無尾平尾y平尾平尾平尾y無尾
Cy
z m = k C S L /C (3.9）
將（3.8）式、（3.9）式代入（3.7）式得到全機Cy 表達式：
mz
從（3.10）式得知，為了使飛機具有縱向靜穩定性Cy ＜0，必須滿足以下條件：
z m
· 26 ·
· 27 ·
或
[ (1 )]
/
α
ε
α α
α
α
∂
∂
−
= >
平尾
平尾
無尾無尾無尾平尾＝
y
y
y y
C
C
C C
這里的無尾α 是指去掉平尾的翼身組合體的迎角，實際上主要是機翼起作用，故
無尾機翼α ＝α 。這個條件就是說，為了保證飛機的縱向靜穩定性，對于正常式的布局型式，機
翼的迎角應大于尾翼的迎角。
（二）鴨式
鴨式布局設計的主要類型，根據鴨翼與機翼的相對距離，可分為遠距鴨式布局和近距鴨
式布局兩種設計型式。
傳統的鴨式布局設計形式多為遠距鴨翼，如1903 年萊特兄弟設計成功的第一架飛機就是
將水平操縱面設計在機翼之前，但他們當時尚未認識到鴨式布局的穩定性問題(其縱向實際上
是“不穩定”的)。下面我們來分析一下鴨式布局的靜穩定性問題，鴨式飛機型式如圖3.6 所
示。
圖3.6 鴨式飛機
在配平的情說下，鴨式飛機機翼及前翼的升力和力矩方程式為：
翼身前翼Y = nymg = Y + Y （3.11）
Mz Y(xG xP ) Y L －Y (xF －xG ) 前翼前翼翼身翼身= − = （3.12）
當飛機迎角改變時，升力和縱向力矩的增量為：
Δ (Δα ) = Δ (Δα ) + Δ (Δα ) 翼身前翼Y Y Y （3.13）
ΔMz (Δα ) = ΔY(Δα )(xG − xF )
= ΔY (Δ )L − ΔY (Δ )(xF − xG ) 前翼前翼翼身翼身α α （3.14）
· 28 ·
圖3.7 幾種鴨式飛機布局 圖3.8 近距鴨式布局與無鴨翼飛機氣動特性比較
在這里沒有考慮前翼下洗氣流對機翼的影響，實際上這種影響是不能忽略的，亞音速飛
行時，前翼下洗所引起的機翼升力的增量大約與前翼的升力值相等，而方向相反。
和正常式飛機一樣，也可以類似地推導出Cy 的表達式：
mz
可知，在配平的條件下，為了保證飛機的縱向穩定性，前翼的迎角必須大于機翼的迎角，
即： 前翼機翼α > α
為了保證鴨式布局的飛機縱向靜穩定性，那么必須使mz < 0 ，也就是使飛機的焦點位
于重心之后。由于鴨式布局的飛機在起降和拉升時，鴨翼能提供正升力，所以，除了不少早
期的飛機采用“鴨式雙翼”形式以外，現代輕型低速通用飛機也有不少設計成鴨式布局形式
的。如南京航空航天大學研制的AD100 型、AD200 型等輕型飛機就是成功的例子。對于遠距
鴨式布局的戰斗機來說，設計鴨翼的目的主要是從操縱性和升阻比來考慮的，若要保證有縱
向靜穩定性，則通常鴨翼面積都設計得很小。
Cy
近距鴨式布局與常規布局及遠距鴨式布局相比有著顯著不同的特點。通常鴨翼前緣有較
大后掠角，面積也比遠距鴨翼(指戰斗機)大得多。由于鴨翼前緣在迎角不太大時就會產生強
度較大的穩定脫體渦。除了脫體渦本身可以提供非線性升力之外（見圖3.8），這種渦對機翼
會產生有利的干擾，它會增強機翼前緣渦的穩定性。
在大迎角時，鴨翼脫體渦還會增強機翼上表面的附面層能量，減緩附面層的分離。因此，
· 29 ·
近距耦合鴨式布局，可以改進飛機的機動性和大迎角時的氣動特性。不少現代先進戰斗機都
采用這種布局，如60 年代的瑞典SAAB-37 戰斗機、法國的幻影2000、美國的X-29，以及正
在研制的歐洲EFA 戰斗機等。我國獨立研制成功的鴨式布局輕型戰斗機就具有良好的機動性
能。近距鴨式布局飛機多半為縱向靜不穩定或穩定性很小的飛機，其縱向飛行穩定性主要不
是靠氣動力自主恢復，而是依賴于自動控制系統。此外，鴨式布局飛機的配平能力受到一定
的限制。
（三）無尾式
無尾式的飛機，一般均采用后掠角較大的三角形機翼，用機翼后緣處的襟副翼作為縱向
配平的操縱面，如圖3.9 所示。
圖3.9 無尾式飛機
在配平情況下，可寫出以下方程式：
機翼襟Y = nymg = Y + Y （3.16）
Mz = Y(xG − xP )
= ( − ) − = 0 機翼襟襟Y xG xF Y L （3.17）
可以看出，當對具有穩定性的無尾飛機（ ＜0）進行配平時，襟副翼的升力方向向下，
是負的升力，引起升力損失。這會引起飛機在著陸拉平時或在退出俯沖時“下沉”，并且與最
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