飞机总体设计大作业

作业名称 J-22 战斗机的设计

项目组员 靳国涛 马献伟 张凯 郑正路

所在班级 01010406班

目 录

第一章 任务设计书．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．3 第二章 J-22初始总体参数和方案设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.1重量估算 ．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.2确定翼载和推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．6 2.1.1确定推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．9 2.1.2 确定翼载．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．10 2.3 飞机升阻特性估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.1 零升阻力的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.2 飞机升阻比的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．14 2.4 确定起飞滑跑距离．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．15 2.5 飞机气动布局的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．17 2.6 J-22隐身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．18 第三章 J-22飞机部件设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．20 3.1 机翼设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．21 3.1.1机翼安装形式的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．22 3.1.2机翼具体参数的计算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．24 3.2 机身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．28 3.2.1本机身的设计要求．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．． 29 3.2.2机身的主要几何参数．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．29 3.2.3机身外形的初步设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．30 3.2.4本机机身外形的设计特点．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．31 3.3 起落架的设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．32 3.3.1本机起落架的设计要求．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．32 3.3.2本机起落架的设计参数．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．33 3.4 推进系统的设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．33 3.4.1推进系统设计原则．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．33 3.4.2本机所采用的推进系统．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．34 3.4.3 本机所采用的矢量推进技术．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．36 3.5机上采用的雷达．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．38 3.6飞机内部装载的布置．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．40 3.6.1飞机内部装载布置的原则和方法．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．40 3.6.2 本机驾驶座舱的设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．41 3.7 本机的武器系统．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．42 第四章 本机费用与效能分析．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．43 小结．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．． 50

第一章 设计任务书

（1） 主要设计目标：本机以四代战机为参照，为单座双发重

型战机，具备隐身性能好、起降距离短、超机动性能、超音速巡航等特点。

在9150米高度以M0.9作高过载机动时机翼不产生抖振；在广阔的速度范围内具有充分的能量机动能力可作洲际转场飞行可由一人操纵(单座)各种武器设备和执行各种任务机体有4000飞行小时的疲劳寿命，安全系数为4，要做16000飞行小时的疲劳试验不用地面支援，靠机内设备起动发动机机体构造、电气、液压操纵系统具有高度生存性最大起飞重量34吨，用于空战时在以27吨重量起飞时，最高速度能达到每小时1900千

米。其超音速巡航速度可达每小时1450千米，作战半径1100 千米，战

斗负荷可达 6吨，内置3个武器舱，能实现飞行性能和隐身性能的良好结合。为确保分系统、成品、机载设备的可靠性，必

须采用已经批生产或预生产的，至少是经过试制验证的；高空最大速度M2.35；采用远距的低可观测性的有源相控阵雷达其装备的机载雷达可发现400公里外的目标，能同时跟踪60个空中目标并打击其中的16个。

（2） 目的和用途：主要用于争夺战区制空权同时具有对

地攻击能力，突出强调高机动性、大活动半径、多用途性，可执行空战和对地攻击任务的空中优势战斗机该战机强调，多用途，高机动性能和续航能力。机主动控制技术，较高的盘旋率，较高的爬升率、盘旋半径、盘旋角速度和加速性拥有

矢量推力技术，不开后燃器下维持超音速巡航，匿

踪功能

（3） 动力装置：发动机： 2×Lyulka AL-41F 后燃

器，数位控制涡轮扇发动机

推力： 每个 9,800 kgf

后燃器推力:每个 17,950 kgf * 向量推进： 范围：-20°至+20°； 喷口转速度：30°/秒（上下左右4方向）

（4） 续航时间和航程：最大续航时间(空中加油) 15小时，

(不作空中加油) 5小时15分，最大航程：5500千米，在不加油

情况下的续航能力3800～4200公里。

（5） 使用特性：希望设计与其同期机种所建立的地面，

空中与航线环境完全相同，机动速度和速度限制不影响任何模式的标准运营，飞行速度高度及作战半径：高空最大平飞速度M2.5，最高升限：20000米，实用升限18300米，作战半径约1100千米 （6） 起飞滑跑距离：280米

（7） 维护标准：使用维护标准为每飞行小时11.3人时(相

当于第二次世界大战时的标准)；机载设备的平均故障间隔时间要与每飞行小时11.3人时的维护标准相

适应；

（8） 寿命：10000小时

给出该机的任务剖面图

巡航1500米巡航1500米爬升空战简单的任务剖面图

第二章 飞机初始总体参数与方案设计

2．1重量估算

设计起飞总重”是指飞机在设计确定任务开始时的总重量，它不一定与“最大起飞重量”相同。许多军用飞机的装载可以超过其设计重量，但将损失包括机动性在内的主要性能。除特殊说明外，起飞总重或假定为设计重量。 可以将飞机起飞总重表示为如下几项

WTO=WOE+WF+WPL （1）

WOE = WE+Wtfo+Wcrew （2） WE = WS + WFEQ + WEN （3）

WTO= Wcrew+WF+WPL+WE （4） 可得迭代公式

飞行任务段 发动机启动和暖机 滑跑 起飞 爬升加速到巡航速度 巡航 待机 下降 着陆滑行 燃油系数 W1=0.998 WTOW2?0.998 W1W3=0.995 W2W4=0.985 W3W5?0.980 W4W6?0.99 W5W7?0.99 W6W8?0.995 W7

W8?0.998?0.998?0.995?0.985?0.98?0.99?0.99?0.995?0.9329WTOWF?1.06?(1?0.9329)?0.07W0WE?2.34W0?0.13W0W0?

