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1、 第 1 章 现代作战飞机气动布局特点.1 1.1 飞机气动布局设计简介.1 1.1.1 气动布局的形式.1 1.1.2 机翼设计.2 1.1.3 机身设计.6 1.1.4 稳定面设计.6 1.1.5 操纵面设计.7 1.1.6 进气道和机体综合设计.8 1.1.7 喷管和后机体综合设计.9 1.1.8 外挂物布局设计.9 1.2 现代作战飞机气动布局特点.10 1.2.1 概述.10 1.2.2 常规布局.17 1.2.3 鸭式布局.18 1.2.4 无尾布局.20 1.2.5 三翼面布局.21 1.2.6 飞翼布局.22 1.2.7 变后掠翼布局.23 1.2.8 前掠翼布局.24 1.2
2、.9 隐身布局.26 1.2.10 随控布局.27 1.2.11 其它布局形式.30 1.3 思考题.30 1 第 1 章 现代作战飞机气动布局特点 飞机是高度综合的现代科学技术的体现。在现代飞机上，综合运用了一系列基础科学、应用科学和工程的最新成就，包括力学、材料学、电子技术、计算机技术、自动控制理论和技术以及制造工艺等各个方面的成果，实际上现代飞机已成为一个先进而复杂的工程系统。正因为如此，也促使了飞机的设计工作、设计方法随之不断发生着变化和革新，并逐步向系统工程的设计方法发展。而飞机飞行动力学主要涉及飞机总体论证与设计、空气动力学、飞行控制、发动机等专业，主要研究低层大气内飞机受力后，在
3、空间的姿态与轨迹的运动规律并改变其运动特性的力学与控制的综合性科学，贯穿飞机设计、试飞与使用的全过程。飞机的气动布局就是飞机空气动力的总体设计，通常指飞机各主要气动部件的气动外形及其相对位置的设计与安排。飞机气动布局设计不仅限于飞机气动外形的设计，还包括各种气动参数的选择，以及与气动特性有关的综合设计，是飞行器设计中一项重要组成部分。本章在简要介绍飞机气动布局设计的基本知识的基础上，对现代作战飞机的气动布局特点进行简要介绍。这里进行飞机气动布局设计简介的目的是，简要介绍飞机气动布局设计的主要内容，为现代作战飞机气动布局特点的介绍，为飞行力学以及其他相关学科知识的学习提供一些概要基础。1.1 飞
4、机气动布局设计简介 飞机由 3 大部分组成：飞机机体、推进系统和机载设备。机体是构成飞机外形，搭载各种部件、设备、附件以及人员、弹药、油料的平台。飞行中，机体除了直接承受空气动力和自身质量力外，还要承受固定于其上的各种机件传来的载荷，它是飞机的基本受力结构。机体主要包括机身、机翼、尾翼（垂尾、平尾）、起落装置和机械系统等，其中机械系统一般包括操纵、液压、燃油和发动机安装、环控和救生系统等。推进系统除了进气道和发动机本身外，还有一套复杂的附件和控制系统。发动机的主要机件包括压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、可调喷管和附件传动机匣等。进气道在构造上属于飞机机体的一部分，但是由于它和发动机的工作有着
5、密切的关系，所以将其归入推进系统。发动机上的主要工作系统包括：滑油系统、燃油控制系统、起动系统、涡轮冷却控制系统、几何通道控制系统、预防和消除喘振系统、防冰系统、发动机自动调节器等。对于现代作战飞机而言，机载设备是一个由计算机控制的、复杂的、功能先进的管理、通信、导航、电子和仪表等多门类系统，包括综合航电、武器和火控、座舱仪表显示以及电源系统等。1.1.1 气动布局的形式 在飞机气动布局设计中，首先要确定的就是飞机气动布局的形式，即不同气动部件的安排形式。全机气动特性取决于各气动部件的相互位置及其大小和形状。机翼是最主要的气动部件，它是产生升力的主要部件，水平前翼、水平尾翼、垂直尾翼等是辅助气
6、动部件，主要用于保证飞机的稳定性和操纵性。根据各辅助翼面和机翼的相对位置以及辅助面的多少，飞机的气动布局形式主要有以下几种：2（1）常规布局，水平尾翼在机翼之后的一种布局形式，也称正常式布局；（2）鸭式布局，水平前翼（鸭翼）在机翼之前的一种布局形式；（3）无尾或飞翼布局，无尾飞机指无平尾，而飞翼布局则既无平尾和垂尾又无鸭翼；（4）三翼面布局，机翼前面有水平前翼（鸭翼），机翼后面有水平尾翼。1.1.2 机翼设计 机翼是飞机产生升力的主要部件。在设计机翼时，首先要满足空气动力特性和飞行性能的设计要求，其次要满足强度和气动弹性要求。这些与机翼设计有关的要求，可以通过机翼的翼型、平面形状、几何参数、弯
