【正文】 19 19 19 22 22 22 23 23 24 24 25第四章 部件設計 26 26 26 27 28 29 30 30(A) 32（t/c） 33（Λ） 34（λ） 34 35 37 37 37 40 43 43 44 47 47第四章 參數和性能分析 48 48 48 50 51 51 52 52 53 53 55 高速性能 55 55 55 57 58 63第五章 操縱系統(tǒng)設計 64 64 65（2）機動載荷控制 65（3）直接力操縱系統(tǒng) 65第六章 全壽命成本模型分析 66 DAPCA IV 模型 66 67 燃油費用 67 空勤人員費用 67 維護費用 67大型軍用運輸機發(fā)展概述1 航空工業(yè)是戰(zhàn)略性高科技產業(yè)航空工業(yè)是2O世紀人類最輝煌的創(chuàng)舉之一?？罩辛α渴乾F代戰(zhàn)爭的核心，航空工業(yè)是國防工業(yè)中的支柱型產業(yè)。附表2為現役大型軍用運輸機的主要技術特性。歐洲各國十分看重大型軍用運輸機的作用，其中英國有“大力士”C．1，C．3運輸機54架，法國擁有C160運輸機70架~C130飛機12架，DC一8飛機8架?？罩屑佑蜑檫h程作戰(zhàn)飛機與軍用運輸機增大航程，為預警機和空中支援飛機延長續(xù)航留空時間起到極其重要的作用。武器裝備依賴進口，一是不可能得到適用的先進裝備，再是零備件供應、檢修得不到應有保障，一旦形勢變幻，貨源受阻，裝備就不能正常運行。三、外形參數機長：50m機高：15m翼展：60m機翼面積：360m2四、重量參數空機重量：100噸有效載重：80噸正常起飛重量：280噸最大起飛重量：290噸五、動力裝置兩臺GE90B1渦輪風扇發(fā)動機 六、飛行性能 巡航速度：(9～11Km高度)最大平飛速度：850 km/h()巡航高度：9～12Km實用升限：13Km 七、航程在最大載重時正常航程：5000km轉場航程： 9000km八．起降距離起飛距離：≤2000m著陸距離：≤930m九、貨艙尺寸:高度：寬度：5 m長度：29m體積：560m3十、側風起飛和著陸性能在側風的垂直風速為8m/s，可以正常起飛和著陸。下圖表明后掠角和相對厚度對臨界馬赫數的影響。在這種情況下，10%的阻力損失可能導致商載減少30%。因此重點在確定起飛階段的推重比。另外機頭用小圓弧形狀可以減少超音速阻力，見下圖1給定底面積情況下的最佳形狀卡門旋轉體如給定底面積S(L)，具有最小零升阻力的細長提的面積分布為：式中的變量σ和坐標抽x的關系為，在旋轉體頂點x=0出，σ=Π，在底部σ=0。根據不同的后機身的試驗結果可以歸納出最小阻力的后掠角，在M=，總阻力最小的后體收縮角如下圖。對亞音速飛機宜采用較大展弦比A，一般在6~8，最大可達10，滑翔機，可達30~40。已有典型型號的平尾參數統(tǒng)計型號DC9IL76C17AN70A400MC5AC130B707B727B737B747A300B形式TT常規(guī)TT常規(guī)常規(guī)展弦比53．6尖削比后掠角3035353037SH/S尾容量11平尾的前緣后略角比機翼后掠角大5o左右，這是想在機翼失速之后失速，并使尾翼的臨界馬赫數比機翼大從而避免由于激波形成所帶來的升降舵失效，對低速飛機，平尾后掠角可以保證升降舵的鉸鏈力矩是直的，便于它們左右相連，以減小顫震趨勢。在亞音速飛行時，發(fā)動機管道中空氣的增壓主要是在壓氣機中進行（比在進氣道中的增壓約大五倍）。2后坐角ψ對于前三點式起落架，在停機時，尾部保護座和兩邊主輪相切的平面與地平面之間的夾角ψ，它與停機角和機翼安裝角之和應不小于著陸迎角，以保證飛機能以著陸迎角接地。為了避免飛機尾坐，還要求角在12176。艦載機不大于54176。翼根弦長 ==翼梢弦長 = =故2) 參考機翼梁和飛機的結構布置，將主起落架布置在最有利于傳遞載荷的位置上，并確保其位置在50%~55%的MAC之間。對喉道處的氣流速度應進行驗算，對于高速飛機而言，在任何飛行狀態(tài)下都不能在喉道附近產生局部激波，否則會使σ急劇下降。這些特性主要取決于發(fā)動機的一些主要參數：如渦輪前燃氣溫度3 T 、壓氣機增壓比y k 和涵道比B 等。