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主要的受力構(gòu)件。飛機(jī)結(jié)構(gòu)的布置必須考慮其內(nèi)部裝載的情況，整個過程就是進(jìn)行合理的結(jié)
構(gòu)規(guī)劃過程。一般包括以下主要環(huán)節(jié)：
1．確定使用分離面。使用分離面用于在飛機(jī)運輸過程中，對飛機(jī)進(jìn)行分解和裝配；以及
在飛機(jī)進(jìn)行定期大修和維護(hù)中，對發(fā)動機(jī)等大型裝載物的拆裝。
使用分離面過少或選取的位置不恰當(dāng)，會使飛機(jī)的分解、維修困難，但也不能取得過多，
多一個使用分離面就會使飛機(jī)多增加一份結(jié)構(gòu)重量。
2．確定大開口的部位。飛機(jī)上一些非受力艙門比較大的地方，如駕駛員座艙的開口處、
起落架艙口、彈藥艙口、客機(jī)的出入口以及一些快卸的大檢查艙口等均屬于飛機(jī)的大開口處，
為了保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)傳力，在大開口的邊緣要布置加強(qiáng)構(gòu)件參與承力。
3．選擇飛機(jī)各部件的受力型式。
4．確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)的工藝分離面。工藝分離面是保證飛機(jī)加工制造之用的。飛機(jī)在投入批
量生產(chǎn)時，都需要分段進(jìn)行施工，合理的工藝分離面越多，施工制造越開敞，有利于提高生
產(chǎn)率和縮短制造周期。但分離面過多會造成連接件的增多，使結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加。
5．布置主承力構(gòu)件。凡是承受集中力和安裝固定裝載物的部位都應(yīng)布置承力構(gòu)件。在布
置時應(yīng)明確，所布置的構(gòu)件在各種飛行狀態(tài)下如何受力，估計危險截面及其尺寸，檢查是否
合理。
這樣布置的承力結(jié)構(gòu)當(dāng)然是很粗略的，只是供確定飛機(jī)總體設(shè)計方案及作為以后進(jìn)行結(jié)
構(gòu)打樣設(shè)計的基礎(chǔ)之用。具體布置時，關(guān)于受力型式的分析和構(gòu)件的合理布置，在《飛機(jī)結(jié)
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構(gòu)設(shè)計課》中，已有詳細(xì)的介紹。
飛機(jī)的內(nèi)部裝載和主承力件布置完成以后，即可繪出飛機(jī)總體布置圖，如圖8.3 所示。
§8.4 飛機(jī)質(zhì)量中心的計算和定位
一、飛機(jī)質(zhì)心的前、后限
飛機(jī)質(zhì)心的位置有多種情況，從飛機(jī)操縱性和穩(wěn)定性的角度來看，有中立位置、前限位
置和后限位置之分。
飛機(jī)的中立質(zhì)心位置——是指當(dāng)Cy =0 時，即飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定度為零時的質(zhì)心位置。 m
飛機(jī)質(zhì)心的后限位置——是指能保證飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性要求的最后的質(zhì)心位置。
對于具有常規(guī)操縱系統(tǒng)的飛機(jī)，應(yīng)滿足設(shè)計規(guī)范或適航性條例所規(guī)定的最低的縱向靜穩(wěn)
定度要求。考慮到在飛機(jī)研制過程中可能產(chǎn)生的各種誤差，還應(yīng)另外加放適量的余量，作為
初步定位飛機(jī)質(zhì)心時的指標(biāo)。
限制飛機(jī)質(zhì)心后限的另一個條件是，應(yīng)保證每增加單位過載的駕駛桿力增量( )
dny
dP桿的最
