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飞机总体布局 型式的选择,飞机设计研究所航空科学与工程学院,飞机总体设计第四讲,1,第四讲 飞机总体布局型式的选择,4.1 飞机型式的含义与内容 4.2 飞机配平形式选择4.3 机翼参数选择4.4 尾翼布置及参数选择4.5 隐身对布局设计的影响,2,4.1 飞机型式的含义与内容,明确了飞机的设计要求后，就要对飞机的外形进行全面的构思，即进行飞机型式的初步选择,3,4.1 飞机型式的含义与内容,飞机型式没有严格的定义。飞机型式就是飞机的总体气动布局型式。飞机型式是指飞机部件几何外形特征及装载布置方案的总称，如机翼、机身、尾翼及发动机、起落架安装位置、装载布置方案等不同的组合。为满足不同的飞机设计要求，不同的气动、重量、刚度和使用维护等各方面的要求，这些部件有各不相同的外形，其组合又可有不同的型式。飞机型式是飞机各部件数目，外形和相对位置的总称,4,飞机型式选择在飞机设计中的地位和作用 飞机设计过程中，影响飞机性能的重大决策基本上都是在飞机型式选择过程中作出的飞机的气动力特性、强度刚度特性、使用维护性能、制造工艺性能等各个方面的特性，在飞机的型式确定下来以后就基本上确定了正确地选择飞机型式对设计速度和设计质量有很大的影响不恰当的飞机型式，会引起以后设计中的重大返工。如果在风洞试验甚至在试飞之后，发现飞机的性能或操纵安定性差，则可能推翻整个方案，就会大大影响设计速度,4.1 飞机型式的含义与内容,5,飞机型式选择和飞机的设计要求之间不存在一一对应关系,设计人员应当综合地分析问题，合理妥善地处理一系列相互矛盾的要求，来正确选择飞机各部件的外形及相互位置，这些部件的组合就决定了飞机型式。,4.1 飞机型式的含义与内容,6,飞机型式选择的主要工作,4.1 飞机型式的含义与内容,7,4.2 飞机配平形式选择,飞机总体配平型式也就是飞机的气动布局型式，通常指不同承力面的安排型式。机翼是产生升力的主要部件，前翼、水平尾翼和垂直尾翼等是辅助承力面，用于保证飞机的操纵性和稳定性。飞机配平型式的选择是一个复杂的创造性的设计过程，技术因素是首先要研究的问题。另外，飞机型式选择还会受到其他非技术因素的制约，例如：市场 、设计人员的风格和习惯等。,8,4.2 飞机配平形式选择,达索公司的设计传统,幻影III,幻影2000,阵风,9,4.2 飞机配平形式选择,根据配平翼面和机翼之间的相对位置和配平翼面的多少，通常分为以下几种型式正常式布局：水平尾翼位于机翼之后 鸭式布局：水平尾翼位于机翼之前 无尾布局：只有一对机翼，但立尾有无不确定三翼面布局：机翼前面有前翼，后面有平尾,10,4.2 飞机配平形式选择,正常式布局多数飞机采用正常式布局，主要是因为正常式飞机布局积累的知识和设计经验比较丰富。飞机正常飞行时，保证飞机各部分的合力通过飞机的重心，保持稳定的运动。正常式布局的水平尾翼一般提供向下的负升力，为了保证飞机的静稳定性 ，飞机机翼的迎角大于尾翼的迎角。,11,4.2 飞机配平形式选择,正常式布局,12,4.2 飞机配平形式选择,正常式布局,13,4.2 飞机配平形式选择,鸭式布局鸭式布局是飞机最早采用的布局型式，莱特兄弟设计的飞机就是鸭式布局，但是由于鸭翼提供的不稳定的俯仰力矩造成鸭式飞机发展缓慢。