前翼對飛機質心的縱向力矩系數為：
前尾前翼前翼前翼α αy
(mz ) = A C （6.15）
前翼引起的飛機氣動焦點的前移量為：
前翼
翼身
前翼
前翼A
C
C
x
y
y
F α
α
Δ = （6.16）
式中：
SbA
S L
A 前翼前翼
前翼= ，即前翼的容量系數。
的初值也可以參照同類飛機的統計數據選取，或在初選時，按=0.10～0.12 選
取。
前翼A 前翼A
這里沒有考慮前翼對機翼的氣動干擾，僅僅是為了分析起來比較簡單、方便，實際上在進
行前翼的幾何參數選擇時，這種干擾和影響是不能忽略的。
前翼A 選定后，如何確定和，則需根據飛機的總體氣動布局而定，不同的氣動布
局方案，其差別可能是很懸殊的。如果用近距耦合的方案，可能很小，而很大；如
為了盡量避免對主翼不利的氣動干擾，前翼僅用作配平和輔助操縱面的方案，則可能很
大，而很小。
前翼S 前翼L
前翼L 前翼S
前翼L
前翼S
三、垂直尾翼的參數選擇
垂直尾翼是保證飛機側向穩定性和操縱性的主要部件，垂直尾翼與機翼機身的相對位置如
圖6.24 所示。
圖6.24 垂直尾翼的位置參數
· 94 ·
選擇垂直尾翼幾何參數的方法與上述選擇水平尾翼幾何參數的方法類似，主要應考慮滿足
以下兩方面的要求：
1．保證飛機具有良好的側向穩定性。主要是要有足夠大的方向靜穩定度，對于超音速飛
機，當飛行M 數大于2 以后，往往變化劇烈，方向靜穩定度降低，這通常即為垂直尾翼
最主要的設計情況。
βy
m
2．保證飛機具有良好的側向操縱性。主要是要求使飛機能夠在所有可能的飛行狀態下，
都滿足側向機動性的要求。側向壓桿后，飛機的滯后反映不應超過允許的范圍，在側風著陸和
單發停車起飛時，應保證有配平的可能和足夠的側向操縱性。
此外，飛機的側向穩定性和操縱性，不僅決定于垂直尾翼，同時還與機身與機翼的幾何外
形以及副翼的布置有直接的關系，因此，在選擇垂直尾翼的參數時，還必須協調考慮這些影響
因素。
僅從垂直尾翼的作用來分析，在定常直線側滑飛行時，垂直尾翼所產生的偏航力矩為：
垂尾垂尾垂尾垂尾垂尾M C q S L y z β
β
β (1 σ )
∂
∂
= − − （6.17）
偏航力矩系數為：
β
β
β σ
SL
S L
m k Cy z
垂尾垂尾
垂尾垂尾垂尾(1 )
∂
∂
= − − (6.18)
式中： ——垂直尾翼處的速度阻滯系數； ——垂直尾翼側力作用點
至飛機質心的距離，即垂尾力臂。
k q / q 垂尾垂尾= 垂尾L
垂直尾翼對航向靜穩定度的貢獻為：
垂尾垂尾垂尾垂尾m k C A y z (1 )
β
β β σ
∂
∂
= − − （6.19）
式中： 垂尾垂尾
垂尾垂翼
垂尾S L
SL
S L
A = = ——為垂直尾翼的尾容量。
同理，垂直尾翼對橫向靜穩定度的貢獻為：
β
β
β β σ
SL
S y
m k Cz z
垂尾垂尾
垂尾垂尾垂尾(1 )
∂
∂
= − − （6.20）
式中， ——垂直尾翼上側力的作用點至軸的距離。 垂尾y ox
為了滿足側向靜穩定性的要求， 和均應為負值。 βy
m β
x m
此外，從側向動態穩定性的要求來說，還必須使/ 保持一定的比例，比值不能過大，
否則會引起振蕩不穩定，但也不能過小，過小可能產生螺旋不穩定。
βx
m βy
m
在進行初步方案設計時，垂直尾翼外露面積尾容量可在0.075～0.14 的范圍內選取。對于
小展弦比機翼和長機身的飛機， 的值應取上限，若采用雙垂尾，其尾容量要加大20%。 垂尾A
選定后，根據機身布局和長度，可先選取尾力臂，然后求出。通常垂直尾
翼的面積和機翼面積有一定的比例關系，約為：
垂尾A 垂尾L 垂尾A
· 95 ·
S / S 垂尾=13～23％
垂直尾翼平面形狀和幾何參數與機翼及平尾參數的選擇方法類似，通常可以選：
垂尾λ =0.80～1.5；
垂尾η =2.0～3.5；
垂尾χ =45°～60°；
垂直尾翼翼型的相對厚度與平尾相近。
方向舵的參數根據飛機的側向操縱性指標來選取。一般=0.20～0.30。 舵垂尾S / S
表6.6 中是一些飛機尾翼參數統計數據。
表6.6 一些飛機尾翼參數統計數據表
飛機型號 平尾A
S
S平尾
A b
L平尾
前緣平尾
平尾
χ
χ
4
1
垂尾A S
S垂尾
l
L垂尾
前緣垂尾
垂尾
χ
χ
t
4
1
ΜИГ-19 0.349 0.218 1.6 55°/ 0.0862 0.165 0.516 57.5°/
中國航空網 m.k6050.com
航空翻譯 www.aviation.cn
本文鏈接地址：飛機總體設計(32)
