大型战略运输机设计Word文档格式.doc
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特种任务飞机等支援机型的改装基础平台。
因此,各世界大国都把自行研制和拥有大中型军用战略运输机,作为本国空军是否具备战略运送能力、是否具备快速机动能力的标志;
而由此类飞机改装的大量支援机队作为空中作战的力量倍增器,可以使得战局在最大程度上朝着对己方有利的方向发展。
在以信息化为主导的现代战争中,由于战争的突发性强、强度高、节奏快、物资消耗巨大,从而对作战部队的快速反应、机动作战能力和持续作战能力等提出了新的、更高的要求。
一个国家空中输送能力的大小,在某种程度上已逐步成为决定战争胜负的重要因素之一。
现代大型军用运输机大都具备了强劲的发动机和良好的空气动力特性,其巡航速度一般可达800~900千米/时,是陆上运输速度的15倍,海上运输速度的25倍,因此可以说是这三种运输手段中最快捷的。
现代大型运输机的航程已达数千甚至上万千米。
基本可实现跨洲际部署,经空中加油后,可实施全球性运输。
所以,军用运输机尤其是大型军用运输机的装备数量、技术水平和运载效能已成为衡量一个国家是否具备“战略空军”能力的重要标志。
从近年来发生的几场高技术局部战争来看,大型军用运输机均率先出动,动用的规模已接主战飞机。
大规模应用大型运输机,直接提高了整个部队的机动和快速反应能力,加强了对战争进程的控制能力,增强了部队的持续作战能力。
据统计,在1991年的海湾战争中,美国使用的军用运输机和临时征用的民用运输机共向海湾地区运送了539000吨的货物和近50万名各类作战人员,执行了14000次远程运输任务。
即使在是作战行动相对分散的阿富汗反恐战争中,美国动用的大型军用运输机如C-5和C-17。
也达到了140架。
在伊拉克战争中,美国出动C-17、C-130、C-5。
C-141等大中型运输机,执行了2万余架次的飞行任务,运送兵力约30万人次,运送货物12万吨。
美军的强大空运能力为实现其战略构想创造了条件,也满足了战场中快速机动运输的要求。
综合分析来看,现代化大型军用运输机在现代化战争中的主要作用如下:
一是能够实现作战部队的快速部署。
大型军用运输机由于速度快、运载能力大、航程远,因而可以快速空运兵员、作战装备与军用物资到达指定地点,对作战部队实施快速部署或补充。
以尽快形成对敌方的最大战略威慑。
当威慑力量起到作用时。
甚至可以免动兵戈,而当这种部署不能震慑敌对势力时,这支威慑力量就可以迅速投入战斗。
在海湾战争中,美第82空降师领命后在48小时内从美本土启程,跨洲越洋,远程奔袭上万千米,作为快速机动力量首先进入沙特,第101空中突击师也紧随其后。
紧急部署于海湾地区,对后来军事行动的展开起到了举足轻重的作用。
在海湾战争的空降作战中,多国部队把主降地点选择在伊拉克纵深处。
该处伊军的防御力量薄弱,同时又关联伊军纵深的要害目标。
多国部队占领该处后,建立“眼镜蛇”前方作战基地,以此为跳板,采取“蛙跳”战术,迅速突入到幼发拉底河畔,协助地面部队切断伊军的退路,为击溃伊军创造了先决条件。
二是能够使部队保持持续作战能力。
由于高技术武器装备在现代战争中的大量应用,装备、弹药、油料和其他物资等消耗量异常大,如果不能提供及时的补给和更替。
很可能会对战争的结局产生致命影响。
在伊拉克战争初期,由于美军第3机步师推进速度过快,后勤补给一度出现困难。
为尽快摆脱战场被动局面,美军使用其最先进的C-17大型战略运输机,给第3机步师及时运送了弹药、食品、药品等物资,缓解了供求矛盾。
据不完全统计,美军在海湾战争中总计消耗各类物资高达3000多万吨,是整个朝鲜战争的近50倍。
由此看来。
要保持部队的持续作战能力,就必须有便捷、快速、高效的大型空运保障力量做支撑。
