.71/h(1/s)0.000194W6/W50.9822 20795 0.6425 20788 -7 最大L/D13W7/W60.99520788 0.6425 20792 3 巡航L/D11.258W7/W00.8157 20792 0.6425 20790 -2 巡航速度(M=1.5)v(m/s)442.5Wf/W00.1843 20790 0.6425 20791 1 Wp=3600(kg)、R=2000Km，此时起飞重量24057Kg航程R=2000km2000000
18、W1/W00.97W0初值We /W0W0计算值重量差格斗时间(s=3min)180W2/W10.964241200.6302 24022 -98 待机时间(s=20min)1200W3/W20.915 24022 0.6306 24076 54 有效载荷Wp=6100(kg)3600W4/W30.947524076 0.6304 24046 -29 巡航SFC=0.81/h(1/s)0.000222W5/W40.98524046 0.6305 24062 16 巡逻/待机SFC0.71/h(1/s)0.000194W6/W50.9822 24062 0.6304 24054 -9 最大L/D
19、13W7/W60.99524054 0.6305 24058 5 巡航L/D11.258W7/W00.7801 24058 0.6305 24056 -3 巡航速度(M=1.5)v(m/s)442.5Wf/W00.2199 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，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：Wp=6100(kg)、R=1000Km，此时重量为30029Kg航程R=1000km1000000W1/W00.97W0初值We /W0W0计算值重量差格斗时间(s=3min)180W2/W10.964323
20、300.6067 29187 -3143 待机时间(s=20min)1200W3/W20.956 29187 0.6148 30367 1180 有效载荷Wp=6100(kg)6100W4/W30.947530367 0.6117 29897 -470 巡航SFC=0.81/h(1/s)0.000222W5/W40.98529897 0.6129 30080 183 巡逻/待机SFC0.71/h(1/s)0.000194W6/W50.9822 30080 0.6124 30008 -72 最大L/D13W7/W60.99530008 0.6126 30036 28 巡航L/D11.258W7/
21、W00.8157 30036 0.6125 30025 -11 巡航速度(M=1.5)v(m/s)442.5Wf/W00.1843 30025 0.6126 30029 4 Wp=6100(kg)、R=2000Km，此时重量为30748Kg航程R=2000km2000000W1/W00.97W0初值We /W0W0计算值重量差格斗时间(s=3min)180W2/W10.964341600.6024 34320 160 待机时间(s=20min)1200W3/W20.915 34320 0.6020 34249 -70 有效载荷Wp=6100(kg)6100W4/W30.947534249 0.
22、6022 34280 31 巡航SFC=0.81/h(1/s)0.000222W5/W40.98534280 0.6021 34267 -14 巡逻/待机SFC0.71/h(1/s)0.000194W6/W50.9822 34267 0.6021 34273 6 最大L/D13W7/W60.99534273 0.6021 34270 -3 巡航L/D11.258W7/W00.7801 34270 0.6021 34271 1 巡航速度(M=1.5)v(m/s)442.5Wf/W00.2199 34271 0.6021 34271 -1 可见如果航程要求增加33.3%（500Km），起飞重量要增
23、加量为，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。有效载荷的权衡：Wp=6100Kg航程R=1800km1800000W1/W00.97W0初值We /W0W0计算值重量差格斗时间(s=3min)180W2/W10.964335500.6038 33276 -274 待机时间(s=20min)1200W3/W20.923 33276 0.6044 33393 117 有效载荷Wp=6100(kg)6100W4/W30.94753
