飞机总体设计
DT12飞机设计方案
课程项目总结报告
院（系）名称：
专业名称：
组 号：
学 号：
学生姓名：
2011年1月X日
目录
方案设计思想 1
二总体布局 1
三设计参数 1
四性参数 1
五参考文献 1
六组成员分工 1
D12舰载战斗机X12A总结报告
方案设计思想
做中国舰载机组做调查中国舰载机做出推测
作战区域：
东海日周边海域
台湾海钓鱼岛线
南海
印度洋南海石油运输路线
执行务：
制空作战
海攻击
压制摧毁敌防空力量
侦查
*伙伴加油
手：
关岛美军基F22
未规模装备部队F35
想F22F35抗衡新代战斗机达第四代战斗机基性求具良隐身性具良机动性具备较强生存力
提出舰载机应该具种性
1拥优异机动性（包括低速迎角高速机动性）
2超音速巡航力
3隐身力
具备良舰力（包括起飞着陆性结构强度抗腐
蚀）
4具较强载弹力
5携带外挂油箱实现较远航程较长留空时间
具良济性保养维护性控制单机购买成降低单
位飞行时维修工时
6 发展特种机型潜力（电子战飞机）
飞机参数指标
飞机起飞重量：26t29t
巡航马赫数：13Ma 高度14000m
飞行速度：22Ma
实升限：17000m
外挂载荷：8t
作战半径：1000km
隐身性求：RCS<003
舰载起飞：起飞速度 250kmh
1调查研究中国舰载机应该什样子？应具什性？
2收集现舰载机资料便续设计作参考
3提出想法设计
4方案进行证分析中选出两优方案
X12A 双发 掠梯形翼 V尾 鸭翼
X12B：双发 前掠翼 V尾 鸭翼
5 两方案进行次讨选出优方案
舰行性：
X12A
机翼折叠：翼展13m变95m
起飞性：起飞时鸭翼处距藕合鸭翼低速迎角竟优异较强载重
着陆性：布局着陆迎角相较变V尾变垂尾提供额外侧稳定性
X12B
机翼折叠：前掠翼布局气动弹性发散求机翼强度刚度果折叠机翼增加结构重量提升气动性成例
起飞着陆性：X12B较X12A操面更操更灵活三翼面前掠布局低速性样非常优异
隐身性：
X12A
采等离子体隐身技术等离子体云厚度达军厚度RCS降低20dB达001㎡左右
实现动隐身实现挂载隐身
时必牺牲飞机气动外形减少阻力30
减少隐身涂料量效减重提高维护性济性尤海高盐环境腐蚀带维护性降
局限性：技术相成熟生成等离子体薄片功率进步降低
折中方案：气动布局影响情况飞机外形做隐身设计重点部位进气道等强散射点加贴等离子体发生器
X12B
苏47作参考RCS03m2
现技术较成熟技术风险
隐身性70外形采尺寸整体结构减接头接缝台阶
外30吸波图层采新型吸波材料效避免传统羰基铁涂层机体发生电偶腐蚀
成维护性分析：
X12A
歼十基础国鸭翼布局战斗机技术储备相充足研究成相较少
等离子体隐身技术成熟研究困难投入资金较
等离子体隐身简便时间长价格便宜维护需工时减少达较高务出动率
三角翼利尺寸结构件制造安装
X12B
前掠翼布局复合材料量加
耐腐蚀隐身涂料研制
隐身涂层维护
综终选择X12A作终设计
6 X12A进行优化设计
改翼身融合
加缘前掠角
加尾翼
三维矢量推进技术
加装边条
7 进行设计参数性参数估算根计算结果修改三维图
二 总体布局
三视图
补充：
二维S型进气道增加隐身性
前三点起落架
机身部装拦阻钩
三 设计参数
1展弦
计算公式：A
设计机型：喷气战斗机（格斗）
查：a4110 c0622
设计马赫数：Ma 22
计算A251
2掠角
教材P35验曲线
巡航Ma13
ΛLE46°
3四分弦线掠角
书P37图
Λc4 40°
考虑作舰载机展弦应点
略微修改A28 ΛLE46°
战斗机加迎角限制器防度仰
4尖稍
根设计取143
5发动机选取
查取aircraft engine design
加力式涡轮风扇发动机数作基准进行适缩放
6推重
1035
作舰载机考虑果着舰时没成功需马次拉起复飞应海种突发情况果中国航母滑跃起需推重推重增11
11
7进场速度
已舰载机
T45A苍鹰 231kmh
