21
正常起飞总重量 Wo=23349kg
燃油重量 Wf=23349*0.2023=4724kg 空机重量 We=23349*0.6366=14864Kg
使用复合材料后空机重量 We=18139*0.654*0.9=10677Kg 最大有效载荷 Wp=6100kg 最大起飞重量 Wo=33357Kg 最终的设计作战剖面如下：
最终设计作战剖面 1800Km 1800Km 武器投放 空中优势 着陆
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Clmax值。
22
本战斗机属超音速巡航飞机，根据表中的统计值，初步取
CLmax=1.8, CLmaxl=2.0, CLmaxt0 =2*0.8=1.6 二.确定零升阻力系数 Cd0
S浸湿亚音速：Cd0?CfeS参考
由上表，取Cfe＝0.0025
S浸湿?0.0025*4.0?0.01 ?Cd0?CfeS参考23
三．确定极曲线
2C?C?C其中： dd0L/?Ae
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对战斗机， e=0.6
本飞机取最上面的两条极曲线计算 得：(L/D)max=0.5(?Ae/Cd0)3.1.3推重比的确定
(1)根据最大平飞速度确定推重比
0.50.68）（cos?）
0.15-3.1
=13.7（和估计的升阻比吻合）
推重比与最大速度密切相关，T/Wto?a?Max 对喷气战斗机（空中优势战斗机），a=0.648,c=0.594 得：T/Wt0 =a·Max=0.648*2.5
c0.594c=1.1167
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(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
(T1 )巡航?W（L/D）巡航而巡航L/D=0.866（L/D）max=0.866*13.7=11.86 得：（T/W）巡航＝1/11.86=0.0843
巡航状态的推重比(T/W) 巡航 要折算到起飞推重比T/Wto 一般取W巡航/Wo?0.956 (=0.97*0.985) T巡航/T0=0.2-0.25(低涵道比涡扇),
?T/Wto?(T/W)巡航?(W巡航/Wto)?(To/T巡航)
＝0.0843*(0.97*0.985)*0.25 ＝0.020136 (3)根据爬升性能确定推重比
CdoT ?G?2W?Ae 其中：e是奥斯瓦尔德因子，对战斗机，近似取0.6。
G为爬升梯度，本机的爬升率取为270m/s. 得：T/W?0.91+2?0.01/(3.14?4?0.6)=0.983 (4)根据起飞滑跑距离确定推重比
WT1S?1.05[?0.5?(3?g?)] WCLmaxTOLTOGL/D1.2取L=350m
uG为地面摩擦系数，取为0.02。对超音速飞机
起飞时L/D在5—6之间。CLmaxTO =2*0.8=1.6由下图初选取W/S为350kg/m
2
W/S(kg/m2) 飞机类型 W/S(kg/m2) 飞机类型 25
滑翔机 自制飞机 通用航空飞机－单发 通用航空飞机－双发 30 50 80 双涡轮螺旋桨飞机 喷气教练机 喷气战斗机 喷气运输机/轰炸机 200 250 350 130 600 ?T/W=0.924
(5)根据最大平飞速度确定推重比（11Kma最大平飞速度2.5Ma）
推重比与翼载要迭代运算，我们参照统计值，初选W/S为350kg/m
2?2CDT0.5??Vmax?=0.785 WW/S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.
? T/Wt0 =1.1167
3.1.4翼载荷的确定
各型飞机的翼载统计值如下：
飞机类型 滑翔机 自制飞机 通用航空飞机－单发 通用航空飞机－双发 W/S(kg/m2) 30 50 80 飞机类型 双涡轮螺旋桨飞机 喷气教练机 喷气战斗机 喷气运输机/轰炸机 W/S(kg/m2) 200 250 350 130 600 (1)．根据失速速度Vstal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。