5000 （单位：英镑）?0.130.93?2.34W0计算飞机总重迭代公式

W0假定值 WEW0 W0计算值 50000 44000 43200 43300 43333

0．5820 0．5835 0．5840 0．5844 0．5844 44535 43227 43352 43340 43332 起飞总重：WTO?43333lb空重：WE?43333?0.584?25307lb任务油重：WF?43333?0.25?10833lb 飞机有效载荷15000lb2．2确定翼载和推重比

推重比(T/W)和翼载(W/S)是影响飞机飞行性能的两个最重要的参数，这些参数的优化是初始设计布局完成后所要进行的主要分析、

设计工作。然而，在初始设计布局之前，要进行基本可信的翼载和推重比估算，否则优化后的飞机可能与初始布局的飞机相差很远，必须重新设计。

2.2.1确定推重比

T/W直接影响飞机的性能。一架飞机的T/W越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能够达到的最大速度也越高，转弯角速度也越大。另一方面，发动机越大，执行全部任务中的油耗也越多，从而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。

T/W不是一个常数。在飞行过程中，随着燃油消耗，飞机重量在减小。另外，发动机的推力也随高度和速度在变化。

在确定参数的过程中，应该注意避免混淆起飞推重比和其它条件下的推重比。如果所需的推重比是在其它条件下得到的，必须将它折算到起飞条件下去，以便于选择发动机的数量和大小

推重比计算 M=2.2

TWT0?a?Mc

1．根据推重比与最大马赫数的关系，对于喷气式战机，取a=0.684 c=0.594

c0.594T?a?M?0.648?2.2?1.035 WT02.2.2确定翼载荷（W/S）

翼载是飞机重量除以飞机的参考（不是外露）机

翼面积。翼载影响失速速度、爬升率、起飞着陆距离以及盘旋性能。翼载决定了设计升力系数，并通过对浸湿面积和翼展的影响而影响阻力。对确定飞机起飞总重也有很大影响。 飞机类型 W/S(kg/m2) 飞机类型 双涡轮螺旋桨滑翔机 30 飞机 自制飞机 通用航空飞机－单发 通用航空飞机－双发

：1 根据失速确定翼载（对于战斗机CLmax取1.2 Vs=110kgh） 飞机的失速是影响飞机安全的主要因素。失速速度直接由翼载和最大升力系数确定。在设计过程中，可利用失速速度与翼载的关系，求得满足失速性能的翼载

W121??VsCLmax??1.235?Vs2?1.2?692kgh S22W/S(kg/m2) 200 50 喷气教练机 250 80 喷气战斗机 喷气运输机/轰350 130 炸机 600 2 巡航时间最大时的翼载（巡航速度42kgh）

起飞滑跑距离是指机轮离地前经过的实际距离，正常起飞的离地速度是失速速度的1.1倍。式（2.4.13）和式（2.4.14）给出了给定起飞距离时所允许的最大翼载。

W121??V?AeCD0??1.235?422?3.14?3?0.845?0.035?600kgm2 S223根据升限确定翼载

升限分为理论升限和实用升限两种。理论升限是指在给定发动机状态下，飞机能保持等速水平直线飞行的最大高度，也就是最大爬升率等于零时的飞行高度。实用升限是指在给定飞机重量和给定发动机状态下，对于军用飞机，亚音速飞行最大爬升率为0.5m/s时的飞行高度；超音速飞行最大爬升率为5m/s时的飞行高度。

W12??HVzi2CL=589KG /米（?H，Vzi分别指1500米时的大气密度，CL，S2升力系数，推力最大是时的飞行速度）

翼载取最小589Kg/米2

2．3 飞机升阻特性估算 2．3．1零升阻力的计算

机翼上的阻力有许多种，根据阻力的起因以及是否与升力有关，可以把阻力分为零升阻力（与升力无紧密联系的阻力）和诱导阻

力（与升力密切相关的阻力）。其中零升阻力包括摩擦阻力和压差阻力，机翼上的阻力有许多种，根据阻力的起因以及是否与升力有关，可以把阻力分为零升阻力（与升力无紧密联系的阻力）和诱导阻力（与升力密切相关的阻力）。其中零升阻力包括摩擦阻力和压差阻力，式中：S－飞机浸湿面积； S参考－飞机参考面积。

浸湿面积，即飞机总的外露表面积，可以看作是把飞机浸入水中会变湿的那部分表面积。要估算阻力必须计算浸湿面积，因为它对摩擦阻力影响最大。

机翼和尾翼的浸湿面积可根据其平面形状估算，如图2.3.2所示，浸湿面积由实际视图外露平面形状面积（S）乘以一个根据机翼和尾翼相对厚度确定的因子得到

Clmax?1.6ClmaxTo?1.8Clmaxxl?2.4

飞机在亚音速巡航时的零升阻力大部分为蒙皮阻力，再加上小部分的分离压差阻力，可以用“当量蒙皮摩擦阻力系数法确定”

S浸湿CD0?CfeS参考

S浸湿—飞机浸湿面积

S参考----飞机参考面积

Cfe-------当量蒙皮摩擦阻力系数

飞机浸湿面积可以用俯视图，侧视图估算

S侧?3.4[（S侧?S俯）/2]

机翼尾翼可以用其平面形状估算

S浸湿?S外露[1.977?0.52(t/c)]S浸湿1?3.4[(S侧?S俯）/2]?3.4?193.9?2?329.63m2S浸湿?329.63?142.16?471.79m2S参考?131.6m2CD0

S浸湿2?S外露（1.977?0.52(t/c))?(57.67?12.63)?(1.977?0.52?0.1)?142.16m2S浸湿471.79?Cfe?0.0025??0.09S参考142.162．3．2飞机升阻比的计算

