大中型戰(zhàn)略運(yùn)輸機(jī)的設(shè)計(jì)畢業(yè)論文(編輯修改稿)
2024-07-24 13:48 本頁(yè)面
【文章內(nèi)容簡(jiǎn)介】 收放式起落架固定式起落架農(nóng)業(yè)飛機(jī)去除噴灑系統(tǒng)俺有噴灑系統(tǒng)零升阻力包括摩擦阻力和壓差阻力，一架精心設(shè)計(jì)的飛機(jī)在亞音速巡航時(shí)的零升阻力大部分為蒙皮摩擦阻力，再加上小部分的分離壓差阻力，對(duì)于不同類型的飛機(jī)，分離壓差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比，它包括蒙皮摩擦阻力和分離阻力。亞音速： 由上表，取Cfe=CD0=CfeS浸濕S參考=*7=三．確定極曲線在巡航狀態(tài)和低亞音速飛行速度,阻力系數(shù)一般可以表達(dá)為升力系數(shù)的單一函數(shù),稱為飛機(jī)阻力的極曲線。 式中，A為機(jī)翼展弦比，e為奧斯瓦爾德因子。對(duì)后掠機(jī)翼，e=（）（cos），本機(jī)近似取 e=(L/D)max=()=16(1)根據(jù)最大平飛速度確定推重比推重比與最大速度密切相關(guān)， 對(duì)軍用運(yùn)輸機(jī)，a=,c=得： =aMax==(2)根據(jù)保證平飛狀態(tài)的統(tǒng)計(jì)確定推重比飛機(jī)在巡航狀態(tài)時(shí)而巡航L/D=（L/D）max=16=得：（T/W）巡航＝1/=(3)根據(jù)爬升性能確定推重比 本機(jī)取e=G為爬升梯度，本機(jī)假設(shè)以10176。迎角爬升，得：T/+2**10*=(4)根據(jù)起飛滑跑距離確定推重比取L=2000m為地面摩擦系數(shù)，軍用運(yùn)輸機(jī)需在野戰(zhàn)機(jī)場(chǎng)起降。對(duì)亞音速飛機(jī)起飛時(shí)L/D在5—6之間。 =2=飛機(jī)類型 W/S(kg/m2) 飛機(jī)類型 W/S(kg/m2)滑翔機(jī)30雙渦輪螺旋槳飛機(jī)200自制飛機(jī)50噴氣教練機(jī)250通用航空飛機(jī)－單發(fā)80噴氣戰(zhàn)斗機(jī)350通用航空飛機(jī)－雙發(fā)130噴氣運(yùn)輸機(jī)/轟炸機(jī)600T/W=(5)根據(jù)最大平飛速度確定推重比（）推重比與翼載要迭代運(yùn)算，我們參照統(tǒng)計(jì)值，初選W/S為586kg/m =根據(jù)飛機(jī)的不同性能要求可以求出幾個(gè)推重比，飛機(jī)的推重比取其中的最大值. =各型飛機(jī)的翼載統(tǒng)計(jì)值如下：飛機(jī)類型W/S(kg/m2)飛機(jī)類型W/S(kg/m2)滑翔機(jī)30雙渦輪螺旋槳飛機(jī)200自制飛機(jī)50噴氣教練機(jī)250通用航空飛機(jī)－單發(fā)80噴氣戰(zhàn)斗機(jī)350通用航空飛機(jī)－雙發(fā)130噴氣運(yùn)輸機(jī)/轟炸機(jī)600(1)．根據(jù)失速速度確定翼載荷W/S。按規(guī)定，飛機(jī)的失速速度不得大于50節(jié)，我們選擇失速速度為48節(jié)。由于飛機(jī)在著陸時(shí)使用最大升力系數(shù)，此時(shí)引角較大容易失速， =， =,得： =（70）=＝764Kg/m(2)根據(jù)起飛距離確定翼載取 CLmax T0===,LTOG=2000m,uG=,T/W=,L/D=9，得W/S=(3)根據(jù)升限確定翼載 M=升限為13000米,此時(shí)ρ＝,音速a=295m/s為可用推力最大時(shí)的飛行速度。為升限飛行時(shí)的升力系數(shù)得：W/S＝（295）=＝ (5)根據(jù)航程確定翼載為了達(dá)到最大的航程，翼載的選取必須使巡航條件下有高的升阻比L/D。本機(jī)巡航速度： M=航程最大時(shí)一般飛行在最大高度，得：W/S＝(295)π*10** = (6)根據(jù)航時(shí)確定翼載=1152kg/m翼載的選?。? 根據(jù)飛機(jī)的不同性能要求可以求出幾個(gè)翼載，選取其中的最小值作為飛機(jī)的翼載。根據(jù)上述計(jì)算，我們選取最小值W/S=。