随着主动控制技术的发展，鸭式布局技术日趋成熟，鸭式飞机在中、大迎角飞行时，如果采用近距耦合鸭翼型式，前翼和机翼前缘同时产生脱体涡，两者相互干扰，使涡系更稳定，产生很高的涡升力。 近距与远距鸭翼的更多介绍 方宝瑞，飞机气动布局设计,14,4.2 飞机配平形式选择,鸭式布局的难点是鸭翼位置的选择和大迎角时俯仰力矩上仰的问题。由于鸭翼位于飞机的重心之前，俯仰力矩在大迎角的情况下提供较大的抬头力矩（上仰力矩），不能够稳定的飞行，因此必须提供足够的低头力矩来平衡之在后机身加边条（X-29）限制放宽静稳定余度采用发动机推力矢量技术等,15,4.2 飞机配平形式选择,前翼尖端涡流布置不当，会引起机翼弯矩增加，阻力增大，所以对于客机常常采用将前翼布置在机翼的远前下方，减少前翼对主翼的气动影响。,16,4.2 飞机配平形式选择,无尾布局 无尾布局飞机一般采用大后掠角的三角形机翼，用机翼后缘的襟副翼作为纵向配平的操作面。无尾飞机配平时，襟副翼的升力方向向下，引起升力损失，同时力臂较短，效率不高。飞机起飞时，需要较大的升力，为此必须将襟副翼向下偏，这样会引起较大的低头力矩，为了配平低头力矩襟副翼又需上偏，造成操纵困难，配平阻力增加。因此，无尾式布局的飞机通常采用扭转机翼的办法，保证飞机的零升力矩系数大于零，这样可以有效的降低飞机飞行时的配平阻力。,17,4.2 飞机配平形式选择,无尾式布局同正常式布局飞机相比有如下的优点飞机结构重量轻隐身特性好气动阻力较小超音速阻力更小,18,4.2 飞机配平形式选择,三翼面布局 在正常式布局的基础上增加了水平前翼构成的，它综合了正常式布局和鸭式布局的优点，有望得到更好的气动特性，特别是操纵和配平特性增加前翼可以使全机气动载荷分布更为合理，减轻机翼上的气动载荷，有效的减轻机翼的结构重量；前翼和机翼的襟副翼，水平尾翼一起构成飞机的操纵控制面，保证飞机大迎角的情况下有足够的恢复力矩，允许有更大的重心移动的范围； 前翼的脱体涡提供非线性升力，提高全机最大升力。 缺点是由于增加前翼使得飞机的总重有所增加,19,4.2 飞机配平形式选择,三翼面布局,F-15S/MDT验证机,F-15D双座战斗机,20,4.2 飞机配平形式选择,前掠翼布局前掠机翼具有后掠机翼的气动优点，但不存在后掠机翼翼梢分离的缺点：在迎角增大时，机翼根部最先进入失速。因为失速区不包围副翼，这样的失速不导致飞机横向操纵性的丧失。这就提高了飞行的安全性，并提高了超音速飞机的大迎角机动性能。前掠翼布局之所以 还未被广泛应用， 是因为前掠机翼的 弯扭扩散的问题。,21,4.2 飞机配平形式选择,联翼布局与常规布局相比较，联翼优点如下：提高了抗弯扭强度，减轻了结构重量 提供直接升力和直接侧向力控制能力 减少了诱导阻力 减少了跨音速和超音速波阻， 可以更好的采用面积律,鲲鹏-700 （北航3305 T6）,22,4.2 飞机配平形式选择,BURNELLI布局 设计思路是让机身也参与产生升力。但是如果采用增压客舱，机身将变得非常重对于大型运输机而言，Burnelli的应用有待深入的研究,23,4.2 飞机配平形式选择,斜翼布局在跨音速范围内，斜机翼布局与常规固定后掠或变后掠机翼飞机相比，有利于降低阻力。只有一个转轴代替了常规变后掠机翼的两个转轴。有利于降低飞机的结构重量。