第四講-飛機總體布局型式的選擇

飛機總體布局型式的選擇

飛機設(shè)計研究所航空科學(xué)與工程學(xué)院飛機總體設(shè)計第四講

1第四講飛機總體布局型式的選擇

4.1飛機型式的含義與內(nèi)容4.2飛機配平形式選擇4.3機翼參數(shù)選擇4.4尾翼布置及參數(shù)選擇4.5隱身對布局設(shè)計的影響24.1飛機型式的含義與內(nèi)容

明確了飛機的設(shè)計要求后，就要對飛機的外形進行全面的構(gòu)思，即進行飛機型式的初步選擇34.1飛機型式的含義與內(nèi)容飛機型式?jīng)]有嚴(yán)格的定義。飛機型式就是飛機的總體氣動布局型式。飛機型式是指飛機部件幾何外形特征及裝載布置方案的總稱，如機翼、機身、尾翼及發(fā)動機、起落架安裝位置、裝載布置方案等不同的組合。為滿足不同的飛機設(shè)計要求，不同的氣動、重量、剛度和使用維護等各方面的要求，這些部件有各不相同的外形，其組合又可有不同的型式。飛機型式是飛機各部件數(shù)目，外形和相對位置的總稱4

飛機型式選擇在飛機設(shè)計中的地位和作用飛機設(shè)計過程中，影響飛機性能的重大決策基本上都是在飛機型式選擇過程中作出的飛機的氣動力特性、強度剛度特性、使用維護性能、制造工藝性能等各個方面的特性，在飛機的型式確定下來以后就基本上確定了正確地選擇飛機型式對設(shè)計速度和設(shè)計質(zhì)量有很大的影響不恰當(dāng)?shù)娘w機型式，會引起以后設(shè)計中的重大返工。如果在風(fēng)洞試驗甚至在試飛之后，發(fā)現(xiàn)飛機的性能或操縱安定性差，則可能推翻整個方案，就會大大影響設(shè)計速度4.1飛機型式的含義與內(nèi)容5飛機型式選擇和飛機的設(shè)計要求之間不存在一一對應(yīng)關(guān)系設(shè)計人員應(yīng)當(dāng)綜合地分析問題，合理妥善地處理一系列相互矛盾的要求，來正確選擇飛機各部件的外形及相互位置，這些部件的組合就決定了飛機型式。4.1飛機型式的含義與內(nèi)容6飛機型式選擇的主要工作4.1飛機型式的含義與內(nèi)容74.2飛機配平形式選擇飛機總體配平型式也就是飛機的氣動布局型式，通常指不同承力面的安排型式。機翼是產(chǎn)生升力的主要部件，前翼、水平尾翼和垂直尾翼等是輔助承力面，用于保證飛機的操縱性和穩(wěn)定性。飛機配平型式的選擇是一個復(fù)雜的創(chuàng)造性的設(shè)計過程，技術(shù)因素是首先要研究的問題。另外，飛機型式選擇還會受到其他非技術(shù)因素的制約，例如：市場、設(shè)計人員的風(fēng)格和習(xí)慣等。84.2飛機配平形式選擇達索公司的設(shè)計傳統(tǒng)幻影III

幻影2000陣風(fēng)94.2飛機配平形式選擇根據(jù)配平翼面和機翼之間的相對位置和配平翼面的多少，通常分為以下幾種型式正常式布局：水平尾翼位于機翼之后鴨式布局：水平尾翼位于機翼之前無尾布局：只有一對機翼，但立尾有無不確定三翼面布局：機翼前面有前翼，后面有平尾104.2飛機配平形式選擇正常式布局多數(shù)飛機采用正常式布局，主要是因為正常式飛機布局積累的知識和設(shè)計經(jīng)驗比較豐富。飛機正常飛行時，保證飛機各部分的合力通過飛機的重心，保持穩(wěn)定的運動。正常式布局的水平尾翼一般提供向下的負(fù)升力，為了保證飛機的靜穩(wěn)定性，飛機機翼的迎角大于尾翼的迎角。114.2飛機配平形式選擇正常式布局124.2飛機配平形式選擇正常式布局134.2飛機配平形式選擇鴨式布局鴨式布局是飛機最早采用的布局型式，萊特兄弟設(shè)計的飛機就是鴨式布局，但是由于鴨翼提供的不穩(wěn)定的俯仰力矩造成鴨式飛機發(fā)展緩慢。隨著主動控制技術(shù)的發(fā)展，鴨式布局技術(shù)日趨成熟，鴨式飛機在中、大迎角飛行時，如果采用近距耦合鴨翼型式＊，前翼和機翼前緣同時產(chǎn)生脫體渦，兩者相互干擾，使渦系更穩(wěn)定，產(chǎn)生很高的渦升力。

