飞机总体设计课件

飞机总体设计

2第一讲：绪论

1.1什么是飞机设计？

1.2什么是飞机总体设计？

1.3总体设计的重要性

1.4总体设计的特点

1.5现代设计技术简介

1.6设计中的团队协作3

1.1什么是飞机设计？所谓设计，便是创制某一产品之前的构思和体现这一构思结果的过程工程设计是指设计人员应用自然规律，通过分析、综合和创造思维将设计要求（系统要求）转化为一组能完整描述系统的参数（文档或图纸）的活动过程4

1.1什么是飞机设计？飞机设计是指设计人员应用气动、结构、动力、材料、工艺等学科知识通过分析综合和创造思维，将设计要求转化为一组能完整描述飞机的参数的过程5

1.1什么是飞机设计？飞机研制过程—五个阶段的划分方式论证阶段—研究设计新飞机的可行性方案阶段—设计出可行的飞机总体技术方案工程研制阶段—进行详细设计，提供图纸试制原型机设计定型阶段—进行定型试飞生产定型阶段－少量改进，小批量生产6军用飞机的一般研制过程“路漫漫其修远兮”

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进一步改进分析使用环境拟定设计要求方案概念研究论证设计要求可行性决策战术技术要求及概念性方案三面图总体布置理论图结构受力系统全机各分系统设计要求发动机及主要机载设备选定决策全尺寸样机研制任务书是否否是飞机详细设计成品配套飞机试制地面模拟实验机上地面实验空、地勤培训及试飞准备决策原型机否是调整试飞定型试飞决策定型试飞报告否是建立生产线稳定工艺批生产飞机试飞鉴定决策批生产飞机交付部队否是

1.2什么是飞机总体设计？7飞机设计的范围

—主要涉及论证、方案和工程研制阶段对于设计阶段的划分和各阶段应完成的任务，没有完全统一的表述形式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进一步改进飞机设计

1.2什么是飞机总体设计？8

1.2

什么是飞机总体设计？飞机设计的三阶段划分方式制造设计要求概念设计（ConceptualDesign）初步设计（PreliminaryDesign）详细设计（DetailDesign）9

1.2

什么是飞机总体设计？各阶段的任务—设计要求论证与研究101.2

什么是飞机总体设计？各阶段的任务—概念设计飞机的布局与构型主要参数发动机、装载的布置三面图初步估算性能方案评估参数选择与权衡研究方案优化11

1.2

什么是飞机总体设计？各阶段的任务—概念设计用CAD系统绘制的设计布置图

12

1.2

什么是飞机总体设计？各阶段的任务—初步设计冻结布局完善飞机的几何外形设计、完整的三面图和理论外形（三维CAD模型）详细绘出飞机的总体布置图机载设备分系统载荷和结构承力系统较精确的计算（重量重心、气动、性能和操稳等）模型吹风试验13

1.2

什么是飞机总体设计？各阶段的任务—详细设计飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸如理论图，运动图，总装配图，构件装配面，零件图，各系统总装配图，零构件图详细的重量计算和强度计算报告大量的实验系统的台架试验部分主要承力件的静动强度试验准备原型机的生产14

1.2什么是飞机总体设计？各阶段的任务—原型机试制零件进行数控机械加工机身侧壁铆接装配机翼壁板进行铆接机头设备安装15

1.2什么是飞机总体设计？各阶段的任务—原型机试制机身段进行铆接飞机进行总装配飞机在试飞车间来源：ThecatalogueofMBB"EconomyandEfficiencyalltheway",PrintinWestGermanybuMBB,5.85/1493

16

1.2什么是飞机总体设计？飞机总体设计＝概念设计＋初步设计制造设计要求概念设计初步设计详细设计飞机总体设计17

1.3总体设计的重要性“管中窥豹”—机翼前梁在设计过程中的演变详细设计专注于每一个细节尺寸与参数初步设计表示出梁的截面变化概念设计仅仅是一个从翼根到翼梢的平面！“简单任务”？18

1.3总体设计的重要性“管中窥豹”—机翼前梁在设计过程中的演变概念设计阶段就已经确定了整架飞机的布置！设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费翼盒机翼油箱前缘襟翼前梁的位置19