,24,4.3 机翼参数选择,4.3.1 翼型选择4.3.2 机翼外形设计 4.3.3 边条 4.3.4 机翼的增升装置和副翼,25,翼型是构成翼面的重要部分，直接影响到飞机的性能和飞行品质选择翼型时不仅要满足气动要求，还须兼顾结构、强度及工艺的需要,4.3.1 翼型选择,26,翼型的参数中弧线 基本厚度分布 弦长b 最大弯度f相对弯度f/b 最大厚度c相对厚度c/b 最大厚度的 相对位置Xc/b 前缘半径r 后缘角,4.3.1 翼型选择,27,参数对翼型气动特性的影响前缘半径前缘半径小，前缘在小迎角时就开始分离，随迎角增加再附着，前缘半径越小越易分离，最大升力系数小，但波阻也小适于超音速飞机前缘半径大，圆前缘翼型从后缘开始失速，随迎角增加分离前移，失速迎角大，最大升力系数大，但波阻也大适于亚音速飞机,4.3.1 翼型选择,28,4.3.1 翼型选择,参数对翼型气动特性的影响相对厚度直接影响飞机的阻力（特别是波阻）、最大升力系数、失速特性和结构重量。相对厚度对亚音速阻力影响不大，而超音速时波阻增加约与 的平方成正比 。超音速战斗机的 一般在4%6%，如太小则影响结构高度与机翼的可用容积；最大厚度位置在40%-45%，有利减阻,29,4.3.1 翼型选择,参数对翼型气动特性的影响相对厚度随着翼型相对厚度增加，最大升力系数先增大，然后减小。对于每一种翼型，有一个最佳的相对厚度，范围大约为10%14%，亚音速飞机翼型的相对厚度多在此范围内。超临界翼型有助于 推迟激波的形成， 并减小给定相对 厚度翼型的阻力,相对厚度经验曲线,30,4.3.1 翼型选择,参数对翼型气动特性的影响相对弯度弯度的确定通常是保证翼型在正常的巡航速度飞行时处于设计升力系数状态。设计升力系数指的是具有最小阻力时的升力系数。对于任何一种翼型，在其设计升力系数附近，有最有利的压力分布，阻力最小，升阻比最大对于低速飞机，巡航速度比较小，所需的升力系数要大，应当采用相对弯度较大的翼型，对于高速飞机则应选取相对弯度较小的翼型或无弯度的对称翼型。平尾、立尾等翼面要在正负迎角、正负侧滑角下工作，因此这些翼面都要采用对称翼型,31,4.3.1 翼型选择,高速战斗机的方案设计初期不必花太多的时间去精选合适的翼型，经常是利用已有气动试验数据的翼型，从中选择比较合适的，如NACA64A或65A的对称翼型，确定好相对厚度；而前缘半径、弯度和扭转，则可在详细设计时根据不同的任务要求和机翼平面形状再进行精修设计大展弦比、小后掠的亚音速运输机一般采用自己设计的超临界翼型，如美国的NASA SC(2)-0614，西工大的跨音速飞机用的NPU-S73613还需注意翼型的配置，翼尖用失速性能好的翼型，翼根则用升阻比高、相对厚度大的翼型,32,4.3.2 机翼外形设计,机翼设计的依据满足设计要求的飞机性能为主要依据，即应保证在起飞、着陆和空中机动状态下有尽可能大的升力及高的升阻比；在巡航状态和大速度下有尽可能小的气动阻力；在全包线范围内有良好的纵向及横侧向的操纵安定特性，特别是在低速时要有线性的俯仰力矩特性、较高的副翼效率及横向特性。满足强度和气动弹性要求，使机翼具有足够的结构刚度和较轻的结构重量及较大的颤振速度。,33,4.3.2 机翼外形设计,机翼几何形状定义,S 机翼参考面积 ； l 机翼展长； b0 翼根弦长； b1 翼尖弦长 ； 机翼展弦比 ； 机翼前缘后掠角； 根梢比（梯形比）; 翼型相对厚度; 扭转角,34,4.3.2 机翼外形设计,机翼几何形状定义,美英等国的表示符号 s b c根 c尖 A； LE 尖削比（梢根比）=1/ t/c;,S 机翼参考面积 ； l 机翼展长； b0 翼根弦长； b1 翼尖弦长 ； 机翼展弦比 ； 机翼前缘后掠角； 根梢比（梯形比）; 翼型相对厚度; 扭转角,35,4.3.2 机翼外形设计,机翼的平均气动弦翼型在亚音速流中的俯仰力矩数据通常相对于1/4弦点给出。