24、3393 0.6041 33343 -51 巡航SFC=0.81/h(1/s)0.000222W5/W40.98533343 0.6043 33364 22 巡逻/待机SFC0.71/h(1/s)0.000194W6/W50.9822 33364 0.6042 33355 -9 最大L/D13W7/W60.99533355 0.6042 33359 4 巡航L/D11.258W7/W00.7871 33359 0.6042 33357 -2 巡航速度(M=1.5)v(m/s)442.5Wf/W00.2129 33357 0.6042 33358 1 可见，如果采用标准装载，起飞重量只需2334
25、9吨，我们将有近10吨的剩余重量，可以利用多余的起飞重量多装载燃油来进一步提高飞机的作战半径，但此时飞机翼载增大，飞行性能不可避免的要下降。复合材料的比较权衡：本机将进一步加强复合材料的运用，假设使用复合材料后空机重量减轻15 航程R=1800km1800000W1/W00.97W0初值We /W0W0计算值重量差格斗时间(s=3min)180W2/W10.964180000.6547 18193 193 待机时间(s=20min)1200W3/W20.923 18193 0.6538 18118 -75 有效载荷Wp=3600(kg)3600W4/W30.947518118 0.6541 1
26、8147 29 巡航SFC=0.81/h(1/s)0.000222W5/W40.98518147 0.6540 18136 -11 巡逻/待机SFC0.71/h(1/s)0.000194W6/W50.9822 18136 0.6540 18140 4 最大L/D13W7/W60.99518140 0.6540 18138 -2 巡航L/D11.258W7/W00.7871 18138 0.6540 18139 1 巡航速度(M=1.5)v(m/s)442.5Wf/W00.2129 18139 0.6540 18139 0 可见，运用复合材料使空机重量减轻10其起飞重量就可以减轻，因此我们所设计
27、的战斗机将尽可能多的采用复合材料，将飞机总重量控制在23吨左右是完全可能的。由上面的数据权衡，得：作战半径 1800Km标准装载Wp=3600Kg正常起飞总重量 Wo=23349kg燃油重量 Wf=23349*0.2023=4724kg空机重量 We=23349*0.6366=14864Kg使用复合材料后空机重量We=18139*0.654*0.9=10677Kg最大有效载荷 Wp=6100kg最大起飞重量 Wo=33357Kg最终的设计作战剖面如下：1800Km1800Km武器投放空中优势着陆最终设计作战剖面3.1.2飞机升阻特性估算一.确定最大升力系数一般地，起飞最大升力系数大约是着陆最大
28、升力系数的80。表2.3.1列出了不同飞机的典型值。 本战斗机属超音速巡航飞机，根据表中的统计值，初步取=1.8, =2.0, =2*0.8=1.6二.确定零升阻力系数 亚音速： 由上表，取0.0025三确定极曲线 其中： 式中，A为机翼展弦比，e为奥斯瓦尔德因子。对后掠机翼，e=4.61（1-0.045A）（cos）-3.1对战斗机，e=0.6本飞机取最上面的两条极曲线计算 得：(L/D)max=0.5()=13.7（和估计的升阻比吻合）3.1.3推重比的确定(1)根据最大平飞速度确定推重比推重比与最大速度密切相关， 对喷气战斗机（空中优势战斗机），a=0.648,c=0.594得： =aM
29、ax=0.648*2.5=1.1167(2)根据保证平飞状态的统计确定推重比飞机在巡航状态时而巡航L/D=0.866（L/D）max=0.866*13.7=11.86得：（T/W）巡航1/11.86=0.0843巡航状态的推重比(T/W) 巡航 要折算到起飞推重比T/Wto一般取 (=0.97*0.985)T巡航/T0=0.2-0.25(低涵道比涡扇), 0.0843*(0.97*0.985)*0.25 0.020136 (3)根据爬升性能确定推重比 其中：e是奥斯瓦尔德因子，对战斗机，近似取0.6。G为爬升梯度，本机的爬升率取为270m/s.得：T/W0.91+=0.983(4)根据起飞滑跑
30、距离确定推重比取L=350m为地面摩擦系数，取为0.02。对超音速飞机起飞时L/D在56之间。 =2*0.8=1.6由下图初选取W/S为350kg/m 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600T/W=0.924(5)根据最大平飞速度确定推重比（11Kma最大平飞速度2.5Ma）推重比与翼载要迭代运算，我们参照统计值，初选W/S为350kg/m =0.785根据飞机的不同性能要求可以求出几个推重比，飞机的推重比取其中的最大值. =1.