1.3总体设计的重要性总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本设计阶段人员比例概念设计1％初步设计9％详细设计90％20

1.3总体设计的重要性（决定的费用）（消耗的费用）211.4总体设计的特点科学性与创造性应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、结构力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果总体设计没有“标准答案”美国JSF竞争221.4总体设计的特点反复循环迭代的过程概念设计流程参数选择与权衡研究设计分析设计方案设计要求“DesignWheel”23

1.4总体设计的特点高度的综合性—综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调

从孤立专业的角度设计出的飞机气动力把机身、发动机、起落架这样降低气动效率的部件统统去掉！动力装置飞机？“会飞的发动机”？！重量重量工程师的梦想－航模飞机？布鲁恩＆米勒24

1.4总体设计的特点

K.D.伍德25

1.5现代设计技术简介飞机设计过程的演化—来自Boeing的观点*

*McMasters,J.H.,Cummings,R.M.AirplaneDesignasaSocialActivity:EmergingTrendsintheAerospaceIndustry(InvitedPaper).AIAAPaper2002-0516.

：最具革命性的变化—数字计算机的出现

26

1.5现代设计技术简介飞机设计过程的演化

推动力：外界政治经济环境的变化CAD／CAE／CAM、CIMS等技术的迅速发展27

1.5现代设计技术简介虚拟风洞实验

数字样机

计算流体力学（CFD）28

1.5现代设计技术简介计算机辅助飞机概念设计软件使得设计者可以迅速地提出一个新颖的设计方案，并且不断地修改方案和进行权衡研究（tradestudies）—RaymerD.P.,“AircraftDesign：AConceptualApproach”显著减少对突然出现的设计项目的反应时间、极大地提高设计质量和在一定的资源水平下可同时进行的设计项目的数量使得解决更为大规模的设计问题成为可能

—Isikveren,A.T.,Quasi-AnalyticalModelingandOptimisationTechniquesforTransportAircraftDesign.Stockholm:RoyalInstituteofTechnology,200229

1.5现代设计技术简介几种典型的软件

AAA

美国DAR公司

（J.

Roskam）ACSYNT

Virginia理工&NASAAmesRDS

美国ConceptualResearch公司

（D.P.

Raymer）VisualCAPDA

Berlin工大

航空学院的航空实践创新基地已经购买30

1.5现代设计技术简介几种典型的软件SEACD

北京航空航天大学＊教育版(CADS)可在航空创新实践基地使用更多软件介绍：

/~mason/Mason_f/ACDesSR/review.html31

1.6设计中的团队协作来源:Brandtetal.32

1.6设计中的团队协作LockheedMartin的“臭鼬工厂”(SkunkWorks)33

1.6设计中的团队协作TheSkunkWorksapproachhasproventobethebestforsmallprojectsusingexperiencedteammembers

–small,expert,teammemberswithlotsof

responsibility

来源：W.H.Mason,Virginia理工34

1.6设计中的团队协作什么是团队协作（Teamwork）?不是让大家坐在一起做同样的家庭作业是:-一起明确需要解决的问题-每个团队成员都负责某一特定任务并开展工作-在团队会议上把每项任务的结果集合起来，并且确定：我们是否已经解决了问题？-如果回答是肯定的，那么确定下一步该做什么？如果是否定的，那么如何进行修改和调整来解决问题？35

1.6设计中的团队协作高效的团队1.氛围－非正式、放松的和舒适的2.所有的成员都参加讨论3.团队的目标能被充分的理解／接受4.成员们能倾听彼此的意见5.存在不同意见，但团队允许它的存在6.绝大多数的决定能取得某种共识7.批评是经常的、坦诚的和建设性的；不是针对个人的8.成员们能自由地表达感受和想法9.行动：分配明确，得到接受10.领导者并不独裁11.集团对行动进行评估并解决问题