翼型绕该点的俯仰力矩随着迎角的变化基本为一常数，该点即为翼型的“气动中心”完整的梯形机翼的气动中心落在“平均气动弦”上，其位置如右图确定：,=(2/3)C根（1+2 ）/（1+） =（b/6）(1+2)/(1+)典型的气动中心=0.25 亚音速 =0.4 超音速,36,4.3.2 机翼外形设计,主要参数选取展弦比 展弦比越大，即翼展长，翼尖效应（翼尖处下面高压气流流向上翼面，减小了翼尖附近的升力）对机翼影响区比例越小，其升力线斜率即升阻比都较大由于翼尖涡减小了翼尖处的有效迎角，所以小展弦比机翼的失速迎角大,37,4.3.2 机翼外形设计,主要参数选取展弦比 大型民用旅客机和军用运输机为提高升阻比，减小升致阻力，展弦比选在10左右战斗机着眼于高机动性和减少超声速阻力，展弦比一般选2.04.0,38,4.3.2 机翼外形设计,主要参数选取后掠角 增加后掠角，可以提高临界Ma数，延缓激波的产生，这是高亚音速飞机采用后掠角的根本原因。后掠角增加，可以降低气动阻力，但同时会使机翼结构重量增大，选择后掠角时应避开音速前缘，采用亚音速或超音速前缘,亚音速前缘的后掠机翼,令 n= tg(r) /tg(u)n1 为超音速前缘,39,4.3.2 机翼外形设计,主要参数选取后掠角 当飞行Ma2时，如果采用亚音速前缘，则后掠角可能很大，这样会引起机翼结构重量过份增大，同时翼梢分离更为严重。这时应当避开音速前缘，采用超音速前缘。选取前缘后掠角的经验曲线,40,4.3.2 机翼外形设计,主要参数选取根梢比 根梢比影响机翼的升力沿展向分布的规律，大部分低速平直机翼的根梢比在22.5，后掠机翼的根梢比多在26范围内除三角翼外，一般根梢比小于5，以避免翼尖失速,41,4.3.2 机翼外形设计,主要参数选取其他参数 扭转角机翼扭转可以防止翼尖失速，改善升力分布，减小升致阻力，改善巡航特性。一般翼根、翼尖的相对扭转角为3左右。安装角机翼相对于机身的偏角工程上常常给出翼根和翼尖处的安装角，并将两者之间的差值定义为扭转对多数初始设计，可假定通用航空飞机和自制飞机的安装角约2 ，运输机约1 ，军用飞机约为零度,42,4.3.2 机翼外形设计,主要参数选取其他参数 上（下）反角上反角可提供横向安定效应，下反角减少横向安定效应对于后掠机翼，为防止过大的横向安定性，大后掠时一般选12下反角。粗略地说，10 的后掠角可提供大约1 的有效上反,43,4.3.2 机翼外形设计,机翼相对机身的垂直位置 三种形式：上单翼、中单翼、下单翼,44,4.3.2 机翼外形设计,机翼相对机身的垂直位置气动干扰问题 中单翼的气动干扰阻力最小，下单翼的干扰阻力最大。如果下单翼布局采用整流蒙皮，则可以大大降低气动干扰。中单翼对飞机的横滚力矩特性影响不大，上单翼使系数变大，其效果相当于机翼具有较大的上反角，下单翼正好相反。