飛機(jī)總體設(shè)計(jì)課件

飛機(jī)總體設(shè)計(jì)

2第一講：緒論

1.1什么是飛機(jī)設(shè)計(jì)？

1.2什么是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)？

1.3總體設(shè)計(jì)的重要性

1.4總體設(shè)計(jì)的特點(diǎn)

1.5現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)簡(jiǎn)介

1.6設(shè)計(jì)中的團(tuán)隊(duì)協(xié)作3

1.1什么是飛機(jī)設(shè)計(jì)？所謂設(shè)計(jì)，便是創(chuàng)制某一產(chǎn)品之前的構(gòu)思和體現(xiàn)這一構(gòu)思結(jié)果的過程工程設(shè)計(jì)是指設(shè)計(jì)人員應(yīng)用自然規(guī)律，通過分析、綜合和創(chuàng)造思維將設(shè)計(jì)要求（系統(tǒng)要求）轉(zhuǎn)化為一組能完整描述系統(tǒng)的參數(shù)（文檔或圖紙）的活動(dòng)過程4

1.1什么是飛機(jī)設(shè)計(jì)？飛機(jī)設(shè)計(jì)是指設(shè)計(jì)人員應(yīng)用氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、動(dòng)力、材料、工藝等學(xué)科知識(shí)通過分析綜合和創(chuàng)造思維，將設(shè)計(jì)要求轉(zhuǎn)化為一組能完整描述飛機(jī)的參數(shù)的過程5

1.1什么是飛機(jī)設(shè)計(jì)？飛機(jī)研制過程—五個(gè)階段的劃分方式論證階段—研究設(shè)計(jì)新飛機(jī)的可行性方案階段—設(shè)計(jì)出可行的飛機(jī)總體技術(shù)方案工程研制階段—進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計(jì)，提供圖紙?jiān)囍圃蜋C(jī)設(shè)計(jì)定型階段—進(jìn)行定型試飛生產(chǎn)定型階段－少量改進(jìn)，小批量生產(chǎn)6軍用飛機(jī)的一般研制過程“路漫漫其修遠(yuǎn)兮”

論證階段方案階段工程研制階段設(shè)計(jì)定型階段生產(chǎn)定型階段進(jìn)一步改進(jìn)分析使用環(huán)境擬定設(shè)計(jì)要求方案概念研究論證設(shè)計(jì)要求可行性決策戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求及概念性方案三面圖總體布置理論圖結(jié)構(gòu)受力系統(tǒng)全機(jī)各分系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求發(fā)動(dòng)機(jī)及主要機(jī)載設(shè)備選定決策全尺寸樣機(jī)研制任務(wù)書是否否是飛機(jī)詳細(xì)設(shè)計(jì)成品配套飛機(jī)試制地面模擬實(shí)驗(yàn)機(jī)上地面實(shí)驗(yàn)空、地勤培訓(xùn)及試飛準(zhǔn)備決策原型機(jī)否是調(diào)整試飛定型試飛決策定型試飛報(bào)告否是建立生產(chǎn)線穩(wěn)定工藝批生產(chǎn)飛機(jī)試飛鑒定決策批生產(chǎn)飛機(jī)交付部隊(duì)否是

1.2什么是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)？7飛機(jī)設(shè)計(jì)的范圍

—主要涉及論證、方案和工程研制階段對(duì)于設(shè)計(jì)階段的劃分和各階段應(yīng)完成的任務(wù)，沒有完全統(tǒng)一的表述形式論證階段方案階段工程研制階段設(shè)計(jì)定型階段生產(chǎn)定型階段進(jìn)一步改進(jìn)飛機(jī)設(shè)計(jì)

1.2什么是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)？8

1.2

什么是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)？飛機(jī)設(shè)計(jì)的三階段劃分方式制造設(shè)計(jì)要求概念設(shè)計(jì)（ConceptualDesign）初步設(shè)計(jì)（PreliminaryDesign）詳細(xì)設(shè)計(jì)（DetailDesign）9

1.2

什么是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)？各階段的任務(wù)—設(shè)計(jì)要求論證與研究101.2

什么是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)？各階段的任務(wù)—概念設(shè)計(jì)飛機(jī)的布局與構(gòu)型主要參數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)、裝載的布置三面圖初步估算性能方案評(píng)估參數(shù)選擇與權(quán)衡研究方案優(yōu)化11

1.2

什么是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)？各階段的任務(wù)—概念設(shè)計(jì)用CAD系統(tǒng)繪制的設(shè)計(jì)布置圖

12

1.2

什么是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)？各階段的任務(wù)—初步設(shè)計(jì)凍結(jié)布局完善飛機(jī)的幾何外形設(shè)計(jì)、完整的三面圖和理論外形（三維CAD模型）詳細(xì)繪出飛機(jī)的總體布置圖機(jī)載設(shè)備分系統(tǒng)載荷和結(jié)構(gòu)承力系統(tǒng)較精確的計(jì)算（重量重心、氣動(dòng)、性能和操穩(wěn)等）模型吹風(fēng)試驗(yàn)13

1.2

什么是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)？各階段的任務(wù)—詳細(xì)設(shè)計(jì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)和各系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，繪出能夠指導(dǎo)生產(chǎn)的圖紙如理論圖，運(yùn)動(dòng)圖，總裝配圖，構(gòu)件裝配面，零件圖，各系統(tǒng)總裝配圖，零構(gòu)件圖詳細(xì)的重量計(jì)算和強(qiáng)度計(jì)算報(bào)告大量的實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)的臺(tái)架試驗(yàn)部分主要承力件的靜動(dòng)強(qiáng)度試驗(yàn)準(zhǔn)備原型機(jī)的生產(chǎn)14

1.2什么是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)？各階段的任務(wù)—原型機(jī)試制零件進(jìn)行數(shù)控機(jī)械加工機(jī)身側(cè)壁鉚接裝配機(jī)翼壁板進(jìn)行鉚接機(jī)頭設(shè)備安裝15

1.2什么是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)？各階段的任務(wù)—原型機(jī)試制機(jī)身段進(jìn)行鉚接飛機(jī)進(jìn)行總裝配飛機(jī)在試飛車間來源：ThecatalogueofMBB"EconomyandEfficiencyalltheway",PrintinWestGermanybuMBB,5.85/1493

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1.2什么是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)？飛機(jī)總體設(shè)計(jì)＝概念設(shè)計(jì)＋初步設(shè)計(jì)制造設(shè)計(jì)要求概念設(shè)計(jì)初步設(shè)計(jì)詳細(xì)設(shè)計(jì)飛機(jī)總體設(shè)計(jì)17

1.3總體設(shè)計(jì)的重要性“管中窺豹”—機(jī)翼前梁在設(shè)計(jì)過程中的演變?cè)敿?xì)設(shè)計(jì)專注于每一個(gè)細(xì)節(jié)尺寸與參數(shù)初步設(shè)計(jì)表示出梁的截面變化概念設(shè)計(jì)僅僅是一個(gè)從翼根到翼梢的平面！“簡(jiǎn)單任務(wù)”？18

1.3總體設(shè)計(jì)的重要性“管中窺豹”—機(jī)翼前梁在設(shè)計(jì)過程中的演變概念設(shè)計(jì)階段就已經(jīng)確定了整架飛機(jī)的布置！設(shè)計(jì)前期的失誤，將造成后期工作的巨大浪費(fèi)翼盒機(jī)翼油箱前緣襟翼前梁的位置19

1.3總體設(shè)計(jì)的重要性總體設(shè)計(jì)階段所占時(shí)間相對(duì)較短，但需要作出大量的關(guān)鍵決策投入的人員和花費(fèi)相對(duì)較少，但卻決定了一架飛機(jī)大約80%的全壽命周期成本設(shè)計(jì)階段人員比例概念設(shè)計(jì)1％初步設(shè)計(jì)9％詳細(xì)設(shè)計(jì)90％20

1.3總體設(shè)計(jì)的重要性（決定的費(fèi)用）（消耗的費(fèi)用）211.4總體設(shè)計(jì)的特點(diǎn)科學(xué)性與創(chuàng)造性應(yīng)用航空科學(xué)技術(shù)相關(guān)的眾多領(lǐng)域（如空氣動(dòng)力學(xué)、結(jié)構(gòu)力學(xué)、材料學(xué)、自動(dòng)控制、動(dòng)力技術(shù)、隱身技術(shù)）的成果總體設(shè)計(jì)沒有“標(biāo)準(zhǔn)答案”美國(guó)JSF競(jìng)爭(zhēng)221.4總體設(shè)計(jì)的特點(diǎn)反復(fù)循環(huán)迭代的過程概念設(shè)計(jì)流程參數(shù)選擇與權(quán)衡研究設(shè)計(jì)分析設(shè)計(jì)方案設(shè)計(jì)要求“DesignWheel”23