升阻比L/D是所设计方案总气动效率的量度，在亚音速状态下， 升阻比L/D直接取决于两个设计因素：机翼翼展和浸湿面积。以下

列出了亚音速及超音速飞机典型极曲线的计算和图表，这些数据可

以用于方案论证。所提供的亚音速飞机的极曲线公式如下（襟翼及

起落架收上）：

2 本机为后掠翼飞机，后掠角为40度，展铉比为3

?e?4.61?(1?0.045A0.68)(COS?LE)0.15?3.1?0.845

查得M=2。2时，CD0?0.035

?(L)MAX?0.5?(??Ae?CD0)?7.5

DT1()??0?154 ?巡航升阻比巡航W0?866?7?5122．4确定滑跑距离

假设发动机推力P与地面平行，此时飞机运动方程为

GdV?P?Q?F gdtN?G?Y

1dVP1?V2S可将该式改写为

gdt?G?f?2G(Cx?fCy) 式中Cx，Cy为停机迎角?时的升力系数和阻力系数 由此可得地面加速滑跑段的时间为

TT11??dt?1VlddV0g?0P?f??S2G(C?fC)V2 （1）

Gxy又可将该试改写为1dV2P?f?1?V2S2gdL?G2G(Cx?fCy)

由此可得地面加速滑跑段的距离为

L1Vld2dV21?2g?0P?f??S(C?fC)V2 （2）

G2Gxy对（1），（2）两式进行解析积分得到

T11a1?a1b1Vld1?2g[aLn]1b1a1?a1b1Vld

L11a?bV211ld1?2g[?bLn]1a1其中

aP1?G?fb?S 1?2G(Cx?fCy)PG为推重比1。035

f为地面摩擦系数取平均值0。a1=1

Cx=0。05

Cy=0。16

飞机离地速度VGld?2?SC

yld035

这里飞机起飞重量m=19000kg 机身面积S=57.4m2 离地瞬间的升力系数Cyld=1.03 将数据入（2）式。得L=274米

2．5飞机气动布局的选择

飞机的气动布局通常是指其不同的气动力承力面的安排形式。全机气动特性取决于各承力面之间的相互位置以及相对尺寸和形状。机翼是主承力面，它是产生升力的主要部件，前翼、平尾、垂尾等是辅助承力面，主要用于保证飞机的安定性和操纵性。 选择确定布局型式是一个综合、折衷的过程。根据经验，鸭式和无尾式布局用于超音速为基本飞行状态的飞机是合理的，而常规式布局则用于亚音速飞机或以亚音速飞行状态为主，超音速飞行状态为次的飞机最合适。

本战斗机更强调中、低空机动性，要求飞机具有良好的大迎角特性，故采用正常式布局 飞机型式的选择

所谓飞机型式，是指飞机几何外形的主要特征及飞机各种装载布置方案的统称。而飞机外形主要特征大致是指飞机各部件(机翼、机身、尾翼、动力装置、起落架等)的数目、外形和相对位置的统称

J22采用中等后掠角(40o左右)、小展弦比(2~4)薄机翼(相对厚度3~5%)的正常式、布局型式；

因为对亚音速飞机而言，后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓局

部激波的产生，避免过早出现波阻。

大后掠角和大梯形比的条件下，大迎角时翼尖先失速，使飞机的操稳特性变坏(这一问题可通过几何/气动扭转、加翼刀及机翼前缘缺口等方法来改善 2．6隐身设计

隐身设计的目的，是设计者要减少产品被探测、被发现的可能性，即通过使某一武器系统更难以被测到，从而改善执行任务的能力 本机采取的措施

(1) 经过优化的有源信号，干扰敌方雷达，采用干扰与欺骗系统，用物理的方法，影响敌方借助于电子设施发现或摧毁目标的系统 (2) 改变雷达能量的通过介质(通常是大气)的电气特性。最常用的方法是施放金属箔条改变大气的传播特性，不常用的方法还有施放含金属微粉的烟尘等

(3) 改变飞机本身的反射特性。通过在飞机上采用改变几何截面积、反射率和对雷达波散射的方向性系数的方法，达到隐身的目的；同时，研究和采用吸波材料也可以降低系统的可探测性。 雷达隐身外形

飞机外形对其雷达截面积的影响最大，所以在隐身飞机设计中，采用雷达隐身外形已经成为主要的隐身措施，已经被证实确有显著效果。

隐身外形设计主要考虑：(1) 减小镜面反射、(2) 减小角反射。 本机的雷达隐身外形主要包括：

(1) 机翼机身、机身座舱融合体，低扁而平滑的座舱； (2) 边缘和板块力求在空间平行，使雷达波的反射集中在几个非主要作战方向上；

(3 取消一切外挂物和挂架，采用机内弹舱和保形挂载方式 (4 在座舱内表面蒸镀高导电率的透明薄膜； (5 隐身雷达天线罩

(6 可伸缩的通信和导航天线；

(7 采用内埋式发动机，或完全机内或翼内安装方式 (8 采用锯齿形唇口、进气道屏蔽格栅或金属丝网罩等 飞机红外特征控制技术

近年来，红外探测和制导系统发展迅速，对飞机的威胁日益严重，J22用相应的红外隐身措施，主要包括： (1) 采用红外辐射较弱的涡轮风扇发动机 ； (2) 尾喷管处采用遮挡结构，遮挡和屏蔽红外辐射 (3)用二元喷管或异形喷管

(4)采用新型雾化喷嘴，改进燃烧室设计，减小发动机排烟，从而减弱红外辐射；

(6) 在燃料中加入添加剂，以减弱排气的红外辐射或改变红外波长

(7) 采用隔热材料抑制飞机表面温度的升高，减弱机体红外辐射；

(8) 采用气溶胶屏蔽发动机尾燃的红外辐射。 本机隐身特征

J22是高技术的结晶，它不仅综合运用了最新的隐身技术成果，使飞机具有低RCS的隐身能力，而且可以不开加力进行超音速巡航，具有大迎角下高机动性和敏捷性，先敌发现、先敌进攻能力，以及大的活动半径及足够的武器载荷。优化的外形设计一体化技术。能够权衡高机动性、敏捷性、低阻力和低RCS的要求，兼顾气动力与隐身的一体化设计，不再采用传统的机内有源自卫干扰装置，而是依靠可靠的威胁监控和导弹接近时的投放式干扰