来源:Parker,TeamPlayersandTeamwork36

1.6设计中的团队协作低效的团队1.氛围－互不关心／无聊或紧张／对抗2.少数团队成员居于支配地位3.旁观者难以理解团队的目标4.团队成员不互相倾听，讨论时各执一词5.分歧没有被有效地加以处理6.在真正需要关注的事情解决之前就贸然行动7.行动：不清晰－该做什么？谁来做？8.领导者明显表现出太软弱或太强硬9.提出批评的时候令人尴尬，甚至导致对抗10.个人感受都隐藏起来了11.集团对团队的成绩和进展不进行检查来源:Parker,TeamPlayersandTeamwork37

1.6设计中的团队协作Boeing的团队协作戒律1.每个成员都为团队的进展与成功负责2.参加所有的团队会议并且准时达到3.按计划分配任务4.倾听并尊重其他成员的观点5.对想法进行批评，而不是对人6.利用并且期待建设性的反馈意见7.建设性地解决争端8.永远致力于争取双赢的局面（win-winsituations）9.集中注意力—避免导致分裂的行为10.在你不明白的时候提问源于BoeingCommercialAirplaneGroupDonEvans（ArizonaStateUniv.）整理改编38

1.6设计中的团队协作系统思想（SystemsThinking）来源:Boeing

Whetherwelikeitornot,weareallinthistogether.392.1飞机的设计要求设计要求的提出—军用飞机通常由军方根据如下因素提出：政治上，未来政治环境和冲突规模的估计经济上，全寿命费用和承受能力的估计技术上，未来敌机发展的估计和新技术的风险分析402.1飞机的设计要求设计要求的提出—民用飞机民用飞机很难说有什么“固定客户”，因此要发展什么样的飞机，一般由飞机公司提出初步设想，经过与可能用户的商讨，再制定设计要求设计要求也需要有正确的预见性，因此必须必须进行长期的市场调查和详细的分析研究412.1飞机的设计要求飞机设计要求是一项技术文件，没有固定格式飞机设计要求的基本内容飞机的用途和任务所设计的飞机是民用机还是军用机？主要用途是什么？其他用途又是什么？422.1飞机的设计要求飞机设计要求的基本内容（续）任务剖面简单剖面：起飞－爬升－巡航－待机－下降－着陆432.1飞机的设计要求飞机设计要求的基本内容（续）任务剖面作战剖面：起飞－爬升－巡航－待机－下降－投弹－爬升－巡航－待机－下降－着陆442.1飞机的设计要求飞机设计要求的基本内容（续）任务剖面452.1飞机的设计要求飞机设计要求的基本内容（续）飞行性能最大飞行速度升限航程爬升性能加速性能减速性能盘旋性能起降性能462.1飞机的设计要求飞机设计要求的基本内容（续）有效载荷（Payload）军机（飞行员、武器）民机（机组、乘客、货物）功能系统航电、安全、飞控等使用维护要求472.1飞机的设计要求飞机设计要求的基本内容（续）机体结构方面的要求正、负最大过载承受动强度、使用寿命研制周期和费用民机的经济性指标制造成本直接运营成本（Directoperatingcosts，DOC）482.2飞机的设计规范飞机设计规范由国家的有关部门制定和颁布，是指导飞机设计工作的通用性技术文件对各类飞机作了许多指令性的规定飞机的设计情况安全系数过载系数飞行载荷突风载荷飞行品质飞行包线起飞与着陆的要求飞机重心的稳定性裕度强度和刚度492.2飞机的设计规范典型的设计规范美国军用飞