1.4總體設(shè)計(jì)的特點(diǎn)高度的綜合性—綜合考慮設(shè)計(jì)要求的各個(gè)方面，進(jìn)行不同學(xué)科專業(yè)間的權(quán)衡與協(xié)調(diào)

從孤立專業(yè)的角度設(shè)計(jì)出的飛機(jī)氣動(dòng)力把機(jī)身、發(fā)動(dòng)機(jī)、起落架這樣降低氣動(dòng)效率的部件統(tǒng)統(tǒng)去掉！動(dòng)力裝置飛機(jī)？“會(huì)飛的發(fā)動(dòng)機(jī)”？！重量重量工程師的夢(mèng)想－航模飛機(jī)？布魯恩＆米勒24

1.4總體設(shè)計(jì)的特點(diǎn)

K.D.伍德25

1.5現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)簡(jiǎn)介飛機(jī)設(shè)計(jì)過程的演化—來自Boeing的觀點(diǎn)*

*McMasters,J.H.,Cummings,R.M.AirplaneDesignasaSocialActivity:EmergingTrendsintheAerospaceIndustry(InvitedPaper).AIAAPaper2002-0516.

：最具革命性的變化—數(shù)字計(jì)算機(jī)的出現(xiàn)

26

1.5現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)簡(jiǎn)介飛機(jī)設(shè)計(jì)過程的演化

推動(dòng)力：外界政治經(jīng)濟(jì)環(huán)境的變化CAD／CAE／CAM、CIMS等技術(shù)的迅速發(fā)展27

1.5現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)簡(jiǎn)介虛擬風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)

數(shù)字樣機(jī)

計(jì)算流體力學(xué)（CFD）28

1.5現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)簡(jiǎn)介計(jì)算機(jī)輔助飛機(jī)概念設(shè)計(jì)軟件使得設(shè)計(jì)者可以迅速地提出一個(gè)新穎的設(shè)計(jì)方案，并且不斷地修改方案和進(jìn)行權(quán)衡研究（tradestudies）—RaymerD.P.,“AircraftDesign：AConceptualApproach”顯著減少對(duì)突然出現(xiàn)的設(shè)計(jì)項(xiàng)目的反應(yīng)時(shí)間、極大地提高設(shè)計(jì)質(zhì)量和在一定的資源水平下可同時(shí)進(jìn)行的設(shè)計(jì)項(xiàng)目的數(shù)量使得解決更為大規(guī)模的設(shè)計(jì)問題成為可能

—Isikveren,A.T.,Quasi-AnalyticalModelingandOptimisationTechniquesforTransportAircraftDesign.Stockholm:RoyalInstituteofTechnology,200229

1.5現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)簡(jiǎn)介幾種典型的軟件

AAA

美國(guó)DAR公司

（J.

Roskam）ACSYNT

Virginia理工&NASAAmesRDS

美國(guó)ConceptualResearch公司

（D.P.

Raymer）VisualCAPDA

Berlin工大

航空學(xué)院的航空實(shí)踐創(chuàng)新基地已經(jīng)購(gòu)買30

1.5現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)簡(jiǎn)介幾種典型的軟件SEACD

北京航空航天大學(xué)＊教育版(CADS)可在航空創(chuàng)新實(shí)踐基地使用更多軟件介紹：

/~mason/Mason_f/ACDesSR/review.html31

1.6設(shè)計(jì)中的團(tuán)隊(duì)協(xié)作來源:Brandtetal.32

1.6設(shè)計(jì)中的團(tuán)隊(duì)協(xié)作LockheedMartin的“臭鼬工廠”(SkunkWorks)33

1.6設(shè)計(jì)中的團(tuán)隊(duì)協(xié)作TheSkunkWorksapproachhasproventobethebestforsmallprojectsusingexperiencedteammembers

–small,expert,teammemberswithlotsof

responsibility

來源：W.H.Mason,Virginia理工34

1.6設(shè)計(jì)中的團(tuán)隊(duì)協(xié)作什么是團(tuán)隊(duì)協(xié)作（Teamwork）?不是讓大家坐在一起做同樣的家庭作業(yè)是:-一起明確需要解決的問題-每個(gè)團(tuán)隊(duì)成員都負(fù)責(zé)某一特定任務(wù)并開展工作-在團(tuán)隊(duì)會(huì)議上把每項(xiàng)任務(wù)的結(jié)果集合起來，并且確定：我們是否已經(jīng)解決了問題？-如果回答是肯定的，那么確定下一步該做什么？如果是否定的，那么如何進(jìn)行修改和調(diào)整來解決問題？35

1.6設(shè)計(jì)中的團(tuán)隊(duì)協(xié)作高效的團(tuán)隊(duì)1.氛圍－非正式、放松的和舒適的2.所有的成員都參加討論3.團(tuán)隊(duì)的目標(biāo)能被充分的理解／接受4.成員們能傾聽彼此的意見5.存在不同意見，但團(tuán)隊(duì)允許它的存在6.絕大多數(shù)的決定能取得某種共識(shí)7.批評(píng)是經(jīng)常的、坦誠(chéng)的和建設(shè)性的；不是針對(duì)個(gè)人的8.成員們能自由地表達(dá)感受和想法9.行動(dòng)：分配明確，得到接受10.領(lǐng)導(dǎo)者并不獨(dú)裁11.集團(tuán)對(duì)行動(dòng)進(jìn)行評(píng)估并解決問題

來源:Parker,TeamPlayersandTeamwork36

1.6設(shè)計(jì)中的團(tuán)隊(duì)協(xié)作低效的團(tuán)隊(duì)1.氛圍－互不關(guān)心／無聊或緊張／對(duì)抗2.少數(shù)團(tuán)隊(duì)成員居于支配地位3.旁觀者難以理解團(tuán)隊(duì)的目標(biāo)4.團(tuán)隊(duì)成員不互相傾聽，討論時(shí)各執(zhí)一詞5.分歧沒有被有效地加以處理6.在真正需要關(guān)注的事情解決之前就貿(mào)然行動(dòng)7.行動(dòng)：不清晰－該做什么？誰來做？8.領(lǐng)導(dǎo)者明顯表現(xiàn)出太軟弱或太強(qiáng)硬9.提出批評(píng)的時(shí)候令人尷尬，甚至導(dǎo)致對(duì)抗10.個(gè)人感受都隱藏起來了11.集團(tuán)對(duì)團(tuán)隊(duì)的成績(jī)和進(jìn)展不進(jìn)行檢查來源:Parker,TeamPlayersandTeamwork37

1.6設(shè)計(jì)中的團(tuán)隊(duì)協(xié)作Boeing的團(tuán)隊(duì)協(xié)作戒律1.每個(gè)成員都為團(tuán)隊(duì)的進(jìn)展與成功負(fù)責(zé)2.參加所有的團(tuán)隊(duì)會(huì)議并且準(zhǔn)時(shí)達(dá)到3.按計(jì)劃分配任務(wù)4.傾聽并尊重其他成員的觀點(diǎn)5.對(duì)想法進(jìn)行批評(píng)，而不是對(duì)人6.利用并且期待建設(shè)性的反饋意見7.建設(shè)性地解決爭(zhēng)端8.永遠(yuǎn)致力于爭(zhēng)取雙贏的局面（win-winsituations）9.集中注意力—避免導(dǎo)致分裂的行為10.在你不明白的時(shí)候提問源于BoeingCommercialAirplaneGroupDonEvans（ArizonaStateUniv.）整理改編38