三是能够保障执行特种作战以及和平时期执行抗震救灾和国际人道救援等任务。
大型军用运输机由于持续航程远,因此在战时可以把执行特种作战任务的成建制部队投放到特定区域,有时甚至连同人和装备同时投运,极大的提高了战争的突然性和有效性。
而在越来越多的抗震救灾和国际人道救援行动中,大批的大型军用飞机在人员转移、救灾物资运送、救援人员和装备的运输等方面大显身手。
在我国去年的四川汶川大地震中。
除了我国的大型军用运输机把大批人员和物资运送到地震现场之外,美国的C-17大型军用运输机也曾把美国捐献的救灾物资空运到了四川汶川。
根据分析资料显示。
具备战略空运能力是现代化战争胜利的重要保障。
美军的战略机动15%的运输量是由大型军用运输机来完成的,实施远程作战的战略轰炸机、战术战斗机等也主要依靠运输机来保障。
美军运输机部队在历次海外战争中都发挥了重大作用。
以2003年的伊拉克战争为例。
其运输机部队共执行任务约15940架次,运送了10余万吨物资和1327.6万兵员,空运的人员总数占美军参战人员总数的79%。
可以看出大型运输机对我国国防的重大影响,所以研制一种大型战略运输机是我军的当务之急。
现以美军C-5运输机为原型,设计一架适合我军的大型运输机。
世界主要大型运输机部分数据
C-5
安-124
安-225
机长
75.54米
69.10米
84米
机高
19.85米
21.08米
18.1米
翼展
67.88米
73.30米
88.40米
机翼面积
576.0平方米
628.00平方米
905.0平方米
货仓长×
宽×
高
36.91米×
5.79米×
4.09米
36.0米×
6.4米×
4.4米
43.0米×
使用空重
169643千克
175000千克
175000千克
最大商载
118387千克
150000千克
250000kg
最大燃油重量
150815千克
230000千克
15400千米
最大起飞重量
379657千克
405000千克
640000千克
最大速度
919千米/小时
865千米/小时
850千米/小时
巡航速度
908千米/小时
800~850千米/小时
750千米/小时
起飞滑跑距离
2530米
2520米
3500米
着陆滑跑距离
725米
900米
最大有载航程
5526千米
4500千米
4000千米
最大燃油航程
16500千米
14000千米
实用升限
10895米
10000米
第2章设计任务书
2.1主要设计目标
设计一种大型运输机,该机具有载重量大,飞行寿命长,可靠性和维修性好及能迅速将部队运输到主要军事基地和前线基地的特点,必要时也可以进行战术运输和战略空投,航程在5000公里以上,能够极大的提高部队的机动性和快速反应能力。
2.2目的与用途
大型军用运输机具有快速运送大量兵员、武器装备和其他物资的能力,能确保部队战略机动、战术投送的快捷性和突然性,在现代化战争中发挥过关键性的作用,并且成为了预警机、加油机、电子干扰机、海上巡逻机等重要机型的基础平台。
2.3外形参数
机长:
75m
机高:
20m
翼展:
70m
机翼面积:
580m2
2.4重量参数
有效载重:
80000千克
2.5飞行性能
巡航速度:
810千米/小时(11000m高度)
最大平飞速度:
850千米/小时
巡航高度:
9~12km
实用升限:
13000m
最大载重航程:
5000km
起飞距离:
2000m
着陆距离:
900m
2.6货舱尺寸:
高度:
4m
宽度:
5m
长度:
29m
容积:
560立方米
2.7使用寿命
使用飞行寿命为50000飞行小时或8000次起降,机体寿命达20年。
第3章初步设计
3.1.1起飞重量W0的估算
一.飞机起飞重量的构成
以及近似计算过程的
草图或初始布局
和CD0
发动机的SFC
设计目标
机翼几何参数
选择和“e”估算
T/W和W/S
每一段任务的.