＊近距與遠(yuǎn)距鴨翼的更多介紹－方寶瑞，《飛機氣動布局設(shè)計》144.2飛機配平形式選擇鴨式布局的難點是鴨翼位置的選擇和大迎角時俯仰力矩上仰的問題。由于鴨翼位于飛機的重心之前，俯仰力矩在大迎角的情況下提供較大的抬頭力矩（上仰力矩），不能夠穩(wěn)定的飛行，因此必須提供足夠的低頭力矩來平衡之在后機身加邊條（X-29）限制放寬靜穩(wěn)定余度采用發(fā)動機推力矢量技術(shù)等154.2飛機配平形式選擇前翼尖端渦流布置不當(dāng)，會引起機翼彎矩增加，阻力增大，所以對于客機常常采用將前翼布置在機翼的遠(yuǎn)前下方，減少前翼對主翼的氣動影響。164.2飛機配平形式選擇無尾布局

無尾布局飛機一般采用大后掠角的三角形機翼，用機翼后緣的襟副翼作為縱向配平的操作面。

無尾飛機配平時，襟副翼的升力方向向下，引起升力損失，同時力臂較短，效率不高。飛機起飛時，需要較大的升力，為此必須將襟副翼向下偏，這樣會引起較大的低頭力矩，為了配平低頭力矩襟副翼又需上偏，造成操縱困難，配平阻力增加。因此，無尾式布局的飛機通常采用扭轉(zhuǎn)機翼的辦法，保證飛機的零升力矩系數(shù)大于零，這樣可以有效的降低飛機飛行時的配平阻力。174.2飛機配平形式選擇無尾式布局同正常式布局飛機相比有如下的優(yōu)點飛機結(jié)構(gòu)重量輕隱身特性好氣動阻力較小超音速阻力更小184.2飛機配平形式選擇三翼面布局在正常式布局的基礎(chǔ)上增加了水平前翼構(gòu)成的，它綜合了正常式布局和鴨式布局的優(yōu)點，有望得到更好的氣動特性，特別是操縱和配平特性增加前翼可以使全機氣動載荷分布更為合理，減輕機翼上的氣動載荷，有效的減輕機翼的結(jié)構(gòu)重量；前翼和機翼的襟副翼，水平尾翼一起構(gòu)成飛機的操縱控制面，保證飛機大迎角的情況下有足夠的恢復(fù)力矩，允許有更大的重心移動的范圍；前翼的脫體渦提供非線性升力，提高全機最大升力。缺點是由于增加前翼使得飛機的總重有所增加194.2飛機配平形式選擇三翼面布局F-15S/MDT驗證機F-15D雙座戰(zhàn)斗機204.2飛機配平形式選擇前掠翼布局前掠機翼具有后掠機翼的氣動優(yōu)點，但不存在后掠機翼翼梢分離的缺點：在迎角增大時，機翼根部最先進入失速。因為失速區(qū)不包圍副翼，這樣的失速不導(dǎo)致飛機橫向操縱性的喪失。這就提高了飛行的安全性，并提高了超音速飛機的大迎角機動性能。前掠翼布局之所以還未被廣泛應(yīng)用，是因為前掠機翼的彎扭擴散的問題。214.2飛機配平形式選擇聯(lián)翼布局與常規(guī)布局相比較，聯(lián)翼優(yōu)點如下：提高了抗彎扭強度，減輕了結(jié)構(gòu)重量提供直接升力和直接側(cè)向力控制能力減少了誘導(dǎo)阻力減少了跨音速和超音速波阻，可以更好的采用面積律鯤鵬-700（北航3305T6）224.2飛機配平形式選擇BURNELLI布局設(shè)計思路是讓機身也參與產(chǎn)生升力。但是如果采用增壓客艙，機身將變得非常重對于大型運輸機而言，Burnelli的應(yīng)用有待深入的研究234.2飛機配平形式選擇斜翼布局在跨音速范圍內(nèi)，斜機翼布局與常規(guī)固定后掠或變后掠機翼飛機相比，有利于降低阻力。只有一個轉(zhuǎn)軸代替了常規(guī)變后掠機翼的兩個轉(zhuǎn)軸。有利于降低飛機的結(jié)構(gòu)重量。244.3機翼參數(shù)選擇4.3.1翼型選擇4.3.2機翼外形設(shè)計4.3.3邊條4.3.4機翼的增升裝置和副翼25翼型是構(gòu)成翼面的重要部分，直接影響到飛機的性能和飛行品質(zhì)選擇翼型時不僅要滿足氣動要求，還須兼顧結(jié)構(gòu)、強度及工藝的需要4.3.1翼型選擇26