1.6設(shè)計(jì)中的團(tuán)隊(duì)協(xié)作系統(tǒng)思想（SystemsThinking）來源:Boeing

Whetherwelikeitornot,weareallinthistogether.392.1飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求設(shè)計(jì)要求的提出—軍用飛機(jī)通常由軍方根據(jù)如下因素提出：政治上，未來政治環(huán)境和沖突規(guī)模的估計(jì)經(jīng)濟(jì)上，全壽命費(fèi)用和承受能力的估計(jì)技術(shù)上，未來敵機(jī)發(fā)展的估計(jì)和新技術(shù)的風(fēng)險(xiǎn)分析402.1飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求設(shè)計(jì)要求的提出—民用飛機(jī)民用飛機(jī)很難說有什么“固定客戶”，因此要發(fā)展什么樣的飛機(jī)，一般由飛機(jī)公司提出初步設(shè)想，經(jīng)過與可能用戶的商討，再制定設(shè)計(jì)要求設(shè)計(jì)要求也需要有正確的預(yù)見性，因此必須必須進(jìn)行長(zhǎng)期的市場(chǎng)調(diào)查和詳細(xì)的分析研究412.1飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求飛機(jī)設(shè)計(jì)要求是一項(xiàng)技術(shù)文件，沒有固定格式飛機(jī)設(shè)計(jì)要求的基本內(nèi)容飛機(jī)的用途和任務(wù)所設(shè)計(jì)的飛機(jī)是民用機(jī)還是軍用機(jī)？主要用途是什么？其他用途又是什么？422.1飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求飛機(jī)設(shè)計(jì)要求的基本內(nèi)容（續(xù)）任務(wù)剖面簡(jiǎn)單剖面：起飛－爬升－巡航－待機(jī)－下降－著陸432.1飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求飛機(jī)設(shè)計(jì)要求的基本內(nèi)容（續(xù)）任務(wù)剖面作戰(zhàn)剖面：起飛－爬升－巡航－待機(jī)－下降－投彈－爬升－巡航－待機(jī)－下降－著陸442.1飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求飛機(jī)設(shè)計(jì)要求的基本內(nèi)容（續(xù)）任務(wù)剖面452.1飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求飛機(jī)設(shè)計(jì)要求的基本內(nèi)容（續(xù)）飛行性能最大飛行速度升限航程爬升性能加速性能減速性能盤旋性能起降性能462.1飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求飛機(jī)設(shè)計(jì)要求的基本內(nèi)容（續(xù)）有效載荷（Payload）軍機(jī)（飛行員、武器）民機(jī)（機(jī)組、乘客、貨物）功能系統(tǒng)航電、安全、飛控等使用維護(hù)要求472.1飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求飛機(jī)設(shè)計(jì)要求的基本內(nèi)容（續(xù)）機(jī)體結(jié)構(gòu)方面的要求正、負(fù)最大過載承受動(dòng)強(qiáng)度、使用壽命研制周期和費(fèi)用民機(jī)的經(jīng)濟(jì)性指標(biāo)制造成本直接運(yùn)營(yíng)成本（Directoperatingcosts，DOC）482.2飛機(jī)的設(shè)計(jì)規(guī)范飛機(jī)設(shè)計(jì)規(guī)范由國(guó)家的有關(guān)部門制定和頒布，是指導(dǎo)飛機(jī)設(shè)計(jì)工作的通用性技術(shù)文件對(duì)各類飛機(jī)作了許多指令性的規(guī)定飛機(jī)的設(shè)計(jì)情況安全系數(shù)過載系數(shù)飛行載荷突風(fēng)載荷飛行品質(zhì)飛行包線起飛與著陸的要求飛機(jī)重心的穩(wěn)定性裕度強(qiáng)度和剛度492.2飛機(jī)的設(shè)計(jì)規(guī)范典型的設(shè)計(jì)規(guī)范美國(guó)軍用飛機(jī)設(shè)計(jì)規(guī)范（MIL）聯(lián)邦適航性條例（FAR-25、FAR-23）中國(guó)軍用飛機(jī)強(qiáng)度規(guī)范中國(guó)民用航空規(guī)章（CCAR-25、CCAR-23）502.3飛機(jī)的總體技術(shù)指標(biāo)制定由總設(shè)計(jì)師和總體設(shè)計(jì)部門，根據(jù)飛機(jī)使用技術(shù)要求或戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求，以及有關(guān)的設(shè)計(jì)規(guī)范和適航標(biāo)準(zhǔn)等文件而制定目的為了全面指導(dǎo)和協(xié)調(diào)整個(gè)飛機(jī)設(shè)計(jì)的工作內(nèi)容飛機(jī)設(shè)計(jì)要求的具體化和某些必要的補(bǔ)充考慮當(dāng)前和今后一個(gè)時(shí)期內(nèi)，該指標(biāo)有一定的先進(jìn)性和現(xiàn)實(shí)可能性51具體項(xiàng)目最大使用過載最大最大速壓溫度指標(biāo)飛行包線—飛機(jī)的飛行特征和飛行高度的范圍對(duì)應(yīng)于某高度下的最大速度“裕度”2.3飛機(jī)的總體技術(shù)指標(biāo)522.4設(shè)計(jì)要求示例類型與用途作為與先進(jìn)戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機(jī)（AdvancedTacticalFighter，ATF）進(jìn)行“高低搭配”的低端機(jī)型執(zhí)行空對(duì)空作戰(zhàn)的單座輕型戰(zhàn)斗機(jī)盡可能地采用新技術(shù)以滿足任務(wù)要求來源：AircraftEngineDesign,1987(2ndEdition,2002)532.4設(shè)計(jì)要求示例任務(wù)剖面14個(gè)任務(wù)段20個(gè)任務(wù)段！542.4設(shè)計(jì)要求示例任務(wù)剖面序號(hào)任務(wù)段名稱任務(wù)段數(shù)據(jù)1起飛起飛時(shí)間=3min、起飛滑跑距離=304.80m、最小失速速度=53.34m/s、機(jī)場(chǎng)海拔高度=609.60m、跑道摩阻系數(shù)=0.052水平加速所在高度=609.60m、起始速度=0.18Ma、終止速度=0.70Ma、水平加速允許時(shí)間=30.42s、軍用推力狀態(tài)3加速爬升起始高度=609.60m、終止高度=13106.4m、起始速度=0.70Ma、終止速度=0.90Ma、軍用推力狀態(tài)4巡航巡航高度=13106.4m、巡航速度=0.90Ma、巡航距離=277.8km5下降起始高度=13106.4m、終止高度=9144.0m6巡邏待機(jī)待機(jī)高度=9144.0m、待機(jī)速度=0.68Ma、待機(jī)時(shí)間=0.33h552.4設(shè)計(jì)要求示例任務(wù)剖面7水平加速所在高度=9144.0m、起始速度=0.68Ma、終止速度=1.50Ma、水平加速允許時(shí)間=50s、最大推力狀態(tài)8巡航巡航高度=9144.0m、巡航速度=1.5Ma、巡航距離=185.2km9格斗盤旋盤旋高度=9144.0m、盤旋速度=1.6Ma、盤旋圈數(shù)=110格斗盤旋盤旋高度=9144.0m、盤旋速度=0.9Ma、盤旋圈數(shù)=211水平加速所在高度=9144.0m、起始速度=0.8Ma、終止速度=1.60Ma、水平加速允許時(shí)間=50s、最大推力狀態(tài)12投放有效載荷投放的有效載荷的重量=295.74kg（2枚AMRAAM導(dǎo)彈）13投放有效載荷投放的有效載荷的重量=298.0kg（2枚AIM-9L導(dǎo)彈和1/2的炮彈）562.4設(shè)計(jì)要求示例任務(wù)剖面14巡航巡航高度=9144.0m、巡航速度=1.5Ma、巡航距離=46.3km15減速爬升起始高度=9144.0m、終止高度=13106.4m、起始速度=1.5Ma、終止速度=0.9Ma、軍用推力狀態(tài)16巡航巡航高度=13106.4m、巡航速度=0.9Ma、巡航距離=277.8km17下降起始高度=13106.4m、終止高度=3048.0m18巡邏待機(jī)待機(jī)高度=3048.0m、待機(jī)速度=0.3Ma、待機(jī)時(shí)間=0.33h19下降起始高度=3048.0m、終止高度=1000.0m20著陸進(jìn)場(chǎng)高度=1000.0m、著陸接地速度=70m/s、著陸滑跑距離=304.8m、機(jī)場(chǎng)海拔高度=609.6m、跑道摩阻系數(shù)=0.4572.4設(shè)計(jì)要求示例性能要求

起飛距離1500ft著陸距離1500ft最大速度2.0Ma/40kft超音速巡航要求1.5Ma/30kft加速性能0.8-1.6Ma/30kftt≤50s持續(xù)盤旋過載n≥5at0.9/30kftn≥5at1.6Ma/30kft582.4設(shè)計(jì)要求示例有效載荷飛行員1名武器AMRAAM×2326lb/枚AIM-9L×2191lb/枚25mm機(jī)炮×1270lb炮彈×500

550lb

593.1概念構(gòu)思與概念草圖概念構(gòu)思的形成熟知同類用途飛機(jī)的布局形式，了解不同布局的利弊和特點(diǎn)603.1概念構(gòu)思與概念草圖概念構(gòu)思的形成積累數(shù)據(jù)飛機(jī)的數(shù)據(jù)主要標(biāo)準(zhǔn)部件的形狀和重量座椅、炸彈、機(jī)炮、集裝箱…可能的發(fā)動(dòng)機(jī)了解相關(guān)領(lǐng)域的最新水平氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、飛控系統(tǒng)、隱身技術(shù)…“勿在浮砂筑高臺(tái)”