C2A(R)灰狗 196kmh
FA18EF 232kmh
阵风 223kmh
选择进场速度220kmh
注：数分
简氏世界飞机 20042005
国外舰载机技术发展
失速：V进场611ms200fts
V失速 V进场k
（K取值：民13 军12 舰载115）
V失速531ms 1743fts
8翼载
ρ
海面气密度ρ1225kgm3
15+03（前缘襟翼）
ρ311kNm2
a起飞时翼载
较种外国先进舰载机起飞重量翼载荷数
FA18EF 6445kgm2
苏33 4864 kgm2
米格29K 5333 kgm2
阵风M 4267 kgm2（早期型）
4923 kgm2（期型）
注：数分
简氏世界飞机 20042005
苏27系列飞机研制发展
МиГ29K舰载机
简氏世界飞机 20042005
起飞翼载初定470 kgm2
b巡航时翼载
掠角初取 46度A28
F4：SwetSref26
Cf取0004
求零升阻力系数CDO00104
超音速
（CDO）超2CDO00208
升力效率系数e 416(1− 0045) − 3108692
巡航空气密度：ρ 0227kg 巡航速度：V 295*133835ms
动压：q 16692kpa公式：
航程应翼载荷：q 3843kN
应起飞载荷： 2861（097*0977)4005kN
查数偏差
考虑舰载飞机特殊性决定翼载实际已飞数机拢计算数
综起飞翼载取470 kg
9初步确定参数
1． 暖机起飞
验般取
098
2．爬升
飞机爬升巡航高度重量似
09910．007Ma001Ma209650
3．巡航
Ma13
高度14000m
航程600km
气密度ρ022675kgm3
声速a29507ms
升值阻力子
飞行速度
动压
巡航翼载
升阻
78338
耗油率
查表
查表C12
似安装C增加10％
考虑技术发展采先进技术C减少20％
修正C12×11×（102）1056h
勃列盖（Breguet）航程公式
09440
4．格斗
格斗时间d3min
高度10000m
推力 14000lb（Ma08）
30000lb（Ma0）
燃油消耗率
查表C1815
似安装C增加10％
考虑技术发展采先进技术C减少20％
修正C177×11×（102）15972h
5． 投放载荷
考虑
认
6． 刺
08Ma18Ma时150s
高度14000m
图似
（CDO）超2CDO00208
62373
燃油消耗率
查表C107
C129
似安装C增加10％
考虑技术发展采先进技术C减少20％
修正
09931
7巡航
高度14000m
航程600km
气密度ρ022675kgm3
声速a29507ms
升值阻力子
飞行速度
动压
巡航翼载
升阻
75765
耗油率
查表
查表C12
似安装C增加10％
考虑技术发展采先进技术C减少20％
修正C12×11×（102）1056h
09422
8． 降
起始高度14000m
终止高度3000m
航程忽略
1
9．机
机时间E20min
高度3000m
气密度ρ090913kgm3
声速a32858ms
e 416(1− 0045) − 3108692
翼载
佳机速度
Ma0515
动压
q2720739lbft2
升阻
135571
耗油率
查表C106
似安装C增加10％
考虑技术发展采先进技术C减少20％
修正C106×11×（102）09328h
10． 降着陆
验公式
着陆滑
0992
着陆
0995
11燃油系数
07688
c++编程迭代计算重量
#include
#include
void main()
{
float W020000W1W_emptyW_payloadW_fuelW_crew100ek
printf(请输入效载荷重量：\n)
scanf(f&W_payload)
printf(请输入燃油重量飞机总重值：\n)
scanf(f&k)