小值不應(yīng)過小，以避免駕駛員稍一不慎，拉桿猛一些，使飛機(jī)超過允許過載。
通常要求： max ( )
y dn
dP桿/ ( ) 2 min ≤
y dn
dP桿
對于超音速飛機(jī)，為了在各種飛行狀態(tài)下都能滿足以上兩項的要求，通常需要在操縱系
統(tǒng)中加裝專門的變臂機(jī)構(gòu)，而在初步設(shè)計時，一般是在對應(yīng)于亞音速的焦點位置安排飛機(jī)質(zhì)
心的后限。
飛機(jī)質(zhì)心的前限位置——是指考慮飛機(jī)操縱性要求，所允許的飛機(jī)質(zhì)心最前的位置。
一般要求當(dāng)飛機(jī)的質(zhì)心處于前限位置時，飛機(jī)在著陸過程中，全動的水平尾翼應(yīng)有四分
之一的備用偏度，以便遇到緊急情況需要復(fù)飛時，有拉桿的余地；當(dāng)飛機(jī)起飛滑跑時，抬前
輪的速度不應(yīng)超過0.85 倍的離地速度，否則不易抬前掄，使起飛操縱困難；此外，還要求每
增加單位過載的桿力增量的最大值max ( )
y dn
dP桿不應(yīng)超過4kg。
從飛行使用的角度來看，要求飛機(jī)質(zhì)心前、后限所規(guī)定的飛機(jī)質(zhì)心的變化范圍不應(yīng)太小，
否則在裝載方案的布置和飛行使用上均不方便。
與飛機(jī)總體布置和質(zhì)心定位工作有關(guān)的飛機(jī)質(zhì)心位置有以下幾種：
1．正常使用質(zhì)心——是指飛機(jī)在正常飛行過程中，經(jīng)常保持的質(zhì)心位置。通常是用這個
質(zhì)心位置來計算飛機(jī)的性能。
2．使用質(zhì)心前限——指飛機(jī)在飛行過程中，由于裝載和燃油消耗等原因引起飛機(jī)質(zhì)心變
化時，質(zhì)心可能的最前位置。
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3．使用質(zhì)心后限——是飛機(jī)在飛行過程中，質(zhì)心可能的最后位置。
飛機(jī)在飛行過程中，不僅裝載和燃油消耗會引起質(zhì)心位置的變化，而且起落架的收放以
及軍用飛機(jī)彈藥的投放也都會引起飛機(jī)質(zhì)心的移動，這一點在設(shè)計時應(yīng)該注意。
圖8.4 機(jī)翼的平均氣動力弦
二、機(jī)翼的平均氣動力弦
飛機(jī)的質(zhì)心和焦點位置都是相對于平
均氣動力弦而言的。
機(jī)翼平均氣動力弦長bA 的定義為：
= ∫
/ 2
0
2 l 2
A b dz
S
b （8.1）
式中的符號如圖8.4 所示。
其中：S——機(jī)翼的面積（ ）。坐標(biāo)的原
點取在根弦的前起點。
m2
b0
平均氣動力翼弦的前起點相對于Z 軸
的位置xA 為：
= ∫
/ 2
0
2 l
A xbdz
S
x （8.2）
當(dāng)機(jī)翼具有較大的上反角或下反角時，需確定bA 沿高度方向距xoz 平面的距離yA 。
= ∫
/ 2
0
2 l
A ybdz
S
y (8.3)
對于梯形機(jī)翼，可用下式進(jìn)行計算：
(1 )
1
3
2 2
0 η η
η η
+
+ +
bA = b (8.4)
1
2
3
1
+
+
=
η
η
尖xA x (8.5)
1
2
3
1
+
+
=
η
η
尖yA y (8.6)
其中： 尖b0 / b η = 為機(jī)翼的根梢比。
對于三角形機(jī)翼，可簡化為：
3 0
bA = 2 b , 尖xA 3 x
= 1 （8.7）
三、飛機(jī)質(zhì)心的近似計算與定位
飛機(jī)總體布置的重要任務(wù)之一是調(diào)整和確定飛機(jī)質(zhì)心的位置，使其滿足靜穩(wěn)定性和操縱
性要求，這個過程稱之為飛機(jī)質(zhì)心的定位。
進(jìn)行飛機(jī)質(zhì)心的定位，首先需根據(jù)飛機(jī)各部分結(jié)構(gòu)及各種裝載的質(zhì)量及在飛機(jī)上的位置，
　
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