與機(jī)體的外形無(wú)關(guān)，或者說(shuō)波阻僅是機(jī)體沿激波平行方向截面積的函數(shù)。所謂面積律，就是這
種研究飛機(jī)機(jī)體橫截面積的分布規(guī)律與波阻之間相互關(guān)系的理論。根據(jù)這種理論，為了使飛機(jī)
在跨音速范圍內(nèi)的阻力最小，飛機(jī)各個(gè)部件組合在一起的橫截面積的分布圖形，應(yīng)該相當(dāng)于一
個(gè)最小阻力的當(dāng)量旋成體圖形。
當(dāng)M ≤1 時(shí)，沿垂直于飛機(jī)縱軸方向取機(jī)體的橫截面，如圖6.31 所示。
（1） 不考慮面積律要求 （2）考慮面積律要求
(a) 機(jī)翼－機(jī)身組合體 （b）當(dāng)量旋成體 (c)橫截面積分布
圖6.31 M ≤1 時(shí)當(dāng)量旋成體
在超音速的情況下，激波馬赫錐與飛機(jī)的縱軸成μ 的夾角。
arcsin( 1 )
M
μ = (6.25)
此時(shí)，飛機(jī)機(jī)體的橫截面應(yīng)該斜切與飛機(jī)的縱軸x 成μ 角，超音速斜切截面積的平均值為：
= ∫
π
θ θ
π
2
0
( , , )
2
S(x,M) 1 S x M d (6.26)
如果在選擇機(jī)身外形及其與機(jī)翼、尾翼等其他部件的相互位置時(shí)，能夠使沿飛機(jī)
縱軸的分布為一光滑曲線，且其一階導(dǎo)數(shù)
S(x,M)
S′(x,M) 是連續(xù)的，與最小阻力旋成體的截面分布情
況相當(dāng)，則在此M 數(shù)下的波阻最小。
按面積律的要求對(duì)飛機(jī)進(jìn)行修形，多采用將機(jī)身中段收縮成蜂腰形，將水平尾翼、垂直尾
翼及發(fā)動(dòng)機(jī)短艙等部件的縱向位置錯(cuò)開(kāi)等辦法，使曲線的高峰降低，凹坑填平，從而得
到能使全機(jī)阻力降低的光滑曲線，如圖6.32 所示。
在飛機(jī)設(shè)計(jì)中，有很多應(yīng)用面積律的例子。如美國(guó)的
S(x)
F −102 飛機(jī)，開(kāi)始沒(méi)有按面積律設(shè)
計(jì)，因跨音速時(shí)阻力太大，不能達(dá)到音速，后來(lái)按面積律修形后，達(dá)到了設(shè)計(jì)要求。我國(guó)自行
研制的J − 5型強(qiáng)擊機(jī)和J −12 殲擊機(jī)也都是應(yīng)用面積律，取得了較好的效果。
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圖6.32 美國(guó)B − 58飛機(jī)橫截面積分布圖
1－機(jī)身；2－機(jī)翼；3－內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙；4－掛架；5－外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙；6－掛架；7－整流包皮；8－尾翼。
圖6.33 采用面積律修形對(duì)Cx0 的影響
按面積律的要求進(jìn)行修形，對(duì)降低跨音速時(shí)的波阻是很有效的，有時(shí)可以使降低0.008
至0.01 之多。從圖6.33 中可以明顯地看出這種情況。
隨著飛行
Cx0
M 數(shù)的提高，采用面積律修形減小阻力的效果逐漸降低，當(dāng)M ＞1.5 以后，效
果就不顯著了，當(dāng)M =1.8 ~ 2.0 以后，實(shí)際上已不再起什么作用了。還應(yīng)指出，上面的分析都
是相對(duì)于升力系數(shù)不很大（ =0.05～0.5）的情況而言的，當(dāng)?shù)闹蹈髸r(shí)，由于誘導(dǎo)阻力
（ ）占大的比例，采用面積律的影響將減小。
Cy Cy
Cxi
五、翼身融合體
翼身融合體就是將機(jī)身表面設(shè)計(jì)成與兩側(cè)機(jī)翼表面光順融合的一種構(gòu)形。現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)不少
采用翼身融合體，如F-16 戰(zhàn)斗機(jī)，蘇27 戰(zhàn)斗機(jī)，以及美國(guó)F22 新式戰(zhàn)斗機(jī)等。
