loading翼型 机翼面积 翼根 翼尖 展长 前缘后掠角 草图如下:
NACA64A006 5.4625m 3.6m 1.08m 2.34m 35度 2根梢比 展弦比 平均相对厚度 1/4弦线后掠角 后缘后掠角 外倾角 ?=3.3 1.00 0.06 23.3度 -20.6度 35度 ●尾翼的功用，组成和设计要求： 尾翼的功用：
保证飞机的稳定性和操纵性。 尾翼的组成：
平尾（前翼）：水平安定面，方向舵。 垂尾：垂直安定面，升降舵。 尾翼的设计要求：按设计要求。 平尾参数的选择：
平尾设计，主要根据平尾尾容量(平尾静面矩系数)确定其主要几何参数。 平尾尾容量为 尾容量的统计值： 尾容量的统计值 飞机类型 涡桨干线客机 涡喷/涡扇干线客机 0.80～1.10 0.65～0.80 0.05～0.08 0.08～0.12 0.06～0.10 0.05～0.09 0.05～0.08 2.0～3.0 2.5～3.5 2.5～3.5 2.0～3.0 1.5～2.0 后掠翼重型非机动飞机 0.50～0.60 直机翼重型非机动飞机 0.45～0.55 高速机动飞机 0.40～0.50 4.4起落架设计
4.4.1起落架形式的选择：
①．本机为高速飞机，故用可收放式起落架。
②．现代高速飞机一般都采用前三点式起落架，所以我们也采用前三点式。
③．本机采用的上单翼，起落架不易安装在机翼上，故起落架安装在机身上；本机采用的是宽体
机身，能保证起落架有足够的收缩空间。
4.4.2起落架主要参数的确定
●停机角Ψ
通常取：
??0??4?，其最佳值应使飞机滑跑时迎面阻力最小，以缩短起飞滑跑距
离。
本机的停机角Ψ=1°。 ●着地角φ
本机的着地角取??15?
●防后倒立角γ
原则：γ角不能过小，防止发生尾部倒立事故；也不能过大，过大会使前轮伸出量减小，造成前轮载荷过大，起飞时抬前轮困难，致使起飞滑跑距离延长。 ? ?????1?~2?? （前苏联）
?15? （美国）
?15??1.5??16.5?
我们采用前苏联的标准，?●前、主轮距b
原则：前轮所承受的载荷为起飞重量6%～12%；b?(0.3~0.4)L机身；要
与防后倒立角γ相协调。
由机身估算知机身长度为18.9米，故b应取值5.67～7.56m之间，考虑到 要与防后倒立角相协调，本机取b=6.5m。
选择前轮伸出量a的条件是保证停机时前轮上承受的载荷为飞机重量的 6%～12%。机身初次估算让前轮承受载荷为飞机重量的10%。 前轮伸出量 a=0.9b=5.85m 主轮伸出量 e=0.1b=6.50m ●起落架高度h
原则：根据防后倒立角和着地角确定；考虑在机体上的安装和收藏位置的需要；地面与飞机之间距离不小于200～250mm.
初步估算取起落架高度h=2.00m ●起落架宽度 B
原则：按飞机起飞、着陆以及在地面滑行时的稳定性，越宽越好；主要决定于飞机重心距地面的高度h，最小的主轮距应该满足不致使飞机向侧向翻倒的要求。
μ是侧向的摩擦系数，取 ??0.85
将h,b,a的值代入上式计算得起落架的最小宽度为3.9m，为增加滑行时的稳定性，我们将起落架的宽度初步定为B?4.1m。 ●轮胎数目和尺寸的确定:
起飞重量31吨，约合60000lb。根据经验值:
前轮轮胎规格为22in.*22in. 轮胎数2。
主轮轮胎规格为35in.*9in. 轮胎数(每支柱)1。
本机
4.5推进系统的选择与设计 4.5.1发动机设计
由于所需推力为21918kg*9.8=241.796KN，接下来参考已有的发动机参数： 苏-33发动机：（俄罗斯留里卡“土星”科研生产联合体研制的两台AL-31F3带加力燃烧室的涡扇发动机）