机设计规范（MIL）联邦适航性条例（FAR-25、FAR-23）中国军用飞机强度规范中国民用航空规章（CCAR-25、CCAR-23）502.3飞机的总体技术指标制定由总设计师和总体设计部门，根据飞机使用技术要求或战术技术要求，以及有关的设计规范和适航标准等文件而制定目的为了全面指导和协调整个飞机设计的工作内容飞机设计要求的具体化和某些必要的补充考虑当前和今后一个时期内，该指标有一定的先进性和现实可能性51具体项目最大使用过载最大最大速压温度指标飞行包线—飞机的飞行特征和飞行高度的范围对应于某高度下的最大速度“裕度”2.3飞机的总体技术指标522.4设计要求示例类型与用途作为与先进战术战斗机（AdvancedTacticalFighter，ATF）进行“高低搭配”的低端机型执行空对空作战的单座轻型战斗机尽可能地采用新技术以满足任务要求来源：AircraftEngineDesign,1987(2ndEdition,2002)532.4设计要求示例任务剖面14个任务段20个任务段！542.4设计要求示例任务剖面序号任务段名称任务段数据1起飞起飞时间=3min、起飞滑跑距离=304.80m、最小失速速度=53.34m/s、机场海拔高度=609.60m、跑道摩阻系数=0.052水平加速所在高度=609.60m、起始速度=0.18Ma、终止速度=0.70Ma、水平加速允许时间=30.42s、军用推力状态3加速爬升起始高度=609.60m、终止高度=13106.4m、起始速度=0.70Ma、终止速度=0.90Ma、军用推力状态4巡航巡航高度=13106.4m、巡航速度=0.90Ma、巡航距离=277.8km5下降起始高度=13106.4m、终止高度=9144.0m6巡逻待机待机高度=9144.0m、待机速度=0.68Ma、待机时间=0.33h552.4设计要求示例任务剖面7水平加速所在高度=9144.0m、起始速度=0.68Ma、终止速度=1.50Ma、水平加速允许时间=50s、最大推力状态8巡航巡航高度=9144.0m、巡航速度=1.5Ma、巡航距离=185.2km9格斗盘旋盘旋高度=9144.0m、盘旋速度=1.6Ma、盘旋圈数=110格斗盘旋盘旋高度=9144.0m、盘旋速度=0.9Ma、盘旋圈数=211水平加速所在高度=9144.0m、起始速度=0.8Ma、终止速度=1.60Ma、水平加速允许时间=50s、最大推力状态12投放有效载荷投放的有效载荷的重量=295.74kg（2枚AMRAAM导弹）13投放有效载荷投放的有效载荷的重量=298.0kg（2枚AIM-9L导弹和1/2的炮弹）562.4设计要求示例任务剖面14巡航巡航高度=9144.0m、巡航速度=1.5Ma、巡航距离=46.3km15减速爬升起始高度=9144.0m、终止高度=13106.4m、起始速度=1.5Ma、终止速度=0.9Ma、军用推力状态16巡航巡航高度=13106.4m、巡航速度=0.9Ma、巡航距离=277.8km17下降起始高度=13106.4m、终止高度=3048.0m18巡逻待机待机高度=3048.0m、待机速度=0.3Ma、待机时间=0.33h19下降起始高度=3048.0m、终止高度=1000.0m20着陆进场高度=1000.0m、着陆接地速度=70m/s、着陆滑跑距离=304.8m、机场海拔高度=609.6m、跑道摩阻系数=0.4572.4设计要求示例性能要求