—候俊杰《深入淺出MFC》613.1概念構(gòu)思與概念草圖概念構(gòu)思的形成積累數(shù)據(jù)主要的數(shù)據(jù)來源飛機(jī)的技術(shù)說明書簡(jiǎn)氏飛機(jī)年鑒

（Jane‘sAllTheWorld’sAircraft）飛機(jī)公司宣傳資料設(shè)計(jì)教科書期刊雜志互聯(lián)網(wǎng)623.1概念構(gòu)思與概念草圖概念構(gòu)思的形成對(duì)各專業(yè)基本知識(shí)的全面了解＋創(chuàng)新的思想＋美學(xué)觀點(diǎn)概念構(gòu)思的體現(xiàn)—概念草圖（ConceptualSketch）633.1概念構(gòu)思與概念草圖概念草圖畫出多個(gè)候選方案，不要指望一開始就知道該怎么做在可能的情況下對(duì)多個(gè)方案都進(jìn)行分析和優(yōu)化643.1概念構(gòu)思與概念草圖概念草圖來源：Kirschbaum’sAircraftDesignHandbook,AircraftDesignAidandLayoutGuide653.1概念構(gòu)思與概念草圖概念草圖T1“潮汐獵人”（330501）T9（330504）663.1概念構(gòu)思與概念草圖草圖的作用確定你對(duì)要設(shè)計(jì)的方案的整體印象勾畫出氣動(dòng)布局表示出在哪里布置機(jī)組、有效載荷、乘員、起落架、發(fā)動(dòng)機(jī)、燃油和主要的子系統(tǒng)用于總體設(shè)計(jì)的第一次近似—估算初始的主要總體設(shè)計(jì)參數(shù)673.2飛機(jī)的主要總體設(shè)計(jì)參數(shù)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程分析重力推力阻力升力來源：IntroductiontoAeronautics:ADesignPerspective683.2飛機(jī)的主要總體設(shè)計(jì)參數(shù)飛機(jī)的主要總體設(shè)計(jì)參數(shù)設(shè)計(jì)起飛重量W0(kg)動(dòng)力裝置海平面靜推力

T(kg)機(jī)翼面積S(m2)組合參數(shù)推重比T/W0翼載荷W0/S(kg/m2)693.2飛機(jī)的主要總體設(shè)計(jì)參數(shù)符號(hào)與單位說明參數(shù)《飛機(jī)總體設(shè)計(jì)》AircraftDesign:AConceptualApproach(mks)重量

m(kg)W

(kg)推力F(N)T(kg)重力G(N)

推重比F0/G0T/W0翼載荷m0/S(kg/m2)W0/S(kg/m2)升阻比K=CL/CDL/D703.2飛機(jī)的主要總體設(shè)計(jì)參數(shù)Sizing－參數(shù)選擇；定參數(shù)713.3初步重量估計(jì)起飛重量的構(gòu)成

乘員有效載荷燃油空機(jī)重量723.3初步重量估計(jì)空機(jī)重量估計(jì)對(duì)不同類型的飛機(jī)，可以統(tǒng)計(jì)出一定的趨勢(shì)733.3初步重量估計(jì)空機(jī)重量估計(jì)We/W0=AW0CKvsA{A-公制}C雙發(fā)渦輪螺槳飛機(jī)0.96{0.92}-0.05噴氣式教練機(jī)1.59{1.47}-0.10噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)2.34{2.11}-0.13軍用貨機(jī)／轟炸機(jī)0.93{0.88}-0.07噴氣式運(yùn)輸機(jī)1.02{0.97}-0.06Kvs=可變后掠常數(shù)=1.04對(duì)可變后掠機(jī)翼=1.00對(duì)固定后掠機(jī)翼復(fù)合材料的應(yīng)用：近似為We/W0統(tǒng)計(jì)值的0.95倍743.3初步重量估計(jì)燃油重量估計(jì)機(jī)上燃油＝“任務(wù)燃油”＋儲(chǔ)備燃油＋“死油”一級(jí)近似（First-orderdesign）：假設(shè)任務(wù)所需燃油與飛機(jī)的重量成正比，則Wf/W0近似地與飛機(jī)重量無關(guān)根據(jù)任務(wù)段重量比計(jì)算任務(wù)段重量比：飛機(jī)在某一任務(wù)段結(jié)束時(shí)的重量除以該任務(wù)段開始時(shí)的重量任意的第i段：

或753.3初步重量估計(jì)燃油重量估計(jì)整個(gè)任務(wù)結(jié)束時(shí)的飛機(jī)重量Wx與初始重量W0之比等于各段重量比的乘積例如：763.3初步重量估計(jì)燃油重量估計(jì)各種任務(wù)段的重量比估算方法暖機(jī)、起飛、爬升和著陸忽略下降段任務(wù)段(Wi/Wi-1)暖機(jī)和起飛0.970爬升0.985著陸0.995773.3初步重量估計(jì)燃油重量估計(jì)各種任務(wù)段的重量比估算方法巡航－根據(jù)勃列蓋（Breguet）航程公式待機(jī)(Loiter)－根據(jù)續(xù)航時(shí)間公式V=速度(ft/s或m/s)R=航程(ft或m)E=續(xù)航時(shí)間或待機(jī)時(shí)間C=單位耗油率L/D=升阻比783.3初步重量估計(jì)單位耗油率（SFC或C）單位時(shí)間內(nèi)產(chǎn)生單位推力所消耗的燃油量對(duì)不同類型的發(fā)動(dòng)機(jī)可以進(jìn)行統(tǒng)計(jì)擬和注意單位！典型噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的SFC:1/hr{mg/Ns}巡航待機(jī)純渦輪噴氣式0.9{25.5}0.8{22.7}低涵道比渦輪風(fēng)扇0.8{22.7}0.7{19.8}高涵道比渦輪風(fēng)扇0.5{14.1}0.4{11.3}793.3初步重量估計(jì)升阻比K（或L/D）是設(shè)計(jì)方案總體氣動(dòng)效率的量度取決于兩個(gè)設(shè)計(jì)因素：機(jī)翼翼展＆浸潤(rùn)面積估算升阻比時(shí)常用的另一個(gè)機(jī)翼設(shè)計(jì)參數(shù)：

展弦比=翼展的平方／機(jī)翼參考面積等效展弦比=aMacmaxaC噴氣教練機(jī)4.737-0.979噴氣戰(zhàn)斗機(jī)（格斗）5.416-0.622噴氣戰(zhàn)斗機(jī)（其它）4.110-0.622軍用運(yùn)輸/轟炸機(jī)5.570-1.075噴氣運(yùn)輸機(jī)7.500等效展弦比=翼展的平方/（機(jī)翼和鴨翼面積）

803.3初步重量估計(jì)升阻比Sjr/S（或Swet/Sref）等效展弦比

l2/S浸潤(rùn)展弦比

l2/Sjr概念草圖+813.3初步重量估計(jì)升阻比最大升阻比！巡航待機(jī)噴氣式飛機(jī)0.866L/DmaxL/Dmax螺旋槳飛機(jī)L/Dmax0.866L/Dmax823.3初步重量估計(jì)燃油重量估計(jì)在不考慮有效載荷投放的情況下，任務(wù)過程中的總重減少，必然是燃油消耗所致任務(wù)中消耗的燃油＝一般情況下，可假定余油儲(chǔ)備和死油占6%833.3初步重量估計(jì)存在投放有效載荷段的剖面分析方法例：設(shè)總共14段，第7段投放有效載荷W7dropped，則重量比其中843.3初步重量估計(jì)存在投放有效載荷段的剖面分析方法（續(xù)）著陸重量：任務(wù)中消耗燃油：總的燃油重量：853.3初步重量估計(jì)一級(jí)近似法（First-orderdesignmethod）!