第三章 飞机部件设计

3．1机翼设计

机翼设计的原则（数字1表示?首选?，数字3表示?最不合适?）

本机根据空军的战术技术要求，在设计中主要突出空战格斗性能，通过采用低翼载、大推重比来提高飞机的跨音速机动性。在基本外形选择过程中，为了获得最小的结构重量，借助计算机对各种机翼形状进行过大量计算。在结构上，为了减轻重量，大量使用钛合金材料，其比重占整个结构重量的25％。

3．1．1对机翼安装形式的选择

机翼与机身之间的气动干扰问题，是在选型时首先要考虑的问题。三种型式中，中单翼的气动干扰阻力最小；下单翼的气动干扰阻力最大，但在机翼-机身结合部位进行整流后，可使其干扰阻力明显下降；超音速时情况较复杂，但中单翼有利于翼-身融合，并有利于采用能降低波阻的面积律。

选择机翼的上下位置时，必须考虑机翼对正常式布局飞机的平尾的气动干扰，鸭式布局时需注意与鸭翼之间的相互影响。 上单翼、中单翼和下单翼的优缺点的比较见下表： 上单翼 中单翼 小 难/重 下单翼 大 较易/较轻 翼-身干扰阻力 中 结构布置难易/易/轻 重量 机身容积利用好/低 率/机身高度 差/适中 较好/高 中央翼盒能否可以 贯穿机身 翼吊发动机寿长/难 命/维修性 机翼上安装起难/重 落架 对操稳特性影相当于 响 机翼上反 相当于 机翼下反 较易/较轻 易/轻 较长/较易 短/易 不可以 可以 本机机翼采翼身融合技术，翼身融合技术可以极大的减小阻力（效果最明显的是干扰阻力减小），同时可以增大机体内的可用空间，改善整机的雷达反射特性等。同时由于边条的作用，使飞机的平均后掠增大，高速性能好，但是由于主翼面后掠角仍不是很大，所以低速格斗性能也好。此外，边条与机翼处的折点产生的折点涡可以对机翼上的气流产生有利的扰动，减缓分离。平面形状为切角三角形，带前缘和后缘机动襟翼，选用了固定弯度的普通锥形扭转机翼来提高空战机动性。前缘后掠角45°，展弦比为3，根梢比为4 ，相对厚度翼根处为6.6％，翼尖处为3％。上反角1°，安装角0°。尾翼全动式平尾带有锯齿形后缘，大面积的外侧双垂尾可以满足高速飞行和空战机动的需要 。

3．1．2机翼具体参数的计算

机翼设计：本机翼采用常规布局，属于悬臂梁式机翼，中单翼，NACA64413翼型 .机翼的功用与设计要求 机翼的功用

(1)升力面: 产生升力,还可增加横侧安定性 (上反角和后掠角)。 (2)增升装置: 襟翼、 缝翼。 (3)操纵面: 副翼、 扰流片横向操纵。

(4)外挂 装载: 武器外挂、发动机、内部如油， 旅客机现大多油全部装在机翼中。 (5)连接其它部件: 主起落架 设计要求

(1) 主要产生升力

所以气动要求高，即刚度要求 总刚度: 弯\\扭变形 局部刚度: 凸凹表面光滑

要满足很多特殊设计要求——增升、增阻减升、横向操纵

(2)强度、重量最轻

(3)如是整体油箱,则燃油系统的可靠性十分重要,为保证其安

全,必须保证绝对可靠,必要时可牺牲重量。

一：机翼展弦比

展弦比A的大小，对机翼的诱导阻力系数CDi、零升阻力系数CD0和升力线斜率及机翼的结构重量均有影响

高速飞机，波阻占很大的比例，减小展弦比A，可以使波阻系数明显下降

展弦比A减小，会使翼根弯矩减小，结构重量减轻，且在机翼面积不变的情况下，机翼弦长和厚度的绝对值增加，对受力构件的布置及内部空间的利用都有利

本机机翼面积为57.4m，翼展13

2b2132?3.0，米，几何展弦比A??

s57.4在确定机翼的气动特性时，应用有效展弦比，在小速度M〈Macr时，气

流

被

认

为

是

不

可

压

缩

的

14208314208?不可压?0.02cos?1(3.1????2??3)?0.02cos35?(3.1?4?42?43)?0.054A几何3A有效不可压???2.861??不可压1?0.05

?1为机翼1弦线处后掠角，（?为机翼根梢比，取为4，取为35?） 44A在超临界气流中，考虑到空气压缩性

422442233t3t333(k?1)()(k?1)()112.4(0.1)2.4(0.1)3cc M?acr?[1??]?[1??]?0.874141cos?ccos40?2cos3?cos3?c2cos340?cos340?34

1t??)3，其中0.87

0,其中Ma?0.87A有效可压?A有效不可压1??可压2.86?1??可压

（其中M?acr为Cl=0时机翼临界马赫数），（k=1.4,为空气绝热系数） 参考同类飞机

0??根部+2??0上反角4，安装角? 0???尖部-0.7??尖削比?W?0.35 二 机翼平均相对厚度

高亚音速及超音速时，由于激波的出现，翼型的相对厚度t/c对阻力的影响成为主要问题。高亚音速时，减小t/c可以提高临界马赫数；超音速时，减小t/c可以明显降低波阻。因此，高速飞机的t/c较小，一般取4~6%，以5%较多见

