· 34 ·

與“T”形尾翼相比，平尾安裝在機(jī)身上對(duì)減輕結(jié)構(gòu)重量有利，就安裝在機(jī)身上的平尾而
言，下平尾和上平尾在機(jī)身上的安裝和主承力構(gòu)件的布置比較容易，有利減輕結(jié)構(gòu)重量，中
平尾的型式，由于承力構(gòu)件無(wú)法穿過(guò)機(jī)身，故結(jié)構(gòu)較重。
三、垂直尾翼
垂直尾翼在飛機(jī)上的位置，一般都是在機(jī)身的尾部，而且通常都是由固定在機(jī)身上的垂
直安定面和可動(dòng)的操縱面方向舵兩部分組成，僅在個(gè)別的高速飛機(jī)上裝有全動(dòng)的垂直尾翼。
多數(shù)飛機(jī)均采用單垂直尾翼的型式，許多高速飛機(jī)在機(jī)身背部和腹部加裝背鰭和腹鰭，
起增大垂直尾翼面積的作用。
雙垂尾的型式，在尾容量相同的條件下，與單垂尾相比，其壓力中心的高度顯著降低，
因此可以減小由側(cè)力所造成的機(jī)身扭矩，但雙垂直尾翼要求在機(jī)身尾段有足夠的寬度，才能
減弱雙垂尾之間的氣動(dòng)干擾。采用雙垂尾的型式，如將兩面的垂直尾翼各向內(nèi)或向外傾斜一
定的角度，則可以顯著地降低其側(cè)向的“雷達(dá)散射截面”(Radar Cross Section），提高飛
機(jī)的隱身性能。
§3.3 機(jī)翼的平面形狀及其在機(jī)身上的安裝位置
一、 對(duì)機(jī)翼平面形狀的選擇
現(xiàn)代飛機(jī)機(jī)翼的平面形狀有：直機(jī)翼、后掠翼和三角翼等。機(jī)翼的平面形狀對(duì)飛機(jī)性能
有較大的影響，所以應(yīng)根據(jù)飛機(jī)的各項(xiàng)設(shè)計(jì)要求，綜合分析后進(jìn)行選擇。首先應(yīng)考慮不同的
平面形狀對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響。圖3.14 和圖3.15 給出了上述三種不同平面形狀的機(jī)翼阻
力和升力特性。
圖3.14 平直翼、三角翼和后掠翼（翼型相同） 圖3.15 平直翼、三角翼和后掠翼（翼型相同）
的Cx0 ~ M 曲線(xiàn) 的Cy ~ α 曲線(xiàn)
當(dāng)然，機(jī)翼的平面形狀不僅對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)特性有直接的影響，而且對(duì)機(jī)翼的結(jié)構(gòu)布置、
內(nèi)部空間的利用、強(qiáng)度和剛度特性、重量和加工制造工藝性等也都會(huì)產(chǎn)生影響，在進(jìn)行平面
形狀的選擇時(shí)也需要加以考慮。
· 35 ·

