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第二章 飞机初始总体参数与方案设计
2.1 方案设计的任务和过程
本章的目的是为了使航空专业的学生能熟悉飞机设计过程中所用的设计决策方法， 了解飞机设
计的任务来源与如何进行最初阶段的设计工作。 “初始总体参数的确定”和“方案设计”这两个词
表示的便是这一阶段的设计。 初始设计阶段之后的情况很大程度上取决于初始设计阶段的结果和研
制成本。如果初始设计阶段的结果可以满足预定的设计要求，则可以进行飞机的详细设计，如果初
始设计的结果中发现了某些问题（如某种技术上的不足，或缺乏数据库等） ，那么就要进一步的改
进初始方案、研究解决问题的方案，直到问题被解决之后，形成最终设计任务书，进行飞机的全尺
寸发展研制。如果研制表明在可接受的周期和费用内不能解决这些问题，该设计项目将被取消。
方案设计的任务主要是确定如下飞机总体参数：
(1) 起飞总重
TO
W ；
(2) 最大升力系数
maxL
C ；
(3) 零升阻力系数
0D
C ；
(4) 推重比 T/W；
(5) 翼载 W/S。
本章中假设飞机的任务要求是已知的，任务书中定义的典型参数有：
(1) 装载和装载类型；
(2) 航程或待机要求；
(3) 起飞着陆场长；
(4) 爬升要求；
(5) 机动要求；
(6) 鉴定基准（例如：实验、航标或军用标准） 。
2.2 重量估算
飞机必须在带有装载物的情况下达到航程、航时、速度和巡航速度的目标。估算为了完成任务
阶段的飞机最小重量和燃油重量是很重要的。对一定的任务要求，本节提供了一种快速估计起飞总
重
TO
W 、空重
E
W 、任务油重
F
W 的方法。
该方法适用于如下 12 种飞机：
(1) 自制螺旋桨飞机；
(2) 单发螺旋桨飞机；
(3) 双发螺旋桨飞机；
(4) 农业飞机；
(5) 公务机；
(6) 涡轮螺旋桨支线飞机；
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(7) 喷气运输机；
(8) 军用教练机；
(9) 战斗机；
(10) 军用巡逻机，轰炸机和运输机；
(11) 水陆两用飞机；
(12) 超音速巡航飞机。
2.2.1 方法的概述
“设计起飞总重”是指飞机在设计确定任务开始时的总重量，它不一定与“最大起飞重量”相
同。许多军用飞机的装载可以超过其设计重量，但将损失包括机动性在内的主要性能。除特殊说明
外，起飞总重或
TO
W 假定为设计重量。
可以将飞机起飞总重表示为如下几项：
WTO=WOE+WF+WPL （ 2.2.1）
其中：
WOE——飞机使用空重
WF——飞机任务油重
WPL——飞机有效装载重量
而 WOE 通常记为：
WOE =WE+Wtfo+Wcrew （ 2.2.2）
其中：
WE——空重；
Wtfo——死油重；
Wcrew ——乘员重。
空重有时又可写成如下形式：
WE = WS + WFEQ + WEN （ 2.2.3）
其中：
WS——为飞机结构重量；
WFEQ——为固定设备重量；
WEN——动力装置重量。
固定设备重量可以包括航电设备、空调设备、特殊雷达设备、辅助动力装置（ APU） 、内部装置
和内部装饰和其他用于完成该任务而带的设备的重量。
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设计起飞重量包括空机重量和全部载重（如图 2.2.1 所示） 。
图 2.2.1 飞机起飞重量分类
对于一般飞机，起飞总重可以表示为如下形式：
WTO=Wcrew+WF+WPL+WE （ 2.2.4）
也可以写为：
1
crew PL
TO
FE
TO TO
WW
W
WW
WW
+
=
??
（ 2.2.5）
式中：
E
TO
W
W
=
e
m ——空机重量系数；
F
TO
W
W
=
f
m ——燃油重量系数。
表 2.2.1 给出了常规起落飞机的结构、动力装置、设备及操纵和燃油的相对重量。
飞机起飞重量
空机重量 总载重
飞机结构重量 设备及操纵重量
动力装置重量
装备及服务
设施载重
有效载重
燃油
空机及装备重量
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表 2.2.1 常规飞机的结构、动力装置、设备及操纵和燃油的相对重量
飞机种类 W
S
/W
TO
W
EN
/W
TO
W
FEQ
/W
TO
W
F
/W
TO
轻型 0.30~0.32 0.12~0.14 0.12~0.14 0.18~0.22
中性 0.28~0.30 0.10~0.12 0.10~0.12 0.26~0.30
亚音速干
线客机
重型 0.25~0.27 0.08~0.10 0.09~0.11 0.35~0.40
超音速飞机 0.20~0.24 0.08~0.10 0.07~0.09 0.45~0.52
地方航线的多用途飞机 0.29~0.31 0.14~0.16 0.12~0.14 0.12~0.18
运动飞机及特技飞行飞机 0.32~0.34 0.26~0.30 0.06~0.07 0.10~0.15
农业飞机及专业飞机 0.24~0.30 0.12~0.15 0.12~0.15 0.08~0.12
轻型水上飞机 0.34~0.38 0.12~0.15 0.12~0.15 0.10~0.20
动力滑翔飞机 0.48~0.52 0.08~0.10 0.06~0.08 0.08~0.12
歼击机 0.28~0.32 0.18~0.22 0.12~0.14 0.25~0.30
轻型 0.26~0.28 0.10~0.12 0.10~0.12 0.35~0.40
中性 0.22~0.24 0.08~0.10 0.07~0.10 0.45~0.50
轰炸机
重型 0.18~0.20 0.06~0.08 0.06~0.08 0.55~0.60
轻型 0.30~0.32 0.12~0.14 0.16~0.18 0.20~0.25
中性 0.26~0.28 0.10~0.12 0.12~0.14 0.25~0.30
军用运输
机及货机
重型 0.28~0.32 0.08~0.10 0.06~0.08 0.30~0.35
此时有两点值得注意：
（ 1） . 从最底层考虑，估算需要的燃油重量 WF是不难的；
（ 2） . 统计数据表明，对先前提及的 12 种飞机， log10WTO和 log10WE之间存在线性关系。
基于这两点，求 WTO、 WE和 WF将包含以下 7 个步骤：
第一步：确定任务装载重量 WPL
第二步：猜测一个起飞重量值 WTO guess
第三步：确定任务油重 WF
第四步：确定 WOE 的试探值：
WOE tent=WTo guess - WF - WPL （ 2.2.6）
第五步：求 WE的试探值：
WE tent=WOE tent - Wtfo - Wcrew （ 2.2.7）
Wtfo 大约为 WTO 的 0.5%或更多，通常可以忽略不计。 Wcrew数值根据设计要求或使用要求决定。
