1 用途

　　战略空运。

　　要求

　　载40吨航程12000km，载80吨航程5000km；

　　具有较好的短距起降能力；

　　高升阻比；

　　较高的巡航速度，可将装备快速运抵战区。

　　技术途径

　　采用翼吊两台超大推力涡扇发动机，具有优良的燃油效率和较高的飞行速度。

　　总体布局采用流线型机身、无尾半飞翼布局，具有较小的飞行阻力，有利于提高升阻比。相对于纯粹飞翼布局，本方案所采用的半飞翼布局具有生产工艺简单、空间利用率高、飞机迎风截面小的优点。

　　机翼采用常规上单翼布局。

　　两个垂尾位于靠近翼尖位置，垂尾外侧翼尖部分作为平尾使用，其负升力对机翼可起到卸载作用，有利于降低机翼重量。垂尾位于“翼尖平尾”内侧，将“平尾”与内段机翼分隔，可防止“平尾”气流对内段主翼面气流造成干扰，避免升力损失。

　　飞机采用动力增升技术以提高起降性能。当飞机处于起降阶段时，通过发动机吊挂内的管道引气至机翼，从后缘上表面喷出，以增加升力。概念设计初步阶段曾对该增升方案和将发动机置于上翼面、使喷流直接从上翼面喷出的方案(同安-72、YC-14)进行了对比，发现后者虽具有增升效果好、发动机离地高度大、不易吸入地面异物的优点，但也存在巡航飞行推力损失大、发动机维护较困难等缺点；而翼吊发动机、引气增升方案虽增升效果相对较差，但具有巡航飞行无推力损失(有利于提高飞机航程)、有利于发动机维护的优点。由于本机型重点突出大航程能力，短距起降性能排在航程性能之后，因而最终采用了翼吊/引气增升的方案。

　　机翼前缘后掠角为45°大后掠角，采用大后掠角机翼的优点如下：

　　有利于提高巡航速度；

　　大后掠角机翼根部位于重心前面，发动机安装于机翼内段靠翼根位置，有利于减小或消除动力增升所产生的低头力矩，以缓解无尾飞机俯仰力矩较小的缺点；

　　大后掠角机翼翼尖位置较靠后，增大了“翼尖尾翼”的力臂长度，有利于提高尾翼效率。

　　采用宽大但较短的机身。宽大的机身有利于装载大型货物，而短机身使空投货物时飞机重心移动较小，以缓解无尾飞机配平能力较差的缺点。

　　创新点

　　短机身半飞翼布局

　　“翼尖尾翼”设计

　　主要参数

　　机长：38.5m

　　翼展：60m

　　机高：10.25m

　　机翼面积：465m2

　　最大载重：80T

　　最大起飞重量：240T

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