起飞距离1500ft着陆距离1500ft最大速度2.0Ma/40kft超音速巡航要求1.5Ma/30kft加速性能0.8-1.6Ma/30kftt≤50s持续盘旋过载n≥5at0.9/30kftn≥5at1.6Ma/30kft582.4设计要求示例有效载荷飞行员1名武器AMRAAM×2326lb/枚AIM-9L×2191lb/枚25mm机炮×1270lb炮弹×500

550lb

593.1概念构思与概念草图概念构思的形成熟知同类用途飞机的布局形式，了解不同布局的利弊和特点603.1概念构思与概念草图概念构思的形成积累数据飞机的数据主要标准部件的形状和重量座椅、炸弹、机炮、集装箱…可能的发动机了解相关领域的最新水平气动、结构、飞控系统、隐身技术…“勿在浮砂筑高台”

—候俊杰《深入浅出MFC》613.1概念构思与概念草图概念构思的形成积累数据主要的数据来源飞机的技术说明书简氏飞机年鉴

（Jane‘sAllTheWorld’sAircraft）飞机公司宣传资料设计教科书期刊杂志互联网623.1概念构思与概念草图概念构思的形成对各专业基本知识的全面了解＋创新的思想＋美学观点概念构思的体现—概念草图（ConceptualSketch）633.1概念构思与概念草图概念草图画出多个候选方案，不要指望一开始就知道该怎么做在可能的情况下对多个方案都进行分析和优化643.1概念构思与概念草图概念草图来源：Kirschbaum’sAircraftDesignHandbook,AircraftDesignAidandLayoutGuide653.1概念构思与概念草图概念草图T1“潮汐猎人”（330501）T9（330504）663.1概念构思与概念草图草图的作用确定你对要设计的方案的整体印象勾画出气动布局表示出在哪里布置机组、有效载荷、乘员、起落架、发动机、燃油和主要的子系统用于总体设计的第一次近似—估算初始的主要总体设计参数673.2飞机的主要总体设计参数飞机运动方程分析重力推力阻力升力来源：IntroductiontoAeronautics:ADesignPerspective683.2飞机的主要总体设计参数飞机的主要总体设计参数设计起飞重量W0(kg)动力装置海平面静推力

T(kg)机翼面积S(m2)组合参数推重比T/W0翼载荷W0/S(kg/m2)693.2飞机的主要总体设计参数符号与单位说明参数《飞机总体设计》AircraftDesign:AConceptualApproach(mks)重量

m(kg)W

(kg)推力F(N)T(kg)重力G(N)

推重比F0/G0T/W0翼载荷m0/S(kg/m2)W0/S(kg/m2)升阻比K=CL/CDL/D703.2飞机的主要总体设计参数Sizing－参数选择；定参数713.3初步重量估计起飞重量的构成

乘员有效载荷燃油空机重量723.3初步重量估计空机重量估计对不同类型的飞机，可以统计出一定的趋势733.3初步重量估计空机重量估计We/W0=AW0CKvsA{A-公制}C双发涡轮螺桨飞机0.96{0.92}-0.05喷气式教练机1.59{1.47}-0.10喷气式战斗机2.34{2.11}-0.13军用货机／轰炸机0.93{0.88}-0.07喷气式运输机1.02{0.97}-0.06Kvs=可变后掠常数=1.04对可变后掠机翼=1.00对固定后掠机翼复合材料的应用：近似为We/W0统计值的0.95倍743.3初步重量估计燃油重量估计机上燃油＝“任务燃油”＋储备燃油＋“死油”一级近似（First-orderdesign）：假设任务所需燃油与飞机的重量成正比，则Wf/W0近似地与飞机重量无关根据任务段重量比计算任务段重量比：飞机在某一任务段结束时的重量除以该任务段开始时的重量任意的第i段：

或753.3初步重量估计燃油重量估计整个任务结束时的飞机重量Wx与初始重量W0之比等于各段重量比的乘积例如：763.3初步重量估计燃油重量估计各种任务段的重量比估算方法暖机、起飞、爬升和着陆忽略下降段任务段(Wi/Wi-1)暖机和起飞0.970爬升0.985着陆0.995773.3初步重量估计燃油重量估计各种任务段的重量比估算方法巡航－根据勃列盖（Breguet）航程公式待机(Loiter)－根据续航时间公式V=速度(ft/s或m/s)R=航程(ft或m)E=续航时间或待机时间C=单位耗油率L/D=升阻比783.3初步重量估计单位耗油率（SFC或C）单位时间内产生单位推力所消耗的燃油量对不同类型的发动机可以进行统计拟和注意单位！典型喷气式发动机的SFC:1/hr{mg/Ns}巡航待机纯涡轮喷气式0.9{25.5}0.8{22.7}低涵道比涡轮风扇0.8{22.7}0.7{19.8}高涵道比涡轮风扇0.5{14.1}0.4{11.3}793.3初步重量估计升阻比K（或L/D）是设计方案总体气动效率的量度取决于两个设计因素：机翼翼展＆浸润面积估算升阻比时常用的另一个机翼设计参数：

展弦比=翼展的平方／机翼参考面积等效展弦比=aMacmaxaC喷气教练机4.737-0.979喷气战斗机（格斗）5.416-0.622喷气战斗机（其它）4.110-0.622军用运输/轰炸机5.570-1.075喷气运输机7.500等效展弦比=翼展的平方/（机翼和鸭翼面积）