第六步：按 2.2.5 节中的方法求 WE的许可值。
第七步：比较 WE tent和第五、第六步得来的的值，然后改变 WTO guess 的值，重复 3～ 6 步，一直迭代
下去，直到 WE tent和 WE的差值小于指定的误差值。在这一阶段，误差值通常取 0.5%。
2.2.2 确定飞机装载重量 W
PL
，和人员重量 W
crew
飞机装载重量 WPL通常已在任务要求中给出。 WPL包括以下各项的一部分：
（ 1）乘员和行李
（ 2）货物
（ 3）军用装载，如：弹药、炸弹、导弹和各种外挂物。
对于作短程飞行的旅客机，每个旅客重 35kg，带行李 10kg，对远程飞行每个旅客带行李 15kg。
机组人员重量 Wcrew是由如下方式确定的：
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旅客机：机组人员包括驾驶舱内的乘员和飞机乘务人员，人员数目还取决于旅客总数。对机组
成员，一般重量为 80kg，所带行李 10kg。
军用飞机：对军机飞行员，重量取为 100kg，因为他们带有附加设备。
2.2.3 对起飞总重量 W
TO
的估计
WTOguess 的初始值通常是按具有类似任务和类型的飞机重量类比而来，如果无法类比，则任意给
一个猜测值。
2.2.4 任务油重的确定
在 2.2.1 节中，第一步曾表明确定 WF是不难的，本节将提供求 WF的方法：
任务油重 WF可被写为： WF = WF used +WF res (2.2.8)
其中：
WF used——任务期间耗去的燃油重量
WF res——执行任务所必须的余油
任务余油量通常按下列方式规定：
(1) 作为消耗燃油的一部分
(2) 使飞机可以抵达另外机场的附加航程需要
(3) 满足待机时间要求的油量
为了确定执行飞行任务时耗去的油量，通常采用燃油系数法，即飞行任务被分成若干段（见
图 2.2.2） 。每一段的油耗按简单计算公式或由经验确定。给定某一飞机的任务剖面，把任务剖面
分成许多任务段，每一段给予编号并给出起始重量和结束重量。每个任务段燃油系数是段末重量与
本段开始时的重量之比。下一步是为每一任务段的燃油系数分配一个数，这可以按如下方法进行：
5 巡航
发动机启动和暖机 6 待机
4 爬升并加速 7 下降
滑跑
起飞
着陆、滑行和关机
1 2 3 8
图 2.2.2 典型飞机任务剖面
第一步：发动机启动和暖机
起始重量为 WTO，终止重量为 W1，本段燃油系数为 W1/ WTO。该系数的参考数据约为 0.99～ 0.998。
第二段：滑跑
开始重量为 W1，终止重量为 W2，燃油系数为 W2/W1。该系数的参考数据约为 0.99～ 0.998。
第三段：起飞
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开始重量为 W2，终止重量为 W3，本段燃油系数为 W3/W2。该系数的参考数据约为 0.99～ 0.998。
第四段：爬升到巡航高度并加速到巡航速度
开始重量为 W3，终止重量为 W4，本段燃油系数 W4/W3的参考数据约为 0.98～ 0.995。
第五段：巡航
起始重量为 W4，终止重量为 W5，本段燃油系数 W5/W4的参考数据约为 0.863～ 0.99。
第六段：待机
起始重量 W5，终止重量为 W6，本段燃油系数 W6/W5的各种飞机参考数据约为 0.99～ 0.995。
第七段：下降
开始重量为 W6，终止重量为 W7。该系数的参考数据约为 0.985～ 0.995。
第八段：着陆、滑行和关机
起始重量为 W7，终止重量 W8，该系数的参考数据约为 0.99～ 0.998。
这样即可求出任务燃油系数 Mff ：
Mff =（ W1/WTO）Π i=1,7（ Wi+1/Wi） (2.2.9)
式中 WTO—— 起飞总重
Wi——发动机启动和暖机阶段末的飞机重量
Wi、 Wi+1——飞行剖面中每一个任务段的起始和终止重量
任务中使用的燃油， WFused为：
WFused =（ 1- Mff ） WTO (2.2.10)
任务燃油重量， WF最终为：
WF =（ 1- Mff ） WTO +WFres （ 2.2.11）
2.2.6 空机重量的估算
空机重量系数 m
e
可以根据图 2.2.3 所示的经验曲线，按统计规律估算。空机重量系数大约在
0.3～ 0.7 之间变化，并随飞机总重增加而递减。
图 2.2.3 空机重量系数与飞机起飞总重的关系
由图可见，飞机类型的影响也很大。飞船的空机重量系数最大，远程军用飞机的空机重量系数
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最小。飞船之所以重，是因为它需要携带相当于整个船体重量的附加重量。还应注意到，不同类型
的飞机所对应的空机重量系数随飞机重量变化的曲线斜率也不同。
空机重量系数原则上是随飞机尺寸而变化的，但对有些电子设备重量是不变的。也可以把这些
设备的重量统计到空机重量中去，这只适用于 20 世纪 80 年代以前的飞机。对于新一代飞机，在使
用这些统计数据时要考虑增加
PL
W 而减小
E
W 。总的趋势是飞机总重越小，装载的能力就越小。
2.2.7 确定起飞重量
将空机重量系数和燃油重量系数代入式（ 2.2.5）中，得到关于起飞重量的迭代关系式，对该
式进行迭代，就可求得起飞重量。也就是先假定一个起飞重量，计算统计空机重量系数，再计算起
飞总重，如果结果与假定值不一致，则取两数之间的某一个值作为下一个假定值，重新进行计算，
直到 W
E tent
和 W
E
的差值小于指定的误差值。在这一阶段，误差值通常取 0.5%。
2.3 飞机升阻特性估算
2.3.1 确定最大升力系数
最大升力系数取决于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其展长、前缘缝翼及缝翼几何形
状， Re 数、表面光洁度以及来自飞机其它部件的影响，如：机身、发动机短舱或挂架的干扰。平
尾提供的配平力将增加或减小最大升力，这取决于配平力的方向。如果螺旋桨洗流或喷气洗流冲击
到机翼或襟翼上，那么在发动机工作条件下，也会对最大升力产生重要影响。
大多数飞机在起飞和着陆时，使用不同的襟翼状态。在着陆过程中，襟翼偏转到最大位置，以
提供最大的升力和阻力。不过，起飞用的最大襟翼偏角可能会引起比快速加速和爬升时所期望的阻
力还要大。因此，这时的襟翼将使用大约一半的最大偏角，这样一来，着陆时的最大升力系数将比
起飞时的大。一般地，起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的 80％。表 2.3.1 列出了不同
飞机的典型 CLmax 值。
表 2.3.1 最大升力系数典型值
序号 飞机类型 CLmax CLmaxTO CLmaxL
1 自制螺旋桨飞机 1.2-1.8 1.2-1.8 1.2-2.0
2 单发螺旋桨飞机 1.3-1.9 1.3-1.9 1.6-2.3
3 双发螺旋桨飞机 1.2-1.8 1.4-2.0 1.6-2.5