7、扭、增升装置的正确选择来满足。1.1.2.1 翼型 机翼的剖面形状称为翼型。翼型是构成机翼的重要组成部分，它的气动特性直接影响到飞机的飞行性能和飞行品质，而翼型的气动特性取决于翼型的几何形状。翼型内接圆圆心的连线称为翼型的中弧线，中弧线的最前点和最后点分别称为翼型的前缘和后缘，连接前、后缘的直线称为弦线，弦线被前、后缘所截线段的长度称为翼型的弦长，用b表示。翼型中弧线与弦线之间的距离的最大值称为最大弯度，简称弯度，用 表示。弯度与弦长的比值，称为相对弯度，即ff b，相对弯度的大小表示翼型的不对称程度。上下翼面在垂直于弦线方向的距离的最大值称为翼型的最大厚度，简称厚度，用c 表示。厚度与弦长的
8、比值，称为翼型的相对厚度，即cc b。翼型前缘处的曲率半径称为前缘半径，以 r 表示。翼型上下表面在后缘处的切线之间的夹角称为后缘角，以 表示。常用的典型翼型有：（1）标准翼型，有对称和非对称两种；（2）尖头翼型，有双弧线翼型，普通翼型前缘削尖和平板削尖翼型；（3）超临界翼型，前缘钝圆，上表面平坦，下表面在后缘处有反凹且后缘较薄并向下弯曲。其临界马赫数较高，机翼接近声速时阻力剧增现象得到推迟产生；（4）层流翼型，有自然层流和层流控制翼型两种。1.1.2.2 机翼平面形状 后掠机翼双后掠机翼三角机翼双三角机翼平直机翼菱形机翼前掠机翼曲线前缘机翼 图 1-1 常用的机翼平面形状 不同用途的飞机采用
9、不同平面形状的机翼，常见的有平直翼、梯形翼、菱形翼、后掠翼、可变后掠翼、三角翼及边条翼和前掠翼等形式，如图 1-1 所示。3（1）平直机翼，适用于低速飞机；（2）后掠机翼，可分为单后掠机翼和双后掠机翼，适用于高速飞机；（3）前掠机翼，适用于高速飞机；（4）三角机翼，可分为单三角机翼和双三角机翼，适用于高速飞机；（5）菱形机翼，适用于高速飞机；（6）曲线前缘机翼，适用于高速飞机。1.1.2.3 机翼几何参数 机翼几何参数包括机翼平面形状参数和其它机翼参数。图 1-2 给出了描述机翼平面形状的主要几何参数的定义。Sb0l0/2真实机翼参考机翼b1 图 1-2 机翼平面几何参数 S机翼参考面积；l机
10、翼展长；b0翼根弦长；b1翼尖弦长；2lS展弦比；机翼前缘后掠角；01b b根梢比。其它机翼参数主要有安装角、扭转角，上（下）反角和机翼相对于机身的垂直位置等。安装角是翼根弦与水平线的夹角，扭转角是翼尖弦与翼根弦之间的夹角，上（下）反角是机翼与水平线的夹角。1.1.2.4 边条翼 大展弦比小后掠角的机翼低速气动特性较好而高速气动特性较差，小展弦比大后掠角的机翼低速气动特性较差而高速气动特性较好。比较这两类机翼，他们的优缺点刚好相反。因而兼有这两类机翼外形特点的边条机翼，可以做到优势互补，全面改善机翼的空气动力特性。所谓边条机翼，是指在中等后掠角（后掠角 25 45 左右）、中等展弦比的机翼根部
11、前缘处，加装一后掠角很大的细长翼所形成的复合机翼，称为边条翼。在边条翼中，原后掠翼称为基本翼，附加的细长前翼部分称为边条。随着边条翼技术的不断提高，目前，边条翼已发展为两种形状，分别为机身边条和机翼边条，如图 1-3 所示。机身边条位于飞机头部左右两侧，主要用来控制机身头部在大迎角时的涡流，改善飞机的横侧稳定性。机翼边条则是位于机翼与机身结合的根部前缘处，加装的后掠角很大（65 85）的、一般近似三角形的细长翼条，也叫边条翼。4 图 1-3 机身边条与机翼边条机翼边条机身边条 图1-3 机身边条与机翼边条 边条翼的气动特点是，在亚、跨声速范围内，当迎角不大时，气流就从边条前缘分离，形成一个稳定
12、的前缘脱体涡，称为边条涡，在前缘脱体涡的诱导作用下，不但可使基本翼内翼段的升力有较大幅度的增加，称为涡升力，还使外翼段的气流受到控制，在一定的迎角范围内不发生无规则的分离。在大迎角时，边条产生一个非常强的脱体涡，除它本身产生涡升力增量外，它流过基本翼时对基本翼流场产生有利的诱导作用，不仅产生附加的升力增量，还能控制和稳定大迎角下基本翼面上的气流流动，提高基本翼的抖振边界和失速迎角，改善大迎角时的稳定性。在超声速状态下，由于加装边条后，使内翼段部分的相对厚度变小，机翼的等效后掠角增大，可明显降低激波阻力。因此，这种机翼具有良好的超声速气动特性。从空气动力角度看，边条机翼主要具有以下一些优点：第一
