【正文】 羅斯有戰(zhàn)略運(yùn)輸機(jī)369架，其中An22飛機(jī)45架，An124飛機(jī)26架，An一225飛機(jī)1架，l，工JI一76飛機(jī)297架。伊拉克空軍裝備俄制MJ_I一76飛機(jī)12架，An一12飛機(jī)5架，An26飛機(jī)8架。飛機(jī)最大起飛重量約100t，有效載重2 0～ 2 5 t，載重航程可達(dá)3 7 0 0～4 600km，目前歐洲7國已初步列出需要288架飛機(jī)的清單。裝有多種探測設(shè)備和信息處理設(shè)備的預(yù)警機(jī)是戰(zhàn)場信息戰(zhàn)中的重要機(jī)種，將對空戰(zhàn)勝負(fù)起到舉足輕重的作用。該機(jī)是以伊留申設(shè)計局的MJ_I一76大型軍用運(yùn)輸機(jī)為基礎(chǔ)發(fā)展而來的。同時又是指揮部與空中機(jī)隊的重要的通信中繼站。空中加油機(jī)大多是由大型民用飛機(jī)、大型軍用運(yùn)輸機(jī)或轟炸機(jī)改裝而成。偵察機(jī)特別是戰(zhàn)略偵察機(jī)要求航程遠(yuǎn)、留空時間長、機(jī)上探測設(shè)備齊全，同時需要配置多名機(jī)員進(jìn)行監(jiān)控。大型軍用運(yùn)輸機(jī)的研制能力綜合代表航空技術(shù)的水平，也是衡量航空工業(yè)能力的重要標(biāo)志。如此復(fù)雜情況，一旦出現(xiàn)突發(fā)事件，要快速機(jī)動部隊，任何其它運(yùn)輸方式都太慢，不保險，沒有大型軍用運(yùn)輸機(jī)不行。空軍運(yùn)輸部隊毋容置疑是大型軍用運(yùn)輸機(jī)的主要用戶，鑒于目前空運(yùn)能力嚴(yán)重不足，與先進(jìn)國家差距之大，可以預(yù)計空軍對大型軍用運(yùn)輸機(jī)需求極為迫切，需求量將是很大。隨著國防現(xiàn)代化發(fā)展的需要，預(yù)計空、海軍對這些特種飛機(jī)的需求也將越來越大。3．4 第三世界的需求發(fā)展中國家對大型運(yùn)輸機(jī)的需求也在不斷增加，但是仍然受經(jīng)濟(jì)能力的限制。將極大的提高部隊的機(jī)動性和快速反應(yīng)能力。第一章 總體方案設(shè)計充分利用現(xiàn)有成熟設(shè)計生產(chǎn)經(jīng)驗、同時為了降低研制成本，并綜合考慮本型號戰(zhàn)略運(yùn)輸?shù)囊?，我們將采用如下常?guī)布局形式：（1）采用常規(guī)布局，上單、小后略懸臂式機(jī)翼；（2）兩臺渦扇噴氣式發(fā)動機(jī)對稱的吊掛在機(jī)翼下；（3）采用前三點(diǎn)，自行車式起落架，并且都收在機(jī)身；（4）遵循波音飛機(jī)的機(jī)翼根部后緣轉(zhuǎn)折的機(jī)身/機(jī)翼布置；（5）尾翼采用T 型布局；（6）擾流片安裝在機(jī)翼上。根據(jù)各輔助翼面與機(jī)翼相對位置及輔助面的多少，有以下幾種氣動布局形式：——正常式布局，水平尾翼在機(jī)翼之后；——鴨式布局，水平前翼在機(jī)翼的前面；——無尾或“飛翼”，飛機(jī)只有一對機(jī)翼；——三翼面布局，機(jī)翼前面有水平前翼，機(jī)翼后面有水平尾翼。采用“扭轉(zhuǎn)”的承力面，可以在保持飛機(jī)穩(wěn)定性的條件下合理地（升阻比損失最?。λ懈鞣N布局型式進(jìn)行配平。選擇機(jī)翼1/4 弦線后掠角和機(jī)翼相對厚度后掠角的類型有以下幾種：（1） 零度后掠或平直翼（2） 后掠（也叫正后掠）（3） 前掠（也叫負(fù)后掠）（4） 變后掠（對稱變后掠）（5） 斜掠（不對稱變后掠）后掠角和相對厚度的選擇對阻力增長特性有很大的影響。本章中假設(shè)飛機(jī)的任務(wù)要求是已知的，任務(wù)書中定義的典型參數(shù)有：(1) 裝載和裝載類型；(2) 航程或待機(jī)要求；(3) 起飛著陸場長；(4) 爬升要求；(5) 機(jī)動要求；(6) 鑒定基準(zhǔn)（例如：實驗、航標(biāo)或軍用標(biāo)準(zhǔn)“設(shè)計起飛總重”是指飛機(jī)在設(shè)計確定任務(wù)開始時的總重量，它不一定與“最大起飛重量”相同。