4 农业飞机 1.3-1.9 1.3-1.9 1.3-1.9
5 公务机 1.4-1.8 1.6-2.2 1.6-2.6
6 涡轮螺旋桨支线飞机 1.5-1.9 1.7-2.1 1.9-3.3
7 喷气运输机 1.2-1.8 1.6-2.2 1.8-2.8
8 军用教练机 1.2-1. 1.4-2.0 1.6-2.2
9 战斗机 1.2-1.8 1.4-2. 1.6-2.6
10 军用巡逻机，轰炸机和运输机 1.2-1.8 1.6-2.2 1.8-3.0
11 水陆两用飞机 1.2-1.8 1.6-2. 1.8-3.4
12 超音速巡航飞机 1.2-1.8 1.6-2.0 1.8-2.2
CLmax 的详细求解方法可以查阅相关资料，在初始设计阶段，表 2.3.1 所列值已经足以“选择”
满足任务要求和与襟翼参数相对应的 CLmax。为了获得较好的最大升力系数的初始估算值，需要求助
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于实验结果和经验数据。 图 2.3.1 给出了几类飞机最大升力系数随后掠角的变化曲线， 要记住的是，
用于起飞襟翼偏角状态的最大升力系数，大约是着陆最大升力系数的 80％。
图 2.3.1 最大升力系数随后掠角的变化曲线
2.3.2 确定零升阻力系数
机翼上的阻力有许多种，根据阻力的起因以及是否与升力有关，可以把阻力分为零升阻力（与
升力无紧密联系的阻力）和诱导阻力（与升力密切相关的阻力） 。其中零升阻力包括摩擦阻力和压
差阻力，一架精心设计的飞机在亚音速巡航时的零升阻力大部分为蒙皮摩擦阻力，再加上小部分的
分离压差阻力， 对于不同类型的飞机， 分离压差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比， 由此引出 “当
量蒙皮摩擦阻力系数（ C
fe
）的概念” ，它包括蒙皮摩擦阻力和分离阻力。
式（ 2.3.1）给出用当量蒙皮摩擦阻力系数法估算零升阻力的公式，公式中的当量蒙皮摩擦阻力
系数 C
fe
可从表（ 2.3.2）中查取。
C
0D
＝ C
fe
参考
浸湿
S
S
（ 2.3.1）
式中：
浸湿
S －飞机浸湿面积；
参考
S －飞机参考面积。
表 2.3.1 当量蒙皮摩擦阻力系数
C
0D
＝ C
fe
参考
浸湿
S
S
C
fe
－亚音速
C
0D
＝ C
fe
参考
浸湿
S
S
C
fe
－亚音速
轰炸机或民用运输机 0.0030 轻型飞机（单发） 0.0055
军用货机 0.0035 轻型飞机（双发） 0.0045
空军战斗机 0.0035 螺旋桨水上飞机 0.0065
海军战斗机 0.0040 喷气式水上飞机 0.0040
超音速巡航飞机 0.0025
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这里引入了浸湿面积的概念，所谓浸湿面积，即飞机总的外露表面积，可以看作是把飞机浸入
水中会变湿的那部分表面积。要估算阻力必须计算浸湿面积，因为它对摩擦阻力影响最大。
机身的浸湿面积可以用飞机的俯视图和侧视图来估算。对于一般飞机方程式（ 2.3.2）给出了
合理的近似。
S
浸湿
≈3.4[(S 侧 +S 俯 )/2] （ 2.3.2）
其中： S 侧 －侧视图中飞机的平面面积；
S俯 －俯视图中飞机的平面面积。
机翼和尾翼的浸湿面积可根据其平面形状估算，如图 2.3.2 所示，浸湿面积由实际视图外露平
面形状面积（ S
外露
）乘以一个根据机翼和尾翼相对厚度确定的因子得到。
真实平面形状面积
S
外露
图 2.3.2 机翼 /尾翼浸湿面积估算
图 2.3.2 中阴影部分为外露平面形状面积，虚线所示为机翼 /尾翼真实平面形状面积。
如果机翼或尾翼象一张纸那样薄，则浸湿面积将精确地等于实际平面形状面积的二倍（即上和
下） 。有限厚度的影响将增大浸湿面积，可近似的由式（ 2.3.3）或（ 2.3.4）估算。要注意，实际外
露平面形状面积是投影（俯视）面积除以上反角的余弦值。
如果 t/c<0.05 S
浸湿
＝ 2.003 S
外露
（ 2.3.3）
如果 t/c>0.05 S
浸湿
＝ S
外露
[1.977+0.52(t/c)] （ 2.3.4）
对于起飞与着陆，襟翼与起落架对零升阻力的影响比较大，应予以考虑。襟翼与起落架产生附
加零升阻力的值主要同它们的尺寸、类型有关，其典型值可参照表 2.3.3 选取。
表 2.3.3 Δ CDO的典型值
襟翼、起落架形式 Δ CDO e
干净 0 0.80-0.85
起飞放下襟翼 0.010-0.020 0.75-0.80
着陆放下襟翼 0.055-0.075 0.70-0.75
放下起落架 0.015-0.025
采用哪个值取决于飞机的襟翼、起落架型式。开裂式襟翼阻力比富勒襟翼大；全翼展襟翼阻力
大于部分翼展襟翼；装在机翼上的起落架阻力大；上单翼飞机大于下单翼。
- - 12
2.3.3 典型的飞机极曲线
亚音速时，设极曲线为抛物线，则飞机的阻力系数为：
D
C =
0D
C +C
L
2
/π Ae (2.3.5)
或者：
D
C =
0D
C +KC
L
2
(2.3.6)
其中： K＝
1
Aeπ
－诱导阻力因子；
A－机翼展弦比；
e－奥斯瓦尔德系数。
典型的奥斯瓦尔德系数（ e）在 0.7 与 0.85 之间，可以用下面的公式估算 e 值：
直机翼飞机 e＝ 1.78（ 1－ 0.045A
0.68
）－ 0.46 （ 2.3.7）
后掠翼飞机 e＝ 4.61（ 1－ 0.045 A
0.68
） (cosΛ
LE
)
15.0
－ 3.1 （ 2.3.8）
其中：Λ
LE
－机翼前缘后掠角。
升阻比 L/D 是所设计方案总气动效率的量度，在亚音速状态下，升阻比 L/D 直接取决于两个
设计因素：机翼翼展和浸湿面积。下面给出了一个计算最大升阻比的公式，可以用于升阻比 L/D 的
估算。
(L/D)max = 0.5 (π Ae /C
D0
)
1/2
（ 2.3.9）
以下列出了亚音速及超音速飞机典型极曲线的计算和图表，这些数据可以用于方案论证。所
提供的亚音速飞机的极曲线公式如下（襟翼及起落架收上） ：
2
0
min
()
LL
DD
CC
CC
Aeπ
?
=+ （ 2.3.10）
其中：
0L
C －对应于
minD
C 的升力系数。如
0L
C ＝ 0，则
min 0D D
CC= 。
对第一次近似，
min 1/ 4
(0.9 0.15 ) 3 (1 3.3( / ))cos 0.009 /
Df T
CMCt S?=+ + Λ+ ×
?
+
2
(0.008 0.5/ ) / / 0.0002
ffMfDE
kkSSCSS
?
??++
?
式中：
2.58
0.045
(lg Re)
f
C = －机翼在紊流中的摩擦系数；
1.328
Re
f
C = －机翼在层流中的摩擦系数；
Re＝
5
482
10
1.46 0.25 10 1.94 10
c
V S
HHA
??