13、，提高了最大升力系数和抖动边界，因而提高了飞机的机动能力。采用边条后，其最大升力系数和抖动升力系数可以比没有采用边条时的基本翼提高 50%以上；第二，加边条后，使基本翼相对厚度减小，有效后掠角增加，因此提高了临界 Ma 数，降低了波阻；第三，边条机翼焦点从亚声速到超声速的移动比无边条的机翼要小，这样平尾负荷减小，从而降低了超声速时的配平阻力，提高超声速航程和超声速时的操纵性；第四，机翼加边条后，因为有效后掠角的增加，增加了飞机的横向和方向稳定性。边条翼的缺点是，在小迎角范围内，飞机的阻力增加；它的力矩特性也不理想，力矩曲线随迎角的变化呈非线性，飞机需要配备数字飞控系统。边条的面积、前缘后掠角和
14、形状对飞机气动特性都有影响。一般边条面积相对机翼面积在 5%15%，面积太小，涡升力小；面积太大，上仰力矩难以控制。为产生较强的脱体涡，边条前缘后掠角最好不小于 7075。边条形状因机翼布局而定，一般有三角形、拱形、S 形等。1.1.2.5 机翼的增升装置 机翼除后缘布置有横向操纵用的副翼和扰流片等外，在前、后缘越来越多地装有各种型式的襟翼、缝翼等增升装置，可改变机翼剖面弯度和机翼面积，增加飞机升力，以提高飞机的起降或机动性能。这种可以绕轴向前/后下方偏转，从而增大机翼的弯度，提高机翼的升力的活动舵面称为增升装置或襟翼。襟翼一般分为前缘襟翼和后缘襟翼。现代飞机采用的前缘襟翼主要有（图 1-4）
15、：（1）普通前缘襟翼。有些飞机为了改善飞机的机动性能，在机翼前面安装有可操纵的前缘襟翼（或称机动襟翼），前缘襟翼也可以看作是可偏转的前缘。在大迎角下，它向下偏转，使前缘与来流之间的角度减小，气流沿上翼面的流动比较光滑，避免发生局部气流分离，同时也可增大翼型的弯度。如某型飞机的前缘襟翼由蒙皮、前缘、梁和 8 个驱动前缘襟翼的固定支座等组成，并且为了改善其受力状态，前缘襟翼分为两段。（2）前缘缝翼。前缘缝翼是位于机翼前部且有特殊形状的机翼活动部分。前缘缝翼安装在基本机翼前缘的一段或者几段狭长小翼（如美制轰炸机 B-1B 机翼上有 7 段前缘缝 5 翼），是靠增大翼型弯度来获得升力增加的一种增升装置
16、。在前缘缝翼闭合时（即相当于没有安装前缘缝翼），随着迎角的增大，机翼上表面的分离区逐渐向前移，当迎角增大到临界迎角时，机翼的升力系数急剧下降，机翼失速。飞行中放当前缘缝翼打开时，它与基本机翼前缘表面形成一道缝隙，下翼面压强较高的气流通过这道缝隙得到加速而流向上翼面，增大了上翼面附面层中气流的速度，降低了压强，消除了这里的分离旋涡，从而延缓了气流分离，避免了大迎角下的失速，使得升力系数提高。因此，前缘缝翼的作用主要有两个：一是延缓机翼上的气流分离，提高了飞机的临界迎角，使得飞机在更大的迎角下才会发生失速；二是增大机翼的升力系数。其中增大临界迎角的作用是主要的。这种装置在大迎角下，特别是接近或超过
17、基本机翼的临界迎角时才使用，因为只有在这种情况下，机翼上才会产生气流分离。（3）前缘涡襟翼。“涡襟翼”是指沿细长的大后掠机翼前缘所安置的可偏转的襟翼。气流在襟翼的尖前缘处分离后卷成旋涡并向后发展，这时作用在襟翼面上的法向力有一个向前的推力分量，它具有减小机翼阻力的作用，使气动效率增加。如襟翼与主翼面的交接处能成为分离气流的再附点，一方面使整个襟翼面处于分离旋涡诱导的低压作用下，另一方面气流顺利地附着于主翼表面流动，不再发生分离，这是减阻效果显著。涡襟翼概念是通过采用一些特殊设计的机翼前缘襟翼，改善对前缘涡流的控制，增加大后掠机翼的升阻比。改善飞机在跨声速飞行条件下的机动性能和近距格斗中的大迎角
18、机动性能。（4）克鲁格襟翼。与前缘襟翼作用相同的还有一种克鲁格（Krueger）襟翼。它一般位于机翼前缘根部，靠作动筒收放。打开时，伸向机翼下前方，既增大机翼面积，又增大翼型弯度，具有较好的增升效果，同时构造也比较简单。现代飞机的增升装置普遍采用后缘襟翼，战斗机上多采用后退式游动襟翼，襟翼放下角度的大小可随飞行表速变化，而运输机上多采用双开缝后退式襟翼。普通前缘襟翼克鲁格襟翼前缘缝翼前缘涡襟翼 开裂襟翼简单襟翼单缝襟翼后退单缝襟翼双缝襟翼三缝襟翼 图 1-4 前缘襟翼 图 1-5 后缘襟翼 在机翼上安装后缘襟翼也可以增加机翼面积，提高机翼的升力系数。后缘襟翼的种类很多，常用的有简单襟翼、分裂襟
19、翼、开缝襟翼和后退襟翼等等。一般的后缘襟翼均位于机翼后缘，靠近机身，在副翼的内侧。当后缘襟翼下放时，升力增大，同时阻力也增大，因此一般用于起飞和着陆阶段，以便获得较大的升力，减少起飞和着陆滑跑距离。后缘襟翼的形式主要有（如图 1-5）：（1）开裂襟翼。开裂襟翼（也称为分裂襟翼）象一块薄板，紧贴于机翼后缘下表面并形成机翼的一部分。使用时放下(即向下旋转)，在后缘与机翼之间形成一个低压区，对机翼上表面的气流有吸引作用，使气流流速增大，从而增大了机翼上下表面的压强差，使升力增大。除此之外，襟翼下放后，增大了机翼翼型的弯度，同样可提高升力。这种襟翼一般可把机翼的升力系数提高 7585。（2）简单襟翼。