翼型的參數(shù)中弧線＋基本厚度分布

弦長b最大彎度f相對彎度f/b

最大厚度c相對厚度c/b

最大厚度的

相對位置Xc/b

前緣半徑r

后緣角τ4.3.1翼型選擇27參數(shù)對翼型氣動特性的影響—前緣半徑前緣半徑小，前緣在小迎角時就開始分離，隨迎角增加再附著，前緣半徑越小越易分離，最大升力系數(shù)小，但波阻也小——適于超音速飛機前緣半徑大，圓前緣翼型從后緣開始失速，隨迎角增加分離前移，失速迎角大，最大升力系數(shù)大，但波阻也大——適于亞音速飛機4.3.1翼型選擇284.3.1翼型選擇參數(shù)對翼型氣動特性的影響—相對厚度直接影響飛機的阻力（特別是波阻）、最大升力系數(shù)、失速特性和結(jié)構(gòu)重量。相對厚度對亞音速阻力影響不大，而超音速時波阻增加約與的平方成正比。超音速戰(zhàn)斗機的一般在4%~6%，如太小則影響結(jié)構(gòu)高度與機翼的可用容積；最大厚度位置在40%-45%，有利減阻294.3.1翼型選擇參數(shù)對翼型氣動特性的影響—相對厚度隨著翼型相對厚度增加，最大升力系數(shù)先增大，然后減小。對于每一種翼型，有一個最佳的相對厚度，范圍大約為10%～14%，亞音速飛機翼型的相對厚度多在此范圍內(nèi)。超臨界翼型有助于推遲激波的形成，并減小給定相對厚度翼型的阻力相對厚度經(jīng)驗曲線

304.3.1翼型選擇參數(shù)對翼型氣動特性的影響—相對彎度彎度的確定通常是保證翼型在正常的巡航速度飛行時處于設(shè)計升力系數(shù)狀態(tài)。設(shè)計升力系數(shù)指的是具有最小阻力時的升力系數(shù)。對于任何一種翼型，在其設(shè)計升力系數(shù)附近，有最有利的壓力分布，阻力最小，升阻比最大對于低速飛機，巡航速度比較小，所需的升力系數(shù)要大，應(yīng)當(dāng)采用相對彎度較大的翼型，對于高速飛機則應(yīng)選取相對彎度較小的翼型或無彎度的對稱翼型。平尾、立尾等翼面要在正負(fù)迎角、正負(fù)側(cè)滑角下工作，因此這些翼面都要采用對稱翼型314.3.1翼型選擇高速戰(zhàn)斗機的方案設(shè)計初期不必花太多的時間去精選合適的翼型，經(jīng)常是利用已有氣動試驗數(shù)據(jù)的翼型，從中選擇比較合適的，如NACA64A或65A的對稱翼型，確定好相對厚度；而前緣半徑、彎度和扭轉(zhuǎn)，則可在詳細(xì)設(shè)計時根據(jù)不同的任務(wù)要求和機翼平面形狀再進行精修設(shè)計大展弦比、小后掠的亞音速運輸機一般采用自己設(shè)計的超臨界翼型，如美國的NASASC(2)-0614，西工大的跨音速飛機用的NPU-S73613還需注意翼型的配置，翼尖用失速性能好的翼型，翼根則用升阻比高、相對厚度大的翼型324.3.2機翼外形設(shè)計機翼設(shè)計的依據(jù)滿足設(shè)計要求的飛機性能為主要依據(jù)，即應(yīng)保證在起飛、著陸和空中機動狀態(tài)下有盡可能大的升力及高的升阻比；在巡航狀態(tài)和大速度下有盡可能小的氣動阻力；在全包線范圍內(nèi)有良好的縱向及橫側(cè)向的操縱安定特性，特別是在低速時要有線性的俯仰力矩特性、較高的副翼效率及橫向特性。滿足強度和氣動彈性要求，使機翼具有足夠的結(jié)構(gòu)剛度和較輕的結(jié)構(gòu)重量及較大的顫振速度。334.3.2機翼外形設(shè)計機翼幾何形狀定義

