表8.2 殲擊機座艙基本尺寸標準表
項 目 數 值(mm)
巡航眼位至座椅參考點水平距離
巡航眼位至座椅參考點垂直距離
椅盆最小調節范圍
205
790
90
駕
駛
桿
中立位至座椅參考點水平距離
中立位至座椅參考點垂直距離
拉桿最大行程
推桿最大行程
壓桿最大行程
420～515
390～480
200～220
95～120
125～145
腳
蹬
中立位至座椅參考點水平距離
調節范圍
蹬跎最大行程
890～910
100（最小）
±65～±85
油門桿至座椅參考點垂直距離
飛行員肘部口框出口寬度
彈射通道縱向間距
飛行員頭部座艙蓋內緣最高點至巡航視線距離
305～375
640（最小）
760（最小）
230（最小）
能正常工作。
活塞式和渦輪螺旋槳發動機，通常都是以發動機架的型式安裝在機身或機翼上。發動機
架多為靜不定的空間構架，通過接頭和減震器將發動機固定在機體的承力結構上。這種發動
機的布置，重點要考慮的問題是螺旋槳與機體各部件之間氣動力的相互影響是否有利，以及
由于發動機的振動對機體結構的影響。
許多裝渦輪噴氣發動機的飛機，尤其是大型飛機，其動力裝置多采用專門的吊艙型式。
吊艙的結構與機身相似，也有縱向和橫向的受力構件，借助于掛架，可以將發動機的吊艙安
裝在機翼下面或機身兩側。這種型式，動力裝置的布置實際就是吊艙設計的問題，不會與飛
機的其他部分產生結構性干擾。
對于殲擊機，一般都是把一臺或兩臺渦輪噴氣或渦輪風扇發動機裝在機身尾段，并直接
通過一些接頭和拉桿固定在機身的加強框上，這種型式的動力裝置布置起來比較復雜，存在
著與其他各部分相互干擾的問題。
從進氣道進口的位置來看，采用從機身兩側進氣、頭部進氣的比較多，也有采用從機身
腹部或機身背部進氣的。頭部進氣的進氣道，對前機身的內部布置影響較大，必須與駕駛員
座艙的布置相協調，以減小機身的迎風面積及其氣動阻力。頭部進氣的最大缺點是使機身頭
部無法安裝大口徑的雷達天線。兩側進氣的進氣道不存在這樣的缺點，不影響雷達天線的安
裝，并可以縮短進氣道的長度，減小內壁的摩擦損失，但往往管道的曲率較大，需要防止前
部機身的附面層進入進氣道，并且還存在與駕駛員座艙、機炮及機身內油箱的布置相互干擾
和協調的問題。美國的F-16 戰斗機采用了腹部進氣的進氣道，效果較好，但需注意在起飛著
陸過程中避免雜物被吸入進氣道。背部進氣道，在大迎角時，氣流受到機身的遮擋，難于保
證氣流的均勻和穩定，用得較少，其優點是隱身特性較好，隱身飛機可以考慮采用這種型式。
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布置飛機動力裝置時，在保證與其他部分互不干擾、相互協調的前提下，還必須考慮到，
應盡可能地減小飛機的總阻力和降低發動機的推力損失。為此，應使發動機的軸線與飛機的
水平基準線相重合，并考慮到進氣道及尾噴管調節系統的安排。
為了使發動機能正常工作，并且保證發動機周圍的部件或結構不致過熱，應采取對發動
機及尾噴管進行冷卻和隔熱措施，通常是布置導風罩，從進氣道或機身外部引入冷卻空氣，
并安排隔熱層。
布置動力裝置，還應便于發動機的拆裝和維護。在機體上，要安排合適的使用分離面與
發動機的檢查、維護艙口，在分離面處的機體結構上布置承力支點和承力結構。發動機的各
支點接頭處應有足夠的強度和剛度，以承受發動機的軸向推力、慣性力和陀螺力矩等載荷，
而且應允許發動機因溫度變化而自由伸縮。
三、燃油系統的布置
布置燃油系統，包括對油箱、油泵、油濾、油管、加油口、放油口及通氣口的安排和布
置，重點是油箱的布置。
油箱的布置，首先要充分利用機翼和機身的內部空間，保證有足夠的燃油容積，或者說
盡量擴大機內的載油量。其次，由于燃油是消耗性載荷，為了在燃油的消耗過程中，飛機的
質心變化不大，應讓各油箱的組合質心位置與飛機的質心靠近或重合，燃油系統應能自動調
節燃油的消耗順序，控制因燃油消耗所引起的飛機質心的變化范圍。對于殲擊機，這個范圍
應控制在5％ 以內，為此，應在飛機質心布置消耗油箱。外掛副油箱的布置，也要使其質
心盡可能與飛機質心相重合。
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