20、简单襟翼的形状与副翼相似，其构造比较简单。简单襟翼在不偏转时形成机翼后缘的一部分，当放下（即向下偏转）时，相当于增大了机翼翼型的弯度，从 6 而使升力增大。当它在着陆偏转 5060 度时，大约能使升力系数增大 6575。（3）单缝襟翼。它是在简单襟翼的基础上改进而成的。除了起简单襟翼的作用外，还具有类似于前缘缝翼的作用，因为在开缝襟翼与机翼之间有一道缝隙，下面的高压气流通过这道缝隙以高速流向上面，延缓气流分离，从而达到增升目的。开缝襟翼的增升效果较好，一般可使升力系数增大 8595。有后退单缝襟翼和不后退单缝襟翼两种。（4）喷气襟翼。这是目前正在研究中的一种增升装置。它的基本原理是：利用从涡轮
21、喷气发动机引出的压缩空气或燃气流，通过机翼后缘的缝隙沿整个翼展向后下方以高速喷出，形成一片喷气幕，从而起到襟冀的增升作用。这是超音速飞机的一种特殊襟翼，其名称来历就是将“喷气”和“襟翼”结合起来。喷气襟翼一方面改变了机翼周围的流场，增加了上下压力差；另一方面，喷气的反作用力在垂直方向上的分力也使机翼升力大大增加。所以，这种装置的增升效果极好。根据试验表明，采用喷气襟翼可以使升力系数增大到 12.4 左右，约为附面层控制系统增升效果的 23 倍。虽然喷气襟翼的增升效果很好，但也有许多尚待解决的难题：发动机的喷气量太大，喷流能量的损失大；形成的喷气幕对飞机的稳定性和操纵性有不良影响；机翼构造复杂，
22、重量急剧增加；发动机的燃气流会烧毁机场跑道等等。除了上面提到的四种后缘襟翼以外，还有后退双缝襟翼和后退多缝襟翼，它们的增升效果更好，但同时构造也更加复杂。前缘襟翼与后缘襟翼配合使用可进一步提高增升效果。一般的后缘襟翼有一个缺点，就是当它向下偏转时，虽然能够增大上翼面气流的流速，从而增大升力系数，但同时也使得机翼前缘处气流的局部迎角增大，当飞机以大迎角飞行时，容易导致机翼前缘上部发生局部的气流分离，使飞机的性能变坏。如果此时采用前缘襟翼，不但可以消除机翼前缘上部的局部气流分离，改善后缘襟翼的增升效果，而且其本身也具有增升作用。1.1.2.6 机翼上的措施 现代飞机为提高和改善机翼表面的流场特性，
23、全面提高飞机性能，在机翼的设计上采取的措施除了边条和增升装置外，还有翼刀、前缘锯齿和前缘槽口、涡流发生器以及吹气控制等。1.1.3 机身设计 机身是飞机最复杂的部件之一，由前机身和尾部机身两部分组成，中间由中央翼分开。机身用来装载乘员、机载设备、动力装置及燃油等，同时把各翼面连成一体。设计机身时需要考虑的因素有：（1）机身最大截面、长细比、外形曲线；（2）机身头部外形、截面形状、长细比、弯度；（3）座舱盖风档形状、风档后掠角、座舱盖截面和长细比；（4）进气道和机体综合设计；（5）后机身和尾喷管综合设计，跨声速面积律修形；（6）翼身整流，包括机翼、机身的整流以及鼓包的外形整流等；（7）翼身融合。
24、机翼和机身之间以光滑的曲线连成一体便形成翼身融合体。飞机采用翼身融合体设计后，由于翼根区加厚而使飞机容积增加，从而增加结构空间；翼身光滑连接，有利于隐身设计；机身也产生较大升力从而可改善飞机的飞行性能。1.1.4 稳定面设计 尾翼主要作用是保证飞机纵向和方向平衡，使飞机在纵向和方向具有必要的安定性，并实现飞机纵向和方向的操纵。一般的尾翼包括水平尾翼（简称平尾）和垂直尾翼（简称立尾或垂尾）。亚音速飞机的平尾一般由固定的水平安定面（有的可略微转动）和活动的升降舵组成。现代跨音速和超音速飞机的平尾一般都采用全动式（有的垂尾也采用全动式)，以提高飞机在高速飞行 7 时的纵向操纵效能。垂尾则由固定的垂直
25、安定面和活动的方向舵组成，也有不少超音速战斗机，为增加垂尾面积以加强方向静安定性，采用双垂尾布置，如苏-27、米格-25、F-15和 F-18 飞机等。还有一些飞机采用前置鸭翼、V 形尾翼等尾翼配置。尾翼和机翼在组成上基本相似，一般也是由梁、肋、桁条和蒙皮等组成。轻型飞机的安定面较小，多采用梁式构造。大型飞机的安定面由于翼展大而相对厚度小，采用梁式结构会带来重量大、抗弯能力不足的缺点，所以一般都采用多纵墙的单块式构造。由于飞机的技术要求各异，尾翼在飞机上的形状、尺寸、安装位置亦不相同。常见的军用飞机尾翼布局形式有：固定在机身水平轴线面处的平尾、固定在垂尾根部的平尾、十字型尾翼、T 型尾翼、无平
