轻型超音速巡航战斗机设计报告 1 设计指标
1.1 任务剖面
2
3
4
5
6
7
8
9
10
0
1
11
12
13
14
任务段
任务属性
任务信息
2-3
Cruise
D=200nm(BCA/BCM)
4-5
Dash
D=50nm, M=1.4, H=35000ft
5-6
Combat
t=3min, M=0.9, H=20000ft
6-7
=
62.7������������/������������2
2.3.5 非定常转弯
由法向过载
n
=
������������������������ ������
知
������
(
������
)
������������������������������������
=
������������������ ������
Weight Drop
8-9
Dash
D=50nm, M=1.4, H=35000ft
9-10
Cruise
D=200nm(BCA/BCM)
11-12
Loiter
t=20min, H=0
(注：D 为距离，t 为时间，M 为马赫数，H 为海拔高度，BCA 表示最佳巡航高度，MCA 表示 最佳巡航马赫数)
1.2 载荷
由设计指标，知������������������������������������������������ℎ ≤ 130������������������ = 220������������/������，则
������������������������������������
=
������������������������������������������������ℎ 1.2
A = 5.416 × 1.8−0.622 = 3.8
查阅图 4，可得前缘后掠角Λ������������ = 48°。 根据起飞上仰边界，查阅图 7，取 1/4 弦长后掠角Λ������/4 = 30°,A=3.5。 查阅图 6，可得尖削比 λ=0.25，则前缘后掠角
1 − ������
1 − 0.25
������
(
������
)
������������������������������������
=
1 2
×
7.38e−4
×
875.82
×
√ 3
0.014 × 0.106
������������/������������2
=
59.4������������/������������2
而
������
选择 Jet fighter(dogfighter)，则 α=0.648，c=0.594，并已知������������������������ = 1.8，则
������ ������0
=
0.648
×
1.80.594
=
0.92
2.3 翼载荷估算
2.3.1 失速速度
失速时，有
W = ������������������������������������������������������������������������ 则
=
������������������������������ 1.12
由设计指标起飞距离为 1000ft，查阅图 12，对应于 Jet&Ground roll，可得 TOP=80。并
已知 σ=1，������������������������������ = 1.8，T/W=0.92，则
������ ������
(注：v 为速度，n 为法向过载，������̇ 为盘旋角速度，A/B 表示加力状态，Dry 表示不开加力状态)
2 飞机参数估算
2.1 展弦比与后掠角估算
查阅图 3，知展弦比
A = α������������������������������ 选择 Jet fighter(dogfighter)，则 α=5.416，c=-0.622，并由设计指标知������������������������ = 1.8，则
=
1 2
×
0.00238
×
1832
×
1.8������������/������������2
=
72������������/������������2
2.3.2 着陆距离
由公式
可知
������ 1 ������������������������������������������������ = 80 ( ������ ) (������������������������������������)
=
183������������/������
由 H=0，查阅 Table B.1 知，ρ = 0.00238slugs/ft3。
由Λ������/4 = 30°，查阅图 10，选择 Plain flap，得������������������������������ ≈ 1.8。 则
������ ������
������ = (������������������)������������������������������ (������)
������/������ ������������������ = ������������������������������������/������
������������������������
已知 A=3.5，Λ������������ = 40°，则 e = 4.61 × (1 − 0.045 × 3.50.68)(cos 40°)0.15 − 3.1 = 0.86
1 ������ = ������ × 3.5 × 0.86 = 0.106 由设计指标 H=35000ft，查阅 Table B.1 知，ρ = 7.38e−4slugs/ft3，a=973.1ft/s。并由巡 航马赫数 M=0.9 可得 V = M × a = 0.9 × 973.1ft/s = 875.8ft/s 则
பைடு நூலகம்
2������2/(������πAe)
而
������ (������)������ombat
=
48 0.85
⁡������������/������������2
=
56������������/������������2
2.3.6 稳定转弯
稳定转弯时
������ ������
=
������ ������
=
������S(������������0 + ������
������������������2)
(
������
)
������������
=
(������������ )������������������������������������ (������������12) × (������������10)
=
59.4 0.97 × 0.977
������������/������������2
������������
=
arctan (⁡tanΛ������
4
+
������(1
+
������))
=
arctan (������������������30°
+
3.5(1
+
0.25))
≅
40°
2.2 起飞推重比估算
查阅图 9，知推重比
������ ������0
=
�����������������������������
������ ������
=
(1000
−
0)
×
1 (
× 1.8 80 )
⁡������������/������������2
=
22.5������������/������������2
此值过小，故不必考虑，也无需转换至起飞翼载荷。
2.3.3 起飞距离
对于喷气式飞机，有
其中
������
������
=
2������ 3������ √ ������������ √������������0
知
������
(
������
)
������������������������������������
=
������√���3���������������0
查阅图 13，选择 Air Force fighter，得蒙皮摩擦系数������������������ = 0.0035，且 ������������0 = ������������������ (������������������������������������������������)
查阅图 14，选择类似于 F-4 鬼怪战斗机，得������������������������/������������������������ = 4，则 ������������0 = 0.0035 × 4 = 0.014
而
1 ������ = ������������������ 其中，对于后掠翼， e = 4.61(1 − 0.045������0.68)(cos Λ������������)0.15 − 3.1
=
������������2������������ 2������