任務(wù)段中不得進(jìn)行有效載荷的投放迭代通常只須幾次就可以收斂863.4權(quán)衡研究（TradeStudies）方案研究中的一個(gè)重要環(huán)節(jié)是與用戶一道評(píng)審和仔細(xì)分析設(shè)計(jì)要求

通過對(duì)要求中的項(xiàng)目進(jìn)行變化，可以分析出該項(xiàng)目對(duì)起飛總重的影響，進(jìn)而更合理地確定要求的取值還可以反映出新技術(shù)（如采用某種復(fù)合材料）對(duì)設(shè)計(jì)的影響873.4權(quán)衡研究（TradeStudies）簡(jiǎn)單示例：反潛機(jī)任務(wù)剖面概念草圖航程的權(quán)衡883.5推重比與翼載荷最簡(jiǎn)單的方法：參照以往的統(tǒng)計(jì)值主要設(shè)計(jì)參數(shù)的選擇與確定是反復(fù)迭代的循環(huán)過程894.1飛機(jī)型式的含義與內(nèi)容

明確了飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求后，就要對(duì)飛機(jī)的外形進(jìn)行全面的構(gòu)思，即進(jìn)行飛機(jī)型式的初步選擇904.1飛機(jī)型式的含義與內(nèi)容飛機(jī)型式?jīng)]有嚴(yán)格的定義。飛機(jī)型式就是飛機(jī)的總體氣動(dòng)布局型式。飛機(jī)型式是指飛機(jī)部件幾何外形特征及裝載布置方案的總稱，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼及發(fā)動(dòng)機(jī)、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(jī)設(shè)計(jì)要求，不同的氣動(dòng)、重量、剛度和使用維護(hù)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(jī)型式是飛機(jī)各部件數(shù)目，外形和相對(duì)位置的總稱91

飛機(jī)型式選擇在飛機(jī)設(shè)計(jì)中的地位和作用飛機(jī)設(shè)計(jì)過程中，影響飛機(jī)性能的重大決策基本上都是在飛機(jī)型式選擇過程中作出的飛機(jī)的氣動(dòng)力特性、強(qiáng)度剛度特性、使用維護(hù)性能、制造工藝性能等各個(gè)方面的特性，在飛機(jī)的型式確定下來以后就基本上確定了正確地選擇飛機(jī)型式對(duì)設(shè)計(jì)速度和設(shè)計(jì)質(zhì)量有很大的影響不恰當(dāng)?shù)娘w機(jī)型式，會(huì)引起以后設(shè)計(jì)中的重大返工。如果在風(fēng)洞試驗(yàn)甚至在試飛之后，發(fā)現(xiàn)飛機(jī)的性能或操縱安定性差，則可能推翻整個(gè)方案，就會(huì)大大影響設(shè)計(jì)速度4.1飛機(jī)型式的含義與內(nèi)容92飛機(jī)型式選擇和飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求之間不存在一一對(duì)應(yīng)關(guān)系設(shè)計(jì)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(jī)各部件的外形及相互位置，這些部件的組合就決定了飛機(jī)型式。4.1飛機(jī)型式的含義與內(nèi)容93飛機(jī)型式選擇的主要工作4.1飛機(jī)型式的含義與內(nèi)容944.2飛機(jī)配平形式選擇飛機(jī)總體配平型式也就是飛機(jī)的氣動(dòng)布局型式，通常指不同承力面的安排型式。機(jī)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(jī)的操縱性和穩(wěn)定性。飛機(jī)配平型式的選擇是一個(gè)復(fù)雜的創(chuàng)造性的設(shè)計(jì)過程，技術(shù)因素是首先要研究的問題。另外，飛機(jī)型式選擇還會(huì)受到其他非技術(shù)因素的制約，例如：市場(chǎng)、設(shè)計(jì)人員的風(fēng)格和習(xí)慣等。954.2飛機(jī)配平形式選擇達(dá)索公司的設(shè)計(jì)傳統(tǒng)幻影III

幻影2000陣風(fēng)964.2飛機(jī)配平形式選擇根據(jù)配平翼面和機(jī)翼之間的相對(duì)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(jī)翼之后鴨式布局：水平尾翼位于機(jī)翼之前無尾布局：只有一對(duì)機(jī)翼，但立尾有無不確定三翼面布局：機(jī)翼前面有前翼，后面有平尾974.2飛機(jī)配平形式選擇正常式布局多數(shù)飛機(jī)采用正常式布局，主要是因?yàn)檎Ｊ斤w機(jī)布局積累的知識(shí)和設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)比較豐富。飛機(jī)正常飛行時(shí)，保證飛機(jī)各部分的合力通過飛機(jī)的重心，保持穩(wěn)定的運(yùn)動(dòng)。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(jī)的靜穩(wěn)定性，飛機(jī)機(jī)翼的迎角大于尾翼的迎角。984.2飛機(jī)配平形式選擇正常式布局994.2飛機(jī)配平形式選擇正常式布局1004.2飛機(jī)配平形式選擇鴨式布局鴨式布局是飛機(jī)最早采用的布局型式，萊特兄弟設(shè)計(jì)的飛機(jī)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(jī)發(fā)展緩慢。隨著主動(dòng)控制技術(shù)的發(fā)展，鴨式布局技術(shù)日趨成熟，鴨式飛機(jī)在中、大迎角飛行時(shí)，如果采用近距耦合鴨翼型式＊，前翼和機(jī)翼前緣同時(shí)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(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)》1014.2飛機(jī)配平形式選擇鴨式布局的難點(diǎn)是鴨翼位置的選擇和大迎角時(shí)俯仰力矩上仰的問題。由于鴨翼位于飛機(jī)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(jī)身加邊條（X-29）限制放寬靜穩(wěn)定余度采用發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量技術(shù)等1024.2飛機(jī)配平形式選擇前翼尖端渦流布置不當(dāng)，會(huì)引起機(jī)翼彎矩增加，阻力增大，所以對(duì)于客機(jī)常常采用將前翼布置在機(jī)翼的遠(yuǎn)前下方，減少前翼對(duì)主翼的氣動(dòng)影響。1034.2飛機(jī)配平形式選擇無尾布局

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

無尾飛機(jī)配平時(shí)，襟副翼的升力方向向下，引起升力損失，同時(shí)力臂較短，效率不高。飛機(jī)起飛時(shí)，需要較大的升力，為此必須將襟副翼向下偏，這樣會(huì)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(jī)通常采用扭轉(zhuǎn)機(jī)翼的辦法，保證飛機(jī)的零升力矩系數(shù)大于零，這樣可以有效的降低飛機(jī)飛行時(shí)的配平阻力。1044.2飛機(jī)配平形式選擇無尾式布局同正常式布局飛機(jī)相比有如下的優(yōu)點(diǎn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量輕隱身特性好氣動(dòng)阻力較小超音速阻力更小1054.2飛機(jī)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(diǎn)，有望得到更好的氣動(dòng)特性，特別是操縱和配平特性增加前翼可以使全機(jī)氣動(dòng)載荷分布更為合理，減輕機(jī)翼上的氣動(dòng)載荷，有效的減輕機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量；前翼和機(jī)翼的襟副翼，水平尾翼一起構(gòu)成飛機(jī)的操縱控制面，保證飛機(jī)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(dòng)的范圍；前翼的脫體渦提供非線性升力，提高全機(jī)最大升力。缺點(diǎn)是由于增加前翼使得飛機(jī)的總重有所增加1064.2飛機(jī)配平形式選擇三翼面布局F-15S/MDT驗(yàn)證機(jī)F-15D雙座戰(zhàn)斗機(jī)1074.2飛機(jī)配平形式選擇前掠翼布局前掠機(jī)翼具有后掠機(jī)翼的氣動(dòng)優(yōu)點(diǎn)，但不存在后掠機(jī)翼翼梢分離的缺點(diǎn)：在迎角增大時(shí)，機(jī)翼根部最先進(jìn)入失速。因?yàn)槭賲^(qū)不包圍副翼，這樣的失速不導(dǎo)致飛機(jī)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(jī)的大迎角機(jī)動(dòng)性能。前掠翼布局之所以還未被廣泛應(yīng)用，是因?yàn)榍奥訖C(jī)翼的彎扭擴(kuò)散的問題。1084.2飛機(jī)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(diǎn)如下：提高了抗彎扭強(qiáng)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）1094.2飛機(jī)配平形式選擇BURNELLI布局設(shè)計(jì)思路是讓機(jī)身也參與產(chǎn)生升力。但是如果采用增壓客艙，機(jī)身將變得非常重對(duì)于大型運(yùn)輸機(jī)而言，Burnelli的應(yīng)用有待深入的研究1104.2飛機(jī)配平形式選擇斜翼布局在跨音速范圍內(nèi)，斜機(jī)翼布局與常規(guī)固定后掠或變后掠機(jī)翼飛機(jī)相比，有利于降低阻力。只有一個(gè)轉(zhuǎn)軸代替了常規(guī)變后掠機(jī)翼的兩個(gè)轉(zhuǎn)軸。有利于降低飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量。1114.3機(jī)翼參數(shù)選擇4.3.1翼型選擇4.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)4.3.3邊條4.3.4機(jī)翼的增升裝置和副翼112翼型是構(gòu)成翼面的重要部分，直接影響到飛機(jī)的性能和飛行品質(zhì)選擇翼型時(shí)不僅要滿足氣動(dòng)要求，還須兼顧結(jié)構(gòu)、強(qiáng)度及工藝的需要4.3.1翼型選擇113