S

——機翼參考面積；

l

——機翼展長；

b0

——翼根弦長；

b1

——翼尖弦長；

——機翼展弦比；

——機翼前緣后掠角；

——根梢比（梯形比）;

——翼型相對厚度;

——扭轉(zhuǎn)角

344.3.2機翼外形設(shè)計機翼幾何形狀定義

美英等國的表示符號——

s——b——

c根——

c尖——

A；——

ΛLE

——

λ尖削比（梢根比）=1/η——

t/c;

S

——機翼參考面積；

l

——機翼展長；

b0

——翼根弦長；

b1

——翼尖弦長；

——機翼展弦比；

——機翼前緣后掠角；

——根梢比（梯形比）;

——翼型相對厚度;

——扭轉(zhuǎn)角

354.3.2機翼外形設(shè)計機翼的平均氣動弦翼型在亞音速流中的俯仰力矩數(shù)據(jù)通常相對于1/4弦點給出。翼型繞該點的俯仰力矩隨著迎角的變化基本為一常數(shù)，該點即為翼型的“氣動中心”完整的梯形機翼的氣動中心落在“平均氣動弦”上，其位置如右圖確定：=(2/3)C根（1+λ+λ2

）/（1+λ）=（b/6）[(1+2λ)/(1+λ)]典型的氣動中心=0.25亞音速

=0.4超音速364.3.2機翼外形設(shè)計主要參數(shù)選取－展弦比展弦比越大，即翼展長，翼尖效應(yīng)（翼尖處下面高壓氣流流向上翼面，減小了翼尖附近的升力）對機翼影響區(qū)比例越小，其升力線斜率即升阻比都較大由于翼尖渦減小了翼尖處的有效迎角，所以小展弦比機翼的失速迎角大374.3.2機翼外形設(shè)計主要參數(shù)選?。瓜冶却笮兔裼寐每蜋C和軍用運輸機為提高升阻比，減小升致阻力，展弦比選在10左右戰(zhàn)斗機著眼于高機動性和減少超聲速阻力，展弦比一般選2.0~4.0384.3.2機翼外形設(shè)計主要參數(shù)選取－后掠角增加后掠角，可以提高臨界Ma數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生，這是高亞音速飛機采用后掠角的根本原因。后掠角增加，可以降低氣動阻力，但同時會使機翼結(jié)構(gòu)重量增大，選擇后掠角時應(yīng)避開音速前緣，采用亞音速或超音速前緣亞音速前緣的后掠機翼令n=tg(r)/tg(u)