26、尾尾翼、双垂尾尾翼。飞机的稳定特性取决于稳定面的设计，各稳定面及需要考虑的设计因素有：（1）垂尾，有单垂尾和双垂尾两类。单垂尾：展弦比、根梢比、后掠角、翼型、面积、前后位置；双垂尾：展弦比、根梢比、后掠角、翼型、面积、前后位置、间距、倾角（图1-6）。（2）腹鳍：单腹鳍（外形、面积）、双腹鳍（外形、面积、间距、倾角）。（3）平尾：翼型、展弦比、根梢比、后掠角、上反角、面积、前后位置、上下位置（图 1-7）。（4）“V”字形尾翼：兼有垂尾和平尾的作用，待定的参数与双垂尾相同。（5）鸭翼：待定的参数与平尾相同。图 1-6 双垂尾的间距和倾斜 图 1-7 平尾的上下位置 1.1.5 操纵面设计 飞机
27、的操纵特性取决于各操纵面的设计，包括：1）俯仰操纵 俯仰操纵主要由升降舵或全动平尾偏转后产生的俯仰力矩增量来完成。升降舵安装在水平安定面的后缘，其结构和机翼基本相同。升降舵一般悬挂于安定面的后梁上，因此平尾的后梁通常是主梁，且在悬挂接头处布置有加强构件。飞机超音速飞行时，因激波后的扰动不能前传，舵面偏转后不能像亚音速流中那样同时改变安定面的压力分布，共同提供操纵力或平衡力，因此尾翼效能下降；然而飞机的纵向稳定性却因机翼压力中心后移而大大增加，二者之间产生了矛盾。为此超音速飞机的尾翼采用全动平尾。全动平尾有定轴式和动轴式两种。动轴式平尾的转轴与尾翼连接在一起，用固定在转轴上的摇臂操纵转轴，平尾与
28、转轴一起偏转，避免了在机身上开口，目前这种形式应用比较广泛。定轴式平尾的轴不转动，固定在机体上，尾翼套在轴上绕轴转动，操纵接头布置在尾翼根部的加强肋上。动轴式全动平尾通常由 2 个轴承安装在机身加强框上。转轴和轴承间的间隙可以调整，调整时应先调轴向间隙，后调径向间隙。俯仰操纵面设计时，应注意：（1）升降舵或升降副翼：弦长、面积、偏度；（2）全动平尾：弦长、面积、偏度；（3）推力矢量。8 2）航向操纵 航向操纵主要由安装于垂尾上的方向舵或全动垂尾偏转后产生的偏航力矩增量来完成。方向舵与升降舵一样，通常是由梁、肋、蒙皮和后缘型材组成的无桁条单梁式结构（较大的舵而也有少量桁条）。有些飞机的方向舵也采
29、用全蜂窝结构和复合材料结构。航向操纵面设计时，应注意：（1）方向舵：弦长、面积、偏度；（2）全动垂尾：弦长、面积、偏度；（3）推力矢量。3）滚转操纵 滚转操纵主要由副翼偏转后产生的滚转力矩增量来完成。副翼的结构型式有很多种，主要有内副翼、外副翼及混合式副翼。不同的飞机，副翼的数量也不同，一般飞机的副翼都是在机翼的外侧。副翼在外形和结构上与机翼类似，一般都由梁、翼肋和蒙皮构成，现代飞机也有采用复合材料和蜂窝结构的。有些高速飞机把副翼从机翼外侧移向靠近机身的内侧，叫做“内侧副翼”。采用内侧副翼是为了防止飞机高速飞行时，因机翼在副翼偏转时引起的扭转变形而发生“副翼反效”现象。机翼根部的抗扭刚度大，因
30、此采用内侧副翼不易产生副翼反效现象。如在某些大型飞机的组合横向操纵系统中，装有 2 块内副翼和 2 块外副翼。低速飞行时，内外副翼共同进行横向操纵，高速飞行时，外副翼被锁定而脱离副翼操纵系统，仅由内副翼进行横向操纵。对于无尾飞机，由于升降舵、襟翼和副翼都必须装在机翼的后缘部分，于是产生了一个操纵面在不同情况下起不同作用的升降副翼和襟副翼等。而有些超音速飞机，为了提高副翼的操纵效率，常常在机翼的上表面或下表面安装“扰流片”与副翼配合动作，增加横向操纵力矩。扰流片在副翼偏转的方向上伸出，可以降低流速增加压力。某些超音速飞机为提高横侧操纵性，其全动平尾既可以同向偏转进行俯仰操纵，又可以象副翼一样差动
31、偏转进行横向操纵，称之为差动平尾。它是控制系统在驾驶杆左、右压杆操纵副翼偏转的同时，依据左、右压杆位移来控制左、右平尾差动偏转，以产生与副翼同向的力矩，共同完成飞机的滚转操纵。当差动平尾系统不参与工作时，副翼控制系统和平尾控制系统是独立的系统，互不干扰。滚转操纵面设计时，应注意：（1）副翼或升降副翼：弦长、展长、面积、偏度；（2）差动平尾或差动鸭翼：差动角度；（3）推力矢量（双发动机）；（4）扰流板：弦长、展长、面积、形式、位置。1.1.6 进气道和机体综合设计 飞行器设计对机体、进气道二者的要求存在着差异，气动对机体的要求是高升阻比，较小抬头俯仰力矩以及良好的前缘热环境特性，而发动机对进气道