翼型的參數(shù)中弧線＋基本厚度分布

弦長(zhǎng)b最大彎度f相對(duì)彎度f/b

最大厚度c相對(duì)厚度c/b

最大厚度的

相對(duì)位置Xc/b

前緣半徑r

后緣角τ4.3.1翼型選擇114參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響—前緣半徑前緣半徑小，前緣在小迎角時(shí)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(jī)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(jī)4.3.1翼型選擇1154.3.1翼型選擇參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響—相對(duì)厚度直接影響飛機(jī)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(duì)厚度對(duì)亞音速阻力影響不大，而超音速時(shí)波阻增加約與的平方成正比。超音速戰(zhàn)斗機(jī)的一般在4%~6%，如太小則影響結(jié)構(gòu)高度與機(jī)翼的可用容積；最大厚度位置在40%-45%，有利減阻1164.3.1翼型選擇參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響—相對(duì)厚度隨著翼型相對(duì)厚度增加，最大升力系數(shù)先增大，然后減小。對(duì)于每一種翼型，有一個(gè)最佳的相對(duì)厚度，范圍大約為10%～14%，亞音速飛機(jī)翼型的相對(duì)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(duì)厚度翼型的阻力相對(duì)厚度經(jīng)驗(yàn)曲線

1174.3.1翼型選擇參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響—相對(duì)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(shí)處于設(shè)計(jì)升力系數(shù)狀態(tài)。設(shè)計(jì)升力系數(shù)指的是具有最小阻力時(shí)的升力系數(shù)。對(duì)于任何一種翼型，在其設(shè)計(jì)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(duì)于低速飛機(jī)，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(duì)彎度較大的翼型，對(duì)于高速飛機(jī)則應(yīng)選取相對(duì)彎度較小的翼型或無彎度的對(duì)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(duì)稱翼型1184.3.1翼型選擇高速戰(zhàn)斗機(jī)的方案設(shè)計(jì)初期不必花太多的時(shí)間去精選合適的翼型，經(jīng)常是利用已有氣動(dòng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的翼型，從中選擇比較合適的，如NACA64A或65A的對(duì)稱翼型，確定好相對(duì)厚度；而前緣半徑、彎度和扭轉(zhuǎn)，則可在詳細(xì)設(shè)計(jì)時(shí)根據(jù)不同的任務(wù)要求和機(jī)翼平面形狀再進(jìn)行精修設(shè)計(jì)大展弦比、小后掠的亞音速運(yùn)輸機(jī)一般采用自己設(shè)計(jì)的超臨界翼型，如美國(guó)的NASASC(2)-0614，西工大的跨音速飛機(jī)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(duì)厚度大的翼型1194.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)機(jī)翼設(shè)計(jì)的依據(jù)滿足設(shè)計(jì)要求的飛機(jī)性能為主要依據(jù)，即應(yīng)保證在起飛、著陸和空中機(jī)動(dòng)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(dòng)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(shí)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(qiáng)度和氣動(dòng)彈性要求，使機(jī)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。1204.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)機(jī)翼幾何形狀定義

S

——機(jī)翼參考面積；

l

——機(jī)翼展長(zhǎng)；

b0

——翼根弦長(zhǎng)；

b1

——翼尖弦長(zhǎng)；

——機(jī)翼展弦比；

——機(jī)翼前緣后掠角；

——根梢比（梯形比）;

——翼型相對(duì)厚度;

——扭轉(zhuǎn)角

1214.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)機(jī)翼幾何形狀定義

美英等國(guó)的表示符號(hào)——

s——b——

c根——

c尖——

A；——

ΛLE

——

λ尖削比（梢根比）=1/η——

t/c;

S

——機(jī)翼參考面積；

l

——機(jī)翼展長(zhǎng)；

b0

——翼根弦長(zhǎng)；

b1

——翼尖弦長(zhǎng)；

——機(jī)翼展弦比；

——機(jī)翼前緣后掠角；

——根梢比（梯形比）;

——翼型相對(duì)厚度;

——扭轉(zhuǎn)角

1224.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)機(jī)翼的平均氣動(dòng)弦翼型在亞音速流中的俯仰力矩?cái)?shù)據(jù)通常相對(duì)于1/4弦點(diǎn)給出。翼型繞該點(diǎn)的俯仰力矩隨著迎角的變化基本為一常數(shù)，該點(diǎn)即為翼型的“氣動(dòng)中心”完整的梯形機(jī)翼的氣動(dòng)中心落在“平均氣動(dòng)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(dòng)中心=0.25亞音速

=0.4超音速1234.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)主要參數(shù)選取－展弦比展弦比越大，即翼展長(zhǎng)，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(duì)機(jī)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(jī)翼的失速迎角大1244.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)主要參數(shù)選?。瓜冶却笮兔裼寐每蜋C(jī)和軍用運(yùn)輸機(jī)為提高升阻比，減小升致阻力，展弦比選在10左右戰(zhàn)斗機(jī)著眼于高機(jī)動(dòng)性和減少超聲速阻力，展弦比一般選2.0~4.01254.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)主要參數(shù)選?。舐咏窃黾雍舐咏牵梢蕴岣吲R界Ma數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生，這是高亞音速飛機(jī)采用后掠角的根本原因。后掠角增加，可以降低氣動(dòng)阻力，但同時(shí)會(huì)使機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量增大，選擇后掠角時(shí)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(jī)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(jī)翼前緣半頂角

:擾動(dòng)錐半頂角

1264.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)主要參數(shù)選?。舐咏钱?dāng)飛行Ma>2時(shí)，如果采用亞音速前緣，則后掠角可能很大，這樣會(huì)引起機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量過份增大，同時(shí)翼梢分離更為嚴(yán)重。這時(shí)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(yàn)曲線1274.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)主要參數(shù)選?。冶雀冶扔绊憴C(jī)翼的升力沿展向分布的規(guī)律，大部分低速平直機(jī)翼的根梢比在2~2.5，后掠機(jī)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1284.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)主要參數(shù)選?。渌麉?shù)扭轉(zhuǎn)角機(jī)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(duì)扭轉(zhuǎn)角為±3°左右。安裝角－機(jī)翼相對(duì)于機(jī)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(duì)多數(shù)初始設(shè)計(jì)，可假定通用航空飛機(jī)和自制飛機(jī)的安裝角約2°，運(yùn)輸機(jī)約1°，軍用飛機(jī)約為零度1294.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)主要參數(shù)選取－其他參數(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(duì)于后掠機(jī)翼，為防止過大的橫向安定性，大后掠時(shí)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1304.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的垂直位置三種形式：上單翼、中單翼、下單翼1314.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的垂直位置－氣動(dòng)干擾問題中單翼的氣動(dòng)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(dòng)干擾。中單翼對(duì)飛機(jī)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(jī)翼具有較大的上反角，下單翼正好相反。1324.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的垂直位置－上單翼結(jié)構(gòu)布置機(jī)身更加接近地面，這對(duì)運(yùn)輸機(jī)來說是很明顯的優(yōu)點(diǎn)，因?yàn)檫@簡(jiǎn)化了裝卸貨物的過程應(yīng)急著陸時(shí)，機(jī)翼不能對(duì)機(jī)身起到保護(hù)作用，水上迫降時(shí)，機(jī)身在水面下，應(yīng)急疏散旅客困難機(jī)翼可以貫穿機(jī)身，機(jī)翼的升力自身可以平衡，減輕了飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量由于機(jī)翼的位置很高，無法裝起落架，起落架只能裝到機(jī)身上，這時(shí)，起落架難以保證滑跑的穩(wěn)定性，因?yàn)槠鹇浼艿妮喚嗖蝗菀妆ＷC在滑跑時(shí)的側(cè)向穩(wěn)定性很好。一些上單翼飛機(jī)往往采用下反來減少滑跑時(shí)的過分穩(wěn)定1334.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)機(jī)翼相對(duì)機(jī)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(duì)上單翼和下單翼布局來說，機(jī)翼可以貫穿機(jī)身，這種安排不會(huì)影響內(nèi)部裝載的布置，而中單翼會(huì)受到機(jī)身內(nèi)部裝載布置的強(qiáng)烈影響中單翼布局通常采用環(huán)形加強(qiáng)隔框來傳遞機(jī)翼的載荷，或采用折梁，修形的方式穿過機(jī)身，這樣可能會(huì)增加機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量1344.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)機(jī)翼相對(duì)機(jī)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(jì)，起落架可以直接收回機(jī)翼中。對(duì)雙螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)來說，起落架可方便的收回到發(fā)動(dòng)機(jī)短艙。但需考慮發(fā)動(dòng)機(jī)和螺旋槳槳葉的離地高度，會(huì)造成起落架長(zhǎng)度增加，重量增大。為了增加側(cè)向穩(wěn)定性，機(jī)翼需要上反。下單翼在應(yīng)急著陸時(shí)對(duì)機(jī)身起到保護(hù)作用；水上迫降時(shí)，機(jī)身在水面上，應(yīng)急疏散旅客比較方便。機(jī)翼可以貫穿機(jī)身，降低飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量。機(jī)身離地高度較大，裝卸貨物不便。1354.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)選擇上下位置時(shí)，必須認(rèn)真分析不同布局的特點(diǎn)，結(jié)合飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求才能確定。一般來說，輕型飛機(jī)采用下單翼，軍用戰(zhàn)斗機(jī)采用中單翼，軍用運(yùn)輸機(jī)采用上單翼，旅客機(jī)采用下單翼1364.3.2機(jī)翼外形設(shè)計(jì)機(jī)翼的縱向位置需要根據(jù)飛機(jī)的重心和飛機(jī)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(jī)，機(jī)翼的最初位置應(yīng)使飛機(jī)重心位于30%