31、11673.1.4翼载荷的确定各型飞机的翼载统计值如下：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)根据失速速度确定翼载荷W/S。按规定，飞机的失速速度不得大于50节，我们选择失速速度为48节。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， =88.896m/s ， =1.8,得： =0.5*1.223*（88.896）*1.8=6958.6N/m710.1Kg/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
32、倍。即：W/S(TOP)T/W 34311.6/1.211.1167506.48kg/m(3)根据机动过载确定翼载，一般战斗机n取8-9M=2.2=1.60.50.121（2952.2）/9=462.2kg/m(4)根据升限确定翼载 M=2.5定升限为15000米,此时0.121为可用推理最大时的飞行速度。为升限飞行时的升力系数得：W/S0.50.121（2.5295）0.10=3290.6N/m 336.5kg/m (5)根据航程确定翼载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。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得：W/S0.50.
33、121*(1.5*295) =0.015377* (1.5*295)=3010.9N/m=306.9kg/m(6)根据航时确定翼载=531.5 kg/m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。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
34、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。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
35、，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S23300/
36、336=69.35 m=，一般在0.20.3之间,我们暂取0.28根梢比: =0.28尖削比：=3.57展弦比A4.0 所以翼展b= =16.65m根弦长：=2*s/b/(1+)=2*69.35/（16.65*1.28） = 6.51m尖弦长:=0.28*6.51=1.82m平均气动弦长 :=2/3C根(1+)/(1+ )。 =2/3*6.51*(1+0.28+0.28*0.28)/1.28=4.61m4.4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B，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B
37、 的增加而降低，但摩擦阻力却随着B 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： = 2.0 机身的长细比/长径比，对于超音速巡航的飞机，实验表明在长细比为1214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BB头B尾亚音速飞机(M0.7)691.2223高亚音速飞机(M=0.80.9)8131.72.534超音速飞机10204657而根据经验统计：机身长 Lf=（0.250.30）kfb/对超音速飞机，kf=1023，结合原准机，这里取= 13.0 Lf=0.25*12.0*16.65/=24.90m4.5
38、垂尾参数 主要参数：SVT/S = 13% 23%AVT = 0.8 1.5VT = 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 = 0.20.3尾翼臂长为机身长的45%-50%， Lvt=24.90*0.45=11.21m初步取SVT/S =20%， CVT=0.20*11.21/16.65=0.136根据规定，初步设计时，CVT(外露面积)可在0.075 0.14之间选取。对于小展弦比机翼和长机身飞机，CVT取上限；双垂尾时，CVT要加大20%，这样可以在保证尾翼操纵效能的基础上减小尾翼面积，从而减少结构重量。所以， CVT取为
39、0.136*1.2=0.163通常垂尾为对称翼型垂尾面积 SVT =CVT*bw*Sw/Lvt 尾翼臂长为机身长的45%-50%，力臂通常指从尾翼的1/4弦线到机翼的1/4弦线的距离. 得：SVT =0.163*16.65*69.35/11.21=16.78m 每个垂尾的面积为: SVT/2=8.34 m 考虑隐身需要，垂尾前缘后掠25，后缘前掠25，外倾28 安装，保证雷达发射波在主反射方向上的最小值，内置常规方向舵，偏转范围30。展弦比为A=1.8，根梢比为2.97，垂尾面积为16.78m 根梢比:0.337展弦比A1.8从而具有良好的隐身性能所以翼展b=5.40m。根弦长：=2*SVT/
40、b/(1+)=4.62m 尖弦长:=0.337*4.62=1.56m平均气动弦长 :=2/3C根(1+)/(1+ )。 =2/3*4.62*1.451/1.337=3.34m4.6平尾参数通过查阅资料，我们得到典型四代机的平尾参数为机型展弦比后掠角根梢比尾容相对面积F-222.010=48 1.0=-483.400.1970.171Su-472.450=421.0=455.600.2200.200同时尾翼一般为对称翼型，我们不妨在翼根处选择NACA64-005翼型，在翼梢处选择NACA64-003翼型，初定尾容为 =0.200,尾翼臂长为 LHT =30%*LB =7.47m得：SHT = CHT* Cw *Sw/LHt= 0.200*6.51*69.35/7.47=14.16m 每个平尾的面积为: SHT/2=7.08 m 展弦比为A=2.45，根梢比为2.5，平尾面积为7.08m 根梢比:0.4前缘后掠角= 45所以翼展b=5.93m。根弦长：=2*SHT/b/(1+)=3.41m 尖弦长:=0.40*3.41=1.36m平均气动弦长 :=2