803.3初步重量估计升阻比Sjr/S（或Swet/Sref）等效展弦比

l2/S浸润展弦比

l2/Sjr概念草图+813.3初步重量估计升阻比最大升阻比！巡航待机喷气式飞机0.866L/DmaxL/Dmax螺旋桨飞机L/Dmax0.866L/Dmax823.3初步重量估计燃油重量估计在不考虑有效载荷投放的情况下，任务过程中的总重减少，必然是燃油消耗所致任务中消耗的燃油＝一般情况下，可假定余油储备和死油占6%833.3初步重量估计存在投放有效载荷段的剖面分析方法例：设总共14段，第7段投放有效载荷W7dropped，则重量比其中843.3初步重量估计存在投放有效载荷段的剖面分析方法（续）着陆重量：任务中消耗燃油：总的燃油重量：853.3初步重量估计一级近似法（First-orderdesignmethod）!

任务段中不得进行有效载荷的投放迭代通常只须几次就可以收敛863.4权衡研究（TradeStudies）方案研究中的一个重要环节是与用户一道评审和仔细分析设计要求

通过对要求中的项目进行变化，可以分析出该项目对起飞总重的影响，进而更合理地确定要求的取值还可以反映出新技术（如采用某种复合材料）对设计的影响873.4权衡研究（TradeStudies）简单示例：反潜机任务剖面概念草图航程的权衡883.5推重比与翼载荷最简单的方法：参照以往的统计值主要设计参数的选择与确定是反复迭代的循环过程894.1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904.1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91

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92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93飞机型式选择的主要工作4.1飞机型式的含义与内容944.2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。954.2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964.2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974.2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。984.2飞机配平形式选择正常式布局994.2飞机配平形式选择正常式布局1004.2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》1014.2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1024.2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。1034.2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。1044.2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1054.2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1064.2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1074.2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。1084.2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3305T6）1094.2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1104.2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。1114.3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112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113

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τ4.3.1翼型选择114参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1154.3.1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1164.3.1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

1174.3.1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1184.3.1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NASASC(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1194.3.2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。1204.3.2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

1214.3.2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；——

ΛLE

——

λ尖削比（梢根比）=1/η——

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

1224.3.2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+λ+λ2

）/（1+λ）=（b/6）[(1+2λ)/(1+λ)]典型的气动中心=0.25亚音速

=0.4超音速1234.3.2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1244.3.2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2.0~4.01254.3.2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)

n<1为亚音速前缘

n=1为音速前缘

n>1为超音速前缘

r:机翼前缘半顶角

:扰动锥半顶角

1264.3.2机翼外形设计主要参数选取－后掠角当飞行Ma>2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1274.3.2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2~2.5，后掠机翼的根梢比多在2~6范围内除三角翼外，一般根梢比小于5，以避免翼尖失速1284.3.2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1294.3.2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1°～2°下反角。粗略地说，10°的后掠角可提供大约1°的有效上反1304.3.2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1314.3.2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。1324.3.2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1334.3.2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1344.3.2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。1354.3.2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1364.3.2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15~20%处1374.3.3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1384.3.3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。1394.3.4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1404.3.4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）

1——没有增升装置的机翼

2——具有前缘缝翼的机翼

3——具有普通襟片的机翼

4——具有滑动式多开缝襟翼的机翼

5——同4,增加克鲁格前缘襟翼

6——同4,增加前缘缝翼不同型式机翼增升装置的升力增量—迎角曲线（以教材图3.25为准）1414.3.4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ΔCL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25~35%;若采用襟副翼，其相对展长可达70%~80%，相对弦长在20%左右。1424.3.4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25º单缝襟翼偏度在30º~35º双缝襟翼偏度可达40º~50º开裂襟翼可达60º。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。/topicdisplay_safe.asp?TopicID=1682606&Page=11434.3.4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30º：一般在起飞着陆时，前缘偏10º，后缘偏30º左右；巡航状态前、后缘偏5º左右；大机动时前缘偏25º~30º，后缘偏5º~10º。144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145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δa不超过25º。4.3.4机翼的增升装置和副翼副翼选取曲线范围146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1474.4.1尾翼的布置后置尾翼变化情况1484.4.1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1494.4.1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15°~25°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1504.4.1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1514.4.1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1524.4.1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