×
+× +×
；
c
V －巡航速度；
- - 13
E
S －所有发动机短舱的横截面面积；
T
S －尾翼面积；
DE
C －发动机短舱的阻力系数；
f
k －机身的长细比。
发动机短舱的阻力系数决定于涡轮风扇发动机的涵道比（确切地说是决定于短舱形状） ，如表
2.3.4 所示：
表 2.3.4
DE
C 与涵道比的关系
涵道比 0 2 4 6
DE
C 0.1 0.1 0.085 0.065
图 2.3.3 装两台涡轮风扇发动机的亚音速飞机的极曲线
S=32 ㎡； A＝ 9；
1/4
Λ ＝ 20°；＝ 0.14；＝ 0.10；
f
d ＝ 2m；机翼增升装置：前缘缝翼及双缝富勒襟翼； 1－无增升
装置的
L
C
α
； 2－起飞时（前缘缝翼不打开，襟翼偏转 20°）的
L
C
α
； 3－着陆时（前缘缝翼打开，襟翼偏转 40°）
的
L
C
α
； 4－无增升装置 (起落架收起 )时的 ()
LD
CC ； 5－起飞时（起落架放下）的 ()
LD
CC ； 6－着陆时（起落
架放下）的 ()
LD
CC ； 7－离地时的升力系数； 8－着陆时的升力系数。
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图 2.3.4 超音速飞机的极曲线
图 2.3.5 超音速飞机的
0D
C 随飞行 M 数变化的曲线
2.4 确定推重比和翼载
推重比 (T/W)和翼载 (W/S)是影响飞机飞行性能的两个最重要的参数， 这些参数的优化是初始设
计布局完成后所要进行的主要分析、设计工作。然而，在初始设计布局之前，要进行基本可信的翼
载和推重比估算，否则优化后的飞机可能与初始布局的飞机相差很远，必须重新设计。
2.4.1 确定推重比
T/W 直接影响飞机的性能。一架飞机的 T/W 越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能够达到的
最大速度也越高，转弯角速度也越大。另一方面，发动机越大，执行全部任务中的油耗也越多，从
- - 15
而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。
T/W 不是一个常数。在飞行过程中，随着燃油消耗，飞机重量在减小。另外，发动机的推力也
随高度和速度变化。
每当设计师们提到飞机的推重比时，通常指的是在海平面静止状态（零速度）和标准大气条件
下，而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。另一个常被提到的推重比是战斗机在格斗
条件下的推重比。
1.推重比的折算
在确定参数的过程中，应该注意避免混淆起飞推重比和其它条件下的推重比。如果所需的推重
比是在其它条件下得到的， 必须将它折算到起飞条件下去， 以便于选择发动机的数量和大小。 例如，
在设计过程中得到了巡航状态的推重比（ T/W） 巡航 ，就可以用式（ 2.4.1）进行折算：
起飞
）（
W
T
＝
巡航
）（
W
T
）（
起飞
巡航
起飞
巡航
T
T
W
W
)( （ 2.4.1）
如果可能的话，起飞与巡航条件下的推力比值，应该从实际发动机数据中得到，否则可采用类
似发动机的数据，或者某些其它来源的数据。
2.推重比的统计估算值
表 2.4.1 给出了不同类型飞机的推重比 (T/W)的典型值，这些值都是海平面和零速度（ “静态” ）
状态下的最大功率时的值。
表 2.4.1 推重比的统计值
飞机类型 典型装机推重比
喷气教练机 0.4
喷气战斗机（空中格斗机） 0.9
喷气战斗机（其它） 0.6
军用运输 /轰炸机 0.25
喷气运输机 0.25
注意，现代空中格斗战斗机的 T/W 值接近 1.0，这表明推力近似等于重量。在格斗条件下，当
燃油消耗一部分后，飞机的推重比超过 1.0，这时飞机甚至能垂直向上加速。应特别指出的是，能
进行格斗的喷气式战斗机的 T/W 是特指发动机开加力时的值，而其它喷气飞机的 T/W，一般是不开
加力的值。
推重比与最大速度密切相关，在后面的设计过程中，在最大设计速度情况下，气动阻力的计
算将与其它准则一起用于确定所需要的 T/W，表 2.4.2 给出了基于最大马赫数或最大速度的曲线拟
合方程，可用于估算推重比（ T/W）的初始值。
表 2.4.2 推重比与最大马赫数的关系
T/W
TO
=aM
max
c
a c
喷气教练机 0.488 0.728
喷气战斗机（空中格斗机） 0.648 0.594
喷气战斗机（其它） 0.514 0.141
军用运输 /轰炸机 0.244 0.341
喷气运输机 0.267 0.363
3.根据保证平飞状态的统计确定推重比
飞机在巡航状态时，处于水平匀速飞行中。此时，飞机的重量等于作用在飞机上的升力；推
力等于阻力。因此，推重比等于升阻比 L/D 的倒数，即：
- - 16
（
W
T
） 巡航 ＝
巡航
)/(
1
DL
（ 2.4.2）
L/D 可通过多种方法计算，对于螺旋桨飞机，巡航 L/D 和最大 L/D 相同；对于喷气式飞机，
巡航 L/D 是最大 L/D 的 86.6％。 求出巡航段推重比， 然后根据式 2.4.1 就可以求出起飞时的推重比。
4. 根据爬升性能确定推重比
爬升段的推重比可用式（ 2.4.3）来推算，该式给出推重比的范围，在设计中，必须使爬升推
重比不能小于该式所求得的值。
W
T
≧ G+2
Ae
C
D
π
0
（ 2.4.3）
式中， G 代表爬升梯度； C
0D
是零升阻力系数，对于喷气式飞机，近似等于 0.015，对于整流
好的螺旋桨飞机，近似等于 0.020，对于整流不好的固定式起落架螺旋桨飞机，近似等于 0.03。 e
是奥斯瓦尔德（ Oswald）效率因子，它是诱导阻力效率的量度。对于战斗机， e 近似等于 0.6，对
于其它飞机， e 近似等于 0.8。对于无襟翼状态而言，起飞襟翼状态 C
0D
大约增加 0.02， e 将减少大
约 5％，着陆襟翼状态， C
0D
将大约增加 0.07， e 将大约减少 10％。可收放的起落架在放下位置使
C
0D
大约增加 0.02。
5.根据起飞滑跑距离确定推重比
除非特别指明，均认为起飞时地面为硬质跑道（混凝土地面或柏油路面） 。
起飞要求通常以起飞场长要求的形式给出，这些要求因飞机而异（图 2.4.1 和图 2.4.2） 。对
民机，应满足相应的规范要求。对军用飞机，起飞性能计算应按相关文献的方法进行。基于不同的
任务，起飞要求通常以最小地面滑跑距离、最小爬升率等形式提出。对海军飞机还要有上舰能力，
必须考虑弹射器的影响。
下面主要讲述按起飞要求对具有机械襟翼飞机的设计参数确定方法。对具有喷气襟翼和矢量
推力的飞机，参阅有关文献。
15m
LTOG
LTO
图 2.4.1 螺旋桨飞机起飞距离的定义
- - 17
停机距离
发动机故障 12m
LTOG
LTOFL
图 2.4.2 民机起飞距离的定义
通常在飞机的战术技术要求中都给出了飞机的起飞滑跑距离值，但是用下式可以足够精确地
算出滑跑距离值：
L＝
g
V
TO
2
×
TO
GTO
DLW
T
)/(2
1
2
3
)(
1
?? μ
(2.4.4)
式中：
TO
V －起飞速度（又叫离地速度） ；
G
μ －地面摩擦阻力系数；
TO
W
T
)( －飞机起飞滑跑时的平均推重比；
(L/D)
TO
－飞机起飞滑跑时的升阻比。
地面摩擦阻力系数的值如表 2.4.3 所示：
表 2.4.3 典型的地面摩擦阻力系数
G
μ
G
μ
G
μ
压平的雪或冰 0.02 坚硬的土跑道 0.07
干的水泥路面 0.02 湿的草地 0.06
湿的水泥路面 0.03 草地 0.08
飞机起飞滑跑时的升阻比，对超音速飞机 L/D＝ 5～ 6，对亚音速飞机 L/D＝ 8～ 10。
在起飞状态，
2
max
/
23.6
TO
LTO
WS
V
C
= ，将该式代入（式 2.4.4）得到：
max
1.2 /
11
(3 )
2/
TOG
LTO
G
WS
S
T
C
WLD
μ
≈×
?+
(2.4.5)
由（式 2.4.5）可以得出求解推重比的的公式：
- - 18
max
1.2
11
1.05 (3 )
2/
G
LTOTOG
W
T
S
WCL LD
μ
??
??
=++
??
(2.4.6)
因为飞机的战术技术要求中给出了飞机的起飞滑跑距离值，所以可以根据上式解出推重比。
6. 根据最大平飞速度确定推重比
飞行的速度增大时，飞机的阻力将增大。克服阻力需要用推力，所以飞机的需用推力值 T
需用
就
是飞机的实际阻力值 D，最大可用推力 T
可用
减去阻力 D 或者减去需用推力 T
需用
，所得的剩余推力
T? 为：
T? ＝ TD? =TT?
