前翼對飛機質(zhì)心的縱向力矩系數(shù)為：
前尾前翼前翼前翼α αy
(mz ) = A C （6.15）
前翼引起的飛機氣動焦點的前移量為：
前翼
翼身
前翼
前翼A
C
C
x
y
y
F α
α
Δ = （6.16）
式中：
SbA
S L
A 前翼前翼
前翼= ，即前翼的容量系數(shù)。
的初值也可以參照同類飛機的統(tǒng)計數(shù)據(jù)選取，或在初選時，按=0.10～0.12 選
取。
前翼A 前翼A
這里沒有考慮前翼對機翼的氣動干擾，僅僅是為了分析起來比較簡單、方便，實際上在進
行前翼的幾何參數(shù)選擇時，這種干擾和影響是不能忽略的。
前翼A 選定后，如何確定和，則需根據(jù)飛機的總體氣動布局而定，不同的氣動布
局方案，其差別可能是很懸殊的。如果用近距耦合的方案，可能很小，而很大；如
為了盡量避免對主翼不利的氣動干擾，前翼僅用作配平和輔助操縱面的方案，則可能很
大，而很小。
前翼S 前翼L
前翼L 前翼S
前翼L
前翼S
三、垂直尾翼的參數(shù)選擇
垂直尾翼是保證飛機側(cè)向穩(wěn)定性和操縱性的主要部件，垂直尾翼與機翼機身的相對位置如
圖6.24 所示。
圖6.24 垂直尾翼的位置參數(shù)
· 94 ·
選擇垂直尾翼幾何參數(shù)的方法與上述選擇水平尾翼幾何參數(shù)的方法類似，主要應考慮滿足
以下兩方面的要求：
1．保證飛機具有良好的側(cè)向穩(wěn)定性。主要是要有足夠大的方向靜穩(wěn)定度，對于超音速飛
機，當飛行M 數(shù)大于2 以后，往往變化劇烈，方向靜穩(wěn)定度降低，這通常即為垂直尾翼
最主要的設計情況。
βy
m
2．保證飛機具有良好的側(cè)向操縱性。主要是要求使飛機能夠在所有可能的飛行狀態(tài)下，
都滿足側(cè)向機動性的要求。側(cè)向壓桿后，飛機的滯后反映不應超過允許的范圍，在側(cè)風著陸和
單發(fā)停車起飛時，應保證有配平的可能和足夠的側(cè)向操縱性。
此外，飛機的側(cè)向穩(wěn)定性和操縱性，不僅決定于垂直尾翼，同時還與機身與機翼的幾何外
形以及副翼的布置有直接的關系，因此，在選擇垂直尾翼的參數(shù)時，還必須協(xié)調(diào)考慮這些影響
因素。
僅從垂直尾翼的作用來分析，在定常直線側(cè)滑飛行時，垂直尾翼所產(chǎn)生的偏航力矩為：
垂尾垂尾垂尾垂尾垂尾M C q S L y z β
β
β (1 σ )
∂
∂
= − − （6.17）
偏航力矩系數(shù)為：
β
β
β σ
SL
S L
m k Cy z
垂尾垂尾
垂尾垂尾垂尾(1 )
∂
∂
= − − (6.18)
式中： ——垂直尾翼處的速度阻滯系數(shù)； ——垂直尾翼側(cè)力作用點
至飛機質(zhì)心的距離，即垂尾力臂。
k q / q 垂尾垂尾= 垂尾L
垂直尾翼對航向靜穩(wěn)定度的貢獻為：
垂尾垂尾垂尾垂尾m k C A y z (1 )
β
β β σ
∂
∂
= − − （6.19）
式中： 垂尾垂尾
垂尾垂翼
垂尾S L
SL
S L
A = = ——為垂直尾翼的尾容量。
同理，垂直尾翼對橫向靜穩(wěn)定度的貢獻為：
β
β
β β σ
SL
S y
m k Cz z
垂尾垂尾
垂尾垂尾垂尾(1 )
∂
∂
= − − （6.20）
式中， ——垂直尾翼上側(cè)力的作用點至軸的距離。 垂尾y ox
為了滿足側(cè)向靜穩(wěn)定性的要求， 和均應為負值。 βy
m β
x m
此外，從側(cè)向動態(tài)穩(wěn)定性的要求來說，還必須使/ 保持一定的比例，比值不能過大，
否則會引起振蕩不穩(wěn)定，但也不能過小，過小可能產(chǎn)生螺旋不穩(wěn)定。
βx
m βy
m
在進行初步方案設計時，垂直尾翼外露面積尾容量可在0.075～0.14 的范圍內(nèi)選取。對于
小展弦比機翼和長機身的飛機， 的值應取上限，若采用雙垂尾，其尾容量要加大20%。 垂尾A
選定后，根據(jù)機身布局和長度，可先選取尾力臂，然后求出。通常垂直尾
翼的面積和機翼面積有一定的比例關系，約為：
垂尾A 垂尾L 垂尾A
· 95 ·
S / S 垂尾=13～23％
垂直尾翼平面形狀和幾何參數(shù)與機翼及平尾參數(shù)的選擇方法類似，通�？梢赃x：
垂尾λ =0.80～1.5；
垂尾η =2.0～3.5；
垂尾χ =45°～60°；
垂直尾翼翼型的相對厚度與平尾相近。
方向舵的參數(shù)根據(jù)飛機的側(cè)向操縱性指標來選取。一般=0.20～0.30。 舵垂尾S / S
表6.6 中是一些飛機尾翼參數(shù)統(tǒng)計數(shù)據(jù)。
表6.6 一些飛機尾翼參數(shù)統(tǒng)計數(shù)據(jù)表
飛機型號 平尾A
S
S平尾
A b
L平尾
前緣平尾
平尾
χ
χ
4
1
垂尾A S
S垂尾
l
L垂尾
前緣垂尾
垂尾
χ
χ
t
4
1
ΜИГ-19 0.349 0.218 1.6 55°/ 0.0862 0.165 0.516 57.5°/
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