(巡航狀態(tài))、(待機(jī)狀態(tài))航程R=4800km,巡航速度v=*C=(1/h)=(1/s) ,===（2）待機(jī)段待機(jī)時間E=20min=1200sC=(1/h)=(1/s)此時,L/D==燃油重量系數(shù)計算==*******=取=1000kg可得出任務(wù)油重系數(shù)為=(1)+=+起飛質(zhì)量迭代方程及起飛重量的初始確定對于該運(yùn)輸機(jī)，=400kg =600kg =80 000kg起飛重量： 空機(jī)重量： 燃油重量：由上式得起飛重量迭代方程：=則迭代得：初值（kg） 的計算值(kg ) 重量差（kg） 270000 285430 15430285430 283725 1704283725 283907 182283907 283888 19283888 283890 2283890 283890 0三、有效載荷Wp的確定Wcrew=100*6=600（kg）Wload=80000(Kg)由于起飛重量為283890kg,，空機(jī)重量系數(shù)為＝　故飛機(jī)空重為＝283890*=109626(kg) Wp=80600kg任務(wù)燃油系數(shù)==+1000247。對于高亞音速運(yùn)輸機(jī)而言，壓縮性對阻力的影響是次要的。另一方面，低速形態(tài)的阻力據(jù)定運(yùn)輸機(jī)特定飛行的允許起飛重量，因而就決定在大有用載荷。未知量升阻比是氣動效率的量度，在亞音速狀態(tài)飛行下，其取決于機(jī)翼翼展和浸濕面積。誘導(dǎo)阻力即升致阻力，它是翼展的函數(shù)。翼載對飛機(jī)的起飛重量有著重要影響。從而得到該運(yùn)輸機(jī)的機(jī)翼參考面積為S=283890247。T/W直接影響飛機(jī)的性能。2=, 因而選用兩臺GE90B1發(fā)動機(jī),其單臺　推力為38660daN(該單位即相當(dāng)于kg)。經(jīng)常采用長細(xì)比:；頭部長細(xì)比；尾部細(xì)長比以及尾部收縮比，它表示尾部橫截面和旋轉(zhuǎn)體最大截面積的面積比。從氣動設(shè)計考慮則要求阻力小。如駕駛艙和貨倉要求橫截面尺寸，發(fā)動機(jī)沿軸向控制尺寸，翼身融合體要求尺寸等決定了機(jī)身沿軸向橫截面控制尺寸。機(jī)身阻力隨馬赫數(shù)和最大截面為之變化情況如下圖所示，機(jī)身長細(xì)比減小時，最大截面位置影響更為突出。這中比例遠(yuǎn)超過它們的浸濕面積占全機(jī)面積的比例。另外收縮比對CD的影響較小。通過上面的設(shè)計我們得到下面的機(jī)身控制面圖并對集裝箱、情形戰(zhàn)車和傘兵裝置有如下是示意圖：假定飛機(jī)動力裝置已經(jīng)選定，則決定速度的主要因素是阻力面積，在速度方面的任何改進(jìn)都可以用減少阻力面積的方法得到，例如減小浸濕面積、流線化、減少干擾、優(yōu)化翼載和展弦比等。達(dá)到高巡航馬赫數(shù)的基本方法是選擇后掠、減少相對厚度、設(shè)計改進(jìn)的翼型、優(yōu)化展向彎度和扭轉(zhuǎn)分布，采用中等翼載和展弦比。，通常是在已經(jīng)獲得高速飛行滿意的機(jī)翼形狀之后，再確定增升裝置的布局。此外由于阻尼大和小展弦比的副翼效率低而使其滾轉(zhuǎn)技能變差。由上章總體參數(shù)和任務(wù)書有機(jī)翼面積：W/S=700kg/m2S=b=55m另外據(jù)經(jīng)驗數(shù)取機(jī)翼梢根比=：幾何展弦比：運(yùn)輸機(jī)一般在小速度（MMcr）不考慮空氣壓縮性時，有效展弦比：其中是機(jī)翼最大厚度線的后掠角，我們這里暫取（t/c）運(yùn)輸機(jī)根部翼型的的厚度應(yīng)該選擇能得到一良好的懸臂比，對給定的尖削比，這意味著根部相對厚度隨展弦比成正比增大，當(dāng)采用相對簡單的后院增升裝置時，15%~20%之間的相對厚度對得到良好的性能是有利的，同時也能提供收放起落架的足夠空間。