n<1為亞音速前緣

n=1為音速前緣

n>1為超音速前緣

r:機翼前緣半頂角

:擾動錐半頂角

394.3.2機翼外形設(shè)計主要參數(shù)選取－后掠角當(dāng)飛行Ma>2時，如果采用亞音速前緣，則后掠角可能很大，這樣會引起機翼結(jié)構(gòu)重量過份增大，同時翼梢分離更為嚴(yán)重。這時應(yīng)當(dāng)避開音速前緣，采用超音速前緣。選取前緣后掠角的經(jīng)驗曲線404.3.2機翼外形設(shè)計主要參數(shù)選取－根梢比根梢比影響機翼的升力沿展向分布的規(guī)律，大部分低速平直機翼的根梢比在2~2.5，后掠機翼的根梢比多在2~6范圍內(nèi)除三角翼外，一般根梢比小于5，以避免翼尖失速414.3.2機翼外形設(shè)計主要參數(shù)選?。渌麉?shù)扭轉(zhuǎn)角機翼扭轉(zhuǎn)可以防止翼尖失速，改善升力分布，減小升致阻力，改善巡航特性。一般翼根、翼尖的相對扭轉(zhuǎn)角為±3°左右。安裝角－機翼相對于機身的偏角工程上常常給出翼根和翼尖處的安裝角，并將兩者之間的差值定義為扭轉(zhuǎn)對多數(shù)初始設(shè)計，可假定通用航空飛機和自制飛機的安裝角約2°，運輸機約1°，軍用飛機約為零度424.3.2機翼外形設(shè)計主要參數(shù)選?。渌麉?shù)上（下）反角上反角可提供橫向安定效應(yīng)，下反角減少橫向安定效應(yīng)對于后掠機翼，為防止過大的橫向安定性，大后掠時一般選1°～2°下反角。粗略地說，10°的后掠角可提供大約1°的有效上反434.3.2機翼外形設(shè)計機翼相對機身的垂直位置三種形式：上單翼、中單翼、下單翼444.3.2機翼外形設(shè)計機翼相對機身的垂直位置－氣動干擾問題中單翼的氣動干擾阻力最小，下單翼的干擾阻力最大。如果下單翼布局采用整流蒙皮，則可以大大降低氣動干擾。中單翼對飛機的橫滾力矩特性影響不大，上單翼使系數(shù)變大，其效果相當(dāng)于機翼具有較大的上反角，下單翼正好相反。454.3.2機翼外形設(shè)計機翼相對機身的垂直位置－上單翼結(jié)構(gòu)布置機身更加接近地面，這對運輸機來說是很明顯的優(yōu)點，因為這簡化了裝卸貨物的過程應(yīng)急著陸時，機翼不能對機身起到保護作用，水上迫降時，機身在水面下，應(yīng)急疏散旅客困難機翼可以貫穿機身，機翼的升力自身可以平衡，減輕了飛機的結(jié)構(gòu)重量由于機翼的位置很高，無法裝起落架，起落架只能裝到機身上，這時，起落架難以保證滑跑的穩(wěn)定性，因為起落架的輪距不容易保證在滑跑時的側(cè)向穩(wěn)定性很好。一些上單翼飛機往往采用下反來減少滑跑時的過分穩(wěn)定464.3.2機翼外形設(shè)計機翼相對機身的垂直位置－中單翼結(jié)構(gòu)布置中單翼主要的不足是結(jié)構(gòu)上的。