超音速巡航飞机
0.0025 取Cfe?0.0025, S浸湿/S参考=3.2
CD0
S浸湿?CfeS参考
=0.0025×3.2=0.008
其中：CD0 为零升阻力(废阻力)系数，CL 为升力系数；K为诱导阻力 因子，A为机翼展弦比，e为奥斯瓦尔德效率因子。
1K?,A?2.3?Ae
其中
CD?CD0?KC?CD02L12?CL?Ae
e?4.61(1?0.045A0.68)(cos?LE)0.15?3.1
=4.61（1-0.045×2.30.68）（cos42°）0.15-3.1
＝0.9596 亚音速下
（L/D）max=0.5(?Ae/CD0)0.5=14.7
2．6推重比的确定
T/W直接影响飞机的性能。一架飞机的T/W越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能够达到的最大速度也越高，转弯角速度也越大。另一方面，发动机越大，执行全部任务中的油耗也越多，从而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。
T/W 不是一个常数。在飞行过程中，随着燃油消耗，飞机重量在减小。另外，发动机的推力也随高度和速度变化。
当提到飞机的推重比时，通常指的是在海平面静止状态（零速度）和标准大气条件下、而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。对于战斗机，另一个常被提到的推重比是格斗(作战)时的推重比 影响起飞推重比的主要性能指标有：
(1) 起飞性能 (2) 最大平飞速度 (3) 加速性 (4) 巡航性能 (5) 爬升性能 (6) 盘旋性能 (7) 最小平飞速度
推重比估算的几点说明：
1 为满足各个性能指标的要求，需根据各个性能指标所确定的推重比的最大值来确定全机的推重比。
2 在起飞翼载荷W来估算起飞推重比T
3 起飞推重比T
WWS 确定的情况下，可以由起飞性能要求(起飞滑跑距离)
。
也可以用统计方法给出。
推重比的统计值 飞机类型 喷气教练机 喷气战斗机(空中格斗飞机) 喷气战斗机(其它) 军用运输/轰炸机 喷气运输机 (1)在空中格斗时: T
所以T＝24883kg (2) 在其他的状况下 ：T
WW典型装机推重比 0.4 0.9 0.6 0.25 0.25 =0.9 , W＝27648 kg
＝0.6 , W＝27648 kg
所以T＝16589 kg
鉴于我们设计喷气式战斗机技术要求，故我们可以取飞机的推重比为0.75。 我们已经估算得飞机的重量（W）是27648千克
TW＝0.75 W＝27648 kg
所以T＝20736 kg
4起飞推重比T/W 也可以用相关性能指标统计给出的经验公式来计算。 A C CT=AMMAX W喷气教练机 0.488 喷气战斗机(空中格斗飞机) 0.648 喷气战斗机(其它) 0.514 军用运输/轰炸机 0.244 喷气运输机 0.267 最大平飞速度M=2.3 在空中格斗时：A＝0.648， C＝0.594， M=2.3， W＝28720 kg
T?W?A?MC ?28720?0.648?2.30.594
0.728 0.594 0.141 0.341 0.363 =30522kg 同理在其他的状况下 ：
A＝0.514， C＝0.141， M=2.3， W＝28720 kg
T?W?A?MC
=28720?0.514?2.30.141
=16601kg
鉴于我们设计战斗机的技术要求：
我们根据黄金分割定律可得，其推力可近似计算： T?16601?0.618?30522?0.382?21918kg 5 有些性能指标既与起飞推重比T此起飞推重比T
WW有关，也与起飞翼载荷WS有关，因
和起飞翼载荷WS不是两个相互独立的参数，一般不能独立求
解，需要一起进行优化。
综上所述我们可以近似算得推力T＝21918kg
故推重比为T
W=21918/27648=0.793
2．7 翼载荷的确定
? 根据失速速度确定翼载荷:
飞机水平飞行时，升力等于飞机的重量。在失速速度下水平飞行时，飞机处于最大升力系数状态。因此，可得到
1W?L???s2SCLmax
2所以，翼载荷表达式为
W1???s2CLmax S2初步估算时,根据任务要求及参考样机,我们取失速速度?s=140km/h=38.9m/s,最大升力系数取典型值2.6。代入数据计算得翼载荷W/S=380. ? 根据机动过载确定翼载荷:
在给定过载系数时所允许的最大翼载计算公式为:
WCLmax1????2 Sn2代入各具体参数，并将格斗时的翼载荷换算为起飞翼载荷，最后计算得起飞翼载
荷为420。
? 根据升限确定翼载荷：
在升限高度上，平飞时升力LH等于重量W，即
12?H?zjSCL?W 2所以翼载荷的表达式为 LH?W12??H?zjCL S2 在给定的升限高度处，查出各参数值，代入上式求得满足升限的翼载荷为413。 ? 根据航程确定翼载荷：
为了达到最大的航程，翼载荷的选取必须使巡航条件下有高的升阻比L/D。对于喷气式飞机，在零升阻力等于诱导阻力3倍时的飞机状态下达到最大航程，由此可导出为优化喷气式飞机航程而选择翼载荷的公式，即
W12????AeCD0/3 S2 将具体数据代入上式求得航程最大时的翼载荷为459。 ? 根据航时确定翼载荷：
为了达到最大的巡航时间，翼载荷的选取应提供一个高的升阻比L喷气式飞机，最优待机是在最大LDD。对于
条件下取得。
W12????AeCD0＝471。
S2? 翼载荷的选取：
选取其中的最小值作为飞机的翼载荷380。
第三章 总体方案设计
3.1总体布局选择
3.1.1方案一：总体布局为三翼面布局
三翼面布局的优点：
（1）综合了常规和鸭式布局的优点，有可能得到很好的气动力特性，特别是操纵性和配平特性。
（2）使气动载荷分配更加合理，从而可以减轻机翼上的载荷，减轻结构重量。
（3）增加一个前翼多了一个安定面和操纵面，可以大大提高飞机的操纵性与稳定特性，特别是在大迎角时增加了最大升力，提供足够的低头恢复力矩。
（4）采用三翼面布局一定程度上可以减小水平尾翼的面积与其相应的结构重量。
三翼面布局的缺点：
增加一个翼面及其操纵系统使得结构复杂性有所增加，零升阻力和重量也稍有增加。需要注意的是，三翼面布局的优点主要来源于旋涡的有利干扰，但在大迎角增大到一定程度，旋涡会发生破裂，导致稳定性和操纵性的突然变化，以及气动力的非线性的产生。另外，鸭面及其偏度对大迎角的稳定性和操纵性也有很大影响。
3.1.2方案二：总体布局为正常式布局
① 配平能力强：平尾升力可上可下。
② 为保证纵向静稳定性，全机焦点应落在全机重心之后。
③ 为保证纵向静操纵性，机翼安装角应大于平尾安装角，即机翼迎角应大
于平尾迎角，也即要求机翼先失速，尾翼后失速。
④ 从亚音速到超音速，焦点后移量大，操纵困难。
⑤ 机翼的下洗对平尾有不利的影响，布置不当配平阻力较大。
我们所设计的飞机采用了矢量推力发动机，不完全靠气动外形控制飞机，且为了突出隐形效果，综合各种考虑，我们设计的飞机选择了方案二
3.2机身布局
选用机身布局为宽机身布局加翼身融合布局。 在隐身要求的前提下，外部副油箱与导弹等武器均需放置于机身内部，在不
飞机总体大作业 - 四代机设计方案2