MAC處；考慮機(jī)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(jī)，機(jī)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(duì)于鴨式飛機(jī)，由于鴨翼下洗對(duì)機(jī)翼的影響，這些經(jīng)驗(yàn)法則很不可靠。對(duì)于帶有計(jì)算飛控系統(tǒng)的操縱型鴨翼(即不穩(wěn)定飛機(jī))，機(jī)翼最初應(yīng)布置在使飛機(jī)重心位于機(jī)翼MAC大約15~20%處1374.3.3邊條“邊條”是前緣尖銳，后掠角很大（達(dá)60°以上）的渦流控制面邊條翼在大迎角飛行時(shí)產(chǎn)生脫體渦，本身具有渦升力，同時(shí)還控制和改善機(jī)翼的外翼氣流分離，提高機(jī)翼的升力1384.3.3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(dòng)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。1394.3.4機(jī)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(duì)彎度和面積，并對(duì)附面層進(jìn)行控制，延遲翼面上的氣流分離，目的都是增加飛機(jī)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(jiǎn)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1404.3.4機(jī)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(jī)翼前緣（機(jī)動(dòng)襟翼）

1——沒有增升裝置的機(jī)翼

2——具有前緣縫翼的機(jī)翼

3——具有普通襟片的機(jī)翼

4——具有滑動(dòng)式多開縫襟翼的機(jī)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(jī)翼增升裝置的升力增量—迎角曲線（以教材圖3.25為準(zhǔn)）1414.3.4機(jī)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(duì)機(jī)翼面積一般在10%~15%；襟翼的展長(zhǎng)受副翼位置的限制，一般不能超過機(jī)翼展長(zhǎng)的60%；為了增加面積，只能增加弦長(zhǎng)：開裂式襟翼相對(duì)弦長(zhǎng)在25%左右簡(jiǎn)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(duì)展長(zhǎng)可達(dá)70%~80%，相對(duì)弦長(zhǎng)在20%左右。1424.3.4機(jī)翼的增升裝置和副翼襟翼參數(shù)選取（續(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(dá)40o~50o開裂襟翼可達(dá)60o。簡(jiǎn)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=11434.3.4機(jī)翼的增升裝置和副翼襟翼參數(shù)選?。ɡm(xù)）若前緣襟翼展長(zhǎng)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(duì)當(dāng)?shù)貦C(jī)翼弦長(zhǎng)）襟翼順氣流偏角一般不超過30o：一般在起飛著陸時(shí)，前緣偏10o，后緣偏30o左右；巡航狀態(tài)前、后緣偏5o左右；大機(jī)動(dòng)時(shí)前緣偏25o~30o，后緣偏5o~10o。144副翼布置在機(jī)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(jī)對(duì)橫向操縱性的要求。4.3.4機(jī)翼的增升裝置和副翼145副翼的初步參數(shù)選取副翼面積相對(duì)機(jī)翼面積一般在5%~7%；副翼相對(duì)弦長(zhǎng)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(duì)展長(zhǎng)可達(dá)60%~80%。一般副翼偏角δa不超過25o。4.3.4機(jī)翼的增升裝置和副翼副翼選取曲線范圍146尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，是飛機(jī)縱向和側(cè)向上的平衡、穩(wěn)定及操縱機(jī)構(gòu)。尾翼設(shè)計(jì)的成敗，直接關(guān)系到飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性，同時(shí)在一定程度上影響飛機(jī)的飛行性能，如速度、升限等，所以尾翼是根據(jù)飛機(jī)的操縱、穩(wěn)定性要求進(jìn)行設(shè)計(jì)的。4.4尾翼布置及參數(shù)選擇1474.4.1尾翼的布置后置尾翼變化情況1484.4.1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?yàn)槲惨肀仨毤訌?qiáng)，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(jī)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(duì)平尾或方向舵的干擾，又減小重量代價(jià)；但無法利用端板效應(yīng)來減小尾翼的面積1494.4.1尾翼的布置雙立尾可以把方向舵設(shè)置得離開飛機(jī)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(jī)翼或前機(jī)身擋住雙立尾外傾對(duì)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(duì)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(shí)的面積的總和相等，且操縱動(dòng)作復(fù)雜，不過干擾阻力可以較低1504.4.1尾翼的布置平尾位置對(duì)失速特性的影響失速時(shí)，如果尾翼位于機(jī)翼尾流區(qū)，它將失去操縱能力，并進(jìn)一步加劇上仰一般尾力臂短的飛機(jī)，平尾都布置在機(jī)翼弦平面翼以下，或在機(jī)翼弦平面上但帶有上反角1514.4.1尾翼的布置為改出尾旋的尾翼布置尾旋時(shí)，飛機(jī)基本上是垂直下落，同時(shí)導(dǎo)致繞一垂直軸旋轉(zhuǎn)，此時(shí)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(kuò)展。作為經(jīng)驗(yàn)法則，方向舵至少應(yīng)有三分之一必須在尾跡之外1524.4.1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(duì)方向舵的影響，但需要提防上仰背鰭因產(chǎn)生一個(gè)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(huì)被機(jī)翼尾跡淹沒，還用于避免高速飛行中的航向不穩(wěn)定性

1534.4.2尾翼的布置F/A-18E尾翼的錯(cuò)開J-10的雙腹鰭1544.4.2尾翼參數(shù)選擇初步選擇通常是參照同類飛機(jī)的統(tǒng)計(jì)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(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)Sw-機(jī)翼全面積1554.4.2尾翼參數(shù)選擇初步選擇通常是參照同類飛機(jī)的統(tǒng)計(jì)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(jī)翼翼展Sw-機(jī)翼全面積1564.4.2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(jì)算尾翼面積尾容量系數(shù)的統(tǒng)計(jì)值典型值平尾CHT垂尾CVT噴氣教練機(jī)0.700.06噴氣戰(zhàn)斗機(jī)0.400.07軍用運(yùn)輸機(jī)／轟炸機(jī)1.000.08噴氣運(yùn)輸機(jī)1.000.091574.4.2尾翼參數(shù)選擇尾容量系數(shù)的修正對(duì)于全動(dòng)尾翼，尾容量系數(shù)可減小10~15%對(duì)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(dòng)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(jī)身長(zhǎng)度的百分?jǐn)?shù)來作初步的估算對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)裝在機(jī)翼上的飛機(jī)，尾翼力臂約為機(jī)身長(zhǎng)度的50~55%對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在后部的飛機(jī)，尾翼力臂約為機(jī)身長(zhǎng)度的45~50%對(duì)采用主動(dòng)控制技術(shù)的飛機(jī)，可將根據(jù)統(tǒng)計(jì)值算出的尾翼面積減小大約10%1584.4.2尾翼參數(shù)選擇對(duì)于V型尾翼的飛機(jī)，首先分別估算所需的水平和垂直尾翼尺寸，然后計(jì)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°1594.4.2尾翼參數(shù)選擇鴨式布局飛機(jī)的鴨翼尺寸對(duì)采用操縱型鴨翼的鴨式布局飛機(jī)，機(jī)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(jī)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(jī)身長(zhǎng)度的35~50%對(duì)采用升力型鴨翼的鴨式布局，鴨翼和機(jī)翼一起產(chǎn)生升力，此時(shí)尾容量系數(shù)法不適用，應(yīng)按照所需的總機(jī)翼面積進(jìn)行分配，通常是鴨翼占25%，機(jī)翼占75%1604.4.2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(jī)翼后掠角2°~5°，以使平尾在機(jī)翼之后失速，且使尾翼的臨界馬赫數(shù)大于機(jī)翼的，但隱身的考慮往往會(huì)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(jī)0.2~0.40.6~1.40.2~0.43~4戰(zhàn)斗機(jī)