對上單翼和下單翼布局來說，機翼可以貫穿機身，這種安排不會影響內(nèi)部裝載的布置，而中單翼會受到機身內(nèi)部裝載布置的強烈影響中單翼布局通常采用環(huán)形加強隔框來傳遞機翼的載荷，或采用折梁，修形的方式穿過機身，這樣可能會增加機翼的結(jié)構(gòu)重量474.3.2機翼外形設(shè)計機翼相對機身的垂直位置－下單翼結(jié)構(gòu)布置有利于起落架的設(shè)計，起落架可以直接收回機翼中。對雙螺旋槳發(fā)動機來說，起落架可方便的收回到發(fā)動機短艙。但需考慮發(fā)動機和螺旋槳槳葉的離地高度，會造成起落架長度增加，重量增大。為了增加側(cè)向穩(wěn)定性，機翼需要上反。下單翼在應(yīng)急著陸時對機身起到保護作用；水上迫降時，機身在水面上，應(yīng)急疏散旅客比較方便。機翼可以貫穿機身，降低飛機的結(jié)構(gòu)重量。機身離地高度較大，裝卸貨物不便。484.3.2機翼外形設(shè)計選擇上下位置時，必須認(rèn)真分析不同布局的特點，結(jié)合飛機的設(shè)計要求才能確定。一般來說，輕型飛機采用下單翼，軍用戰(zhàn)斗機采用中單翼，軍用運輸機采用上單翼，旅客機采用下單翼494.3.2機翼外形設(shè)計機翼的縱向位置需要根據(jù)飛機的重心和飛機的穩(wěn)定性操縱性的指標(biāo)來確定尾翼在后的穩(wěn)定飛機，機翼的最初位置應(yīng)使飛機重心位于30%

MAC處；考慮機身和尾翼的影響后，重心應(yīng)大致在25%MAC處有后尾翼的不穩(wěn)定飛機，機翼位置取決于所選擇的不穩(wěn)定水平，通常應(yīng)使重心位于MAC的40%處對于鴨式飛機，由于鴨翼下洗對機翼的影響，這些經(jīng)驗法則很不可靠。對于帶有計算飛控系統(tǒng)的操縱型鴨翼(即不穩(wěn)定飛機)，機翼最初應(yīng)布置在使飛機重心位于機翼MAC大約15~20%處504.3.3邊條“邊條”是前緣尖銳，后掠角很大（達60°以上）的渦流控制面邊條翼在大迎角飛行時產(chǎn)生脫體渦，本身具有渦升力，同時還控制和改善機翼的外翼氣流分離，提高機翼的升力514.3.3邊條邊條的渦升力容易引起俯仰力矩發(fā)生上仰。隨著主動控制技術(shù)的發(fā)展，采用放寬靜穩(wěn)定性的辦法可以有效解決縱向力矩不穩(wěn)定的問題。524.3.4機翼的增升裝置和副翼增升裝置的作用與類型作用主要是增加翼型的相對彎度和面積，并對附面層進行控制，延遲翼面上的氣流分離，目的都是增加飛機升力，改善起降性能一般分為后緣襟翼和前緣襟翼右圖中各種后緣襟翼的增升作用逐漸增加，但結(jié)構(gòu)復(fù)雜性也增加(a)－開裂式襟翼(b)－簡單襟翼(c)－開縫襟翼