翼身融合體設(shè)計(jì)主要有以下幾方面的優(yōu)點(diǎn)：
1.提高飛機(jī)大迎角時(shí)的升力，這是由于大迎角時(shí)融合體機(jī)身產(chǎn)生較強(qiáng)的脫體渦，并對(duì)機(jī)翼
產(chǎn)生有利的干擾作用。
2.減小了雷達(dá)散射截面積，提高了飛機(jī)隱身性能，這是因?yàn)槿诤象w消除了機(jī)身與機(jī)翼角反
射區(qū)的強(qiáng)反射。
3.增加了機(jī)身的容積。如F22 飛機(jī)將武器與外掛都裝入機(jī)身內(nèi)，提高了隱身效果。
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§6.4 起落架位置參數(shù)的選擇
起落架也是很重要的部件，在總體方案設(shè)計(jì)時(shí)需選定其主要的幾何參數(shù)。
在機(jī)身、機(jī)翼和尾翼等部件的主要幾何參數(shù)已經(jīng)選定，完成了初步的機(jī)體外形布局以后，
即可以對(duì)起落架的各項(xiàng)主要幾何參數(shù)進(jìn)行選擇。此外，起落架的幾何參數(shù)與飛機(jī)質(zhì)量中心的位
置密切相關(guān)，因此，在確定起落架的幾何參數(shù)前，還必須對(duì)飛機(jī)的質(zhì)量進(jìn)行初步的估算，給出
飛機(jī)質(zhì)量中心的位置，做為選定起落架參數(shù)的基礎(chǔ)。
對(duì)選擇起落架幾何參數(shù)的主要要求有：能保證飛機(jī)起飛和著陸時(shí)所需要的姿態(tài)；使起飛和
著陸時(shí)的滑跑距離最短；保證在地面滑跑過(guò)程中的穩(wěn)定性和機(jī)動(dòng)性等。
以上這些關(guān)于參數(shù)選擇的基本要求，對(duì)任何型式的起落架都是共同的。對(duì)于不同型式的起
落架，在選擇幾何參數(shù)時(shí)所要考慮的主要問(wèn)題和基本原則也都是一樣。下面僅以前三點(diǎn)式為例
對(duì)起落架幾何參數(shù)的選擇做簡(jiǎn)單介紹。
前三點(diǎn)式起落架的主要幾何參數(shù)如圖6.34 所示。
圖6.34 前三點(diǎn)式起落架參數(shù)
主要有：主輪距B 、前主輪距b 、停機(jī)角ψ 、著地角ϕ 、防后倒立角γ 和高度等。這些
參數(shù)一般都是按機(jī)輪和減震器末壓縮的情況來(lái)確定的。
h
停機(jī)角ψ ——飛機(jī)的水平基準(zhǔn)線與跑道平面之間的夾角。ψ 的大小主要是按起飛的要求
選定，其最佳值應(yīng)能使起飛滑跑距離最短。飛機(jī)在起飛滑跑時(shí)的迎角起飛安裝α =ψ +α ，故
起飛安裝ψ =α −α 。安裝α 是機(jī)翼的安裝角。
通常取中ψ =0°～4°。
著地角ϕ ——主輪接地點(diǎn)與機(jī)身尾部最低點(diǎn)間的平面和地面之間的夾角。ϕ 主要是按飛機(jī)
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所需要的著陸迎角著陸α 確定。
著陸安裝α =ϕ +ψ +α
ϕ =α −α −ψ 著陸安裝
防后倒立角γ 一般取：γ =ϕ + (1 ~ 2 ) 。γ 角不能過(guò)小，防止發(fā)生尾部倒立事故，但也
不能過(guò)大，γ 角過(guò)大會(huì)使前輪的伸出量減小，造成前輪載荷過(guò)大，起飛時(shí)抬前輪困難，致使
起飛滑跑距離延長(zhǎng)。
前、主輪距可按飛機(jī)在停機(jī)準(zhǔn)備起飛時(shí)，前輪所承受的載荷為全機(jī)起飛質(zhì)量6％～12％
的條件來(lái)確定。這一點(diǎn)要與
a
b
γ 角的確定協(xié)調(diào)，目的是保證飛機(jī)在滑跑過(guò)程中具有良好的操縱性。
此外，還應(yīng)考慮飛機(jī)在滑行轉(zhuǎn)彎時(shí)的性能，因此， b 與機(jī)身的長(zhǎng)度也有關(guān)系，統(tǒng)計(jì)資料表
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