W0推算
每一任务段的
Wf
W0计算
参数选择
迭代求解
框图如下:
W0为飞机的起飞总重,它由以下几部分组成:
Wp为有效载荷(含乘员)重量
Wf为燃油重量,包括任务燃油(可用燃油)、备份燃油(安全余油)及死油三部分;
We为空机重量,主要包括结构(机体、起落架、操纵系统等)重量、动力装置重量及设备重量三部分;
因为:
所以:
其中:
、分别称为燃油重量系数、空机重量系数。
在有效载重Wp已知的情况下,求出空机重量系数和燃油重量系数(或燃油重量),就可求出。
二.空机重量系数
空机重量系数We/W0采用统计方法给出,其值大致为0.3~0.7,战斗机为0.35~0.45。
对于用常规金属材料制造的飞机,We/W0的拟合公式为:
由于We/W0随起飞重量的增加而减小,所以C<
0。
三.燃油重量系数
飞机所需要的燃油量,取决于飞行任务(航程/活动半径)、飞机外形(气动特性)、发动机特性(耗油率、推力)及飞行状态(速度、迎角)等。
Wf或Wf/W0一般不能采用统计方法给出(误差太大),通常用飞行剖面分析法来确定,不同飞行剖面的耗油量是不同的。
四.最大升阻比(L/D)max的估算
升阻比是气动效率的量度,亚音速时,升阻比L/D直接取决于2个设计因素:
机翼翼展(或展弦比)和浸湿面积——机翼翼展(或展弦比)决定诱导阻力的大小,而浸湿面积决定摩擦阻力的大小。
机翼的展弦比大致选为10;
浸湿面积比S浸湿/S参考大致为7;
浸湿展弦比约为10/7即1.43。
比较方案草图与浸湿面积比统计图得:
最大升阻比(L/D)max可望达到17,由下表可知
最大航程
最大航时
喷气式飞机
0.866L/Dmax
L/Dmax
螺旋桨飞机
故,喷气式飞机巡航时的升阻比为0.866(L/D)max=14.722。
五.发动机耗油率C的估算
发动机类型
巡航耗油率
待机耗油率
涡轮喷气
0.9(1/h)
0.8(1/h)
低涵道比涡扇
0.7(1/h)
高涵道比涡扇
0.5(1/h)
0.4(1/h)
由上表数据取巡航耗油率取0.5(1/h)待机耗油率取0.4(1/h)
六.任务段油重的确定
根据设计任务,有效载重=80000kg
(1)暖机和起飞:
=0.97(统计值)
(2) 发动机起动和暖机:
==0.97(统计值)
(2)水平加速爬升:
=0.985(统计值)
(3)巡航
R=5000km
C=0.5(1/h)=0.0001389(1/s)
v=0.75M=233m/s
L/D=14.722
=exp{(-5000000×
0.0001389)/(233×
14.722)}
=0.834
(4)待机
C=0.4(1/h)=0.0001111(1/s)
L/D=17
E=30min=1800s
=
=exp{(-1800×
0.0001111)/17}
=0.989
(5)着陆:
=0.995(统计值)
由此求得任务燃油系数:
==0.97×
0.985×
0.834×
0.989×
0.985
=0.77626
总的飞机燃油包括任务油,5%的备份燃油,1%的死油
=1.06×
(1-)=0.2372
七.运用迭代方法计算
:
=
=
取=280000kg进行迭代:
计算值
重量差(kg)
280000
0.35
193798
86201
0.3629
200050
6252
0.3617
199451
598
199491
0.3618
199501
10
0.36182
199503
2
设计起飞重量=199501kg
空机重量=72187kg
燃油量=47322kg
3.1.2飞机升阻特性估算
一.确定最大升力系数
一般地,起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的80%。
表2.3.1列出了不同飞机的典型值。
本战斗机属军用运输机,根据表中的统计值,初步取
