其中R=1,800km=4，C=(l/h)= (l/s)，v=1350/3.6 m/s =375m/s，L/D=13，（L/D）=。
W3/W2???(4) 作战阶段
?R?C?expv?(L/D)?1800000?0.0002361exp 375?0.866?13exp(?0.10066)0.905E(待机或续航时间)取20min即1200s C=(l/h)= (l/s) L/D=13
(4)返航
其中R=1,800km=4，C=(l/h)= (l/s)，v=1350/3.6 m/s =375m/s，L/D=13，（L/D）=。
(6) 着陆
W6W5?0.995 (统计值)
此处我们忽略了下降段，而认为巡航段结束于下降段，并把下降段所飞过的水平距离作为航程的一部分。
2.4.2计算燃油重量系数Wf/W0
同样考虑安全余油(5%)、死油(1%)，则总的燃油重量为：
即燃油重量系数Wf /W0为:
WfW0?1.06?(1?W6W5?W5/W4?W4/W3?W3/W2?W2W1?W1W0)?1.06?(1?0.97?0.985?0.905?0.9784?0.905?0.995) =
2.4.3全机重量计算
求出空机重量系数We /W0及燃油重量系数Wf /W0后(或燃油重量Wf)，即可代入2.2.1中全机重量的计算公式迭代求解全机重量W0 。
W0?Wp1?Wf/W0?We/W0
6000?100?1?0.25?2.34?W0?0.13Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0
W0初值 30500 43981 36504 39918 38193 39024 38614 38814 38716 38764 38740 38752 38746 38749 38748 38748
W0计算值 43981 36504 39918 38193 39024 38614 38814 38716 38764 38740 38752 38746 38749 38748 38749 38748
重量差 -13481 7477 -3414 1725 -831 410 -200 98 -30 24 -12 6 -3 1 -1 0
Wf/W0
由公式We 38748 38748 0
/W0?2.34?W0?0.13可以计算出：
Wf/W0 =
战斗机的空机重量系数
WeW0 统计值为 ~ ，因此我们解得
Wf/W0 =是合
理的，通过参照F-22和T-50，我们发现我们所得的W0 数值偏高，W0 应该在28吨左右。
考虑到四代机上大量使用了复合材料，可以降低空机重量系数，考虑复合材料的使用，W0 的计算如下：
W0?Wp1?Wf/W0?We/W06000?100?1?0.25?0.9?2.34?W0?0.13
Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0
W0初值 30500 30526 30516 30520 30519
W0计算值 30526 30516 30520 30519 30520
重量差 26 10 4 1 1
Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0
30520 30519 30519
30519 30519 30519
1 0 0
?0.13W/W?0.9?2.34?W由公式e可以计算出： 00Wf/W0 =
战斗机的空机重量系数
WeW0 统计值为 ~ ，因此我们解得Wf/W0 =是合理
的
由于四代机可以通过大量使用钛合金和先进复合材料（如碳纤维材料，航空
陶瓷材料，金属基复合材料热塑性复合材料等），可以提高飞机的隐身性和耐热性，减轻机体重量，增大机体强度。因此，此处认为大量使用先进复合材料可以在原有复合材料的基础上再使空机系数减少5%。计算如下：
W0??
Wp1?Wf/W0?We/W06000?1001?0.25?0.9?0.95?2.34?W0?0.13
Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0 Wf/W0
W0初值 30500 26833 27910 27567 27674 27640 27651 27648
W0计算值 26833 27910 27567 27674 27640 27651 27648 27648
重量差 3667 -1077 343 -107 34 -11 3 0
?0.13W/W?0.95?0.9?2.34?W由公式e可以计算出： 00Wf/W0 =
战斗机的空机重量系数
WeW0 统计值为 ~ ，因此我们解得Wf/W0
=是合理的，由以上计算，我们最终初步计算所得W0 =27648kg。
飞机升阻特性估算
2.5.1确定最大升力系数
最大升力系数取决于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其
展长、前缘缝翼及缝翼几何形状，Re数、表面光洁度以及来自飞机
其它部件的影响，如：机身、发动机短舱或挂架的干扰。
一般地，起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的80％。
参考F-22，F-22机翼前缘几乎全部是机动襟翼，后缘内外侧都是升降副翼，
有明显改善机动性的公用。我们所设计的飞机也将布置大量类似的增升装置。在初步计算时近似取 CLmax=,CLmaxL=,CLmaxTO=×=
2.5.2估算零升阻力系数CD0及阻力系数CD
机翼上的阻力有许多种，根据阻力的起因以及是否与升力有关，可以把阻 力分为零升阻力（与升力无紧密联系的阻力）和诱导阻力（与升力密切相关的 阻力）。其中零升阻力包括摩擦阻力和压差阻力，一架精心设计的飞机在亚音 速巡航时的零升阻力大部分为蒙皮摩擦阻力，再加上小部分的分离压差阻力， 对于不同类型的飞机，分离压差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比，由此引 出“当量蒙皮摩擦阻力系数（Cfe）的概念”，它包括蒙皮摩擦阻力和分离阻力。
cD0?CfeS浸湿S参考 Cfe/亚音速 cD0?CfeS浸湿S参考 Cfe/亚音速 轰炸机或民用运输机 00030 军用货机 空军战斗机 海军战斗机 轻型飞机（单发） 轻型飞机（双发） 螺旋浆水上飞机 喷气式水上飞机
飞机总体大作业 - 四代机设计方案