详细参数： 风扇 3级风扇 高压压气机 双级压气机 燃烧室 环行燃烧室 高压涡轮 低压涡轮 加力燃 烧 室 V形火焰稳定器加力燃室 尾 喷 管 控制系统 最大加力推力(daN) 12503 中间推力(daN) 7620 加力耗油率[kg/(daN·h)] 中间耗油率[kg/(daN·h)] 推重比 8.3 涵道比 总增压比 23.8 涡轮进口温度(℃) 1392 最大直径(mm) 1300 长度(mm) 4920 质量(kg) 1580 F-22发动机（普拉特·惠特尼公司的F119－PW-100涡轮风扇发动机） 详细参数： 风扇 3级轴流式。无进口导流叶片。风扇叶片为宽弦设计 高压压气机 6级轴流式。采用整体叶盘结构 燃烧室 环形，采用浮壁结构 高压涡轮 单级轴流式，采用第三代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构 低压涡轮 单级轴流式。与高压转子对转 加力燃 烧 室 整体式。内、外涵道内各设单圈喷油环 尾 喷 管 二元矢量收敛-扩张喷管，在俯仰方向可作±20°偏转 控制系统 第三代双余度FADEC 最大加力推力(daN) 15568 中间推力(daN) 9786 加力耗油率[kg/(daN·h)] 2.40(据估算应为1.80～1.90) 中间耗油率[kg/(daN·h)] 0.622(据估算应为0.88～0.90) 推重比 >10 涵道比 0.2～0.3 总增压比 26 涡轮进口温度(℃) 约1700 最大直径(mm) 1143 长度(mm) 4826 质量(kg) 1360 比较得知，F119发动机体积小、耗油率低、推重比大，因此我们选择普拉特·惠特尼公司的F119－PW-100涡轮风扇发动机,该发动机是双转子小涵道比加力涡扇发动机，采用可上下偏转的二维矢量喷管，上下偏转角度为20度，推力和矢量由数字电子系统控制。
4.5.2进气道与尾喷管参数选择
●进气道的功能
减速增压，将动能转变为压力能，提供给发动机。
亚音速时：进入发动机的空气增压主要是在压气机中进行；Ma?1.2~1.4时进气道和压气机对气流的增压作用就几乎相同。 ●增压过程的压力损失 a.摩擦
b.当速度场不均匀或气流分离时产生涡流和热交换 c.超音速，因激波的产生而引起压力的损失 ●进气道总压恢复系数σ
进气道出口总压与进口总压之比
σ是衡量进气道增压效率的系数，σ越大，气流的压力损失越小。 ●进气道设计设计要求
a. 保证供应发动机所需要的空气流量； b. 总压恢复系数σ的值最大；
c. 与飞机的总体布置相协调，使进气道的外部阻力尽量减小； d. 进气道的出口流场均匀、畸变小，气流品质良好。 ●进气道的类型
(1)NACA嵌入式(平贴式)进气道
总压恢复系数低，目前已经很少采用。 (2)皮托管式或正激波进气道
亚音速飞机常采用的进气道；超音速飞机也可以采用(此时称为正激波进气道)。 (3)锥形或中心体进气道 (4)二维斜板式进气道
(5)无附面层隔道进气道(DSI)
DSI去掉了附面层隔离板，进气口也整合到前机身设计中。在进气口前设计有一个三维的表面（鼓包）。这个鼓包的功能是作为一个压缩面，同时增大压力分布以将附面层空气“推离”进气道。进气道整流罩唇口的设计特点使得主要的附面层气流可以溢出流向后机身。整个DSI没有可动部件，没有附面层隔离板，也没有放气系统或旁通系统。 ●进气道的几何参数 (1)进气道的面积S进口 由M空气?S?v?ρH?S进口v进口ρ进口
M空气知S进口?v进口ρ进口v进口?v进口v? 通常可取v进口?0.5
查表知： ρ0?1.225kg/m3
查发动机所需空气流量知：F110-GE-100发动机所需M空气约为113.4～122.4kg/s，基于F119－PW-100发动机的强大，参考取值135 kg/s
(2)进气道的长度：从进口至发发动机压气机进口的距离L 内壁的半扩散角不能大于4?~5?
圆柱段长度不能小于0.5~1.0倍发动机的最大直径。 (3)唇口前缘曲率半径
唇口前缘的曲率半径可按经验公式选定： ●进气道在飞机上的布置
由于本机采用菱形机身，故进气道布置在机身两侧下方的位置，考虑到隐身性能，DSI的设计参数是:鼓包相对于来流附面层的高度略低112时为好;唇罩锯齿角保持在 120°～135°时效果最好;唇罩内切角取 60°时比较理想; 鼓包相对唇口位置L在0170～0180之间时最好。 ●尾喷管的功用
尾喷管的功用是将发动机燃气的压力势能有效地转变为排气的动能，使发动机以最高的效率，最小的能量损失产生最大的推力。 ●尾喷管的主要形式 尾喷管的主要形式有：
(1) 收敛喷管，又可分为固定不变收敛喷管和可变面积收敛喷管 (2) 引射喷管
(3) 可调收敛-扩散喷管(C-D喷管)
(4) 矢量喷管
●尾喷管工作特征的参数 ◆膨胀比π喷