,45,4.3.2 机翼外形设计,机翼相对机身的垂直位置上单翼结构布置 机身更加接近地面，这对运输机来说是很明显的优点，因为这简化了装卸货物的过程 应急着陆时，机翼不能对机身起到保护作用，水上迫降时，机身在水面下，应急疏散旅客困难机翼可以贯穿机身，机翼的升力自身可以平衡，减轻了飞机的结构重量由于机翼的位置很高，无法装起落架，起落架只能装到机身上，这时，起落架 难以保证滑跑的稳定性，因为起落架的轮距不容易保证在滑跑时的侧向稳定性很好。一些上单翼飞机往往采用下反来减少滑跑时的过分稳定,46,4.3.2 机翼外形设计,机翼相对机身的垂直位置中单翼结构布置中单翼主要的不足是结构上的。对上单翼和下单翼布局来说，机翼可以贯穿机身，这种安排不会影响内部装载的布置，而中单翼会受到机身内部装载布置的强烈影响中单翼布局通常采用环形加强隔框来传递机翼的载荷，或采用折梁，修形的方式穿过机身，这样可能会增加机翼的结构重量,47,4.3.2 机翼外形设计,机翼相对机身的垂直位置下单翼结构布置有利于起落架的设计，起落架可以直接收回机翼中。对双螺旋桨发动机来说，起落架可方便的收回到发动机短舱。但需考虑发动机和螺旋桨桨叶的离地高度，会造成起落架长度增加，重量增大。 为了增加侧向稳定性，机翼需要上反。 下单翼在应急着陆时对机身起到保护作用；水上迫降时，机身在水面上，应急疏散旅客比较方便。 机翼可以贯穿机身，降低飞机的结构重量。 机身离地高度较大，装卸货物不便。,48,4.3.2 机翼外形设计,选择上下位置时，必须认真分析不同布局的特点，结合飞机的设计要求才能确定。一般来说，轻型飞机采用下单翼，军用战斗机采用中单翼，军用运输机采用上单翼，旅客机采用下单翼,49,4.3.2 机翼外形设计,机翼的纵向位置需要根据飞机的重心和飞机的稳定性操纵性的指标来确定尾翼在后的稳定飞机，机翼的最初位置应使飞机重心位于30% MAC处；考虑机身和尾翼的影响后，重心应大致在25% MAC处有后尾翼的不稳定飞机，机翼位置取决于所选择的不稳定水平，通常应使重心位于MAC的40%处对于鸭式飞机，由于鸭翼下洗对机翼的影响，这些经验法则很不可靠。对于带有计算飞控系统的操纵型鸭翼(即不稳定飞机)，机翼最初应布置在使飞机重心位于机翼MAC大约1520%处,50,4.3.3 边条,“边条”是前缘尖锐，后掠角很大（达60以上）的涡流控制面边条翼在大迎角飞行时产生脱体涡，本身具有涡升力，同时还控制和改善机翼的外翼气流分离，提高机翼的升力,51,4.3.3 边条,边条的涡升力容易引起俯仰力矩发生上仰。随着主动控制技术的发展，采用放宽静稳定性的办法可以有效解决纵向力矩不稳定的问题。,52,4.3.4 机翼的增升装置和副翼,增升装置的作用与类型作用主要是增加翼型的相对弯度和面积，并对附面层进行控制，延迟翼面上的气流分离，目的都是增加飞机升力，改善起降性能一般分为后缘襟翼 和前缘襟翼右图中各种后缘 襟翼的增升作用 逐渐增加，但结 构复杂性也增加,(a)开裂式襟翼 (b)简单襟翼 (c)开缝襟翼 (d)后退开裂式襟翼 (e)单缝后退襟翼 (f)多缝后退襟翼,53,4.3.4 机翼的增升装置和副翼,增升装置的作用与类型（续）前缘襟翼包括前缘缝翼、克鲁格襟翼和可偏转的机翼前缘（机动襟翼）,54,4.3.4 机翼的增升装置和副翼,襟翼参数选取后缘襟翼的升力增量CL与其面积、偏度、后退襟翼的后退量、带缝襟翼的缝隙形式有关后缘襟翼面积相对机翼面积一般在10%15%；襟翼的展长受副翼位置的限制，一般不能超过机翼展长的60%；为了增加面积，只能增加弦长：开裂式襟翼相对弦长在25% 左右简单襟翼30%后退襟翼及单缝襟翼在2535%;若采用襟副翼，其相对展长可达70%80%，相对弦长在20%左右。