32、的要求则是在保证足够捕获流量的同时要有高的压缩效率。将性能优良的进气道与高升阻比的机体简单组合成的总体性能将大打折扣，在高超声速巡航飞行器设计中，把进气道系统与飞行器结合在一起考虑，根据各自的流动特点及工作要求，进行高效的一体化设计，以避免或减小不利的相互干扰，并尽量利用有利的相互干扰，这是高超声速进气道设计中需要考虑的重要问题。进气道和机体综合设计包括的内容有：（1）进气形式：机头进气、翼根进气、两侧进气、腹部进气、翼下进气、背部进气、短舱进气、腭下进气等；（2）进气口前后位置；（3）进气口与机身外形综合设计；（4）短舱位置。9 进气道的来流处于前机身的流场中，故一体化设计的核心任务是合理确
33、定进气道的形式和位置（二元进气道或三元进气道、两侧进气或腹部进气，有无机翼或机身屏蔽等）、合理地安排进气道与机身的位置、细致地设计前机身的流场（前机身的长细比、弯度、相对于机身纵轴的倾斜、机身下表面形状、座舱盖形状等）。这些必须根据任务需求综合各种因素而定，以实现最优设计。例如，F-16 是一种战术多用途的格斗机，具有较好的空中优势。其主要作战速度是亚、跨声速，但也要求能达到 Ma=2 的超声速，要求带有较简单的电子设备，本身重量较轻。针对此任务，其进气系统除应保证具有一般要求性能外，还要求保证以下几个方面：（1）在 Ma=0.61.6 的机动范围内，有低的溢流阻力和高的总压恢复系数，以提高进
34、气道的效率；（2）保证发动机在任何飞行状态下均可工作，甚至在极限迎角和极限侧滑角时发动机仍能使飞机加速；（3）不以牺牲其它性能来达到最大 Ma 数；（4）在达到性能目标并降低成本条件下保持尽可能小的重量；（5）结构简单易于维护。为此，F-16 的进气道被设计为离机头 4m 处的不太复杂的固定几何正激波扩压腹部进气系统，并对前机身和进气道进行了综合修形。1.1.7 喷管和后机体综合设计 后机身、尾翼和喷管系统的后机体一体化设计的目的是降低阻力并获得飞机后部绕流的有利干扰。对单发和双发两种布局形式，一体化设计应考虑的因素有：后机体绕流的分离，水平尾翼与垂直尾翼的相对位置，对舵面的整流，尾翼支撑桁架
35、的使用位置和整流，使用腹鳍与否等。飞机后机体外形十分复杂，故其绕流非常复杂，又因阻力是一个难以推测的小量，故目前进行后机体综合设计主要采用实验方法。由于机身尾部的任何部件皆会干扰机身尾部的气流而增大阻力，所以 F-15、F-16 飞机都使用了尾翼支撑桁架，这样使得尾翼与机身表面隔开，使绕机身气流紧贴尾部喷管外形流过，使尾翼对机身尾部流场影响较小，产生的阻力也较小。对双发喷气系统，双喷管间距是个重要因素，在亚声速范围内，间距大、阻力小，而在超声速范围内，间距小，阻力小。为使飞机具有良好的作战性能，应综合考虑各种因素选择间距布局形式。如 F-14 飞机采用了大间距形式，而 F-15 飞机却采用了小
36、间距形式。喷管和后机体综合设计包括的内容有：（1）喷管形式：收敛喷管、收敛扩散喷管、简单引射喷管、吸气门引射喷管、全调节引射喷管、锥形喷管等。喷管形式一般由飞机和发动机共同确定。（2）推力矢量；（3）喷管与机身外形综合设计；（4）尾翼与喷管的干扰。1.1.8 外挂物布局设计 外挂物布局设计包括的内容有：外挂物的位置：翼下、翼尖、腹下；外观形式：半埋式外挂、保形外挂。飞机气动布局设计除了上述方面外，现代作战飞机设计还需要进行隐身气动外形设计。10 1.2 现代作战飞机气动布局特点 1.2.1 概述 1.2.2.1 飞机的分类 作为航空飞行器之一的飞机，自其诞生至今，已经衍生出了众多的种类。图 1
37、-8 是按照飞机用途进行的飞机分类简图。飞机按其功用可分为军用飞机和民用飞机两大类。军用飞机的功用主要是完成空中拦击、侦查、轰炸、攻击、预警、反潜、电子干扰以及军事运输、空降等任务。民用飞机是指非军事用途的飞机，包括商业用的旅客机、货机等运输机，它们已成为一种快速、方便、舒适、安全的交通运输工具；还用一些通用航空中使用的飞机，如用于农业作业、护林造林、救灾、医疗救护、空中勘测和体育运动等。为了完成不同的任务，对不同的飞机就有不同的技术要求。对于军用飞机称为战术技术要求；对于民用飞机称为实用技术要求。技术要求主要包括飞机最大速度、升限、航程、起飞着陆滑跑距离、载重量、机动性（对战斗机）等指标，还
