與機體的外形無關，或者說波阻僅是機體沿激波平行方向截面積的函數。所謂面積律，就是這
種研究飛機機體橫截面積的分布規律與波阻之間相互關系的理論。根據這種理論，為了使飛機
在跨音速范圍內的阻力最小，飛機各個部件組合在一起的橫截面積的分布圖形，應該相當于一
個最小阻力的當量旋成體圖形。
當M ≤1 時，沿垂直于飛機縱軸方向取機體的橫截面，如圖6.31 所示。
（1） 不考慮面積律要求 （2）考慮面積律要求
(a) 機翼－機身組合體 （b）當量旋成體 (c)橫截面積分布
圖6.31 M ≤1 時當量旋成體
在超音速的情況下，激波馬赫錐與飛機的縱軸成μ 的夾角。
arcsin( 1 )
M
μ = (6.25)
此時，飛機機體的橫截面應該斜切與飛機的縱軸x 成μ 角，超音速斜切截面積的平均值為：
= ∫
π
θ θ
π
2
0
( , , )
2
S(x,M) 1 S x M d (6.26)
如果在選擇機身外形及其與機翼、尾翼等其他部件的相互位置時，能夠使沿飛機
縱軸的分布為一光滑曲線，且其一階導數
S(x,M)
S′(x,M) 是連續的，與最小阻力旋成體的截面分布情
況相當，則在此M 數下的波阻最小。
按面積律的要求對飛機進行修形，多采用將機身中段收縮成蜂腰形，將水平尾翼、垂直尾
翼及發動機短艙等部件的縱向位置錯開等辦法，使曲線的高峰降低，凹坑填平，從而得
到能使全機阻力降低的光滑曲線，如圖6.32 所示。
在飛機設計中，有很多應用面積律的例子。如美國的
S(x)
F −102 飛機，開始沒有按面積律設
計，因跨音速時阻力太大，不能達到音速，后來按面積律修形后，達到了設計要求。我國自行
研制的J − 5型強擊機和J −12 殲擊機也都是應用面積律，取得了較好的效果。
· 102 ·

圖6.32 美國B − 58飛機橫截面積分布圖
1－機身；2－機翼；3－內側發動機短艙；4－掛架；5－外側發動機短艙；6－掛架；7－整流包皮；8－尾翼。
圖6.33 采用面積律修形對Cx0 的影響
按面積律的要求進行修形，對降低跨音速時的波阻是很有效的，有時可以使降低0.008
至0.01 之多。從圖6.33 中可以明顯地看出這種情況。
隨著飛行
Cx0
M 數的提高，采用面積律修形減小阻力的效果逐漸降低，當M ＞1.5 以后，效
果就不顯著了，當M =1.8 ~ 2.0 以后，實際上已不再起什么作用了。還應指出，上面的分析都
是相對于升力系數不很大（ =0.05～0.5）的情況而言的，當的值更大時，由于誘導阻力
（ ）占大的比例，采用面積律的影響將減小。
Cy Cy
Cxi
五、翼身融合體
翼身融合體就是將機身表面設計成與兩側機翼表面光順融合的一種構形�，F代戰斗機不少
采用翼身融合體，如F-16 戰斗機，蘇27 戰斗機，以及美國F22 新式戰斗機等。
翼身融合體設計主要有以下幾方面的優點：
1.提高飛機大迎角時的升力，這是由于大迎角時融合體機身產生較強的脫體渦，并對機翼
產生有利的干擾作用。
2.減小了雷達散射截面積，提高了飛機隱身性能，這是因為融合體消除了機身與機翼角反
射區的強反射。
3.增加了機身的容積。如F22 飛機將武器與外掛都裝入機身內，提高了隱身效果。
· 103 ·

§6.4 起落架位置參數的選擇
起落架也是很重要的部件，在總體方案設計時需選定其主要的幾何參數。
在機身、機翼和尾翼等部件的主要幾何參數已經選定，完成了初步的機體外形布局以后，
即可以對起落架的各項主要幾何參數進行選擇。此外，起落架的幾何參數與飛機質量中心的位
置密切相關，因此，在確定起落架的幾何參數前，還必須對飛機的質量進行初步的估算，給出
飛機質量中心的位置，做為選定起落架參數的基礎。
對選擇起落架幾何參數的主要要求有：能保證飛機起飛和著陸時所需要的姿態；使起飛和
著陸時的滑跑距離最短；保證在地面滑跑過程中的穩定性和機動性等。
以上這些關于參數選擇的基本要求，對任何型式的起落架都是共同的。對于不同型式的起
落架，在選擇幾何參數時所要考慮的主要問題和基本原則也都是一樣。下面僅以前三點式為例
對起落架幾何參數的選擇做簡單介紹。
前三點式起落架的主要幾何參數如圖6.34 所示。
圖6.34 前三點式起落架參數
主要有：主輪距B 、前主輪距b 、停機角ψ 、著地角ϕ 、防后倒立角γ 和高度等。這些
參數一般都是按機輪和減震器末壓縮的情況來確定的。
h
停機角ψ ——飛機的水平基準線與跑道平面之間的夾角。ψ 的大小主要是按起飛的要求
選定，其最佳值應能使起飛滑跑距離最短。飛機在起飛滑跑時的迎角起飛安裝α =ψ +α ，故
起飛安裝ψ =α −α 。安裝α 是機翼的安裝角。
通常取中ψ =0°～4°。
著地角ϕ ——主輪接地點與機身尾部最低點間的平面和地面之間的夾角。ϕ 主要是按飛機
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所需要的著陸迎角著陸α 確定。
著陸安裝α =ϕ +ψ +α
ϕ =α −α −ψ 著陸安裝
防后倒立角γ 一般取：γ =ϕ + (1􀁄 ~ 2􀁄 ) 。γ 角不能過小，防止發生尾部倒立事故，但也
不能過大，γ 角過大會使前輪的伸出量減小，造成前輪載荷過大，起飛時抬前輪困難，致使
起飛滑跑距離延長。
前、主輪距可按飛機在停機準備起飛時，前輪所承受的載荷為全機起飛質量6％～12％
的條件來確定。這一點要與
a
b
γ 角的確定協調，目的是保證飛機在滑跑過程中具有良好的操縱性。
此外，還應考慮飛機在滑行轉彎時的性能，因此， b 與機身的長度也有關系，統計資料表
　
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