for(fabs(e)>001)
{
W_fuelk*W0
W1W0
W_empty095*211*pow(W1013)*W1
W0W_empty+W_fuel+W_crew+W_payload
eW1W0
}
printf(飞机总重：d Kg\n空机重量：d Kg\n燃油重量：d Kg\nint(W0)int(W_empty)int(W_fuel))
}
载荷输入6300
结果
10机身长度：
验公式：取A0389C039L 212m
考虑舰载机需尺寸缩短长度185m
11机翼尺寸：
602
展弦A28
前缘掠角：46度
展长b 1298m
尖削取0143
根弦长 8706m
尖弦长：1154m
机翼均弦长： 548m
均气动弦长展位置 244m
12尾翼
采 V 型尾翼布局：（约束条件尾翼设计）
垂尾容量：
019
垂尾面积：
42*2
尾容量：
022
尾面积：
S487*2
尾翼总面积：
+ 9075*2
V尾机身面法线角度：
鸭翼尾容量
004
S155*2
13发动机确定
推重：1128302kg：
需海面净推力 305096kg
查表发动机参数
发动机海面静推力 30000lb
D真实44in11146m
L真实160in406m
W真实3000lb136079kg
LL真实(SF)04425m
DD真实(SF)051180m
WW真实(SF)11154297×2308593kg
进气道尺寸
Ma22
高度10000m
查表
流量 m32516lbms
缩放m325161×113575lbms
查表
ACm4mslb
AC4×35751430in2092258m2
14起落架确定
127359kg28077565lb
起落架：直径D70275in8905cm
宽度W1171in2975cm
前起（起80）：直径D 7124cm
宽度W238cm
起落架布置效果图
15油箱确定
求：6936kg
假定机翼整体油箱容量30
均厚度03m
燃料密度775kgm3
机翼容量775×03×034185kg
前机身放置1400kg
机身放置1400kg
16载弹布置
方案1 方案2
腹部弹仓：6×霹雳9 腹部弹仓：4×霹雳9 2×霹雳12
机侧弹仓：2×霹雳12 机侧弹仓：2×霹雳12
弹仓效果图
四 性参数
机翼NACA64A206
展弦λ28
梢根
扭转角
15°
0079
00061（Re16×106）
根第五次课件51 P25公式 计算典型飞行速度
典型飞行高度11000
空气密度 036391kgm3
典型重量 24000kg
V2679788ms
C08076m
C11154m
033
均气动弦展位置
均气动弦距机头距离
焦点计算
0196
0263
1006m
升力线斜率计算
5926（1rad）01034(1)
243856(1rad)004256(1)
2625°
机翼升力系数
004256(+4625)
2机身
焦点计算
机身考虑机头部分影响（机翼前部分机身）细长旋成体计算焦点位置机头距离机头长度23假设机身头部长度
89m
机身焦点机头距离 593m
升力线斜率计算
计算机身升力时成细长体量旋成体升力线斜率
2(1rad)0035(1)
3 V尾
投影机身面做量尾
选NACA0006翼型
参数
0103
00052
025
尾参数：
展弦λ1265
梢根
扭转角
V2679788ms
C08076m
C11154m
0265
焦点计算
计算方法机翼类似
根尾均气动弦前缘机头距离求出尾焦点机头前缘距离
154m
升力线斜率计算
尾零升迎角 0尾安装角 0°
0932
1483rad00259(1)
尾升力系数
4 鸭翼
投影机身面做量尾
选NACA0006翼型
参数
0103
00052
025
展弦λ47
梢根
扭转角
V2679788ms
C023m
C105875m
01058
焦点计算