(d)－后退開裂式襟翼(e)－單縫后退襟翼(f)－多縫后退襟翼534.3.4機翼的增升裝置和副翼增升裝置的作用與類型（續(xù)）前緣襟翼包括前緣縫翼、克魯格襟翼和可偏轉(zhuǎn)的機翼前緣（機動襟翼）

1——沒有增升裝置的機翼

2——具有前緣縫翼的機翼

3——具有普通襟片的機翼

4——具有滑動式多開縫襟翼的機翼

5——同4,增加克魯格前緣襟翼

6——同4,增加前緣縫翼不同型式機翼增升裝置的升力增量—迎角曲線（以教材圖3.25為準(zhǔn)）544.3.4機翼的增升裝置和副翼襟翼參數(shù)選取后緣襟翼的升力增量ΔCL與其面積、偏度、后退襟翼的后退量、帶縫襟翼的縫隙形式有關(guān)后緣襟翼面積相對機翼面積一般在10%~15%；襟翼的展長受副翼位置的限制，一般不能超過機翼展長的60%；為了增加面積，只能增加弦長：開裂式襟翼相對弦長在25%左右簡單襟翼30%后退襟翼及單縫襟翼在25~35%;若采用襟副翼，其相對展長可達70%~80%，相對弦長在20%左右。554.3.4機翼的增升裝置和副翼襟翼參數(shù)選?。ɡm(xù)）后緣襟翼的偏角因襟翼形式不同而不同，一般情況下：一般無縫襟翼偏度應(yīng)小于25o單縫襟翼偏度在30o~35o雙縫襟翼偏度可達40o~50o開裂襟翼可達60o。簡單襟翼用于起降和巡航狀態(tài)增升，單、雙縫襟翼僅用于起降增升。/topicdisplay_safe.asp?TopicID=1682606&Page=1564.3.4機翼的增升裝置和副翼襟翼參數(shù)選?。ɡm(xù)）若前緣襟翼展長在0.8翼展范圍可分內(nèi)、外兩段前緣襟翼根弦在15%~20%，翼尖弦在20%~30%（相對當(dāng)?shù)貦C翼弦長）襟翼順氣流偏角一般不超過30o：一般在起飛著陸時，前緣偏10o，后緣偏30o左右；巡航狀態(tài)前、后緣偏5o左右；大機動時前緣偏25o~30o，后緣偏5o~10o。57副翼布置在機翼后緣兩側(cè)的橫向操縱面，其作用是提供足夠大的滾轉(zhuǎn)力矩，保證滿足飛機對橫向操縱性的要求。4.3.4機翼的增升裝置和副翼58副翼的初步參數(shù)選取副翼面積相對機翼面積一般在5%~7%；副翼相對弦長約為20%~25%；如采用襟副翼，即后緣襟翼與副翼合成一塊，其相對展長可達60%~80%。一般副翼偏角δa不超過25o。4.3.4機翼的增升裝置和副翼副翼選取曲線范圍59尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，是飛機縱向和側(cè)向上的平衡、穩(wěn)定及操縱機構(gòu)。尾翼設(shè)計的成敗，直接關(guān)系到飛機的穩(wěn)定性和操縱性，同時在一定程度上影響飛機的飛行性能，如速度、升限等，所以尾翼是根據(jù)飛機的操縱、穩(wěn)定性要求進行設(shè)計的。4.4尾翼布置及參數(shù)選擇604.4.1尾翼的布置后置尾翼變化情況614.4.1尾翼的布置常規(guī)型尾翼通?？稍谥亓孔钶p的情況，提供足夠的穩(wěn)定性和操縱性T型比常規(guī)型重得多，因為尾翼必須加強，以支撐平尾由于存在端板效應(yīng)，T型的垂尾可以較小T型把平尾抬高，避開了機翼尾流和螺旋槳滑流，使其效率提高，從而減小平尾尺寸T型減小了平尾顫振，從而減輕了結(jié)構(gòu)和飛行員的疲勞十字型是介于上述二者之間的這種方案：既避免噴流對平尾或方向舵的干擾，又減小重量代價；但無法利用端板效應(yīng)來減小尾翼的面積624.4.1尾翼的布置雙立尾可以把方向舵設(shè)置得離開飛機中心線，通常比具有同等面積的單垂尾重，但往往更有效，也直接減少了所需的高度在大迎角下，雙立尾可能被機翼或前機身擋住雙立尾外傾對隱身有較大好處，一般外傾角在15°~25°之間V型尾翼是為了減小浸濕面積，與常規(guī)平尾和垂尾上對應(yīng)的力是V型尾翼上的力在水平和垂直方向的投影NACA研究表明，要獲得滿意的操穩(wěn)性，V尾的尺寸需增大到其面積大約與所需的平尾和垂尾分開時的面積的總和相等，且操縱動作復(fù)雜，不過干擾阻力可以較低634.4.1尾翼的布置平尾位置對失速特性的影響失速時，如果尾翼位于機翼尾流區(qū)，它將失去操縱能力，并進一步加劇上仰一般尾力臂短的飛機，平尾都布置在機翼弦平面翼以下，或在機翼弦平面上但帶有上反角644.4.1尾翼的布置為改出尾旋的尾翼布置尾旋時，飛機基本上是垂直下落，同時導(dǎo)致繞一垂直軸旋轉(zhuǎn)，此時必須制止旋轉(zhuǎn)并減小側(cè)滑角，從而要求有足夠的方向舵操作大迎角下，平尾失速，產(chǎn)生紊流尾跡，并以大約45°的角度向上擴展。作為經(jīng)驗法則，方向舵至少應(yīng)有三分之一必須在尾跡之外654.4.1尾翼的布置為改出尾旋的尾翼布置（續(xù)）將平尾上移也也可減小平尾尾跡對方向舵的影響，但需要提防上仰背鰭因產(chǎn)生一個附著于垂尾上的渦而改善了大側(cè)滑角下的尾翼效率，這可防止在尾旋中所遇到的那種大側(cè)滑角，并在尾旋中增大方向舵操縱腹鰭可以防止大側(cè)滑角，且不會被機翼尾跡淹沒，還用于避免高速飛行中的航向不穩(wěn)定性

