圖3.1(a) 一些可能的飛機(jī)型式
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圖3.1(b) 一些可能的飛機(jī)型式
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圖3.1(c) 一些可能的飛機(jī)型式
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最好的飛機(jī)型式，應(yīng)該在技術(shù)經(jīng)濟(jì)上能最有效地滿足飛機(jī)設(shè)計(jì)的要求。但是由于飛機(jī)設(shè)
計(jì)工作的復(fù)雜性和飛機(jī)設(shè)計(jì)要求及飛機(jī)型式的多樣性，在設(shè)計(jì)開始時(shí)又往往很難準(zhǔn)確地判斷
出哪一種飛機(jī)型式最好。這是因?yàn)轱w機(jī)的設(shè)計(jì)要求和飛機(jī)的型式之間，雖然存在著深刻的內(nèi)
在聯(lián)系，但卻沒有簡(jiǎn)明的解析關(guān)系，更不存在什么單值的解析解。一些實(shí)際飛機(jī)的情況也表
明，在設(shè)計(jì)要求完全一樣或基本一樣的情況下，實(shí)際飛機(jī)的型式也可能完全不同。美國(guó)的B-47
和英國(guó)的“火神”（Vulcan）噴氣轟炸機(jī)，法國(guó)的“幻影-2000”（Mirage-2000）和美國(guó)的F-16
戰(zhàn)斗機(jī)就是兩個(gè)很典型的例子。圖3.2 是美國(guó)B-47 和英國(guó)“火神”的三面圖。
美國(guó)的B-47 和英國(guó)的“火神”都是在40 年代至50 年代研制和生產(chǎn)的中程戰(zhàn)略轟炸機(jī)，
“火神”一直是英國(guó)的主要轟炸機(jī)，B-47 美國(guó)生產(chǎn)了將近2000 架，它們的起飛質(zhì)量、載彈
量、最大平飛速度和航程等主要設(shè)計(jì)要求基本相同：
Vulcan B-47
起飛質(zhì)量 81.6 T 79 T
載彈量 9.5 T 10 T
最大速度 1038 km/h 1050 km/h
航程 7650 km 6500 km
圖3.2 B-47 與“火神”飛機(jī)的三面圖
但其型式卻完全不同，“火神”采用的是無尾三角翼的布局形式，機(jī)翼面積為368.3m2；
四臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)裝在機(jī)翼根部，采用翼根進(jìn)氣的型式，起落架采用前三點(diǎn)式。而B-47 則采用后掠
角為35°、展弦比為9.5 的后掠翼的布局型式，機(jī)翼面積為132.7m2，六臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)分別裝在
翼下吊艙內(nèi)，自行車式起落架，前、后輪均向前收入機(jī)身內(nèi)。
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圖3.3 是美國(guó)F-16 和法國(guó)幻影-2000 的三面圖。
這兩種飛機(jī)是美國(guó)和法國(guó)正在服役的、設(shè)計(jì)相當(dāng)成功的戰(zhàn)斗機(jī)，其基本飛行性能也很相
近，但可以看出它們?cè)诓季中褪缴鲜墙厝徊煌模糜?2000 采用的是無尾三角翼布局型式，
繼承了法國(guó)研制幻影系列無尾三角翼的實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)，機(jī)翼前緣后掠角為58°，多梁下單翼，并
用變彎度的翼型，全翼展的自動(dòng)前緣襟翼與機(jī)翼后緣的升降副翼聯(lián)動(dòng)，機(jī)身按面積律設(shè)計(jì)成
蜂腰形，一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)裝在機(jī)身尾段，采用機(jī)身兩側(cè)的進(jìn)氣道，進(jìn)氣道旁邊設(shè)有進(jìn)氣的導(dǎo)流片，
其機(jī)翼面積有40m2，翼載荷較低，只有220kg／m2。
