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為了保證駕駛員有良好的工作條件，操縱和控制飛機(jī)方便，當(dāng)布置座艙時，需要全面考
慮各個方面的要求，包括：座艙的尺寸要適當(dāng)，不能太擠；儀表板與操作臺上各種開關(guān)、手
柄等的安排要合理，符合駕駛員通常的操作習(xí)慣；座艙空間的布置和各項幾何尺寸的確定必
須滿足彈射救生系統(tǒng)的需要，保證在應(yīng)急彈射的路程內(nèi)，不能有任何構(gòu)件的阻礙；對空調(diào)、
通信以及照明等設(shè)備和系統(tǒng)的布置要合理，保證駕駛員有良好、舒適的工作環(huán)境；以及座椅
與駕駛桿和腳蹬的相對位置，駕駛桿與腳蹬的操縱桿力和行程都要合理等等。
圖8.2 和表8.2 繪出了我國殲擊機(jī)座艙的標(biāo)準(zhǔn)尺寸。
圖8.2 殲擊機(jī)座艙基本尺寸
⑴前下視界角 ⑵>230 ⑶～970 ⑷～90 ⑸420～515 ⑹890～910 ⑺17° ⑻200～220
⑼95～120 ⑽～640 ⑾125～145 ⑿125～145（尺寸長度單位為mm）
座艙空間的幾何尺寸和內(nèi)部裝載設(shè)備、系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)的安裝協(xié)調(diào)關(guān)系很復(fù)雜，往往需要通
過計算機(jī)進(jìn)行立體造型的辦法來協(xié)調(diào)解決，或者是按1:1 的比例制作木質(zhì)樣機(jī)，用設(shè)備實物
進(jìn)行協(xié)調(diào)，才能最后確定。
二、動力裝置的布置
飛機(jī)動力裝置的布置是在發(fā)動機(jī)的類型和數(shù)目已經(jīng)選定，發(fā)動機(jī)的外廓尺寸及其主要附
件的位置和尺寸、發(fā)動機(jī)的質(zhì)量和質(zhì)心位置、推力軸線、安裝接頭的型式及位置等基本數(shù)據(jù)
均已經(jīng)知道，進(jìn)氣道及尾噴管的型式和基本參數(shù)也已經(jīng)初步確定的情況下開始進(jìn)行的，其任
務(wù)是具體安排發(fā)動機(jī)、進(jìn)氣道和尾噴管在飛機(jī)上的位置，保證在各種飛行狀態(tài)下，發(fā)動機(jī)都
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表8.2 殲擊機(jī)座艙基本尺寸標(biāo)準(zhǔn)表
項 目 數(shù) 值(mm)
巡航眼位至座椅參考點水平距離
巡航眼位至座椅參考點垂直距離
椅盆最小調(diào)節(jié)范圍
205
790
90
駕
駛
桿
中立位至座椅參考點水平距離
中立位至座椅參考點垂直距離
拉桿最大行程
推桿最大行程
壓桿最大行程
420～515
390～480
200～220
95～120
125～145
腳
蹬
中立位至座椅參考點水平距離
調(diào)節(jié)范圍
蹬跎最大行程
890～910
100（最小）
±65～±85
油門桿至座椅參考點垂直距離
飛行員肘部口框出口寬度
彈射通道縱向間距
飛行員頭部座艙蓋內(nèi)緣最高點至巡航視線距離
305～375
640（最小）
760（最小）
230（最小）
能正常工作。
活塞式和渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)，通常都是以發(fā)動機(jī)架的型式安裝在機(jī)身或機(jī)翼上。發(fā)動機(jī)
架多為靜不定的空間構(gòu)架，通過接頭和減震器將發(fā)動機(jī)固定在機(jī)體的承力結(jié)構(gòu)上。這種發(fā)動
機(jī)的布置，重點要考慮的問題是螺旋槳與機(jī)體各部件之間氣動力的相互影響是否有利，以及
由于發(fā)動機(jī)的振動對機(jī)體結(jié)構(gòu)的影響。
許多裝渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的飛機(jī)，尤其是大型飛機(jī)，其動力裝置多采用專門的吊艙型式。
吊艙的結(jié)構(gòu)與機(jī)身相似，也有縱向和橫向的受力構(gòu)件，借助于掛架，可以將發(fā)動機(jī)的吊艙安