1534.4.2尾翼的布置F/A-18E尾翼的错开J-10的双腹鳍1544.4.2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1554.4.2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1564.4.2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典型值平尾CHT垂尾CVT喷气教练机0.700.06喷气战斗机0.400.07军用运输机／轰炸机1.000.08喷气运输机1.000.091574.4.2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10~15%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50~55%对于发动机安装在后部的飞机，尾翼力臂约为机身长度的45~50%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%1584.4.2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°1594.4.2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35~50%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%1604.4.2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2°~5°，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35°~55°之间变化0.6~1.00.7~1.2——T型尾翼0.3~0.61.3~2.00.3~0.63~5其它0.4~0.61.5~2.00.3~0.56~10滑翔机0.2~0.40.6~1.40.2~0.43~4战斗机

λA

λA垂尾平尾

1614.4.2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（lookright）”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。1624.4.2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0.3~0.4；对跨音速飞机，相对面积约0.2~0.3

方向舵的面积一般为立尾面积的20%~30%1634.5隐身对布局设计的影响隐身技术的基本概念隐身技术(StealthTechnology)又称为低可探测技术(LowObservabilityTechnology)，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。1644.5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）1654.5隐身对布局设计的影响雷达散射截面的量纲

(dBsm）

m2dBsm 100030 10020 1010 10 0.1-10 0.01-20

1664.5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）1674.5隐身对布局设计的影响雷达散射截面和探测距离

LRCS(m2)L(km)101005841560.1320.01181684.5隐身对布局设计的影响雷达散射截面的实例

B-52150平方米（头向）B-20.03平方米（头向）F-163平方米（头向）幻影20009平方米（头向）F-1170.02平方米（头向）F-220.05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 204 -30 -40 2 工蜂 136 -40 -45 3 绿头苍蝇 93 -46 -50 4 成年鸭子 12磅 -12dBsm1694.5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1704.5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1714.5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1724.5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1734.5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174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1755.1.1飞机设计参数本章所讨论的飞机设计参数，是指对飞机设计要求起主导作用，而且在飞机概念设计阶段必须慎重选择的那些参数。起飞重量WTO（Take-offgrossweight，也即第三讲中的W0）、翼面积S(Swingarea)

起飞推力TTO(Take-offThrust，也即第三讲中的T)或起飞功率PTO(Take-offpower)1765.1.1飞机设计参数相对参数起飞推重比

(Take-offThrust-weightRatio)起飞翼载

(Take-offwingloading)推重比的物理意义是:为了实现飞机的某种性能，单位飞机重量所需的推力。翼载的物理意义是:为了实现飞机的某种性能，单位机翼面积所需支承的飞机重量。

1775.1.2飞机设计参数选择要点原始数据飞机设计要求中列出了飞机的有用载荷表和飞行性能数据，据此，我们便知道了飞机的有用载重WPL(payloadweight)和飞行性能数据，这便是飞机设计参数选择的原始数据。飞机设计参数估算的任务在于根据给定的原始数据，去寻求那些能够很好地满足已定的设计要求的设计参数值。1785.1.2飞机设计参数选择要点估算的方法因设计公司各异，这些方法的差别主要表现在：原始数据的来源不同（统计的，实际值和理论值）；解法的起点、步骤的不同；某些过程处理方法的细节不同。1795.1.2飞机设计参数选择要点凡是利用统计资料，参照原准机，主要依靠经验进行飞机设计参数估算的方法，称之为“原准统计法”。

凡是利用统计数据或实际结果作为原始数据，而主要以数学解析或数学规划方法求解，则称之为"统计分析"法。1805.1.3推重比推重比的估计在设计的初期，可以根据一些不同类型飞机的统计数据进行选择，作为初次近似之用1815.1.3推重比用曲线拟合1825.1.3推重比推重比的估算（推力匹配）对推重比的