~，~總的來說，尖削比的減小，使波阻降低，可以提高最大平飛馬赫數。展弦比A的大小，對機翼的誘導阻力系數、零升阻力系數和升力線斜率即機翼的結構重量均有影響。機身尾部外形也可以用尾部長細比和收縮比兩個參數表示，不同的長細比和收縮比的后機身的總阻力系數比較如下圖。式中形狀系數k,對亞音速飛機k=~，對超音速飛機k=~，機身容積根據上面的計算我機身長度初始取50m機身表面積機身頭部設計據定于使用要求，首先應保證駕駛員有良好的視界。 參考資料中給出了具有代表性的翼載，設計過程中，可以利用這些參數作為初始數據的選取，也可以用來檢驗計算結果。努力降低壓縮性阻力或提高阻力臨界馬赫數，是氣動綜合設計的任務之一。這三種型式各有各的優(yōu)缺點，具體如下表所示：上單翼中單翼下單翼翼身干擾阻力中小大結構布置難易/重量易/輕難/重較易/較輕機身容積利用好差較好機翼上安裝起落架難/重較易/較輕易/輕對操作穩(wěn)定性的影響相當于機翼上反相當于機翼下反翼身融合設計難易難易難由上面可以看出氣動布局從根本上決定著飛機的性能要求能否實現。大型軍用運輸機任務書一、設計目標該種軍用運輸機具有高度靈活性，飛行壽命長，可靠性和維修性好。因此建立足夠的運力規(guī)模，以構成有效的戰(zhàn)略威攝，形成具有重型裝備和大型貨物的運載與快速裝卸的反應能力，是很重要的。電子戰(zhàn)飛機一般多由其他軍用飛機改裝而成。蘇聯(lián)解體后俄羅斯繼承了9O 以上的飛機，其空中運輸能力仍屬世界一流。因此，大型軍用運輸機的裝備數量、技術水平和運載能力已成為衡量一個國家國防實力的重要標志。為此，很多國家都把航空工業(yè)作為促進國民經濟發(fā)展的戰(zhàn)略產業(yè)，出口創(chuàng)匯的支柱產業(yè)。航空工業(yè)是高度綜合的技術，突出表現于率先綜合應用多學科技術發(fā)展的最新成就，使之形成完整的技術體系。飛機以其快速、方便、經濟、安全、舒適的特點成為人們主要的交通運輸工具，隨著世界經濟以及旅游業(yè)的發(fā)展，各國航空運輸在運輸結構中所占比例也越來越大，航空運輸業(yè)的發(fā)達與否已成為衡量一個國家現代化，特別是交通現代化與信息化的重要標志，大型噴氣客機與通信衛(wèi)星被認為是信息社會的兩大重要支柱。由此可見軍用運輸機的戰(zhàn)略地位和作用是何等重要。(1)未來戰(zhàn)爭是一種系統(tǒng)對系統(tǒng)的信息戰(zhàn)，即所謂戰(zhàn)場信息戰(zhàn)，就是指揮控制戰(zhàn)。偵察機將以精確制導提供重要情報，是現代戰(zhàn)爭不可缺少的耳目。它可以供特種飛機與現役主力運輸機保持通用性，可以得到最可靠的產品支援和技術保障，并可根據需要改進改型，絕不受制于人。機翼是主承力面，它是產生升力的主要部件，前翼、平尾、垂尾等是輔助承力面，主要用于保證飛機的安定性和操縱性?？梢詫w機起飛總重表示為如下幾項：空機重量We有效載荷Wp燃油重量WF結構重量Ws動力裝置Wpq設備重量Wequ乘員重量Wcrew任務燃油Wmission備份燃油Wfree貨物裝載Wload死油Wequ起飛重量Wto其中= + 其中 一、空機重量系數We的確定起飛重量中,空機重量可以用對應的空機重量系數乘以起飛重量而得到. 空機空重： 空機重量系數：相對于的經驗空機重量系數統(tǒng)計值ACAC無動力滑翔機雙渦漿飛機有動力滑翔機飛 船金屬自制飛機殲 教 機單發(fā)通用飛機軍用運輸機木制自制飛機噴 戰(zhàn) 機雙發(fā)自制飛機噴氣運輸機0,06農用飛機對于變后掠翼=, 正常機翼=取 A=, C= =空機重量系數 二、燃油重量系數WF的確定飛行任務中使用燃油重量為 任務燃油重量為 其中 為任務燃油系數,為額外燃油重量, 任務燃油系數 = 　　　這里注意取＝典型飛行任務剖面圖起飛Ｉ　飛５巡航４爬升并加速８著陸滑行并關機６待機７下降２滑跑１發(fā)動機啟動和暖機各任務段重量比的計算：任務拋面發(fā)動機啟動和暖機取自AAA典型的暖機段燃油系數滑 跑取自AAA典型的滑跑段燃油系數起 飛取自AAA典型的起飛段燃油系數爬升到巡航高度并加速到巡航