裝在機(jī)翼下面或機(jī)身兩側(cè)。這種型式，動力裝置的布置實際就是吊艙設(shè)計的問題，不會與飛
機(jī)的其他部分產(chǎn)生結(jié)構(gòu)性干擾。
對于殲擊機(jī)，一般都是把一臺或兩臺渦輪噴氣或渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)裝在機(jī)身尾段，并直接
通過一些接頭和拉桿固定在機(jī)身的加強(qiáng)框上，這種型式的動力裝置布置起來比較復(fù)雜，存在
著與其他各部分相互干擾的問題。
從進(jìn)氣道進(jìn)口的位置來看，采用從機(jī)身兩側(cè)進(jìn)氣、頭部進(jìn)氣的比較多，也有采用從機(jī)身
腹部或機(jī)身背部進(jìn)氣的。頭部進(jìn)氣的進(jìn)氣道，對前機(jī)身的內(nèi)部布置影響較大，必須與駕駛員
座艙的布置相協(xié)調(diào)，以減小機(jī)身的迎風(fēng)面積及其氣動阻力。頭部進(jìn)氣的最大缺點是使機(jī)身頭
部無法安裝大口徑的雷達(dá)天線。兩側(cè)進(jìn)氣的進(jìn)氣道不存在這樣的缺點，不影響雷達(dá)天線的安
裝，并可以縮短進(jìn)氣道的長度，減小內(nèi)壁的摩擦損失，但往往管道的曲率較大，需要防止前
部機(jī)身的附面層進(jìn)入進(jìn)氣道，并且還存在與駕駛員座艙、機(jī)炮及機(jī)身內(nèi)油箱的布置相互干擾
和協(xié)調(diào)的問題。美國的F-16 戰(zhàn)斗機(jī)采用了腹部進(jìn)氣的進(jìn)氣道，效果較好，但需注意在起飛著
陸過程中避免雜物被吸入進(jìn)氣道。背部進(jìn)氣道，在大迎角時，氣流受到機(jī)身的遮擋，難于保
證氣流的均勻和穩(wěn)定，用得較少，其優(yōu)點是隱身特性較好，隱身飛機(jī)可以考慮采用這種型式。
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布置飛機(jī)動力裝置時，在保證與其他部分互不干擾、相互協(xié)調(diào)的前提下，還必須考慮到，
應(yīng)盡可能地減小飛機(jī)的總阻力和降低發(fā)動機(jī)的推力損失。為此，應(yīng)使發(fā)動機(jī)的軸線與飛機(jī)的
水平基準(zhǔn)線相重合，并考慮到進(jìn)氣道及尾噴管調(diào)節(jié)系統(tǒng)的安排。
為了使發(fā)動機(jī)能正常工作，并且保證發(fā)動機(jī)周圍的部件或結(jié)構(gòu)不致過熱，應(yīng)采取對發(fā)動
機(jī)及尾噴管進(jìn)行冷卻和隔熱措施，通常是布置導(dǎo)風(fēng)罩，從進(jìn)氣道或機(jī)身外部引入冷卻空氣，
并安排隔熱層。
布置動力裝置，還應(yīng)便于發(fā)動機(jī)的拆裝和維護(hù)。在機(jī)體上，要安排合適的使用分離面與
發(fā)動機(jī)的檢查、維護(hù)艙口，在分離面處的機(jī)體結(jié)構(gòu)上布置承力支點和承力結(jié)構(gòu)。發(fā)動機(jī)的各
支點接頭處應(yīng)有足夠的強(qiáng)度和剛度，以承受發(fā)動機(jī)的軸向推力、慣性力和陀螺力矩等載荷，
而且應(yīng)允許發(fā)動機(jī)因溫度變化而自由伸縮。
三、燃油系統(tǒng)的布置
布置燃油系統(tǒng)，包括對油箱、油泵、油濾、油管、加油口、放油口及通氣口的安排和布
置，重點是油箱的布置。
油箱的布置，首先要充分利用機(jī)翼和機(jī)身的內(nèi)部空間，保證有足夠的燃油容積，或者說
盡量擴(kuò)大機(jī)內(nèi)的載油量。其次，由于燃油是消耗性載荷，為了在燃油的消耗過程中，飛機(jī)的
質(zhì)心變化不大，應(yīng)讓各油箱的組合質(zhì)心位置與飛機(jī)的質(zhì)心靠近或重合，燃油系統(tǒng)應(yīng)能自動調(diào)
節(jié)燃油的消耗順序，控制因燃油消耗所引起的飛機(jī)質(zhì)心的變化范圍。對于殲擊機(jī)，這個范圍
應(yīng)控制在5％ 以內(nèi)，為此，應(yīng)在飛機(jī)質(zhì)心布置消耗油箱。外掛副油箱的布置，也要使其質(zhì)
心盡可能與飛機(jī)質(zhì)心相重合。
　
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