翼尖0.10、，翼根0.13、，根弦Cr?4m，尖弦1m

0.13?4?0.1?1t??0.124 平均相对厚度c5三 内副翼取翼展0.2~0.4;，内襟翼弦长取为0.3,机翼后梁放在

0.705C处，前梁放在0.3C处。

四 襟翼几何参数的确定

已知本机最大许用升力系数为CLMAX?1.4 起飞最大升力系数CLMAXTO?2.0 着陆最大许用升力系数CLMAXL?2.4

根部相对厚度为tc?0.13时，部件升力系数为0.19, 梢部相对厚度为tc?0.11时，相应值为1.7 估算

?CLMAXW?0.95?(1.9?1.7)/2?1.71?CLMAXL?1.71?COS400?1.31

?CLmaxT0?1.05?(2?1.4)?0.63?Cmaxl?1.05?(2.4?1.4)?1.05

故采用富勒襟翼，以确保有足够的升力增量。估算其大概几何外形参数

SwfCfS?0.8?0.30C 拉起?f?15?放下?f?35?五．尾翼

配平能力强：平尾升力可上可下

为保证纵向静稳定性，全机焦点应落在全机重心之后

为保证纵向静操纵性，机翼安装角应大于平尾安装角，即机翼迎角应大于平尾迎角，也即要求机翼先失速，尾翼后失速。 本架战斗机强调多用途、高机动性能和续航能力，采用正常式布

局

本机采用双垂尾

双垂尾的压心较低，可以减小由侧力引起的机身扭矩；但双垂尾需较大的机身宽度，比较适合于高机动性的飞机；同时，双垂尾有时还可以起到降低飞机雷达反射截面积(RCS)的目的(通过垂尾向内或向外倾斜一定角度的方式)。

翼型选用NACA0009/0018 在初步设计中，取尾翼臂

Xh?7m,Xv?7.5m

参照同类型飞机尾容量系数和操纵面尺寸数据，取

Kh?0.75Kv?0.06 Sh?Sv?KhSCKvSbXh?11.8

Xv?10.83．2机身设计

按照用途和功能特征，机身是飞机最复杂的部件之一。它的用途是多种多样的，装载有效载重、乘员、设备、装备，动力装置和燃料，并把飞机的重要部件联成一个整体，包括机翼、尾翼、起落架和发动机。这种功能上的复杂性决定了在设计过程中不论是选择机身参数、尺寸和形状，还是确定作用在它上面的外载荷都

有一定的难度。机身不仅承受其载重的重力，而且还承受从飞机各部件传到机身上的载荷 3．2．1 本机身的设计要求

机身应具有足够的内部容积，保证满足内部装载的使用要求 应使机身的气动阻力最小

要有利于进行结构布置，具有足够的结构高度，便于连接和安装机翼、尾翼等其他部件，等等。 3．2．2机身的主要几何参数

机身的主要几何参数是其总长度LB和其最大横截面积SBmax在进行参数选择时，还经常用到这两个几何参数的比值所构成的相对参数——机身的长细比/长径比λB。机身的长细比λB 代表了机身几何外形最主要的特征，对机身的气动阻力和机身结构等方面的特性都有直接的影响

机身长细比的统计值

飞机类型 λB λB头 λB尾 亚音速飞机(M≤0.7) 6~9 高亚音速飞机(M=0.8~0.9) 超音速飞机 8~13 1.2~2 2~3 1.7~2.5 3~4 10~20 4~6 5~7 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。同时兼顾了机身内部容积、结构和重量等方面的特性

考虑到本机为战斗机机身最大直径取1.73米。机长为19.3米，

?B?LB?11.3 dB3．2．3机身外形的初步设计

机身横截面的形状，以圆形最为有利。在内部容积一定的情况下，其浸湿面积最小，摩擦阻力最小，同时对于承受密封座舱的内压最为有利，从而可以减轻结构重量。

本机为高速飞机，可采用层流机身，其与机翼的层流翼型类似，可以延缓激波的产生，这种机身的最大横截面积后移至距机头约45%机身长度处或更后一点。

本机为高速飞机机身头部外形对机身的波阻影响很大，从减小波

阻的角度出发采用较大长细比的旋成体比较有利。在选择机身头部外形时，考虑了安装雷达天线的内部布置要求，同时要与飞行员座舱的安排相协调，保证飞行员的视野(视界)要求，并在外形上与凸起的座舱盖光滑过渡

机身中部的几何外形对气动阻力的影响较小，常按内部布置要求确定。从减小气动阻力的角度，采用了圆柱形

机身尾段的外形与机身中段外形和尾翼的外形相协调，避免了其表面气流的分离，减小阻力 3．2．4本机机身外形的初步设特点

机身座舱的视界、机头雷达罩、进气道及发动机的安排决定了机身底部外形略带弯曲。进气道和喷管外侧装有凸出的整流罩，整流罩除用来安装机炮外，还可以起到翼根整流和安装平尾及垂尾的作用。这个整流罩从机翼前缘根部向前伸出，大迎角时产生涡流，可推迟机翼失速和提高尾翼效率，起到边条作用。机身背部座舱后边装一块最大开度为35°的减速板。机身为全金属半硬壳式结构，由前、中、后三段组成。前段包括机头雷达罩、座舱和电子设备舱，基本上是铝合金结构。中段是与机翼连接部分，其承受大载荷的构件为钛合金件，约占此段重量的20.4％，前三个框是铝合金的，后三个框是钛合金的。后段为发动机舱，除尾翼外，全为钛合金结构 3．3起落架设计

起落架是一种起飞着陆装置，它保证飞机滑跑、起飞、着陆、着陆后滑跑以及在机场上机动滑行。这时，起落架承受作用于飞机上的各种载荷，并在着陆滑跑中将其大部分动能散逸掉。 起落架型式是指支点数目及其相对于飞机重心的位置特征。目前，飞机上采用的起落架有四种型式：后三点式起落架、前三点式起落架、机翼下带支点的自行车式起落架及多支点式起落架 3．3．1 本机起落架的设计要求

