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第6章：动力装置
6.1 发动机选择
一架飞机发动机方案的参数可采用某些现有的发动机参数来确定。我们选用普拉特·惠特尼公司的F119－PW-100涡轮风扇发动机为原准发动机. 本机采用先进双转子加力式涡轮风扇发动机
设计目标：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、隐身能力(即低的红外和雷达信号特征)。 ? 发动机性能如下———
单台最大推力： 72.5千牛(7400公斤) 加力推力： 111.1千牛(11340公斤) 加力耗油率[kg/(daN·h)] ：2.40 中间耗油率[kg/(daN·h)] ：0.700 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
风扇： 3级轴流式，无进口导流款弦叶片 高压压气机： 6级轴流式，采用整体叶盘结构 燃烧室： 环形整体式，采用浮壁结构
6.2尾喷管设计
? 本机采用矩形二元矢量喷管，二元矢量喷管是飞机的尾喷管能在俯仰和偏航方向偏转，使飞机能在俯仰和偏航方向上产生垂直于飞机轴线附加力矩，因而使
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飞机具有推力矢量控制能力。
6.3 进气道设计
现代飞机动力装置系统中的进气道应能（1）有尽可能高的总压恢复系数；（2）压气机进口处的速度场要足够均匀；（3）在各种使用工作状态下都能稳定地工作（没有严重的气流分离 和压力脉动）；（4）外部阻力尽可能小。 本机采用外压可变几何形状进气道，其内部原理如下图：
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为了有效的改变截获气流的截面面积，把进气道的前部设计成一个整体可动
130～150的形式。
（1）参数确定 捕获面积S=
m??? =
150?0.82 =0.7159m2
0.364?1.6?295其中取m= 150kg/s ?=0.364kg/m3 ?=1.6×295=472m/s ?=0.82 根据经验公式可取进气道的长宽比为 b=1.2h 得到进气道高度为 h=0.7724m 宽度为 b=0.9269m （2）当M=1.6时，
S喉道S进口=0.5，∴S喉道=0.36m2
（3）在超音速时，为了防止波系（尤其是喉道后面的正激波）处于给定的位置，在进气道管道表面上（在喉道后面）设计专门的活门，将多余的空气排入大气。在超音速巡航飞行时，调节活门的打开量。从而使部分大气排入大气中，防止进气道发生喘振。
（4）无论在亚音速还是超音速，在机身表面和压缩斜面上都会形成一个“附面层”。我们根据本机进气道的位置和飞行速度的需要设计机身侧表面到进气道上唇口之间有4.5英寸的间隙。同时我们还可以在调节板的压缩面和进气道内表面设计附面层吸除装置。如下图：
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第7章：起落装置
7.1起落架设计
1．起落架形式的选择： 本机采用前三点式起落架
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2．起落架主要参数的确定： ①．停机角Ψ
???起飞??安装
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°。 ②．着地角φ
???着陆??安装???15?
本机的着地角取?③．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。 本机取??18?
④．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；要与防后倒立角γ相协调。
由机身估算知机身长度为24.9米，故b应取值6.60～8.80m之间，考虑到要
与防后倒立角相协调，本机取b=7.60m。
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=6.84m 主轮伸出量 e=0.1b=0.76m ⑤．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=
etan?=
0.76tan18?=2. 34m