圖3.1(a) 一些可能的飛機型式
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圖3.1(b) 一些可能的飛機型式
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圖3.1(c) 一些可能的飛機型式
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最好的飛機型式，應該在技術(shù)經(jīng)濟上能最有效地滿足飛機設計的要求。但是由于飛機設
計工作的復雜性和飛機設計要求及飛機型式的多樣性，在設計開始時又往往很難準確地判斷
出哪一種飛機型式最好。這是因為飛機的設計要求和飛機的型式之間，雖然存在著深刻的內(nèi)
在聯(lián)系，但卻沒有簡明的解析關(guān)系，更不存在什么單值的解析解。一些實際飛機的情況也表
明，在設計要求完全一樣或基本一樣的情況下，實際飛機的型式也可能完全不同。美國的B-47
和英國的“火神”（Vulcan）噴氣轟炸機，法國的“幻影-2000”（Mirage-2000）和美國的F-16
戰(zhàn)斗機就是兩個很典型的例子。圖3.2 是美國B-47 和英國“火神”的三面圖。
美國的B-47 和英國的“火神”都是在40 年代至50 年代研制和生產(chǎn)的中程戰(zhàn)略轟炸機，
“火神”一直是英國的主要轟炸機，B-47 美國生產(chǎn)了將近2000 架，它們的起飛質(zhì)量、載彈
量、最大平飛速度和航程等主要設計要求基本相同：
Vulcan B-47
起飛質(zhì)量 81.6 T 79 T
載彈量 9.5 T 10 T
最大速度 1038 km/h 1050 km/h
航程 7650 km 6500 km
圖3.2 B-47 與“火神”飛機的三面圖
但其型式卻完全不同，“火神”采用的是無尾三角翼的布局形式，機翼面積為368.3m2；
四臺發(fā)動機裝在機翼根部，采用翼根進氣的型式，起落架采用前三點式。而B-47 則采用后掠
角為35°、展弦比為9.5 的后掠翼的布局型式，機翼面積為132.7m2，六臺發(fā)動機分別裝在
翼下吊艙內(nèi)，自行車式起落架，前、后輪均向前收入機身內(nèi)。
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圖3.3 是美國F-16 和法國幻影-2000 的三面圖。
這兩種飛機是美國和法國正在服役的、設計相當成功的戰(zhàn)斗機，其基本飛行性能也很相
近，但可以看出它們在布局型式上是截然不同的，幻影-2000 采用的是無尾三角翼布局型式，
繼承了法國研制幻影系列無尾三角翼的實踐經(jīng)驗，機翼前緣后掠角為58°，多梁下單翼，并
用變彎度的翼型，全翼展的自動前緣襟翼與機翼后緣的升降副翼聯(lián)動，機身按面積律設計成
蜂腰形，一臺發(fā)動機裝在機身尾段，采用機身兩側(cè)的進氣道，進氣道旁邊設有進氣的導流片，
其機翼面積有40m2，翼載荷較低，只有220kg／m2。
F-16 是采用帶全動水平尾翼的正常式的布局型式，前緣后掠角為40°的切角三角形的中
單翼，采用翼身融合體的形式使機翼與機身的連接園滑過渡，從機翼根部前緣沿機身兩側(cè)有
向前延伸的大后掠的邊條翼，水平尾翼有25°的下反角，雖然也是一臺發(fā)動機裝在機身尾段
內(nèi)，但不是機身兩側(cè)進氣，而是采用的機身腹部進氣，為了防止在地面滑跑時吸入雜物，前
起落布置在進氣口后面。
上面例子中，究竟哪一種型式最好，很難一概而論。在設計時要由設計師自己去判斷，
要根據(jù)飛機的設計要求，遵照全面綜合的原則，選定最有利的型式。在進行初步選擇飛機型
式時，需重點考慮和決定的大問題有以下幾個方面，現(xiàn)分述如下。
圖3.3 F-16 和幻影-2000 飛機的三面圖
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§3.2 尾翼的位置和布局設計
一、水平尾翼的前后位置
水平尾翼與機翼的前后相對位置是代表不同飛機型式最顯著的標志，可以分為三種不同
的型式：即正常式（水平尾翼位
于機翼之后）、鴨式（水平前翼位
于機翼之前）、和無尾式。圖3.4
給出了這三種不同的飛機型式示
意圖。
這三種型式，實際上是飛機
最基本的氣動布局型式。不論是
哪一種型式，都必須能保證飛機
具有良好的操縱性和穩(wěn)定性，也
就是說，要求每一種型式都能使
飛機進行有效地操縱和改變其飛
行狀態(tài)，并在新的飛行狀態(tài)下，
保持平衡和穩(wěn)定的飛行。通常所
說的尾翼等操縱面要能夠使飛機在各種飛行姿態(tài)下得以配平，也是這個意思，因此，這三種
不同的型式實際上是三種不同的使飛機上的氣動力如何配平的型式。下面進行簡要的分析。
（a）正常式飛機 (b)無尾飛機 (c)鴨式飛機
圖3.4 按平尾前后位置不同的三種飛機型式
（一）正常式
在正常式飛機上，空氣動力的作用情況如圖3.5 所示。
圖3.5 正常式飛機
在配平的情況下，ΣY = nymg ； ，飛機各部分升力的合力Y 通過飛機的質(zhì)量
中心， 即。而因迎角改變而產(chǎn)生的氣動力增量則總是通過飛機焦點的，即
ΣMz = 0
xP = xG
xP (Δα ) = xF 。從而得到以下的平衡方程式：
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機翼平尾Y = nymg = Y ＋Y (3.1）
Mz = Y(xG − xP )
( ) ＝0 機翼無尾平尾平尾= Y xG − xF − Y L （3.2）
當迎角改變Δα 時，升力和縱向力矩的增量表達式為：
Δ (Δα ) = Δ = Δ (Δα ) + Δ (Δα ) 機翼平尾Y nymg Y Y （3.3）
ΔMz = ΔY(Δα )(xG − xF )
= Δ (Δα )( − ) − Δ （Δα ) 機翼無尾平尾平尾Y xG xF L Y （3.4）
其中水平尾翼升力的增量，需考慮機翼下洗的影響。
α
α
ε
α Δ
∂
∂
Δ Δ = − 平尾平尾平尾平尾Y Ca k qS
( ) y (1 )
從(3.2）式可知，當機翼的升力為正值時，水平尾翼所提供的升力的方向是向上還是向
下，決定于飛機重心和無平尾飛機焦點的相對位置。
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