全面地满足已经选定的各项几何参数及与飞机重心的相对位置 检查起落架放下时的着地点、轮距和高度等参数是否满足要求 保证起落架的减震性能、强度、刚度 尽量减小几何尺寸和减轻重量 考虑起落架收放对全机重心的影响

本机采用液压收放前三点式起落架，操纵简单，地面运行稳定 装有油－气减震器，均为单轮，都向前收起， 3．3．2 本机起落架的设计参数

前三点式起落架几何参数

1）停机角ψ=2°（通常取值0°～4°） [???起滑??安装；其中?安装为机翼安装角，取2?] 2）着地角??15?[???着陆????安装]

3）防后倒立角??16?[一般取????1?至2?，对舰载机??15?] 4）纵向轮距b=0.30?Lf?5.7m b=(0.3.～0.40)

Lf为机身全长，为19m [通常

L

f

]

5） 飞机重心H=2.91m 起落架高度：h前起?2.73mh后起?2.89m 6）前轮伸出量a=(0.88～0.94)b 此机取a=0.90b=5.13m 主支柱伸出量e=(0.06～0.12)b 此机选取e=0.10b=0.57m 主轮距B=2.85m 其中B须满足 B≥V为滑动摩擦系数

2?vhba?vh3．4推进系统设计：

222?2?0.35?2.91?5.75.13?0.85?2.91222?2.58

3．4．1 推进系统设计原则

所有飞机推进装置形式都是靠向后推动空气（或燃气）而产生推力的。

为了进行动力装置的设计，首先需要有以下的基本数据：飞机的用途、所要求的飞机性能和飞机的起飞重量。

对动力装置的主要要求是：保证燃油消耗率最低（尤其是远程飞机）、比重最小（尤其是大推重比的飞机），以及具有足够的可靠性和低成本。

要成功地设计出高性能的现代飞机，在很大程度上是依靠机体和动力装置恰当地组合。

要使本机战斗生存力强，采用两侧进气时进气道效率较高 两侧进气时进气道短，内管道损失小，总压恢复系数高，机头便于安装雷达天线，视野较好等

分 类 活塞螺桨 涡轮螺桨 涡轮风扇 涡轮喷气 加力涡喷 综合上表

高度范围 0~8km 0~12km 0~20km 0~22km 0~24km 速度范围 0~M0.4 0~M0.7 0~M1.6 0~M2.3 0~M3.0 3．4．2本机所采用的推进系统

1．先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：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)、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%。循环参数范围是：涵道比0.2～0.3；总增压比23～27；涡轮进口温度1649～1760℃；节流比1.10～1.15。新技术主要有：三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高紊流度强旋流主燃烧室头部、浮壁燃烧室结构、高低压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管 发动机性能：

单台最大推力为72.5千牛(7400公斤)，加力推力为111.1千牛(11340公斤)，

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

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。

3．4．3本机采用推力矢量技术。

推力矢量技术是指发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产生的

推力分量来替代原飞机的操纵面或增强飞机的操纵功能，对飞机的飞行进行实时控制的技术。对它的应用，还得依靠计算机、电子技术、自动控制技术、发动机制造技术、材料和工艺等技术的一体化发展。

利用推力矢量技术到新设计和改型的下一世纪军用飞机上，的确是一个有效的技术突破口，它对战斗机的隐身、减阻，减重都十分有效。推力矢量技术能让发动机推力的一部分变成操纵力，代替或部分代替操纵面，从而大大减少了雷达反射面积；不管迎角多大和飞行速度多低，飞机都可利用这部分操纵力进行操纵，这就增加了飞机的可操纵性。由于直接产生操纵力，并且量值和方向易变，也就增加了飞机的敏捷性，因而可适当地减小或去掉垂尾，也能替代其他一些操纵面。这对降低飞机的可探测性是有利的，也能使飞机的阻力减小，结构重减轻。因此，使用推力矢量技术是解决设计矛盾的最佳选择。二.技术分类及对飞机总体性能的影响。本机采用二元矢量喷管，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，因而使飞机具有推力矢量控制能力。二元矢量喷管通常是矩形的，或者是四块可以配套转动的调节板。

应用推力矢量技术后的一些战术效果

战斗机应用了推力矢量技术后，战术效果有很大的提高。战斗机战术效果的提高可从几方面来说明：

1) 起飞着陆机动性、安全性加大。由于在起飞着陆过程中，都能使用推力转向来增加升力，从而使滑跑距离大大缩短，若用推力反向，那么效果更为明显，因此对机场要求降低，使飞机的使用更为机动。对气候的要求也可放松，不怕不对称结冰、突风、小风暴对飞机的扰动，也减轻了起落架毁坏带来的影响，战斗力相对提高。

2) 加强了突防能力、灵活性、生存率和攻击的突然性，这是因为减少了雷达反射面积和增加了机动性。这种突然性很为宝贵，生存率的提高增加了飞行员的信心，还可相应减少战斗机的配备 3) 航程有所加大，则增加了攻击或防卫的范围。使用了推力矢量技术后由于舵面积的减少可使阻力减小，燃油消耗减小，相应航程加大，另外，尾部重量的减少可导至飞机总重的较大减小，相应可增加燃油，又可加大航程。

4) 近距格斗战斗力提高，开辟了全新的空中格斗战术。主要是可控迎角扩大很多，大大超过了失速迎角，机头指向能力加强，提高了武器的使用机会。而且操纵力的增加使敏捷性增加。大的俯仰速率能够使飞机快速控制大迎角，使机头能精确停在能截获目标的位置，同时尽可能按照所希望停留时间，维持和实时调整这个迎角以便机头指向目标、锁定和开火，随后快速推杆，使飞机回复到较小的迎角（还原和复位）。常规飞机通常限制在远低于失速迎角的条件下飞行，