λA

λA垂尾平尾

1614.4.2尾翼參數(shù)選擇精確的尾翼平面形狀，在設(shè)計(jì)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(duì)于方案設(shè)計(jì)，通常畫出“看起來是對(duì)的（lookright）”尾翼形狀就可以接受。當(dāng)然，這要基于以往的經(jīng)驗(yàn)和類似的設(shè)計(jì)尾翼的相對(duì)厚度通常與機(jī)翼的相對(duì)厚度類似，采用選取機(jī)翼參數(shù)時(shí)所用的經(jīng)驗(yàn)曲線作為初始。對(duì)高速飛機(jī)，平尾通常比機(jī)翼大約薄10%，以保證平尾具有更高的臨界馬赫數(shù)。1624.4.2尾翼參數(shù)選擇全動(dòng)平尾與升降舵參數(shù)選擇對(duì)大后掠的全動(dòng)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(duì)中等后掠角梯形平尾，宜采用直軸形式——轉(zhuǎn)軸垂直于飛機(jī)對(duì)稱線一般轉(zhuǎn)軸取在平尾的30%~35%平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)范圍在采用升降舵時(shí)，對(duì)速度不高的飛機(jī)，舵面相對(duì)面積約取為0.3~0.4；對(duì)跨音速飛機(jī)，相對(duì)面積約0.2~0.3

方向舵的面積一般為立尾面積的20%~30%1634.5隱身對(duì)布局設(shè)計(jì)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(cè)技術(shù)(LowObservabilityTechnology)，泛指為了減少飛機(jī)被敵方偵察手段撲捉、跟蹤和攻擊所采用的設(shè)計(jì)技術(shù)，涉及的偵察手段包括雷達(dá)、紅外線、光電和目視等。1644.5隱身對(duì)布局設(shè)計(jì)的影響雷達(dá)散射截面（RCS）的定義

RCS用以度量目標(biāo)在雷達(dá)波照射下所產(chǎn)生的回波強(qiáng)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(qiáng)，越容易被發(fā)現(xiàn)*參考《飛行器隱身技術(shù)－雷達(dá)散射截面控制》（武哲）1654.5隱身對(duì)布局設(shè)計(jì)的影響雷達(dá)散射截面的量綱

(dBsm）

m2dBsm 100030 10020 1010 10 0.1-10 0.01-20

1664.5隱身對(duì)布局設(shè)計(jì)的影響雷達(dá)散射截面曲線圖一架飛機(jī)的RCS對(duì)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(jì)算軟件：SEACD入射波長(zhǎng)：0.03m（X波段）計(jì)算方法：不考慮遮擋的物理光學(xué)法T9（330504）

Vs.F-16（Demo）1674.5隱身對(duì)布局設(shè)計(jì)的影響雷達(dá)散射截面和探測(cè)距離

LRCS(m2)L(km)101005841560.1320.01181684.5隱身對(duì)布局設(shè)計(jì)的影響雷達(dá)散射截面的實(shí)例

B-52150平方米（頭向）B-20.03平方米（頭向）F-163平方米（頭向）幻影20009平方米（頭向）F-1170.02平方米（頭向）F-220.05平方米（頭向）序號(hào) 名稱 長(zhǎng)度直徑

橫向頭向

(mm)(mm)RCS(dBsm)

RCS(dBsm)

1 藍(lán)翅蝗蟲 204 -30 -40 2 工蜂 136 -40 -45 3 綠頭蒼蠅 93 -46 -50 4 成年鴨子 12磅 -12dBsm1694.5隱身對(duì)布局設(shè)計(jì)的影響外形隱身設(shè)計(jì)的基本原則消除能形成角反射器的外形布局。如采用翼身融合消除垂直側(cè)面機(jī)身與機(jī)翼的角反射器，采用傾斜的雙立尾來消除垂直立尾與平尾的角反射器1704.5隱身對(duì)布局設(shè)計(jì)的影響變后向散射為非后向散射采用一個(gè)部件對(duì)另一強(qiáng)散射部件的遮擋措施，如采用背負(fù)式進(jìn)氣道，用機(jī)身和機(jī)翼遮擋進(jìn)氣道1714.5隱身對(duì)布局設(shè)計(jì)的影響將全機(jī)各翼面的棱邊都安排在少數(shù)幾個(gè)非重要的照射方向上去（大于正前方40°以外），使雷達(dá)波反射尖峰疊在一起以減少?gòu)?qiáng)尖峰個(gè)數(shù)1724.5隱身對(duì)布局設(shè)計(jì)的影響采取措施消除強(qiáng)散射源：對(duì)于進(jìn)氣道，采用進(jìn)氣口斜切及將進(jìn)氣道設(shè)計(jì)成S彎形；武器盡量?jī)?nèi)埋，取消外掛1734.5隱身對(duì)布局設(shè)計(jì)的影響結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)，包括鉚釘、臺(tái)階等的處理，以及將口蓋邊緣和縫隙等設(shè)計(jì)成鋸齒形狀當(dāng)某些部件不能采用外形隱身措施時(shí)，可以利用吸波材料降低回波強(qiáng)度B-2專用恒溫機(jī)庫(kù)174飛機(jī)型式選擇的主要內(nèi)容是什么？簡(jiǎn)述飛機(jī)鴨式、無尾式和三翼面布局的特點(diǎn)。簡(jiǎn)述方案設(shè)計(jì)初期選擇戰(zhàn)斗機(jī)和亞音速運(yùn)輸機(jī)翼型的基本原則。飛機(jī)機(jī)翼的主要平面參數(shù)有哪些？

如何初步確定飛機(jī)的后掠角？

復(fù)習(xí)題1755.1.1飛機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)本章所討論的飛機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)，是指對(duì)飛機(jī)設(shè)計(jì)要求起主導(dǎo)作用，而且在飛機(jī)概念設(shè)計(jì)階段必須慎重選擇的那些參數(shù)。起飛重量WTO（Take-offgrossweight，也即第三講中的W0）、翼面積S(Swingarea)

起飛推力TTO(Take-offThrust，也即第三講中的T)或起飛功率PTO(Take-offpower)1765.1.1飛機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)相對(duì)參數(shù)起飛推重比

(Take-offThrust-weightRatio)起飛翼載

(Take-offwingloading)推重比的物理意義是:為了實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的某種性能，單位飛機(jī)重量所需的推力。翼載的物理意義是:為了實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的某種性能，單位機(jī)翼面積所需支承的飛機(jī)重量。

1775.1.2飛機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)選擇要點(diǎn)原始數(shù)據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)要求中列出了飛機(jī)的有用載荷表和飛行性能數(shù)據(jù)，據(jù)此，我們便知道了飛機(jī)的有用載重WPL(payloadweight)和飛行性能數(shù)據(jù)，這便是飛機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)選擇的原始數(shù)據(jù)。飛機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)估算的任務(wù)在于根據(jù)給定的原始數(shù)據(jù)，去尋求那些能夠很好地滿足已定的設(shè)計(jì)要求的設(shè)計(jì)參數(shù)值。1785.1.2飛機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)選擇要點(diǎn)估算的方法因設(shè)計(jì)公司各異，這些方法的差別主要表現(xiàn)在：原始數(shù)據(jù)的來源不同（統(tǒng)計(jì)的，實(shí)際值和理論值）；解法的起點(diǎn)、步驟的不同；某些過程處理方法的細(xì)節(jié)不同。1795.1.2飛機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)選擇要點(diǎn)凡是利用統(tǒng)計(jì)資料，參照原準(zhǔn)機(jī)，主要依靠經(jīng)驗(yàn)進(jìn)行飛機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)估算的方法，稱之為“原準(zhǔn)統(tǒng)計(jì)法”。

凡是利用統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)或?qū)嶋H結(jié)果作為原始數(shù)據(jù)，而主要以數(shù)學(xué)解析或數(shù)學(xué)規(guī)劃方法求解，則稱之為"統(tǒng)計(jì)分析"法。1805.1.3推重比推重比的估計(jì)在設(shè)計(jì)的初期，可以根據(jù)一些不同類型飛機(jī)的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)進(jìn)行選擇，作為初次近似之用1815.1.3推重比用曲線擬合1825.1.3推重比推重比的估算（推力匹配）對(duì)推重比的