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LV尾＝ 3.6m ??35翼型 机翼面积 翼根 翼尖 展长 前缘后掠角 草图如下:
NACA64A006 5.4625m 3.6m 1.08m 2.34m 35度 20
根梢比 展弦比 平均相对厚度 1/4弦线后掠角 后缘后掠角 外倾角 ?=3.3 1.00 0.06 23.3度 -20.6度 35度
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●尾翼的功用，组成和设计要求： 尾翼的功用：
保证飞机的稳定性和操纵性。 尾翼的组成：
平尾（前翼）：水平安定面，方向舵。 垂尾：垂直安定面，升降舵。 尾翼的设计要求：按设计要求。 平尾参数的选择：
平尾设计，主要根据平尾尾容量(平尾静面矩系数)确定其主要几何参数。 平尾尾容量为 HTHTHTHTCHT
尾容量的统计值：
S?LSL????SHT?LHTSW?CWSWCW
尾容量的统计值 飞机类型 CHT0.80～1.10 0.65～0.80 CVT LHT/CW LVT/CW 涡桨干线客机 涡喷/涡扇干线客机 0.05～0.08 0.08～0.12 0.06～0.10 0.05～0.09 0.05～0.08 2.0～3.0 2.5～3.5 2.5～3.5 2.0～3.0 1.5～2.0 后掠翼重型非机动飞机 0.50～0.60 直机翼重型非机动飞机 0.45～0.55 高速机动飞机 0.40～0.50
4.4起落架设计
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4.4.1起落架形式的选择：
①．本机为高速飞机，故用可收放式起落架。
②．现代高速飞机一般都采用前三点式起落架，所以我们也采用前三点式。 ③．本机采用的上单翼，起落架不易安装在机翼上，故起落架安装在机身上；
本机采用的是宽体机身，能保证起落架有足够的收缩空间。
4.4.2起落架主要参数的确定
●停机角Ψ
???起飞??安装
通常取：
??0??4?，其最佳值应使飞机滑跑时迎面阻力最小，
以缩短起飞滑跑距离。 本机的停机角Ψ=1°。 ●着地角φ
???着陆??安装???15?
本机的着地角取?●防后倒立角γ
原则：γ角不能过小，防止发生尾部倒立事故；也不能过大，过大会使前轮伸出量减小，造成前轮载荷过大，起飞时抬前轮困难，致使起飞滑跑距离延长。
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? ?????1?~2?? （前苏联）
?15? （美国）
?15??1.5??16.5?
我们采用前苏联的标准，?●前、主轮距b
原则：前轮所承受的载荷为起飞重量6%～12%；b?(0.3~0.4)L机身；要 与防后倒立角γ相协调。
由机身估算知机身长度为18.9米，故b应取值5.67～7.56m之间，考虑到 要与防后倒立角相协调，本机取b=6.5m。
选择前轮伸出量a的条件是保证停机时前轮上承受的载荷为飞机重量的 6%～12%。机身初次估算让前轮承受载荷为飞机重量的10%。 前轮伸出量 a=0.9b=5.85m 主轮伸出量 e=0.1b=6.50m ●起落架高度h
原则：根据防后倒立角和着地角确定；考虑在机体上的安装和收藏位置的需要；地面与飞机之间距离不小于200～250mm. 初步估算取起落架高度h=2.00m ●起落架宽度 B
原则：按飞机起飞、着陆以及在地面滑行时的稳定性，越宽越好；主要决定于飞机重心距地面的高度h，最小的主轮距应该满足不致使飞机向侧向翻倒的要求。
μ是侧向的摩擦系数，取 ??0.85
将h,b,a的值代入上式计算得起落架的最小宽度为3.9m，为增加滑行时的稳定性，我们将起落架的宽度初步定为B?4.1m。 ●轮胎数目和尺寸的确定:
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本机起飞重量31吨，约合60000lb。根据经验值:
前轮轮胎规格为22in.*22in. 轮胎数2。
主轮轮胎规格为35in.*9in. 轮胎数(每支柱)1。
4.5推进系统的选择与设计
4.5.1发动机设计
由于所需推力为21918kg*9.8=241.796KN，接下来参考已有的发动机参数： 苏-33发动机：（俄罗斯留里卡“土星”科研生产联合体研制的两台AL-31F3带加力燃烧室的涡扇发动机）
详细参数： 风扇 3级风扇 高压压气机 双级压气机 燃烧室 环行燃烧室 高压涡轮 低压涡轮 加力燃 烧 室 V形火焰稳定器加力燃室 尾 喷 管 控制系统 最大加力推力(daN) 12503 中间推力(daN) 7620 加力耗油率[kg/(daN·h)] 。
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飞机总体大作业 - 四代机设计方案3