5) 提高了空对地的攻击性能，命中率有所提高，投弹后规避动

作也更敏捷。

3．5机上采用的雷达

具有低可观测性的有源相控阵雷达，它可全天候探测远程多目标和隐形飞行器，并可执行电子智能信息收集。这种宽带雷达可与其它的传感器和航空电子设备相联。该处理机可对天线的收/发波束方向图进行控制并对所接收到的雷达数据进行处理。这种有源电扫阵列由2000个低功率X波段收/发组件构成。每一辐射单元的发射机和接收机是分置的，这种类型的天线可为支持飞机的空中优势提供必需的灵活性、低雷达截面和宽带宽。较低的寿命周期成本可对增加的复杂性、重量和采购成本进行补偿。 采用了砷化镓(GaAs)技术，一个70mm×3mm的收/发组件可产生10W的射频功率。具有先进的抗电子干扰能力，将在强杂波和多目标威胁的环境下具有全天候、全向、全高度空/空和空/地作战能力。

雷达性能：

工作方式空/空：空/空搜索与跟踪，空战机动(ACM，近程空战格斗)，边测距边搜索(RWS)，搜索高度显示，边速度搜索边测距(VSR)，边跟踪边扫描，单目标跟踪(STT)，袭击群目标分辨，改善上视搜索(远距搜索)，战情提示，通过凹口跟踪技术。

空/地：增强实波束地形测绘，扩展地形测绘，多普勒波束锐化(选用地图“冻结”)，信标，地面动目标跟踪，地面动目标显示(GMTI)。 空/海：海面目标检测(选用地图“冻结”，中/低海情)，固定目标跟踪，地面动目标显示(GMTI)，地面动目标跟踪(GMTT)。 作用距离160Km(用VSR方式对上视/下视迎头目标) 160Km(用RWS方式对迎头或尾追目标)

80Km(用增强实波束地图测绘方式对导航地形图和地面目标探测)

40Km(使用GMTI方式对陆地和海面目标)

10Km(用ACM方式自动锁定被探测到的第1个目标) 31Km(用STT方式自动锁定第1个目标)

扫描范围格斗状态：30°×20°(正常)，10°×60°(垂直扫描) 跟踪能力同时跟踪10个目标 波束锐化8:1(DBS1)，64:1(DBS2)

ISAR像素的目标尺寸为0.3m，30m长目标有100个像素 天线型式有源相控阵列 天线直径约:1m T/R组件:2000个 组件功率:10W/组件 MTBF整机:400h 天线:2000h 冷却方式:液冷

3．6飞机内部装载的布置

3．6．1飞机内部装载布置的原则和方法

(1) 首先要考虑装载物所需要的工作条件、技术要求与使用维护要求。

(2) 要避免突破飞机的气动外形，并要留有足够的结构高度，便于合理地进行结构布置。

(3) 在可能的情况下，应按类别将装载物相对集中，使结构能综合利用，并使电缆、导管连接最短，以便减轻重量。 (4) 满足飞机重心位置的要求。

(5) 在方法上，先从安排主要装载入手，然后再逐步协调，直到把全部装载和各个系统安排妥当。

3．6．2本机驾驶坐舱

本飞机采用“手不离杆”侧杆双杆驾驶座舱，非常先进，可以说是多任务作战能力的重要体现。装备一套宽视角全息技术平视显示器，提供飞机控制数据、任务数据和发射提示。一套瞄准、多图像广角衍射光学平视显示器显示战术情形和传感器数据，两套侧面触摸屏幕显示器显示飞机系统参数和任务数据。飞行员也有一个头盔安装瞄准显示装置。一个CCD照相机，安装在飞机上记录仪在任务中自始至终记录平视显示器的图像

本机保证飞行人员有良好的工作条件和舒适的乘坐环境 本机设置有如下特点 座舱的尺寸适当，宽敞

仪表板与操作台上各种开关、手柄等的安排要合理，符合驾驶员通常的操作习惯

空调、通讯以及照明等设备和系统的布置要合理，保证驾驶员有良好、舒适的工作环境

座椅与驾驶杆和脚蹬的相对位置、驾驶杆与脚蹬的操纵杆力和行程都要合理

③ 安全可靠的弹射救生系统

弹射通道的几何尺寸，必须满足弹射救生系统的需要，要保证全部飞行人员无障碍地弹射离机，即保证应急弹射的路程内，不能

有任何构件的阻碍 3．7本机武器系统

战斗机空军型号具有14个外硬挂点，最大有效载荷超过九吨。海军型号有13个外硬挂点。战斗机能使用广泛多样性空对空和空对地武器。

武器一门M61-A1 20毫米六管机炮，备弹940发；4枚AIM-9L“响尾蛇”近距空－空导弹和4枚AIM-7F“麻雀”中距空－空导弹或8枚AIM-120先进中距空－空导弹；用于对地攻击时可带多种炸弹。 飞机三面视图

第四章 费用与效能分析

现代飞机技术性能日益提高，结构日趋复杂，大量先进的航空电子设备和火控系统的采用以及大量分系统和设备在功能上互相综合，使得现代飞机研制、生产、使用保障等费用日益增长

飞机寿命周期费用(LCC) (1) 费用(cost)

消耗的资源(人、财、物和时间)称为费用，通常用货币度量。 (2) 飞机寿命周期费用(life cycle cost，LCC)

在预期的寿命周期内，为飞机的论证、研制、生产、使用、维修与保障、退役所付出的一切费用之和称为飞机的寿命周期费用。

飞机寿命周期费用的构成

飞机寿命周期费用以发生的时间阶段可分为：研究、发展、试验与鉴定费用(可简称为研发费用，国内常称为研制费用) 、生产费用、地面保障设施与最初的备件费用、专用设施费用、使用保障费用、处置费等。 4．1使用保障费用的计算