38、有如能否全天候飞行，对机场以及对飞机本身的维修性、保障性等方面的要求。军用飞机民用飞机飞机作战飞机作战支援飞机军用运输机预警机电子战飞机侦察机空中加油机教练机通信中继机炮兵校准机歼击机强击机截击机轰炸机歼击轰炸机舰载机反潜机武装直升机干线运输机支线运输机通用航空飞机（包括农、林牧、副、渔、地质探矿、遥感遥测、公安巡逻、海上救护、救灾抢险、公务出差、娱乐旅游以及体育运动等各个方面）洲际干线运输机（中/远程干线运输机）国内干线运输机（中/近程干线运输机）小型支线运输机中型支线运输机大型支线运输机 图 1-8 飞机的分类 各种军用飞机的用途如表 1-1 所示。11 表 1-1 军用飞机的用途 类型
39、用途 歼击机（战斗机）空战、夺取制空权、拦截、对地攻击等 强击机（攻击机）支援地面战斗、摧毁地面目标 截击机 截击入侵敌机（已不再发展）轰炸机 执行各种轰炸任务 歼击（战斗）轰炸机 支援地面战斗、轰炸等 舰载机 在航空母舰上起降的飞机 反潜机 反潜作战 武装直升机 战场前方、后方广大区域 军用运输机 军用运输 预警机 空中指挥等 电子战飞机 干扰敌方各种探测系统 侦察机 执行各种侦查任务 空中加油机 空中加油 教练机 培训飞行员等 通信中继机 通信联络 炮兵校准机 炮兵进行航空侦查和射击校准 1.2.2.2 飞机研制的五个阶段 飞机是一个复杂的系统。新飞机的研制，具有周期长、费用高的特点，因此
40、设计方案一旦决定下来，总是希望能够研制成功，即能够进入批量生产。一般飞机的研制可分成五个阶段：论证阶段、方案阶段、工程研制阶段、设计定型阶段、生产定型阶段。1论证阶段 论证阶段主要是研究设计新飞机的可行性，其工作内容包括：拟定新飞机的战术技术要求，新飞机的总体技术方案以及研制经费、保障条件和对研制周期的预测，最后形成论证报告。这个阶段的主要工作是战术技术指标可行性论证，所以也可称为战术技术指标论证。2方案阶段 方案阶段主要是根据论证报告和研制总要求确定出可行的飞机总体设计技术方案，即确定飞机布局形式、总体设计参数、选定动力装置和各主要系统方案及其主要设备以及机体结构用的主要材料和工艺分离界面；
41、进而形成飞机的总体布置图、三面图、结构受力系统图，重心定位、性能、操纵安定性计算，结构强度和刚度计算以及提出对各分系统的技术要求；最终要制造出全尺寸的样机，进行人机接口、主要设备和通路布置的协调检查以及使用维护性检查。新制飞机的样机在经过使用部门，特别是经空、地勤人员审查通过后，可以冻结新飞机的总体技术方案，开始转入工程研制。3工程研制阶段 工程研制阶段是根据方案阶段确定的飞机总体技术方案，进行飞机的详细设计，向制造部门提供生产图纸。在工程研制阶段，制造部门的工艺人员要制定飞机制造工艺总方案，并对详细设计的零、部件图纸进行工艺性审查。同时，各分系统的设备要陆续提交设计部门进行分系统的验证，然后
42、对液压、燃油、飞控、空调、电源、航空电子等分系统作全系统的地面模拟试验。在详细设计过程中还会对总体技术方案在细节上作一些修改和调整，因此还应根据设计更改后的方案，作全机模型的风洞校核试验，以提供试飞用的准确气动力数据，然后作有飞行员参加的地面模拟器的飞行模拟试验。飞机部件及整机要作静力试验，以验证飞机的强度；起落架还要作动力试验。飞机总装完以后在试飞前，要作全机地面共振试验，以确定飞机的颤振特性；还要作各系统及其综合的机上地面试验以及全机电 12 磁兼容性等机上地面试验，为放飞前作最后的验证。4设计定型阶段 新飞机首飞成功后即应按试飞大纲要求，进行定型试飞。但在开始定型试飞前应由研制单位负责，
43、进行飞机的调整试飞，以排除新飞机的一些初始性的重大故障，大致要飞到原设计飞行包线的 80左右，再开始正式的国家鉴定试飞，以检查新飞机能否达到设计要求。参与鉴定试飞用的原型机可按不同分工完成各自的试飞任务。如有的主要用于考核飞机的性能，有的评定操纵安定性，有的检查颤振，有的检验武器和火控系统等。总之，各负其责，以完成定型试飞大纲规定的所有任务。5生产定型阶段 经过设计定型后，新飞机可能还会有一定的更改，特别是工艺性的改进。改进后的飞机进入小批量生产。首批生产的飞机也应经鉴定试飞，主要检查工艺质量，通过后即可进入成批生产。以上所介绍的是军用飞机的一般研制过程；至于民用飞机的研制，大体上也要经过这些
44、阶段。1.2.2.3 飞机战术技术要求 军用飞机的战术技术指标要求一般由使用部门提出。其产生过程有两种情况：其一是使用部门主动向研制主管部门提出研制任务及研制目标的战术技术指标要求；其二则是研制主管部门组织其所属飞机设计部门向研制主管部门提出军用飞机的战术技术指标要求。战术技术要求主要包括两个方面：使命任务和技术要求。1.2.2.3.1 使命任务分析 使命任务的分析主要有两个方面：1战略需求。当研制主管部门主动向使用部门提出研制新机的建议时，必须开展以下分析工作：（1）对周边和世界近期政治经济形势进行分析，预测发生矛盾和冲突的时间和地点；（2）分析、预测与本国有关的矛盾和冲突的性质和规模；（3