664.4.2尾翼的布置F/A-18E尾翼的錯開J-10的雙腹鰭674.4.2尾翼參數(shù)選擇初步選擇通常是參照同類飛機的統(tǒng)計資料選擇適當(dāng)?shù)奈踩萘?/p>

平尾LHT（Lh）-尾力臂SHT-平尾面積

鴨翼／全面積／外露面積Cw（bA）

-機翼平均氣動弦長Sw-機翼全面積684.4.2尾翼參數(shù)選擇初步選擇通常是參照同類飛機的統(tǒng)計資料選擇適當(dāng)?shù)奈踩萘?/p>

立尾LVT(Lv)-尾力臂SVT-立尾面積，雙立尾面積為二者之和bw（l）

-機翼翼展Sw-機翼全面積694.4.2尾翼參數(shù)選擇根據(jù)尾容量系數(shù)和尾力臂的值可以計算尾翼面積尾容量系數(shù)的統(tǒng)計值典型值平尾CHT垂尾CVT噴氣教練機0.700.06噴氣戰(zhàn)斗機0.400.07軍用運輸機／轟炸機1.000.08噴氣運輸機1.000.09704.4.2尾翼參數(shù)選擇尾容量系數(shù)的修正對于全動尾翼，尾容量系數(shù)可減小10~15%對T型尾翼，立尾尾容量系數(shù)由于端板效應(yīng)可減小約5%，而平尾尾容量系數(shù)由于處于無擾動氣流中可減小5%H型尾翼（A-10）的平尾尾容量系數(shù)可減小5%尾力臂可以用機身長度的百分?jǐn)?shù)來作初步的估算對于發(fā)動機裝在機翼上的飛機，尾翼力臂約為機身長度的50~55%對于發(fā)動機安裝在后部的飛機，尾翼力臂約為機身長度的45~50%對采用主動控制技術(shù)的飛機，可將根據(jù)統(tǒng)計值算出的尾翼面積減小大約10%714.4.2尾翼參數(shù)選擇對于V型尾翼的飛機，首先分別估算所需的水平和垂直尾翼尺寸，然后計算V型尾翼的總面積以提供與常規(guī)尾翼需要相同的面積；V型尾翼的上反角應(yīng)調(diào)整到所需的垂尾和平尾面積之比的平方根的反正切，該角度應(yīng)接近45°724.4.2尾翼參數(shù)選擇鴨式布局飛機的鴨翼尺寸對采用操縱型鴨翼的鴨式布局飛機，機翼提供大部分的升力，而鴨翼主要用于操縱。根據(jù)現(xiàn)有的該類飛機數(shù)據(jù)，平尾尾容量系數(shù)約為0.1，尾力臂的變化范圍大約為機身長度的35~50%對采用升力型鴨翼的鴨式布局，鴨翼和機翼一起產(chǎn)生升力，此時尾容量系數(shù)法不適用，應(yīng)按照所需的總機翼面積進行分配，通常是鴨翼占25%，機翼占75%734.4.2尾翼參數(shù)選擇尾翼的展弦比與尖削比平尾的前緣后掠角一般要大于機翼后掠角2°~5°，以使平尾在機翼之后失速，且使尾翼的臨界馬赫數(shù)大于機翼的，但隱身的考慮往往會使二者取為一致垂尾后掠角在35°~55°之間變化0.6~1.00.7~1.2——T型尾翼0.3~0.61.3~2.00.3~0.63~5其它0.4~0.61.5~2.00.3~0.56~10滑翔機0.2~0.40.6~1.40.2~0.43~4戰(zhàn)斗機

λA

λ

A垂尾平尾

744.4.2尾翼參數(shù)選擇精確的尾翼平面形狀，在設(shè)計的初始階段并不非常關(guān)鍵。尾翼的幾何參數(shù)在后來的分析和風(fēng)洞研究中還要修改對于方案設(shè)計，通常畫出“看起來是對的（lookright）”尾翼形狀就可以接受。當(dāng)然，這要基于以往的經(jīng)驗和類似的設(shè)計尾翼的相對厚度通常與機翼的相對厚度類似，采用選取機翼參數(shù)時所用的經(jīng)驗曲線作為初始。對高速飛機，平尾通常比機翼大約薄10%，以保證平尾具有更高的臨界馬赫數(shù)。754.4.2尾翼參數(shù)選擇全動平尾與升降舵參數(shù)選擇對大后掠的全動平尾，宜采用斜軸形式——轉(zhuǎn)軸沿平尾結(jié)構(gòu)后掠角布置對中等后掠角梯形平尾，宜采用直軸形式——轉(zhuǎn)軸垂直于飛機對稱線一般轉(zhuǎn)軸取在平尾的30%~35%平均氣動弦長范圍在采用升降舵時，對速度不高的飛機，舵面相對面積約取為0.3~0.4；對跨音速飛機，相對面積約0.2~0.3

方向舵的面積一般為立尾面積的20%~30%764.5隱身對布局設(shè)計的影響隱身技術(shù)的基本概念隱身技術(shù)(StealthTechnology)又稱為低可探測技術(shù)(LowObservabilityTechnology)，泛指為了減少飛機被敵方偵察手段撲捉、跟蹤和攻擊所采用的設(shè)計技術(shù)，涉及的偵察手段包括雷達、紅外線、光電和目視等。774.5隱身對布局設(shè)計的影響雷達散射截面（RCS）的定義

RCS用以度量目標(biāo)在雷達波照射下所產(chǎn)生的回波強度大小，用表示，常用單位為m2或分貝平方米dBsmRCS越大，說明反射越強，越容易被發(fā)現(xiàn)*參考《飛行器隱身技術(shù)－雷達散射截面控制》（武哲）784.5隱身對布局設(shè)計的影響雷達散射截面的量綱

(dBsm）

m2dBsm 100030 10020 1010 10 0.1-10 0.01-20

794.5隱身對布局設(shè)計的影響雷達散射截面曲線圖一架飛機的RCS對于不同照射方向，其值不同，通常用頭向或全向的均值來衡量計算軟件：SEACD入射波長：0.03m（X波段）計算方法：不考慮遮擋的物理光學(xué)法T9（330504）