计算方法机翼类似 根
鸭翼均气动弦前缘机头距离求出尾焦点机头前缘距离
6734m
升力线斜率计算
鸭翼零升迎角 鸭翼安装角
0932
鸭翼升力系数
阻力系数计算
零升阻力计算
公式
（参考面积均量机翼面积）
机身
零升阻力：
典型高度雷诺数
4097×105
机身长度 机身截面积
机身量直径
242m
计算机身长细 68
机身浸润面积截面积值：2269
根2CF——RE图查出机身板摩擦系数2CF00069 计算机身零升阻力系数：
00384
全机气动特性计算
升力特性
+CLyy
+CLyyα
CL00717(α+274)
阻力特性
系数11考虑机翼机身间干扰阻力
极曲线
图表未考虑失速状态
全机焦点计算
气动焦点
重心限位置计算
焦点相均气动弦位置：
（般高机动战斗机攻击机等应该取002重型飞机取015）
重心限距机头距离
五 参考文献
[1] 飞机总体设计 顾颂芬北京航空航天学出版社
[2] 简氏世界飞机 20042005
[3] 苏27系列飞机研制发展
[4] МиГ29K舰载机
[5] 空气动力学钱翼稷 北京航空航天学出版社
[6] 猛禽——美国代优势战斗机国防工业出版社
[7] 国外舰载机发展回顾航空工业出版社
[8] 国外舰载机技术发展航空工业出版社
[9] aircraft engine design
六 组成员分工
38050407 尚维潇 组长 气动性参数
38050406 陈骞 总体参数确定
38050418 黄聪 气动性参数
38050404 维 三维图
38050405 程昱 三维图
38050413 王阳 三维图
38050415 阮文博 数收集
38050419 施震 数收集
38050431 王传斌 起落架 尾翼 鸭翼
38050428 彭洋 起落架 尾翼 鸭翼
38050414 甄 重量估算
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飞机总体设计
DT12飞机设计方案
课程项目总结报告
院（系）名称：
专业名称：
组 号：
学 号：
学生姓名：
2011年1月X日
目录
方案设计思想 1
二总体布局 1
三设计参数 1
四性参数 1
五参考文献 1
六组成员分工 1
D12舰载战斗机X12A总结报告
方案设计思想
做中国舰载机组做调查中国舰载机做出推测
作战区域：
东海日周边海域
台湾海钓鱼岛线
南海
印度洋南海石油运输路线
执行务：
制空作战
海攻击
压制摧毁敌防空力量
侦查
*伙伴加油
手：
关岛美军基F22
未规模装备部队F35
想F22F35抗衡新代战斗机达第四代战斗机基性求具良隐身性具良机动性具备较强生存力
提出舰载机应该具种性
1拥优异机动性（包括低速迎角高速机动性）
2超音速巡航力
3隐身力
具备良舰力（包括起飞着陆性结构强度抗腐
蚀）
4具较强载弹力
5携带外挂油箱实现较远航程较长留空时间
具良济性保养维护性控制单机购买成降低单
位飞行时维修工时
6 发展特种机型潜力（电子战飞机）
飞机参数指标
飞机起飞重量：26t29t
巡航马赫数：13Ma 高度14000m
飞行速度：22Ma
实升限：17000m
外挂载荷：8t
作战半径：1000km
隐身性求：RCS<003
舰载起飞：起飞速度 250kmh
1调查研究中国舰载机应该什样子？应具什性？
2收集现舰载机资料便续设计作参考
3提出想法设计
4方案进行证分析中选出两优方案
X12A 双发 掠梯形翼 V尾 鸭翼
X12B：双发 前掠翼 V尾 鸭翼
5 两方案进行次讨选出优方案
舰行性：
X12A
机翼折叠：翼展13m变95m
起飞性：起飞时鸭翼处距藕合鸭翼低速迎角竟优异较强载重
着陆性：布局着陆迎角相较变V尾变垂尾提供额外侧稳定性
X12B
机翼折叠：前掠翼布局气动弹性发散求机翼强度刚度果折叠机翼增加结构重量提升气动性成例
起飞着陆性：X12B较X12A操面更操更灵活三翼面前掠布局低速性样非常优异