第4章：氣動(dòng)布局 總體氣動(dòng)布局美軍C5遠(yuǎn)程戰(zhàn)略運(yùn)輸機(jī)充分利用現(xiàn)有成熟設(shè)計(jì)生產(chǎn)經(jīng)驗(yàn)、同時(shí)為了降低研制成本，并綜合考慮本型號(hào)戰(zhàn)略運(yùn)輸?shù)囊笠约霸蜋C(jī)的布局形式，我們將采用如下常規(guī)布局形式：采用常規(guī)布局，上單、小后略懸臂式機(jī)翼，尾翼采用T 型布局，擾流片安裝在機(jī)翼上。 翼型的選擇 機(jī)身的主要幾何參數(shù)是其總長(zhǎng)度LB和其最大橫截面積SBmax(1)機(jī)身長(zhǎng)和長(zhǎng)細(xì)比的選擇確定機(jī)身長(zhǎng)細(xì)比λB，通常是根據(jù)所給定的飛機(jī)性能要求，按照氣動(dòng)阻力最小的原則進(jìn)行。壓差阻力和波阻隨λB 的增加而降低，但摩擦阻力卻隨著λB 的增加而增加,很明顯戰(zhàn)斗機(jī)在飛行時(shí)波阻占總阻力主要地位，故一般選擇長(zhǎng)細(xì)比較大的機(jī)身。設(shè)定最大截面積為： = 機(jī)身的長(zhǎng)細(xì)比/長(zhǎng)徑比，對(duì)于超音速巡航的飛機(jī)，實(shí)驗(yàn)表明在長(zhǎng)細(xì)比為12—14范圍內(nèi)時(shí)升阻比最大。 下表為幾種類型飛機(jī)的機(jī)身長(zhǎng)細(xì)比的統(tǒng)計(jì)值為：飛機(jī)類型λBλB頭λB尾亞音速飛機(jī)(M≤)6~9~22~3高亞音速飛機(jī)(M=~)8~13~3~4超音速飛機(jī)10~204~65~7而根據(jù)經(jīng)驗(yàn)統(tǒng)計(jì)：機(jī)身長(zhǎng) Lf=（—）kfb/對(duì)超音速飛機(jī)，kf=10—23，結(jié)合原準(zhǔn)機(jī)，這里取= Lf= 主要參數(shù)：SVT/S = 13%~ 23%AVT = ~ λVT = ~ (t/c)VT = (t/c)HT相對(duì)厚度 =3%～5% 方向舵相對(duì)于垂尾面積Sru/SVT = —尾翼臂長(zhǎng)為機(jī)身長(zhǎng)的45%50%， Lvt==初步取SVT/S =20%， CVT=根據(jù)規(guī)定，初步設(shè)計(jì)時(shí)，CVT(外露面積) ~ 。對(duì)于小展弦比機(jī)翼和長(zhǎng)機(jī)身飛機(jī)，CVT取上限；雙垂尾時(shí)，CVT要加大20%，這樣可以在保證尾翼操縱效能的基礎(chǔ)上減小尾翼面積，從而減少結(jié)構(gòu)重量。所以， =通常垂尾為對(duì)稱翼型垂尾面積 SVT =CVTbwSw/Lvt 尾翼臂長(zhǎng)為機(jī)身長(zhǎng)的45%50%，力臂通常指從尾翼的1/4弦線到機(jī)翼的1/4弦線的距離. 得：SVT =每個(gè)垂尾的面積為: SVT/2= m 考慮隱身需要，垂尾前緣后掠25176。，后緣前掠25176。，外傾28176。 安裝，保證雷達(dá)發(fā)射波在主反射方向上的最小值，內(nèi)置常規(guī)方向舵，偏轉(zhuǎn)范圍177。30176。展弦比為A=， 根梢比:展弦比A＝從而具有良好的隱身性能所以翼展b==。根弦長(zhǎng)：=2SVT/b/(1+)= 尖弦長(zhǎng):==平均氣動(dòng)弦長(zhǎng) :=2/3C根(1+)/(1+ )。 =2/3通過(guò)查閱資料，我們得到典型四代機(jī)的平尾參數(shù)為機(jī)型展弦比后掠角根梢比尾容相對(duì)面積F22Λ0=48 =48176。Su47Λ0=42176。=45176。同時(shí)尾翼一般為對(duì)稱翼型，我們不妨在翼根處選擇NACA64005翼型，在翼梢處選擇NACA64003翼型，初定尾容為 =,尾翼臂長(zhǎng)為 LHT =30%LB =得：SHT = CHT Cw Sw/LHt= 每個(gè)平尾的面積為: SHT/2= m 展弦比為A=， 根梢比:前緣后掠角∧= 45176。所以翼展b==。根弦長(zhǎng)：=2SHT/
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