使用保障费用包括燃油与滑油费用、空勤人员费和维护费用以及各种间接费用；对于民用飞机而言, 保险费和折旧费也是使用保障费用的一部分。

使用保障费用通常占飞机寿命周期费用的大部分，比研发费用和生产费用要高得多。 使用保障费用 4．1．1燃油费用

估算每年燃油费用常用的方法是：选择一个典型的任务剖面，用该剖面的飞行时间和消耗的燃油量计算出每小时平均的燃油消耗量；再将它乘以每架飞机每年的平均飞行小时数，就可得到这架飞机每年的燃油消耗量的估计值；最后，将每年飞行的燃油消耗量乘以燃油价格，即可得到这架飞机每年的燃油费用。

J-22飞机平均每年飞行500小时，计划飞行20年，即要飞行20年，即要飞10000小时。

根据J-22飞机的典型任务抛面图，每执行一次任务飞行八小时，耗油3.2吨平均每飞行 小时耗油0.4吨。

飞机总耗油量=0.4*10000=4000吨 总燃油费用=350*4000=140万美元 4.1.2空勤人员费用

军用飞机空勤人员费用是由现役飞行人员数来确定的。 现役飞行人员的人数等于飞机架数乘以“空勤人员比”(每架飞机所拥有的空勤人员数)。

每架飞机平均需要2.2名空勤人员，每轮挡小时空勤人员费用500美元。

空勤人员费用=10000*500*2.2=1100万美元。 4.1.3维护费用

维护费用可分为不定期维护费用和定期维护费用。

定期维护视需要正式定期维护的项目数以及定期维护的次数和费用而定。通常，定期维护是按累积的飞行小时来安排的。 不定期维护费用是随机的，由飞机发生多少次故障和排除故障的平均费用而定

1、维护人工费

J-22每飞行一小时需维护15小时，每维护小时需人工费50美元。 总的维护人工费=10000*15*50=750万美元。 2、维护材料费

军用飞机的材料、零件和供给品费用约等于人工费用。 维护材料费用=维护人工费用=750万美元。 3、总的维护费用=2*750=1500万美元。

J-22总的使用保障费用=140+1100+1500=2740万美元。 J-22每年的使用保障费用=2740/20=137万美元。

4.2 兰德DAPCA IV模型

空重W=25307lb=120532N 最大平飞速度 V=2692.8kmh产量100架

飞行实验架数FAT=2.1?103 发动机最大推力Tmax?2.1?105

工程工时

工程工时在研发阶段主要包括机体设计与分析、试验、构型控制和系统工程等工作所需要的工时；

在生产阶段主要包括由机体承包商完成的工程工作工时、把推进系统和航空电子系统集成到飞机上所作的工程工作工时等。

HE?0.88W0.777e?V0.894?Q0.163?1.8?107

工艺装备工时

工艺装备工时包括所有的生产准备、工夹具的设计与加工、模胎和模具准备、数控加工编程和生产试验的研制和制造等工作所需要的工时；同时，工艺装备工时也包括生产期间准备进行的工艺装备保障设备的制造工时。

HT?1.22W制造工时

0.777e?2692.80.696?1000.263?8.8?106

制造工时是所有制造工作（如果有协作单位的话，也包括协作单位所完成的工作）所需要的工时。

制造工作是直接制造飞机的工作，它包括成形、机加、连接、分组件制造、总装、线路铺设（液压、电气、冷气等）和外购件安装（发动机、航空电子设备、分系统等）。

HM?1.61?We0.777?V0.484?Q0.641?2.0?107

质量控制工时

质量控制的目的是检验工夹具、飞机分装组件和整机是否满足设计要求。

质量控制是制造的一部分，只不过是单独分析评估而已。 质量控制工时包括入厂检验、生产检验和最终检验等工作的工时

HQ?0.133HM?2.66?106

发展支援费用

发展支援费用是研究、发展、试验与鉴定期间使用的样机、分系统模拟器、结构试验件和其它各种试验件的制造等工作的费用

CD?7.96?We0.630V1.3?3.6?108

飞行试验费用

飞行试验费用包括试验机本身费用、为民用飞机获取适航证的费用或检验军用飞机是否符合军用标准的费用等。

飞行试验费用可分为计划、测试设备、飞行实施、数据处理以及进行飞行试验的工程和制造支援等方面所需用的费用几个方面。

CF?461.13?W制造材料费用

0.3250.822eV?FAT1.21?5.1?107

制造材料是指除了发动机和航空电子设备以外的飞机上的其他一切东西。

其主要包括用来制造飞机的原材料（铝、钢、复合材料等结构材料），以及购置的硬件和设备，再加上电气系统、液压系统、冷气系统、环控系统、紧固件和标准件等。

CM?1.90?We0.921V0.621?Q0.799?4.8?108

发动机生产费用

DAPCA IV模型中假设发动机费用是已知的。

为了应用于发动机费用未知的情况，DAPCA IV模型也给出了涡喷发动机费用的估算方程。本机发动机造价为500万美元。

涡扇发动机的费用要比涡喷发动机高15~20％

总费用= HERE?HTRT?HMRM?HQRQ?CD?CF?CM?CEngNEng?Cav

=1.8?107?59.10?8.8?106?60.7?2?107?50.1

?2.66?106?55.4?3.6?108?5.1?107?4.8?108 ?400?104?2?500?104?3.65?109元

小结

通过这次大作业的制作，我们对一个战斗机设计的初步的过程和方法有了一个大概的了解，不但加深了对“飞行器总体设计”这门功课的认识，也将我们之前所学的一些专业课知识融会贯通 在完成大作业的过程中，我们小组成员也遇到了很多困难，但我们在通过集体讨论，上网查资料以及杨老师的指导和周围同学的帮助下将这些困难一一克服，在这个过程中提高了我们的综

合分析、判断和决策能力，更培养了我们团队合作精神，为我们今后走向工作岗位打下了良好的基础。在此，我们向提供帮助的杨老师和同学表示深深的感谢！