隐身性：
X12A
采等离子体隐身技术等离子体云厚度达军厚度RCS降低20dB达001㎡左右
实现动隐身实现挂载隐身
时必牺牲飞机气动外形减少阻力30
减少隐身涂料量效减重提高维护性济性尤海高盐环境腐蚀带维护性降
局限性：技术相成熟生成等离子体薄片功率进步降低
折中方案：气动布局影响情况飞机外形做隐身设计重点部位进气道等强散射点加贴等离子体发生器
X12B
苏47作参考RCS03m2
现技术较成熟技术风险
隐身性70外形采尺寸整体结构减接头接缝台阶
外30吸波图层采新型吸波材料效避免传统羰基铁涂层机体发生电偶腐蚀
成维护性分析：
X12A
歼十基础国鸭翼布局战斗机技术储备相充足研究成相较少
等离子体隐身技术成熟研究困难投入资金较
等离子体隐身简便时间长价格便宜维护需工时减少达较高务出动率
三角翼利尺寸结构件制造安装
X12B
前掠翼布局复合材料量加
耐腐蚀隐身涂料研制
隐身涂层维护
综终选择X12A作终设计
6 X12A进行优化设计
改翼身融合
加缘前掠角
加尾翼
三维矢量推进技术
加装边条
7 进行设计参数性参数估算根计算结果修改三维图
二 总体布局
三视图
补充：
二维S型进气道增加隐身性
前三点起落架
机身部装拦阻钩
三 设计参数
1展弦
计算公式：A
设计机型：喷气战斗机（格斗）
查：a4110 c0622
设计马赫数：Ma 22
计算A251
2掠角
教材P35验曲线
巡航Ma13
ΛLE46°
3四分弦线掠角
书P37图
Λc4 40°
考虑作舰载机展弦应点
略微修改A28 ΛLE46°
战斗机加迎角限制器防度仰
4尖稍
根设计取143
5发动机选取
查取aircraft engine design
加力式涡轮风扇发动机数作基准进行适缩放
6推重
1035
作舰载机考虑果着舰时没成功需马次拉起复飞应海种突发情况果中国航母滑跃起需推重推重增11
11
7进场速度
已舰载机
T45A苍鹰 231kmh
C2A(R)灰狗 196kmh
FA18EF 232kmh
阵风 223kmh
选择进场速度220kmh
注：数分
简氏世界飞机 20042005
国外舰载机技术发展
失速：V进场611ms200fts
V失速 V进场k
（K取值：民13 军12 舰载115）
V失速531ms 1743fts
8翼载
ρ
海面气密度ρ1225kgm3
15+03（前缘襟翼）
ρ311kNm2
a起飞时翼载
较种外国先进舰载机起飞重量翼载荷数
FA18EF 6445kgm2
苏33 4864 kgm2
米格29K 5333 kgm2
阵风M 4267 kgm2（早期型）
4923 kgm2（期型）
注：数分
简氏世界飞机 20042005
苏27系列飞机研制发展
МиГ29K舰载机
简氏世界飞机 20042005
起飞翼载初定470 kgm2
b巡航时翼载
掠角初取 46度A28
F4：SwetSref26
Cf取0004
求零升阻力系数CDO00104
超音速
（CDO）超2CDO00208
升力效率系数e 416(1− 0045) − 3108692
巡航空气密度：ρ 0227kg 巡航速度：V 295*133835ms
动压：q 16692kpa公式：
航程应翼载荷：q 3843kN
应起飞载荷： 2861（097*0977)4005kN
查数偏差
考虑舰载飞机特殊性决定翼载实际已飞数机拢计算数
综起飞翼载取470 kg
9初步确定参数
1． 暖机起飞
验般取
098
2．爬升
飞机爬升巡航高度重量似
09910．007Ma001Ma209650
3．巡航
Ma13
高度14000m
航程600km
气密度ρ022675kgm3
声速a29507ms
升值阻力子
飞行速度
动压
巡航翼载
升阻
78338
耗油率
查表
查表C12
似安装C增加10％
考虑技术发展采先进技术C减少20％
修正C12×11×（102）1056h