可用 需用
(2.4.7)
速度愈接近最大，剩余推力 T? 就愈小，直到这最大剩余推力 T? 等于零，此时的速度即为最大平
飞速度。当然，这个最大平飞速度是指未受其它条件限制的最大速度。
速度 V 为：
2( )
22
()
DD
D
T
DT
W
V
S
CS CS
C
W
ρρ
ρ
=== (2.4.8)
式中： D 为阻力，最大速度时阻力 D 与推力 T 相等： D＝ T，所以
max
2() 2()()
2
()
DD
D
TTW
T
WWS
V
S
CS C
C
W
ρρ
ρ
== = (2.4.9)
由式（ 2.4.9）可以得出推重比的表达式：
2
max
1
2
D
VC
T
W
W
S
ρ
= (2.4.10)
给出最大平飞速度后，如果已知翼载，就可以求得所需要的推重比。反过来，如果已知推重
比，就可以求得所需要的翼载。
7.推重比的选取
根据飞机的不同性能要求可以求出几个推重比，飞机的推重比取其中的最大值。
2.4.2 确定翼载荷（ W/S）
- - 19
翼载是飞机重量除以飞机的参考（不是外露）机翼面积。就像推重比那样，翼载通常是指起
飞时的翼载，但也可以指其它飞行条件下的翼载。
翼载影响失速速度、爬升率、起飞着陆距离以及盘旋性能。翼载决定了设计升力系数，并通
过对浸湿面积和翼展的影响而影响阻力。
翼载对确定飞机起飞总重有很大影响。如果翼载减小，机翼就要变大。这虽然可改善性能，
但由于机翼较大，会引起附加的阻力和空机重量，将导致为完成任务而增加起飞总量。
表 2.4.4 给出了有代表性的翼载。在设计过程中，利用这些参数，可提供参考，也可检验设计
的结果。
表 2.4.4 翼载统计值
飞机类型 典型的起
飞翼载
（ kg/m
2
）
飞机类型 典型的起
飞翼载
（ kg/m
2
）
滑翔机 29 双涡轮螺旋桨飞机 195
自制飞机 54 喷气教练机 244
通用航空飞机－单发 83 喷气战斗机 342
通用航空飞机－双发 127 喷气运输机 /轰炸机 586
这里所提供的材料，通常都假定 T/W 的初始估算值已用上节所述的方法得到。然而，如果翼
载是根据某些单项要求（比如失速速度）确定的，则本节的大多数方程还可用于求解 T/W。
这些方法可用于估算不同性能条件下所需要的翼载。为了保证机翼在所有使用条件下能够提
供足够的升力，设计师应选择估算所得翼载的最小值。但是，如果由这些性能中某项指标确定的翼
载过低时，设计师应考虑采用另外的方法去满足该项条件。
例如，如果为了满足失速速度要求所需要的翼载低于其它所有要求时，那么最好的解决办法
是在飞机上安装一个高升力襟翼系统。又如，起飞距离或爬升率需要很低的翼载，也许应该增加推
重比。
1.根据失速速度确定翼载
飞机的失速是影响飞机安全的主要因素。失速速度直接由翼载和最大升力系数确定。在设计
过程中，可利用失速速度与翼载的关系，求得满足失速性能的翼载。
飞机水平飞行时，升力等于飞机的重量。在失速速度下水平飞行时，飞机处于最大的升力系
数状态。因此，可得到式（ 2.4.7） ：
W＝ L＝
2
1
ρ
2
maxL
VSC
S
（ 2.4.11）
所以：
S
W
＝
2
1
ρ
2
maxL
VC
S
（ 2.4.12）
通过式（ 2.4.12）可求出达到给定失速速度和某一特定最大升力系数所需要的翼载。
民用和军用飞机设计规范对不同类型的飞机都规定了最大允许的失速速度要求。通过查阅设
计规范，得到失速速度。
对某些飞机要求失速速度不大于某个最小值，此时任务书中应指明最小失速速度。例如，规
定单发飞机重量为 W
TO
<2700kg 时的失速速度应不大于 110km/h。此外，重量为 W
TO
<2700kg 时的
多发飞机的失速速度不大于 110km/h，除非它们能满足某些爬升率规范。这些失速速度要求可以在
放下或收起襟翼时得以满足。
式（ 2.4.12）中还有一个很难估算的最大升力系数，该值的变化范围从无襟翼机翼的 1.3～ 1.5，
- - 20
到带有浸没在螺旋桨洗流或喷气洗流中的大襟翼机翼的 5.0。
对于短距起落飞机（ STOL） ，最大升力系数的典型值大约是 3.0。对于有襟翼和前缘缝翼的常
规运输机，其最大升力系数约为 2.4。其它在机翼内侧有襟翼的飞机的升力系数大约可达 1.6～ 2.0。
2.根据起飞距离确定翼载
起飞滑跑距离是指机轮离地前经过的实际距离，正常起飞的离地速度是失速速度的 1.1 倍。
越障飞行距离是从刹车松开到飞机达到某个规定高度所需要的距离。 “平衡场长”是对双发动
机飞机而言的，当一台发动机失效时，在可能最坏的情况下保证安全所需要的机场长度。当飞机刚
开始滑跑时，如果一台发动机失效，驾驶员能够安全地将飞机停下来。随着速度增加，一台发动机
失效后，要使飞机停下来就需要更长的距离。如果飞机在接近离地速度时一台发动机失效，驾驶员
就不可能安全地将飞机停下来，这时必须依靠剩余的发动机继续起飞。
式（ 2.4.13）和式（ 2.4.14）给出了给定起飞距离时所允许的最大翼载。公式中的起飞参数 TOP
（是起飞翼载除以密度比、起飞升力系数和起飞推重比或马力重量比的乘积）可以在相关参考文献
中查得，起飞升力系数 C
起飞L
是起飞时的实际升力系数，而不是在起飞条件下用于失速计算的最大
升力系数。飞机大约在 1.1 倍失速速度下起飞，所以起飞升力系数等于最大升力系数除以 1.21。 σ
表示密度比，即空气在起飞高度的密度除以海平面的空气密度。
螺旋桨飞机 W/S＝（ TOP） σC
起飞L
(hp/W) （ 2.4.13）
喷气式飞机 W/S＝（ TOP） σC
起飞L
(T/W) (2.4.14)
3.根据机动过载确定翼载
飞机的机动性能主要反映在一定高度、速度下的过载系数 n，机动性能的好坏依赖于飞机的最
大升阻比与发动机推力。
一般战斗机将 8 或 9 个 g 设计为最大使用过载，但是此过载必须对应某个特定的格斗重量。
式（ 2.4.15）给出了给定过载系数时所允许的最大翼载。
2max
1
2
L
CW
V
Sn
ρ=? （ 2.4.15）
式中唯一的未知量是格斗状态下的最大升力系数，它与着陆时的最大升力系数不同。在格斗
中，通常不可能采用襟翼全偏转状态。此外，在较高速度下，还有使最大升力减小的 M 数效应。
在格斗中可用的最大升力还受到抖动和操纵性方面的限制。
对于格斗中仅用简单式后缘襟翼的战斗机的初始设计，其格斗最大升力系数假定为 0.6～ 0.8。
对于在格斗中具有可偏转的前缘和后缘襟翼复杂装置的战斗机， 最大可用升力系数可达到 1.0～ 1.5。
必须注意，所得到的翼载必须除以格斗重量与起飞重量的比值，才能获得所需要的起飞翼载。
通常，格斗重量规定为飞机的设计起飞重量减去扔掉的副油箱和消耗掉 50％的内部燃油重量。对
于大多数飞机，格斗重量大约是起飞重量的 85％。
4.根据升限确定翼载
升限分为理论升限和实用升限两种。理论升限是指在给定发动机状态下，飞机能保持等速水