,55,4.3.4 机翼的增升装置和副翼,襟翼参数选取（续）后缘襟翼的偏角因襟翼形式不同而不同，一般情况下：一般无缝襟翼偏度应小于25单缝襟翼偏度在3035双缝襟翼偏度可达4050开裂襟翼可达60。简单襟翼用于起降和 巡航状态增升，单、 双缝襟翼仅用于起降 增升。,http:/,56,4.3.4 机翼的增升装置和副翼,襟翼参数选取（续）若前缘襟翼展长在0.8翼展范围可分内、外两段前缘襟翼根弦在15%20%，翼尖弦在20%30%（相对当地机翼弦长）襟翼顺气流偏角一般不超过30：一般在起飞着陆时，前缘偏10，后缘偏30左右；巡航状态前、后缘偏5左右；大机动时前缘偏2530，后缘偏510。,57,副翼布置在机翼后缘两侧的横向操纵面，其作用是提供足够大的滚转力矩，保证满足飞机对横向操纵性的要求。,4.3.4 机翼的增升装置和副翼,58,副翼的初步参数选取副翼面积相对机翼面积一般在5%7%；副翼相对弦长约为20%25%；如采用襟副翼，即后缘 襟翼与副翼合成一块， 其相对展长可达 60%80%。一般副翼偏角a 不超过25。,4.3.4 机翼的增升装置和副翼,副翼选取曲线范围,59,尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，是飞机纵向和侧向上的平衡、稳定及操纵机构。尾翼设计的成败，直接关系到飞机的稳定性和操纵性，同时在一定程度上影响飞机的飞行性能，如速度、升限等，所以尾翼是根据飞机的操纵 、稳定性要求进行设计的。,4.4 尾翼布置及参数选择,60,4.4.1 尾翼的布置,后置尾翼变化情况,61,4.4.1 尾翼的布置,常规型尾翼通常可在重量最轻的情况，提供足够的稳定性和操纵性T型比常规型重得多，因为尾翼必须加强，以支撑平尾由于存在端板效应，T型的垂尾可以较小T型把平尾抬高，避开了机翼尾流和螺旋桨滑流，使其效率提高，从而减小平尾尺寸T型减小了平尾颤振，从而减轻了结构和飞行员的疲劳十字型是介于上述二者之间的这种方案：既避免喷流对平尾或方向舵的干扰，又减小重量代价；但无法利用端板效应来减小尾翼的面积,62,4.4.1 尾翼的布置,双立尾可以把方向舵设置得离开飞机中心线，通常比具有同等面积的单垂尾重，但往往更有效，也直接减少了所需的高度在大迎角下，双立尾可能被机翼或前机身挡住双立尾外倾对隐身有较大好处，一般外倾角在1525之间V型尾翼是为了减小浸湿面积，与常规平尾和垂尾上对应的力是V型尾翼上的力在水平和垂直方向的投影NACA研究表明，要获得满意的操稳性，V尾的尺寸需增大到其面积大约与所需的平尾和垂尾分开时的面积的总和相等，且操纵动作复杂，不过干扰阻力可以较低,63,4.4.1 尾翼的布置,平尾位置对失速特性的影响失速时，如果尾翼位于机翼尾流区，它将失去操纵能力，并进一步加剧上仰一般尾力臂短的飞机，平尾都布置在机翼弦平面翼以下，或在机翼弦平面上但带有上反角,64,4.4.1 尾翼的布置,为改出尾旋的尾翼布置尾旋时，飞机基本上是垂直下落，同时导致绕一垂直轴旋转，此时必须制止旋转并减小侧滑角，从而要求有足够的方向舵操作大迎角下，平尾失速，产生紊流尾迹，并以大约45 的角度向上扩展。