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
相关专题:第三届飞行器设计大赛