=1.8,=2.5,=2.5×
0.8=2
二.确定零升阻力系数
各种类型飞机CD0和e
飞机类型
CD0
e
高亚音速喷气飞机
0.014-0.2
0.75-0.85
大型涡轮螺旋桨飞机
0.018-0.024
0.80-0.85
双发活塞式飞机
0.022-0.028
0.75-0.80
小型单发飞机
收放式起落架
0.02-0.03
固定式起落架
0.025-0.014
0.65-0.75
农业飞机
去除喷洒系统
0.06
俺有喷洒系统
0.07-0.08
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,它包括蒙皮摩擦阻力和分离阻力。
亚音速:
由上表,取
三.确定极曲线
在巡航状态和低亚音速飞行速度,阻力系数一般可以表达为升力系数的单一函数,称为飞机阻力的极曲线。
式中,A为机翼展弦比,e为奥斯瓦尔德因子。
对后掠机翼,e=4.61(1-0.045A)(cos)-3.1,
本机近似取e=0.8
(L/D)max=0.5()=16
3.1.3推重比的确定
(1)根据最大平飞速度确定推重比
推重比与最大速度密切相关,
对军用运输机,a=0.244,c=0.341
得:
=a·
Max=0.244×
=0.2242
(2)根据保证平飞状态的统计确定推重比
飞机在巡航状态时
而巡航L/D=0.866(L/D)max=0.866×
16=13.856
(T/W)巡航=1/13.856=0.0722
(3)根据爬升性能确定推重比
本机取e=0.8
G为爬升梯度,本机假设以10°
迎角爬升,即G取为0.176
T/W=0.238
(4)根据起飞滑跑距离确定推重比
取L=2000m
为地面摩擦系数,军用运输机需在野战机场起降,取为0.07。
对亚音速飞机起飞时L/D在5—6之间。
=2×
0.8=1.6由下图初选取W/S为586kg/m
飞机类型
W/S(kg/m2)
W/S(kg/m2)
滑翔机
30
双涡轮螺旋桨飞机
200
自制飞机
50
喷气教练机
250
通用航空飞机-单发
80
喷气战斗机
350
通用航空飞机-双发
130
喷气运输机/轰炸机
600
T/W=0.322
(5)根据最大平飞速度确定推重比(11Km最大平飞速度0.78Ma)
推重比与翼载要迭代运算,我们参照统计值,初选W/S为586kg/m
=0.217
根据飞机的不同性能要求可以求出几个推重比,飞机的推重比取其中的最大值.
=0.322
3.1.4翼载荷的确定
各型飞机的翼载统计值如下:
(1).根据失速速度确定翼载荷W/S。
按规定,飞机的失速速度不得大于50节,我们选择失速速度为48节。
由于飞机在着陆时使用最大升力系数,此时引角较大容易失速,
=88.896m/s,=1.8,
=0.5×
1.223×
(70)×
2.5=7490.8N/m=764Kg/m
(2)根据起飞距离确定翼载
取,,,T/W=0.322,
L/D=9,得W/S=603.1
(3)根据升限确定翼载
M=0.85
升限为13000米,此时ρ=0.266,音速a=295m/s
为可用推力最大时的飞行速度。
为升限飞行时的升力系数
W/S=0.5×
0.266×
(0.78×
295)×
0.8
=5633.4N/m=574.8kg/m
(5)根据航程确定翼载
为了达到最大的航程,翼载的选取必须使巡航条件下有高的升阻比L/D。
本机巡航速度:
M=0.75
航程最大时一般飞行在最大高度,因而取0.194
0.194×
(0.75×
295)·
=6522.2N/m=665kg/m
(6)根据航时确定翼载
=1152kg/m
翼载的选取:
根据飞机的不同性能要求可以求出几个翼载,选取其中的最小值作为飞机的翼载。
根据上述计算,我们选取最小值W/S=574.8kg/m。
气动布局