勃列盖（Breguet）航程公式
09440
4．格斗
格斗时间d3min
高度10000m
推力 14000lb（Ma08）
30000lb（Ma0）
燃油消耗率
查表C1815
似安装C增加10％
考虑技术发展采先进技术C减少20％
修正C177×11×（102）15972h
5． 投放载荷
考虑
认
6． 刺
08Ma18Ma时150s
高度14000m
图似
（CDO）超2CDO00208
62373
燃油消耗率
查表C107
C129
似安装C增加10％
考虑技术发展采先进技术C减少20％
修正
09931
7巡航
高度14000m
航程600km
气密度ρ022675kgm3
声速a29507ms
升值阻力子
飞行速度
动压
巡航翼载
升阻
75765
耗油率
查表
查表C12
似安装C增加10％
考虑技术发展采先进技术C减少20％
修正C12×11×（102）1056h
09422
8． 降
起始高度14000m
终止高度3000m
航程忽略
1
9．机
机时间E20min
高度3000m
气密度ρ090913kgm3
声速a32858ms
e 416(1− 0045) − 3108692
翼载
佳机速度
Ma0515
动压
q2720739lbft2
升阻
135571
耗油率
查表C106
似安装C增加10％
考虑技术发展采先进技术C减少20％
修正C106×11×（102）09328h
10． 降着陆
验公式
着陆滑
0992
着陆
0995
11燃油系数
07688
c++编程迭代计算重量
#include
#include
void main()
{
float W020000W1W_emptyW_payloadW_fuelW_crew100ek
printf(请输入效载荷重量：\n)
scanf(f&W_payload)
printf(请输入燃油重量飞机总重值：\n)
scanf(f&k)
for(fabs(e)>001)
{
W_fuelk*W0
W1W0
W_empty095*211*pow(W1013)*W1
W0W_empty+W_fuel+W_crew+W_payload
eW1W0
}
printf(飞机总重：d Kg\n空机重量：d Kg\n燃油重量：d Kg\nint(W0)int(W_empty)int(W_fuel))
}
载荷输入6300
结果
10机身长度：
验公式：取A0389C039L 212m
考虑舰载机需尺寸缩短长度185m
11机翼尺寸：
602
展弦A28
前缘掠角：46度
展长b 1298m
尖削取0143
根弦长 8706m
尖弦长：1154m
机翼均弦长： 548m
均气动弦长展位置 244m
12尾翼
采 V 型尾翼布局：（约束条件尾翼设计）
垂尾容量：
019
垂尾面积：
42*2
尾容量：
022
尾面积：
S487*2
尾翼总面积：
+ 9075*2
V尾机身面法线角度：
鸭翼尾容量
004
S155*2
13发动机确定
推重：1128302kg：
需海面净推力 305096kg
查表发动机参数
发动机海面静推力 30000lb
D真实44in11146m
L真实160in406m
W真实3000lb136079kg
LL真实(SF)04425m
DD真实(SF)051180m
WW真实(SF)11154297×2308593kg
进气道尺寸
Ma22
高度10000m
查表
流量 m32516lbms
缩放m325161×113575lbms
查表
ACm4mslb
AC4×35751430in2092258m2
14起落架确定
127359kg28077565lb
起落架：直径D70275in8905cm
宽度W1171in2975cm
前起（起80）：直径D 7124cm
宽度W238cm
起落架布置效果图
15油箱确定
求：6936kg