一般情況1/4后掠角和機(jī)翼平均相對厚度是結(jié)合在一起考慮的，對同以設(shè)計條件，增大后掠角可以增加相對厚度，這在需要時可以多裝載燃油。當(dāng)尖削比減少時，半機(jī)翼壓心的展向位置向翼根方向移動，有升力產(chǎn)生的根部彎矩也相應(yīng)減少，因為翼根結(jié)構(gòu)高度增加（對給定的機(jī)翼面積、展長和剖面形狀），高度尖削的機(jī)翼可以做得比矩形機(jī)翼輕，而扭轉(zhuǎn)剛度也大得多。一個后置平尾，為了平衡機(jī)翼的俯仰力矩，一般有2o~3o的負(fù)安裝角。故我們選擇的參數(shù)如下：翼型NACA0012Λ=20oλ=A=t/c=i= 垂尾的尾容量為飛機(jī)類型CHTCVTLHT/CW LVT/CW渦槳干線客機(jī)~~~渦噴/渦扇干線客機(jī)~~~后掠翼重型非機(jī)動飛機(jī)~~~直機(jī)翼重型非機(jī)動飛機(jī)~~~高速機(jī)動飛機(jī)~~~ =故尾翼面積為：取LHT=3則SW=LHT*SW=*=在進(jìn)行初始垂尾面積選擇時,可對總體布局相類似的和適航性類別相同的飛機(jī)設(shè)計數(shù)據(jù)進(jìn)行比較,按照尾容量大小進(jìn)行初始的選擇。選擇為45176。，應(yīng)做地面和空中聯(lián)合試驗以保證工作可靠性。用于亞音速飛機(jī)的現(xiàn)代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，對不同的涵道比，起飛時的耗油率e0 C 和巡航時的耗油率Cec 的值如下：在初步設(shè)計階段，亞音速飛機(jī)的耗油率可用下面的近似公式確定：B －涵道比；H －飛行高度 = （B=8，H=10，M=）除涵道比外，其它的發(fā)動機(jī)參數(shù)，如壓氣機(jī)的增壓比和渦輪前的燃?xì)鉁囟鹊纫矊挠吐视兄匾挠绊懭缦聢D。以高超音速（M3）飛行時，壓氣機(jī)的作用就無關(guān)緊要了，而空氣在進(jìn)氣裝置中的增壓比已達(dá)到40∶1，也就是說使用不帶壓氣機(jī)的空氣噴氣發(fā)動機(jī)（沖壓發(fā)動機(jī)）更合適了。擴(kuò)展段進(jìn)口的尺寸按流經(jīng)進(jìn)口截面的空氣流量來確定。假設(shè)管道要轉(zhuǎn)彎和彎曲，則管道橫截面面積變化應(yīng)平滑過渡，最后一段管道軸線應(yīng)與壓氣機(jī)軸線重合，此段長度不能小于，DE為發(fā)動機(jī)的最大直徑。初步設(shè)計是，隔道的間隙可以安距離機(jī)頭沒米不小于10mm的標(biāo)準(zhǔn)來確定。防后座角為停機(jī)狀態(tài)下，飛機(jī)重心垂線與飛機(jī)尾部保護(hù)后座接地時，飛機(jī)重心和量主輪接地點(diǎn)所在平面的中間的夾角，它比后坐角大1o~2o,即：=13o~17o。主輪距B與前、~。前輪伸出量a=（~）b=*16=主支柱伸出量e=(~)b=*16=h=e/tan(γ)=()=1前、主起落架縱向位置的確定起落架縱向位置，確定要考慮到總體提供的起落架的安裝和收藏位置以及前、主起落架的載荷分配。一般要求（通過重心后限繪制一條與垂線成15176。范圍內(nèi)。每個主起落架的最大停機(jī)載荷=m(bM)/2b=283890* ()/(2*16)=前起落架的最大停機(jī)載荷=m(bl)/b=283890*()/16=前起落架的最小停機(jī)載荷=m(bN)/b=283890*()/16= 主起落架的側(cè)向布置（兩主輪距的確定）影響到飛機(jī)的側(cè)翻角和飛機(jī)的活動面，如副翼、襟翼、發(fā)動機(jī)短艙和螺旋槳與地面的間隙等。側(cè)翻角的計算如下（如圖）對于中、下單翼飛機(jī)，主起落架安裝在機(jī)翼上，兩主輪距離較大，一般都能滿足要求。不同類型飛機(jī)的下