作为经验法则，方向舵至少应有三分之一必须在尾迹之外,65,4.4.1 尾翼的布置,为改出尾旋的尾翼布置（续）将平尾上移也也可减小平尾尾迹对方向舵的影响，但需要提防上仰背鳍因产生一个附着于垂尾上的涡而改善了大侧滑角下的尾翼效率，这可防止在尾旋中所遇到的那种大侧滑角，并在尾旋中增大方向舵操纵腹鳍可以防止大侧滑角，且不会被机翼尾迹淹没，还用于避免高速飞行中的航向不稳定性,66,4.4.2 尾翼的布置,F/A-18E尾翼的错开,J-10的双腹鳍,67,4.4.2 尾翼参数选择,初步选择通常是参照同类飞机的统计资料选择适当的尾容量,平尾,LHT（Lh）-尾力臂SHT-平尾面积 鸭翼全面积外露面积Cw（bA） -机翼平均气动弦长Sw-机翼全面积,68,4.4.2 尾翼参数选择,初步选择通常是参照同类飞机的统计资料选择适当的尾容量,立尾,LVT(Lv) -尾力臂SVT-立尾面积，双立尾面积为二者之和bw（l） -机翼翼展Sw-机翼全面积,69,4.4.2 尾翼参数选择,根据尾容量系数和尾力臂的值可以计算尾翼面积尾容量系数的统计值,70,4.4.2 尾翼参数选择,尾容量系数的修正对于全动尾翼，尾容量系数可减小1015%对T型尾翼，立尾尾容量系数由于端板效应可减小约5%，而平尾尾容量系数由于处于无扰动气流中可减小5%H型尾翼（A-10）的平尾尾容量系数可减小5%尾力臂可以用机身长度的百分数来作初步的估算对于发动机装在机翼上的飞机，尾翼力臂约为机身长度的5055%对于发动机安装在后部的飞机，尾翼力臂约为机身长度的 4550%对采用主动控制技术的飞机，可将根据统计值算出的尾翼面积减小大约10%,71,4.4.2 尾翼参数选择,对于V型尾翼的飞机，首先分别估算所需的水平和垂直尾翼尺寸，然后计算V型尾翼的总面积以提供与常规尾翼需要相同的面积；V型尾翼的上反角应调整到所需的垂尾和平尾面积之比的平方根的反正切，该角度应接近45,72,4.4.2 尾翼参数选择,鸭式布局飞机的鸭翼尺寸对采用操纵型鸭翼的鸭式布局飞机，机翼提供大部分的升力，而鸭翼主要用于操纵。根据现有的该类飞机数据，平尾尾容量系数约为0.1，尾力臂的变化范围大约为机身长度的3550%对采用升力型鸭翼的鸭式布局，鸭翼和机翼一起产生升力，此时尾容量系数法不适用，应按照所需的总机翼面积进行分配，通常是鸭翼占25%，机翼占75%,73,4.4.2 尾翼参数选择,尾翼的展弦比与尖削比平尾的前缘后掠角一般要大于机翼后掠角25，以使平尾在机翼之后失速，且使尾翼的临界马赫数大于机翼的，但隐身的考虑往往会使二者取为一致垂尾后掠角在3555之间变化,74,4.4.2 尾翼参数选择,精确的尾翼平面形状，在设计的初始阶段并不非常关键。尾翼的几何参数在后来的分析和风洞研究中还要修改对于方案设计，通常画出“看起来是对的（look right）”尾翼形状就可以接受。当然，这要基于以往的经验和类似的设计尾翼的相对厚度通常与机翼的相对厚度类似，采用选取机翼参数时所用的经验曲线作为初始。对高速飞机，平尾通常比机翼大约薄10%，以保证平尾具有更高的临界马赫数。,75,4.4.2 尾翼参数选择,全动平尾与升降舵参数选择对大后掠的全动平尾，宜采用斜轴形式转轴沿平尾结构后掠角布置对中等后掠角梯形平尾，宜采用直轴形式转轴垂直于飞机对称线一般转轴取在平尾的30%35%平均气动弦长范围在采用升降舵时，对速度不高的飞机，舵面相对面积约取为0.30.4；对跨音速飞机，相对面积约0.20.3 方向舵的面积一般为立尾面积的20%30%,76,4.5 隐身对布局设计的影响,隐身技术的基本概念 隐身技术(Stealth Technology)又称为低可探测技术(Low Observability Technology)，泛指为了减少飞机被敌方侦察手段扑捉 、跟踪和攻击所采用的设计技术，涉及的侦察手段包括雷达、红外线、光电和目视等。