假定机翼整体油箱容量30
均厚度03m
燃料密度775kgm3
机翼容量775×03×034185kg
前机身放置1400kg
机身放置1400kg
16载弹布置
方案1 方案2
腹部弹仓：6×霹雳9 腹部弹仓：4×霹雳9 2×霹雳12
机侧弹仓：2×霹雳12 机侧弹仓：2×霹雳12
弹仓效果图
四 性参数
机翼NACA64A206
展弦λ28
梢根
扭转角
15°
0079
00061（Re16×106）
根第五次课件51 P25公式 计算典型飞行速度
典型飞行高度11000
空气密度 036391kgm3
典型重量 24000kg
V2679788ms
C08076m
C11154m
033
均气动弦展位置
均气动弦距机头距离
焦点计算
0196
0263
1006m
升力线斜率计算
5926（1rad）01034(1)
243856(1rad)004256(1)
2625°
机翼升力系数
004256(+4625)
2机身
焦点计算
机身考虑机头部分影响（机翼前部分机身）细长旋成体计算焦点位置机头距离机头长度23假设机身头部长度
89m
机身焦点机头距离 593m
升力线斜率计算
计算机身升力时成细长体量旋成体升力线斜率
2(1rad)0035(1)
3 V尾
投影机身面做量尾
选NACA0006翼型
参数
0103
00052
025
尾参数：
展弦λ1265
梢根
扭转角
V2679788ms
C08076m
C11154m
0265
焦点计算
计算方法机翼类似
根尾均气动弦前缘机头距离求出尾焦点机头前缘距离
154m
升力线斜率计算
尾零升迎角 0尾安装角 0°
0932
1483rad00259(1)
尾升力系数
4 鸭翼
投影机身面做量尾
选NACA0006翼型
参数
0103
00052
025
展弦λ47
梢根
扭转角
V2679788ms
C023m
C105875m
01058
焦点计算
计算方法机翼类似 根
鸭翼均气动弦前缘机头距离求出尾焦点机头前缘距离
6734m
升力线斜率计算
鸭翼零升迎角 鸭翼安装角
0932
鸭翼升力系数
阻力系数计算
零升阻力计算
公式
（参考面积均量机翼面积）
机身
零升阻力：
典型高度雷诺数
4097×105
机身长度 机身截面积
机身量直径
242m
计算机身长细 68
机身浸润面积截面积值：2269
根2CF——RE图查出机身板摩擦系数2CF00069 计算机身零升阻力系数：
00384
全机气动特性计算
升力特性
+CLyy
+CLyyα
CL00717(α+274)
阻力特性
系数11考虑机翼机身间干扰阻力
极曲线
图表未考虑失速状态
全机焦点计算
气动焦点
重心限位置计算
焦点相均气动弦位置：
（般高机动战斗机攻击机等应该取002重型飞机取015）
重心限距机头距离
五 参考文献
[1] 飞机总体设计 顾颂芬北京航空航天学出版社
[2] 简氏世界飞机 20042005
[3] 苏27系列飞机研制发展
[4] МиГ29K舰载机
[5] 空气动力学钱翼稷 北京航空航天学出版社
[6] 猛禽——美国代优势战斗机国防工业出版社
[7] 国外舰载机发展回顾航空工业出版社
[8] 国外舰载机技术发展航空工业出版社
[9] aircraft engine design
六 组成员分工
38050407 尚维潇 组长 气动性参数
38050406 陈骞 总体参数确定
38050418 黄聪 气动性参数
38050404 维 三维图
38050405 程昱 三维图
38050413 王阳 三维图
38050415 阮文博 数收集
38050419 施震 数收集
38050431 王传斌 起落架 尾翼 鸭翼
38050428 彭洋 起落架 尾翼 鸭翼
38050414 甄 重量估算
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