1．直機(jī)翼
對(duì)于低速飛機(jī)，一般均采用大展弦比的矩形機(jī)翼和梯形機(jī)翼，因?yàn)檫@種機(jī)翼的低速氣動(dòng)
特性良好，誘導(dǎo)阻力小、升阻比大。由于低速翼剖面的相對(duì)厚度比較大，所以機(jī)翼的結(jié)構(gòu)布
置、強(qiáng)度和剛度以及重量問(wèn)題也都比較容易解決。
美國(guó)50 年代研制的超音速戰(zhàn)斗機(jī)F-104，采用的是小展弦比的梯形機(jī)翼。從圖3.14 和
圖3.15 可以看出，小展弦比的直機(jī)翼與后掠翼及三角翼相比，當(dāng)M 數(shù)較大時(shí)，其零升阻力系
數(shù)比較小，升阻比較大。其強(qiáng)度和剛度特性及重量特性，介于三角翼和后掠翼之間。單純的
小展弦比直機(jī)翼的缺點(diǎn)是其跨音速的氣動(dòng)特性較差、氣動(dòng)焦點(diǎn)變化劇烈。因此，在超音速飛
機(jī)上采用的較少。
2．后掠翼
從氣動(dòng)力的角度來(lái)看，在亞音速的情況下，后掠翼能有效地提高臨界M 數(shù)，延緩激波的
產(chǎn)生，避免過(guò)早地出現(xiàn)波阻。因此，對(duì)于高亞音速的民用及軍用飛機(jī)普遍廣泛地采用后掠翼，
對(duì)于超音速飛機(jī)，后掠翼可以改善其跨音速的氣動(dòng)特性。從圖3.14 和圖3.15 可以看出。后
掠翼的曲線(xiàn)變化較為平緩； 雖小于直機(jī)翼但比三角翼大。因此，許多低超音速飛
機(jī)也廣泛采用后掠翼的型式。
Cx0 ~ M
αy
C
圖3.16 兩種不同形狀的后掠翼
后掠翼在氣動(dòng)特性方面主要的缺點(diǎn)是，在大后掠角和大梯形比的情況下，大迎角時(shí)翼尖
容易先失速，從而使飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性變壞，但這可以采用幾何扭轉(zhuǎn)或氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)、加裝
翼刀和采用前緣缺口等辦法來(lái)改善和克服。后掠角越大對(duì)
機(jī)翼結(jié)構(gòu)的布置及其強(qiáng)度、剛度和重量特性的影響越不
利，這是因?yàn)楫?dāng)機(jī)翼的后掠角加大后，其氣動(dòng)壓力中心后
移，后掠角很大時(shí)，機(jī)翼要承受很大的扭矩，同時(shí)，為了
有效地降低波阻，在加大后掠角時(shí)必定要減小機(jī)翼的相對(duì)
厚度，使機(jī)翼變薄，結(jié)構(gòu)高度減小，這對(duì)機(jī)翼根部結(jié)構(gòu)承
力構(gòu)件的安排和內(nèi)部裝載的布置，如起落架的收藏、油箱
和武器裝備的布置等等都是很不利的，為克服這方面的缺
點(diǎn)，現(xiàn)代許多的超音速飛機(jī)的后掠翼多采用一些能加大翼
根弦長(zhǎng)的修正方案，如變梯形比后掠翼、多后掠角后掠翼、
A 形后掠翼和梯形后掠翼等等。圖3.16 給出了常見(jiàn)的A
形和梯形后掠翼的示意圖。
圖3.17 可變后掠角的后掠翼
對(duì)于超音速飛機(jī)而言，大后掠角機(jī)翼的高速氣動(dòng)特性
· 36 ·

良好，小后掠角的低速特性好。因此自六十年代就發(fā)展了變后掠技術(shù)，并在一些飛機(jī)上采用
了可變后掠翼，使其可以在飛行過(guò)程中，根據(jù)飛行M 數(shù)的高低，來(lái)改變機(jī)翼后掠角的大小。
如圖3.17 所示。
一些可變后掠翼飛機(jī)，不同的后掠角及其所對(duì)應(yīng)的飛行M 數(shù)列于表3.1。
可變后掠翼飛機(jī)，在飛行使用過(guò)程中，隨著飛行M 數(shù)的變化，通過(guò)操縱控制系統(tǒng)自動(dòng)地
或經(jīng)駕駛員操縱相應(yīng)地改變其后掠角的大小。高速飛行時(shí)用大后掠角，降低波阻，提高飛行
速度；巡航時(shí)使用中等后掠角，提高機(jī)翼的升阻比，增加航程；低速飛行時(shí)用小后掠角，提
高Cy max ，改善其起落性能。但是變后掠翼也有結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜和重量較大的缺點(diǎn)。
此外，斜機(jī)翼和前掠翼也都在氣動(dòng)特性方面具有與后掠翼相似的優(yōu)點(diǎn)。前掠翼與后掠翼
相比，從根本中上克服翼尖先失速的缺點(diǎn)，但存在氣動(dòng)彈性發(fā)散的問(wèn)題。目前，斜機(jī)翼和前
掠翼的實(shí)用技術(shù)還不很成熟。
表3.1
飛機(jī) F-111 F-14 B-1 МИГ-23 Cy-19
狂風(fēng)
(Tolnado）
Mmax 2.2 2.34 2 2.35 2 2
前χ 16°～72.5° 20°～75° 15°～57°30’ 18°40’～74°40’ 23°～70° 25°～68°
3．三角翼
三角形機(jī)翼具有小展弦比和大后掠角兩方面的特點(diǎn)，其跨音速的氣動(dòng)特性良好，氣動(dòng)焦
　
中國(guó)航空網(wǎng) m.k6050.com
航空翻譯 www.aviation.cn
本文鏈接地址：飛機(jī)總體設(shè)計(jì)(11)