4.1总体气动布局
美军C-5远程战略运输机
充分利用现有成熟设计生产经验、同时为了降低研制成本,并综合考虑本型号战略运输的要求以及原型机的布局形式,我们将采用如下常规布局形式:
采用常规布局,上单、小后略悬臂式机翼,尾翼采用T型布局,扰流片安装在机翼上。
4.2翼型的选择
4.3机翼参数
4.4机身参数
机身的主要几何参数是其总长度LB和其最大横截面积SBmax
(1)机身长和长细比的选择
确定机身长细比λB,通常是根据所给定的飞机性能要求,按照气动阻力最小的原则进行。
压差阻力和波阻随λB的增加而降低,但摩擦阻力却随着λB的增加而增加,很明显战斗机在飞行时波阻占总阻力主要地位,故一般选择长细比较大的机身。
设定最大截面积为:
=2.0
机身的长细比/长径比,对于超音速巡航的飞机,实验表明在长细比为12—14范围内时升阻比最大。
下表为几种类型飞机的机身长细比的统计值为:
λB
λB头
λB尾
亚音速飞机(M≤0.7)
6~9
1.2~2
2~3
高亚音速飞机(M=0.8~0.9)
8~13
1.7~2.5
3~4
超音速飞机
10~20
4~6
5~7
而根据经验统计:
机身长Lf=(0.25—0.30)kfb/
对超音速飞机,kf=10—23,结合原准机,这里取=13.0
Lf=0.25×
12.0×
16.65/=24.90m
4.5垂尾参数
主要参数:
SVT/S=13%~23%
AVT=0.8~1.5
λVT=0.3~0.5
(t/c)VT=(t/c)HT
相对厚度=3%~5%
方向舵相对于垂尾面积Sru/SVT=0.2—0.3
尾翼臂长为机身长的45%-50%,
Lvt=24.90×
0.45=11.21m
初步取SVT/S=20%,
CVT=0.20×
11.21/16.65=0.136
根据规定,初步设计时,CVT(外露面积)可在0.075~0.14之间选取。
对于小展弦比机翼和长机身飞机,CVT取上限;
双垂尾时,CVT要加大20%,这样可以在保证尾翼操纵效能的基础上减小尾翼面积,从而减少结构重量。
所以,CVT取为0.136×
1.2=0.163
通常垂尾为对称翼型
垂尾面积SVT=CVT×
bw×
Sw/Lvt
尾翼臂长为机身长的45%-50%,力臂通常指从尾翼的1/4弦线到机翼的1/4弦线的距离.
SVT=0.163×
16.65×
69.35/11.21=16.78m
每个垂尾的面积为:
SVT/2=8.34m
考虑隐身需要,垂尾前缘后掠25°
,后缘前掠25°
,外倾28°
安装,保证雷达发射波在主反射方向上的最小值,内置常规方向舵,偏转范围±
30°
。
展弦比为A=1.8,根梢比为2.97,垂尾面积为16.78m
根梢比:
0.337
展弦比A=1.8
从而具有良好的隐身性能
所以翼展b==5.40m。
根弦长:
=2×
SVT/b/(1+)=4.62m
尖弦长:
=0.337×
4.62=1.56m
平均气动弦长:
=2/3C根(1+)/(1+)。
=2/3×
4.62×
1.451/1.337=3.34m
4.6平尾参数
通过查阅资料,我们得到典型四代机的平尾参数为
机型
展弦比
后掠角
根梢比
尾容
相对面积
F-22
2.01
Λ0=48Λ1.0=-48°
3.40
0.197
0.171
Su-47
2.45
Λ0=42°
Λ1.0=45°
5.60
0.220
0.200
同时尾翼一般为对称翼型,我们不妨在翼根处选择NACA64-005翼型,在翼梢处选择NACA64-003翼型,
初定尾容为=0.200,
尾翼臂长为LHT=30%×
LB=7.47m
SHT=CHT×
Cw×
Sw/LHt=0.200×
6.51×
69.35
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- 大型 战略 运输机 设计