F-16 是采用帶全動(dòng)水平尾翼的正常式的布局型式，前緣后掠角為40°的切角三角形的中
單翼，采用翼身融合體的形式使機(jī)翼與機(jī)身的連接園滑過渡，從機(jī)翼根部前緣沿機(jī)身兩側(cè)有
向前延伸的大后掠的邊條翼，水平尾翼有25°的下反角，雖然也是一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)裝在機(jī)身尾段
內(nèi)，但不是機(jī)身兩側(cè)進(jìn)氣，而是采用的機(jī)身腹部進(jìn)氣，為了防止在地面滑跑時(shí)吸入雜物，前
起落布置在進(jìn)氣口后面。
上面例子中，究竟哪一種型式最好，很難一概而論。在設(shè)計(jì)時(shí)要由設(shè)計(jì)師自己去判斷，
要根據(jù)飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求，遵照全面綜合的原則，選定最有利的型式。在進(jìn)行初步選擇飛機(jī)型
式時(shí)，需重點(diǎn)考慮和決定的大問題有以下幾個(gè)方面，現(xiàn)分述如下。
圖3.3 F-16 和幻影-2000 飛機(jī)的三面圖
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§3.2 尾翼的位置和布局設(shè)計(jì)
一、水平尾翼的前后位置
水平尾翼與機(jī)翼的前后相對(duì)位置是代表不同飛機(jī)型式最顯著的標(biāo)志，可以分為三種不同
的型式：即正常式（水平尾翼位
于機(jī)翼之后）、鴨式（水平前翼位
于機(jī)翼之前）、和無尾式。圖3.4
給出了這三種不同的飛機(jī)型式示
意圖。
這三種型式，實(shí)際上是飛機(jī)
最基本的氣動(dòng)布局型式。不論是
哪一種型式，都必須能保證飛機(jī)
具有良好的操縱性和穩(wěn)定性，也
就是說，要求每一種型式都能使
飛機(jī)進(jìn)行有效地操縱和改變其飛
行狀態(tài)，并在新的飛行狀態(tài)下，
保持平衡和穩(wěn)定的飛行。通常所
說的尾翼等操縱面要能夠使飛機(jī)在各種飛行姿態(tài)下得以配平，也是這個(gè)意思，因此，這三種
不同的型式實(shí)際上是三種不同的使飛機(jī)上的氣動(dòng)力如何配平的型式。下面進(jìn)行簡(jiǎn)要的分析。
（a）正常式飛機(jī) (b)無尾飛機(jī) (c)鴨式飛機(jī)
圖3.4 按平尾前后位置不同的三種飛機(jī)型式
（一）正常式
在正常式飛機(jī)上，空氣動(dòng)力的作用情況如圖3.5 所示。
圖3.5 正常式飛機(jī)
在配平的情況下，ΣY = nymg ； ，飛機(jī)各部分升力的合力Y 通過飛機(jī)的質(zhì)量
中心， 即。而因迎角改變而產(chǎn)生的氣動(dòng)力增量則總是通過飛機(jī)焦點(diǎn)的，即
ΣMz = 0
xP = xG
xP (Δα ) = xF 。從而得到以下的平衡方程式：
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機(jī)翼平尾Y = nymg = Y ＋Y (3.1）
Mz = Y(xG − xP )
( ) ＝0 機(jī)翼無尾平尾平尾= Y xG − xF − Y L （3.2）
當(dāng)迎角改變Δα 時(shí)，升力和縱向力矩的增量表達(dá)式為：
Δ (Δα ) = Δ = Δ (Δα ) + Δ (Δα ) 機(jī)翼平尾Y nymg Y Y （3.3）
ΔMz = ΔY(Δα )(xG − xF )
= Δ (Δα )( − ) − Δ （Δα ) 機(jī)翼無尾平尾平尾Y xG xF L Y （3.4）
其中水平尾翼升力的增量，需考慮機(jī)翼下洗的影響。
α
α
ε
α Δ
∂
∂
Δ Δ = − 平尾平尾平尾平尾Y Ca k qS
( ) y (1 )
從(3.2）式可知，當(dāng)機(jī)翼的升力為正值時(shí)，水平尾翼所提供的升力的方向是向上還是向
下，決定于飛機(jī)重心和無平尾飛機(jī)焦點(diǎn)的相對(duì)位置。
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