尾翼或機翼和前翼的設計參數(shù)相同，則配平阻力主要決定于飛機重心和機翼焦點的相對位置，
飛機重心位置適當，則可使配平阻力最小，如能采用主動控制技術則可以進一步降低配平阻
力。
這三種不同的型式，都能實現(xiàn)在各種飛行狀態(tài)下，將飛機配平的基本要求，也都能保證
飛機的操縱性和穩(wěn)定性，很難說哪一種型式絕對地好或絕對地差，可以說是各有千秋。
現(xiàn)代飛機采用正常式的較多，正常式布局的技術成熟，所積累的經驗和資料豐富，設計
容易成功。正常式布局型式的缺點是，機翼的下洗對尾翼的干擾往往是不利的，布置不當配
平阻力比較大。
真正的鴨式布局型式，在現(xiàn)代飛機中采用的并不多，因此，設計經驗也不如正常式成熟。
但是，隨著對分離流型氣動力研究的進展，使之有可能利用前翼與機翼之間的氣動干擾。近
距耦合的鴨式布局，可以利用前翼脫體渦的有利干擾，提供非線性的升力，改善飛機的飛行
性能。瑞典的Saab-37“雷”（Viggen）戰(zhàn)斗機，采用短間距鴨式布局，前翼布置在機翼上方
較近處。大迎角時，前翼面渦流被三角形機翼翼面的渦流吸過去，匯成一股更強的渦流，既
可提高總升力，又克服了鴨式布局飛機前翼容易過早失速的弱點，明顯地改善了起飛著陸性
能，這是一架成功地采用鴨式布局型式的飛機。
無尾飛機的縱向配平和操縱均靠升降副翼，升降副翼既是橫向操縱面又是縱向操縱面，
為了使布置在機翼后緣的升降副翼獲得盡可能大一些的縱向力臂，無尾飛機一般均采用大后
掠的三角形機翼。
有人把法國的無尾飛機“幻影-2000”與正常型式的飛機“幻影F-1”做過實際的對比，
得出的結論是，雖然這兩種布局型式各有千秋，但在動力裝置和有效載重相同的條件下，采
用60°后掠角的三角翼無尾布局型式具有以下兩方面的優(yōu)點：
1．結構重量較輕。這不僅是因為省去了水平尾翼的重量，而且由于采用了無尾三角翼的
型式，也使機身、機翼以及起落架的重量有所減輕；
2．氣動阻力較小。由于采用了大后掠的三角翼，超音速的阻力更小。如圖3.10 所示。
無尾型式的主要缺點是起飛著陸性能
不容易保證。為此，常不得不采取減小翼載
荷等措施，但在采用了主動控制技術之后，
放寬靜穩(wěn)定度即可有效地克服這方面的缺
點，使無尾型式的優(yōu)點得到充分發(fā)揮。上述
法國的“幻影-2000”戰(zhàn)斗機所用的是M-53
發(fā)動機，這種發(fā)動機的推重比只有5.8～
6.2 左右，飛機的空戰(zhàn)推重比也僅為1 左右，
而飛機的飛行性能卻與美國的F-16 戰(zhàn)斗機
不相上下，而F-16 裝的F100-PW-100 發(fā)動
機，推重比高達8 以上，飛機的推重比也大于1，可見，無尾布局型式是相當成功的。
圖3.10 正常式和無尾式飛機的零升阻力
(四)三翼面布局
鑒于鴨式布局的優(yōu)缺點，人們提出一種新的設想，即在正常布局基礎上增加鴨翼，將會
是一種什么新結果呢?
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八十年代開始了兩類試驗和研究，一種是對原正常布局飛機的增加鴨翼的試驗，另一種
是對常規(guī)平尾作改進的新型三翼面飛機。研制試驗表明，三翼面布局的飛機不但仍能保持近
距鴨翼脫體渦對機翼有利干擾的優(yōu)點，而且三翼面局面還能實現(xiàn)一種新的“鴨翼—機翼(襟翼)
—平尾”三個翼面同時操縱的新方式，從而提高了操縱效率，減小了配平阻力。并且三翼布
局面對于實現(xiàn)飛機直接力控制比其他布局具有更好的優(yōu)勢。直接力控制可以實現(xiàn)飛機垂直位
移機動、機身俯仰指向機動和機身方位(或橫向)位移機動等完全新概念的機動飛行,如圖3.11
所示。
圖3.11(a) 垂直位移直接力控制
圖3.11(b) 橫向位移直接力控制
美國F-15，F(xiàn)-18 等飛機上曾作過多種三翼面改裝的試驗，俄羅斯的Su37 戰(zhàn)斗機就是在
Su27 戰(zhàn)斗機基礎上增加鴨翼的成功例子。Su37 戰(zhàn)斗機的三翼面加上矢量噴管的設計，可以實
現(xiàn)縱向360°滾轉等超機動動作。
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圖3.12 Su37 戰(zhàn)斗機
當然目前的三翼面布局也有其缺點，如三翼
面布局飛機在高速和小迎角時的阻力比正常布局
要大，以及穩(wěn)定性變化的幅度較大等缺點。
二、水平尾翼高低位置的選擇
按高低位置分，平尾可能有五種不同的型式，
如圖3.13 所示。
水平尾翼安裝在機身尾部時，分為：(a)上平
尾、（b）中平尾和（c）下平尾。水平尾翼安裝在
垂直尾翼上時，有（d）高置平尾和（e）“T”型
平尾的不同型式。
選擇水平尾翼的高低位置，主要應該考慮的問題是機翼和尾翼之間氣動干擾的情況和結
構布置的難易程度。
首先是要使平尾能避開機翼尾渦的不利干擾，如果平尾處于機翼強烈尾渦的影響區(qū)內，
則飛機的操縱性和穩(wěn)定性難以保證，機翼尾渦隨迎角的增大而增強，亞音速大迎角和超音速
中等以上迎角，在機翼后面都會有很強的尾渦擾流區(qū)。一般來講，將平尾布置在機翼翼弦平
面上下不超過5％平均氣動力弦長的位置，有可能滿足大迎角時縱向穩(wěn)定性的要求。
現(xiàn)代飛機采用下平尾和中平尾的型式較多，這樣容易避開大迎角時機翼尾渦的影響，有
的飛機為了使平尾完全處于機翼尾跡之外而采用“T”形尾翼，即將平尾安裝在垂直尾翼的頂
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