平直线飞行的最大高度，也就是最大爬升率等于零时的飞行高度。实用升限是指在给定飞机重量和
给定发动机状态下，对于军用飞机，亚音速飞行最大爬升率为 0.5m/s 时的飞行高度；超音速飞行
- - 21
最大爬升率为 5m/s 时的飞行高度。
在升限高度上，平飞时升力
H
L 等于重量 W：
H
L =W
将升限时的升力式展开，得：
2
1
2
H Hzj L
LVSCρ= =W
所以：
2
1
2
H zj L
W
VC
S
ρ= （ 2.4.16）
式中：
H
ρ －升限高度上的空气密度；
zj
V －可用推力最大时的飞行速度；
L
C －升限飞行时的升力系数。
给定升限高度后，查国际标准大气表可以得到升限高度上的空气密度
H
ρ ，根据式（ 2.4.16）
可以求得满足升限的翼载。
5.根据航程确定翼载
为了达到最大的航程，翼载的选取必须使巡航条件下有高的升阻比 L/D。
随着速度增加，螺旋桨飞机的推进效率要降低，它在最大 L/D 对应的速度下飞行时达到最大
航程。而在最大 L/D 对应的速度下，零升阻力等于诱导阻力。因此，为了使航程最大，螺旋桨飞机
应这样飞行，即：
2
22
0
11
22
L
D
C
VSC VS
Ae
ρρ
π
= （ 2.4.17）
在巡航期间升力等于重力，因此：
2
1
2
L
W
VC
S
ρ= (2.4.18)
由式（ 2.4.17）和（ 2.4.18）可求出在给定飞行条件下螺旋桨飞机最大航程时的翼载：
螺旋桨飞机：
22
0
11
22
LD
W
VC V AeC
S
ρρπ== (2.4.19)
对于喷气式飞机，在零升阻力等于诱导阻力的三倍时的飞行状态下达到最大航程，由此导出
为优化喷气式飞机航程而选择翼载的公式：
喷气式飞机：
2
0
1
/3
2
D
W
VAeC
S
ρπ= （ 2.4.20）
6.根据航时确定翼载
- - 22
为了达到最大航时，翼载的选择应能提供一个高的升阻比 L/D。对于螺旋桨飞机，当诱导阻力
等于零升阻力的三倍时待机最优；对于喷气式飞机，最优待机是在最大 L/D 条件下，因此可以得出
下面的公式：
螺旋桨飞机航时最大时的翼载：
2
0
1
3
2
D
W
VAeC
S
ρπ= （ 2.4.21）
喷气式飞机航时最大时的翼载：
2
0
1
2
D
W
VAeC
S
ρπ= （ 2.4.22）
7.翼载的选取
根据飞机的不同性能要求可以求出几个翼载，飞机的翼载取其中的最小值。
2.5 总体布局型式的选择（方案设计）
当设计一种新的飞机时，几乎总要遇到如何选择其总体型式的问题。这实际上就是飞机概念
设计阶段的开始，完全用解析的方法来选择飞机的型式是不可能的。但是在已有的方案和准备采用
的方案的范围内，从评价准则和满足给定的设计要求及战术技术要求的观点来看，可以建立起一定
形式的求解最优方案的方法。
虽然气动布局从根本上决定着飞机的性能要求能否实现，但是进行飞机总体布局型式的选择
不只是考虑气动布局，考虑的因素很多，一般应包括以下几个方面：
（ 1）选择旅客及有效装载的布局型式；
（ 2）选择主要飞行状态（巡航状态）的气动升力系统的型式和起飞－着陆状态及其它飞行状
态的增升装置的型式；
（ 3）选择动力装置的型式（发动机或推进装置的型别、数量、在飞机上的布局，以及燃油和
其它系统的布局） ；
（ 4）选择起落装置（起落架）的型式；
（ 5）选择飞机结构受力系统及考虑到生产制造和使用特点的各部件之间的协调；
（ 6）选择为了满足战术技术要求和设计要求所必需的机上设备、仪表和操纵系统；
（ 7）选择工艺分离面和使用分离面。
所有的各种各样的飞机总体型式在一定程度上都可能是可行的方案。在图 2.5.1 中介绍了从低
速到现代超音速和高超音速飞机型式的总体布局型式。
- - 23
图 2.5.1 已有的飞机总体布局型式
总体型式的最终选择，须在对一系列候选方案逐个进行优化的基础上进行，并且随后要对所
选方案进行全面的（解析的和非解析的）分析。选择飞机总体型式最优方案的准则只能是某一综合
的目标准则。
例如，多数飞机可以用其起飞重量作为评价准则（目标函数） ，而满足其战术技术要求和设计
要求的飞行技术性能则作为约束条件。这样，飞机总体布局型式的最佳方案将是在某些相同的情况
下，起飞重量最小的方案。
下面是一些影响总体布局型式选择的技术上的考虑：
（ 1） 设计人员一般把燃油重心、装载重心和空机重心安置在同一纵向位置上。这样做会限制重心
的移动范围。而限制重心的移动范围会减少对配平能力的要求，导致布局具有较少的浸湿面
积。
（ 2） 选择一架亚音速飞机机翼的临界马赫数时，应使它的巡航阻力不会升得很快。这项要求意味
着在选择机翼后掠角、翼型类型和翼型相对厚度时，应避免飞机以巡航马赫数飞行时阻力增
加过快。
（ 3）机翼的临界马赫数应该总是低于安定面或操纵面的临界马赫数。
（ 4） 连接主要部件时，例如机翼上的短舱、机身上的短舱和机身上的机翼等等，应使部件干扰阻
力最小。
（ 5） 对要求做超音速巡航和超音速机动的战斗机，波阻是一个主要的考虑因素。
（ 6） 安排主要结构部件时应尽量使用同一个加强结构。
（ 7） 在安排飞机主要部件的位置时，要考虑重量、结构的复杂程度、是否容易接近、维修性和成
本。
飞机布局的选择经常是从现有的布局出发。 在一些大的飞机公司尤其如此。 例如波音 707、 727、
737、 757 和 777 等。这些飞机的机身断面都相同。 DC-9 系列和 MD-80、 MD-82 系列也是这样。
在发展一种新的飞机布局时，提出的经常是经过大量权衡研究后的结果。权衡研究由不同的设
计小组进行，以给出一个符合任务要求的最经济的方案。在大一些的公司里，有两个或更多的小组
为同一个任务目标工作，而每一个都遵循一个不同的布局方案。
- - 24
最好能在一个合理的基础上直接选出布局。直接提出一个唯一确定的布局，并能最大程度满足
用户要求，这是不可能的。因为在设计过程中有太多的变量需要处理，而且其中大部分又不能用数
学模型来描述。
2.5.1 现有布局的例子
这一节的目的是回顾大量现有的布局形式。下面对各类飞机进行评述。同时也鼓励读者查阅简
氏世界飞机年鉴以获得各类飞机布局的更详细的信息。简氏世界飞机年鉴自 1909 年以来，每年出
版一次，包含了丰富的数据资料。对于一个航空工程师来说，借鉴历史经验是十分重要的。
1. 自制飞机
对于相当典型的各种自制飞机的布局形式有如下特性：
（ 1） 这些飞机从比较简易、性能一般到比较复杂、性能较高，包含的范围很广。
（ 2） 除了个别飞机外，大部分都是常规布局。
（ 3） 对一些自制飞机者来说，能把飞机存放在家里是必要的。有时这就需要具有机翼折叠装置。
对于自制飞机者，前三点 (tri-cycle)或后三点 (tail-dragging)式起落架设计是没有多大区别的。
这两种形式都得到了广泛的应用，而且大多都采用了固定式起落架，因为它价格便宜、结构