,77,4.5 隐身对布局设计的影响,雷达散射截面（RCS）的定义 RCS用以度量目标在雷达波照射下所产生的回波强度大小，用 表示，常用单位为m2或分贝平方米dBsmRCS越大，说明反射越强，越容易被发现,*参考飞行器隐身技术雷达散射截面控制（武哲）,78,4.5 隐身对布局设计的影响,雷达散射截面的量纲,(dBsm） m2 dBsm 1000 30 100 20 10 10 1 0 0.1 -10 0.01 -20,79,4.5 隐身对布局设计的影响,雷达散射截面曲线图一架飞机的RCS对于不同照射方向，其值不同，通常用头向或全向的均值来衡量,计算软件：SEACD入射波长： 0.03m （X波段）计算方法：不考虑遮挡的物理光学法,T9（330504） Vs. F-16（Demo）,80,4.5 隐身对布局设计的影响,雷达散射截面和探测距离,L,RCS(m2) L(km) 10 100 5 84 1 56 0.1 32 0.01 18,81,4.5 隐身对布局设计的影响,雷达散射截面的实例,B-52 -150平方米（头向）B-2 -0.03平方米（头向）F-16 -3平方米（头向）幻影2000 -9平方米（头向）F-117 -0.02平方米（头向）F-22 -0.05平方米（头向）序号 名 称 长度 直径 横向 头向 (mm) (mm) RCS(dBsm) RCS(dBsm) 1 蓝翅蝗虫 20 4 -30 -40 2 工 蜂 13 6 -40 -45 3 绿头苍蝇 9 3 -46 -50 4 成年鸭子 12磅 -12dBsm,82,4.5 隐身对布局设计的影响,外形隐身设计的基本原则消除能形成角反射器的外形布局。如采用翼身融合消除垂直侧面机身与机翼的角反射器，采用倾斜的双立尾来消除垂直立尾与平尾的角反射器,83,4.5 隐身对布局设计的影响,变后向散射为非后向散射采用一个部件对另一强散射部件的遮挡措施，如采用背负式进气道，用机身和机翼遮挡进气道,84,4.5 隐身对布局设计的影响,将全机各翼面的棱边都安排在少数几个非重要的照射方向上去（大于正前方40以外），使雷达波反射尖峰叠在一起以减少强尖峰个数,85,4.5 隐身对布局设计的影响,采取措施消除强散射源：对于进气道，采用进气口斜切及将进气道设计成S弯形；武器尽量内埋，取消外挂,86,4.5 隐身对布局设计的影响,结构细节设计，包括铆钉、台阶等的处理，以及将口盖边缘和缝隙等设计成锯齿形状当某些部件不能采用外形隐身措施时，可以利用吸波材料降低回波强度,B-2专用恒温机库,87,飞机型式选择的主要内容是什么？ 简述飞机鸭式、无尾式和三翼面布局的特点。 简述方案设计初期选择战斗机和亚音速运输机翼型的基本原则。飞机机翼的主要平面参数有哪些？ 如何初步确定飞机的后掠角？,复 习 题,88,用作图法表示出机翼、鸭翼和平尾平均气动弦的确定方法，并标出机翼的亚音速气动中心位置。分别说明上单翼和下单翼布置在气动和结构上的特点。 简述在尾翼布置中如何考虑改出尾旋的需要。简述飞机外形隐身设计的基本原则。,复 习 题,89,谢 谢！,