45、）分析和建议为满足战略需求的军机的种类、数量和质量，说明所要研制的新机在军用飞机力量配置中的地位与作用。2战术需求（1）作战对象分析 主要分析未来一段时间内世界上所使用的战斗机的种类及其作战能力，尤其是预计发生矛盾或冲突的周边地区正在使用和将要装备的战斗机的种类和作战能力，及这些战斗机的总体参数、基本飞行性能、航空电子和武器火控系统的装备水平等。（2）作战环境分析 须分析的内容主要包括：战场的气候和地理环境、电磁环境、作战对象探测系统威胁能力、作战对象制导和非制导武器的威胁能力等。（3）作战使用特点分析 根据目前航空技术取得的成就与发展，分析与总结以往战争中空中力量的使用经验，预计今后空中力量
46、的作战使用将有以下特点和方式。（4）作战使命任务的分类 战术技术指标中不同的使命任务将决定所要研制的飞机是属于以空中优势为主，还是以对地攻击为主，或是兼顾两者的多任务战斗机。1.2.2.3.2 技术要求分析 战斗机的技术要求分析以作战使命任务分析中战术需求分析的结果为出发点，以使用部门剔除的各项指标要求为初步目标，通过飞机总体设计部门专业间协同开展的概念设计与方案论证来实现。在确定战斗机典型任务剖面后，技术要求如下。1总体参数选择 13（1）翼载荷及推重比 战斗机的翼载荷及推重比因其使命任务的不同而有所差异，基本规律如下：空中优势飞机 强调：高机动性；特点：翼载荷偏低，推重比较大。对地攻击飞机
47、 强调：低空巡航，抗突风能力；特点：翼载荷偏大，推重比可较小。近距支援飞机 强调：短距起落；特点：低翼载荷，小推重比。多用途飞机 强调：兼备对空对地攻击能力；特点：适中翼载荷，适中推重比。（2）重量与尺寸 飞机重量与尺寸的选择根据其使命任务有以下技术要求：对于远程、自主作战能力要求高的飞机，其重量与尺寸应大一些，以便安装天线口径较大的雷达和装载较多的燃油；对于近距支援飞机或高、低档搭配中的低档飞机，其重量与尺寸可选得小些，以降低单机价格。（3）展弦比和后掠角 飞机机翼的展弦比、平均相对厚度及前缘后掠角对飞机的重量特性、气动特性有着明显而又十分复杂的影响，最后归结为对飞行性能的影响。其大致影响规
48、律如下。展弦比减小：升限下降；最大 Ma 数增加；亚声速爬升率减小；超声速爬升率增大；盘旋过载下降；起降速度增加；航程减少。前缘后掠角增加：升限下降；最大 Ma 数增加；亚声速爬升率减小；超声速爬升率增大；盘旋过载下降；起降速度增加。平均相对厚度增加：升限下降；最大 Ma 数减小；超声速爬升率下降；盘旋过载增加；起降速度下降。2动力装置选择的技术要求分析 根据战术技术要求，选择尽可能满足使用需要的动力装置，主要原则如下。（1）发动机的台数及推力量级应满足飞机推重比的要求。需考虑尺寸、技术难度、14 成本、维修性、生存力的权衡。（2）计及飞机进气道对发动机特性的影响后，其最大功率（推力）应满足飞
49、机最大飞行速度的要求。（3）与飞机进气道相匹配，其工作稳定性应满足飞机最小飞行速度的要求。（4）对于发动机本身的推重比，在其他条件允许的情况下，应尽可能选择高推重比。（5）为了满足作战使命任务的需要，应尽可能选择最大功率（推力）值较高、动力装置本身的推重比较高、巡航耗油率较低、工作稳定性好、抗畸变能力强、维修性好的较成熟的发动机。3气动布局及气动特性的技术要求分析 气动布局的技术要求结合飞机总体参数的选择一起进行分析和确定，最终以气动特性满足飞机的飞行性能要求为主要标准并兼顾外形隐身的需要。气动特性的技术要求主要考虑以下几个方面。（1）结合飞控系统的设计满足飞机操纵性和稳定性的要求。（2）低速
50、特性应满足飞机起降性能的要求和最小平飞速度的要求。（3）高速气动力特性应满足飞机其他飞行性能的要求。主要有最大平飞速度、爬升性能和加减速性能的要求、盘旋性能的要求、航程和作战半径的要求。4目标特征控制（隐身）的技术要求分析 战斗机的自身目标特征控制（降低可探测性隐身）技术，通过选择特殊外形、关键部位采用或涂以吸波材料、武器内置或保形外挂、倾斜配置双垂尾、进气道遮挡或 S 形弯曲等设计和制造技术，可显著降低战斗机的雷达反射截面积（RCS）。在进行隐身设计时，应兼顾飞机的空气动力特性。5飞控系统及飞行品质的主要技术要求分析 中远程制空作战为主、机动作战能力强的中、高档战斗机或放宽静稳定度的飞机，其