简单。
（ 4） 自制飞机中，有拉进式和后推式活塞螺旋桨推进装置。
（ 5） 一般飞机的机翼都是悬臂式。
（ 6） 由于个人的爱好不同，机翼的平面图各种各样。从双翼到单翼，从无尖削比的直机翼到椭圆
翼，无所不包。制造的成本和工时是自制者考虑的重要因素。如果一个自制者想设计一个高
效率的椭圆机翼，他就必须花费相应的时间。
（ 7） 传统设计当中很多人优先选择下单翼设计。这是希望把起落架和机翼连在一起，并且使起落
架尽可能地短。
2. 单发螺桨式飞机
对于相当典型的各种单发螺桨式飞机的布局形式有如下特性：
（ 1） 这类飞机中有下单翼、上单翼、外撑式机翼或悬臂式机翼。
（ 2） 多数布局的推进装置都是拉进式。
（ 3） 观察这些飞机水平尾翼的垂直位置：少数是 T 型尾翼，多数水平尾翼都安装在垂直尾翼的根
部。
（ 4） 同时也注意这类飞机水平尾翼的纵向安置。有些飞机的水平尾翼放在方向舵铰链线的后面。
这是为了在飞机失速和即将进入尾旋时，不使方向舵处于已分离的平尾尾迹中。这类飞机中
只有少量的起落架可收放。一个可收放的起落架减少了巡航时的阻力，但也增加了成本：包
括制造成本和维护成本。 装有可收放起落架的这类飞机也使飞行员在着陆前容易忘记将起落
架放下。
（ 5） 这类飞机垂直尾翼一般都带后掠。小后掠能改善尾翼的力矩力臂和升力线斜率，以提高垂直
尾翼的效率，同时垂直尾翼带后掠也是一种习惯风格。
3. 双发螺桨式飞机
对于相当典型的各种双发螺桨式飞机的布局形式有如下特性：
（ 1） 这类飞机一般认为是支线螺桨式飞机。
（ 2） 注意这类飞机中有的是上单翼，有的为下单翼。
（ 3） 纯推进式布局很少，也有牵引 /推进混合式的，要使发动机推力在飞机中心线上。显然，在
一台发动机失效的情况下，操纵这种飞机会更容易一些。在常规双发螺桨式飞机的设计中，
- - 25
发动机失效是一个很重要的问题。
（ 4） 有些飞机的平尾直接安装在螺旋桨的滑流中。这样做使得调节发动机推力就可控制飞机。尽
管会带来这样的好处， 对于功率载荷较低的飞机， 螺旋桨的滑流会造成严重的尾翼疲劳问题。
（ 5） 在确定平尾位置之前应考虑的另外一个因素是飞机在漂摆状态下的操纵性。在以低功率进场
时，飞机处于干净外形状态，突然增加功率会急剧增加所需的操纵力。对于身体素质不太好
的飞行员，纵向操纵会变得很困难。如果平尾不在螺旋桨的滑流中，就不会存在这个问题。
解决这个问题的办法有时是增加平尾的几何安装角。
（ 6） 注意这类飞机的起落架有些可收放。绝大部分是收入机翼。这并不是最好的解决方案。但
是，从重量与配平的角度出发，没有比这更好的选择。
（ 7） 除了个别飞机，大部分飞机的主起落架都是单轮。
（ 8） 有些飞机背鳍的边缘很尖，这有助于增加航向稳定性。
（ 9） 注意各个飞机采用的机翼吊舱方案都不一样。下单翼飞机带来的一个问题是螺旋桨与地面
之间的距离决定了吊舱的位置。
（ 10）对于双尾撑、悬臂推进式布局的飞机 ,后部螺旋桨的失效可能会造成一个尾翼尾撑的结构失
效。
（ 11）注意许多飞机的吊舱后部都设有行李舱。
4. 农用飞机
典型的农用飞机的布局形式有如下特点：
（ 1） 这些飞机中多数是下单翼，少数是双翼机。所有双翼机的机翼都是外撑式。在单翼机中，
有悬臂式机翼，也有外撑式机翼。注意，绝大多数农用飞机的平尾也是外撑式的。其原因
是为了尽可能地减轻飞机结构重量。
（ 2） 这些飞机中多数是螺旋桨牵引式，个别是喷气式的。而在螺旋桨牵引式飞机中，涡轮螺桨
式是未来农用飞机动力装置的发展趋势。其原因是涡轮螺旋桨发动机本身比活塞螺旋桨发
动机具有更高的可靠性。目前，涡轮螺旋桨发动机较低的市场占有率主要因为其成本较高。
（ 3） 在农用飞机所有布局中，除了喷气式外，都存在一个共性问题：螺旋桨滑流和翼梢旋涡对桁
架结构产生脉动影响。
（ 4） 所有这些布局中，除了喷气式外，座舱都被抬高了。这可以得到更好的视野。
（ 5） 所有这些布局都有抗坠毁能力。
（ 6） 除少数布局外，多数飞机都是“后三点式” 。
（ 7） 大多数飞机的喷洒器装在飞行员的前面。统计数字表明这有利于提高抗坠毁能力。
（ 8） 防鸟撞风挡是所有农用飞机所必备的特征。
（ 9） 注意大多数农用飞机的起落架是不可收放的。
5. 商用喷气式飞机
对于相当典型的各种商用喷气式飞机的布局形式有如下特点：
（ 1） 这些飞机中多数是双发，也有三发和四发的。
（ 2） 绝大多数飞机的发动机都安装在后机身的短舱内。
（ 3） 早期的商用喷气式飞机存在机身容积不够的问题。很多飞机因此都带有翼梢油箱，这主要
是因为早期喷气式发动机的耗油率太高。
（ 4） 在商用喷气式飞机上较早使用了翼尖小翼以减小诱导阻力。
（ 5） 最新的几种商用喷气式飞机的设计师们选择使用所谓的“超临界机翼” 。
（ 6） 所有商用喷气式飞机的起落架均收入机翼或机身与机翼的结合部。
（ 7） 绝大部分的商用喷气式飞机都使用下单翼。
（ 8） 有些商用喷气式飞机采用了 T 型尾翼布局。
（ 9） 所有商用喷气式飞机的起落架都采用前三点式。
- - 26
（ 10） 注意有些商用喷气式飞机的机翼几乎不带后掠，这意味着高速商用飞机使用薄机翼，而低
速商用飞机使用厚机翼。
6. 支线涡轮螺桨式飞机
对于相当典型的各种支线涡轮螺桨式飞机的布局形式有如下特点：
（ 1） 这些飞机中有上单翼和下单翼。
（ 2） 只有少数为外撑式机翼，其他的都为悬臂式机翼。对于以巡航为主的飞机，外撑式机翼虽
然能够减轻重量，却会增加太多的阻力。
（ 3） 这些飞机中有些采用了 T 型尾翼布局，也有双垂尾布局，多数是常规平尾与垂尾。从操纵
品质与平尾疲劳的角度，平尾与螺旋桨滑流的相对位置十分重要。
（ 4） 这些飞机都有机翼短舱。从干扰阻力与诱导阻力的角度，机翼 /短舱一体化十分重要。螺旋
桨与地面的距离和相关的起落架长度在决定机翼 /短舱一体化的方式上起很大作用。
（ 5） 绝大多数起落架收入短舱。其中个别上单翼飞机使用了水泡型整流罩以收放起落架。也有
将起落架直接收入机翼的布局。起落架的收放在支线涡轮螺桨式飞机设计中是个很重要的
问题。采用水泡型整流罩是未来的趋势，它能减短起落架支柱的长度，从而减轻了重量。
将起落架直接收入机翼存在着潜在的问题：它经常要打断主要的承力结构。而这会增加机
翼结构的重量。
7. 喷气运输机
典型的喷气运输机的布局形式有如下特点：
（ 1） 这些飞机中除了个别外，都是下单翼。
（ 2） 这些飞机的发动机都安装在后机身短舱内或吊挂在机翼下。
（ 3） 绝大多数的喷气运输机的起落架都收在机身与机翼的结合部，这样便于装卸货物，不需要
辅助措施。
（ 4） 许多喷气运输机都遵循波音飞机的机身 /机翼布置，即机翼根部后缘转折。这种设计获得了
可接受的阻力与厚的翼根空间使得起落架的收藏不与襟翼与后翼梁布置发生矛盾，同时获
得了很好的地面横向稳定性（主轮距较大） 。
（ 5） 大多数喷气运输机采用前三点式起落架。
（ 6） 注意这些飞机中有些采用了 T 型尾翼布局，大多数平尾是下单翼布置。
（ 7） 对于飞行中的减速板，相当一部分采用的是机翼上安装的扰流片。
8. 军用教练机
典型的军用教练机的布局形式有如下特点：
（ 1） 螺桨式军用教练机基本上都是初级教练机，而喷气式军用教练机大都是高级教练机。
（ 2） 教练机都可装载机关炮和炸弹。
（ 3） 注意大多数教练机都使用了背鳍和腹鳍。 这很可能是为了解决飞行试验中出现的失速 /尾旋
问题。
（ 4） 这些飞机中有采用上单翼，也有采用下单翼。
（ 5） 所有这些飞机的发动机都安装在机身内部。应尽量在翼根处或机身内有相对较大的进气道
空间，使得气流流动畸变最小。对于单发布局同样面临进气道分叉、 S 型管道问题，这类
进气道与发动机之间有着严格的匹配关系，需在早期设计中给予足够重视。
（ 6） 在机身内部的发动机进气道，应考虑防止机身内脱落的零件被吸入发动机进气道的措施。
（ 7） 所有教练机采用前三点式起落架。
（ 8） 除个别采用了 T 型尾翼布局，大多数平尾是下单翼布置。
9. 战斗机
典型战斗机的布局形式有如下特点：
（ 1） 大多数现代战斗机采用单发或双发喷气发动机，起落架前三点式布局，主起为单轮形式。
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（ 2） 个别飞机是可变后掠翼。这样做在重量和成本上的代价都很大，但可同时满足较高的超音
速航程、亚音速航程和低速性能要求。
（ 3） 大多数战斗机采用常规布局。也有采用三角翼无尾布局，这样做能很好地满足超音速攻击
或巡航性能。
（ 4） 有些采用鸭翼 /三角翼布局。合理地布置鸭翼和三角翼的相对位置能获得很好的飞行性能。
（ 5） 高速和高机动性战斗机的一个主要设计问题是在大迎角下获得足够的航向稳定性。一些设
计师由此使用了双垂尾布局。
10. 军用巡逻机、轰炸机
典型的军用巡逻机、轰炸机和运输机的布局形式有如下特点：
（ 1） 对于远程轰炸机，为了布置又长又大的炸弹舱，而采用上单翼和串列式起落架布局。因为
采用了串列式起落架，飞机在起飞时就不会需要过大的擦地角，但这样带来更大的起飞滑
跑距离。同时要求飞机具有较大的机翼安装角，这样飞机在非最佳高度（就阻力而言）巡
航时会自动俯冲。
（ 2） 对于空中加油 /运输机和巡逻机都是由民机发展而来，因此它们都是下单翼。
（ 3） 所有飞机都是常规布局。
（ 4） 雷达预警机上的大型搜索雷达具有上视和下视功能，机身和尾翼在一定程度上削弱了下视
能力，因此有些飞机采用了复合材料的尾翼。
（ 5） 大部分飞机的机翼都有后掠角，除了涡桨式外（主要是因为巡航速度不同） 。
（ 6） 对于在高度、长度和宽度方面都有严格限制的舰载飞机。当加装一台雷达天线屏蔽器时，
航向稳定性会受到影响，导致需要更大的垂尾面积。因为高度限制，只有增加垂尾的数目。
11. 水陆两用飞机
典型的水陆两用飞机的布局形式有如下特点：
（ 1） 这类飞机大都需要有一个较大的流线型的机体。这种需要导致了比同类陆基飞机大得多的
浸湿面积和型阻。另一方面，它又使得这些飞机具有了一项独一无二的能力：水上起降。
（ 2） 这些飞机无论是现代飞机还是一些老式飞机，基本都是常规布局。
（ 3） 设计水上飞机的一个主要技术难题是防止水喷射到发动机内部，因海水中的盐份对大多数
金属都有腐蚀作用。一般推力作用线在飞机重心的上方。
（ 4） 大部分水陆两用飞机都是前三点式布局。
（ 5） 为了防止海水进入机体，水上飞机的起落架舱通常都是密封的。机体内部通常有很多隔离
开的密封舱，这是为了防止因为机体局部损伤而造成整个飞机沉入海底。
12. 超音速巡航飞机
典型的超音速巡航飞机的布局形式有如下特点：
（ 1） 所有超音速巡航飞机都有很大的后掠角。这使得它们在超音速巡航飞行时，机翼前缘还是
亚音速的。超音速巡航的阻力主要来自于波阻，因此飞机截面积的分布变得至关重要。
（ 2） 因为机翼后掠角很大，这些飞机的升力线斜率很小。在进场时需要很大的迎角，这使得飞
行员的前视界变差。解决这个问题的一个方法是将机头向下弯曲。也可以采用可变后掠翼
改善飞机在亚音速飞行时的飞行性能，这样就可以避免向下弯曲机头。
（ 3） 商用超音速巡航飞机的一个主要设计问题是如何避免音爆现象。这也是许多国家禁止超音
速巡航飞机掠陆飞行的原因。
（ 4） 超音速巡航飞机的进气道布置也是一个关键问题。大多数飞机将其布置在机翼下非常靠后
的地方，尽量减小对气动压力的影响。
（ 5） 超音速巡航飞机巡航时的配平升阻比大致是 7 或 8，而对亚音速运输机而言这个值为 14～
18。这是一个与经济性相关的气动设计问题。
2.5.2 非常规布局
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在已有的飞机当中有大量的所谓非常规布局形式的飞机，其中有些很成功、有些则不然，因此
对于没有先例的飞机进行布局设计，其风险是很大的。以下分别讨论几种非常规布局形式的飞机。
1. 鸭翼和串联机翼式布局
世界上第一架飞机就是一种鸭翼飞机。而后来的鸭翼飞机却非常少见，这是因为早期对鸭翼的
气动特性了解得不多。
采用鸭翼布局能带来以下好处：
（ 1） 鸭翼的最大配平升力系数比常规布局飞机大得多。
（ 2） 通过合理安排鸭翼 /机翼的相对位置，可以获得更好的配平升阻比。设计鸭式布局的一个注
意点是鸭翼必须在机翼失速前失速。
有些鸭式飞机的机翼根部有很大的后掠角，这有两点好处：
① 能够在靠近飞机重心处装载更多的燃油。
② 延迟机翼的失速。
为了配平由机翼襟翼产生的负向俯仰力矩，有的飞机鸭翼也设计有很大的后掠角。
合理布置动力装置使其推进飞机而不是牵引飞机，这已经变的越来越流行。推进式与牵引式相
比，在俯仰和侧滑两个方面都有更好的稳定性，这样可带来小的尾翼面积。采用推进式的另一个好
处是它能减小机舱内的噪声。这在螺桨式飞机的设计中一直是一个主要问题。
串联机翼式布局其实与鸭式布局无太大区别。串联机翼式布局可能会带来的一些问题。在大迎
角时停车，再开动发动机会带来以下后果：
① 前翼的升力增加。
② 因为前翼造成的下洗，后翼升力会减小。
鸭翼和串联机翼式布局设计中的一个主要问题是，前翼对后翼造成的空气动力诱导效应。前翼
造成的涡流系统对后翼产生影响的程度取决于以下几个方面：
① 机翼的相对面积和展长。
② 机翼之间纵向和垂直方向上的距离。
③ 迎角。
鸭翼（或前翼）翼梢的涡流会对机翼翼展外向的气流造成上洗，而对机翼翼展内向的气流造成
下洗。这会使机翼的诱导阻力特性变得很差，同时也会增加翼根处的弯矩。
可以采取以下措施来解决上述问题：
① 将鸭翼布置得尽可能靠前，并使其在机翼的下方。
② 在相同的翼展站位上，使机翼的弯度和扭转角与鸭翼的相反。
如果将机翼和鸭翼布置得很近， 则可以利用鸭翼的气流洗增加机翼的升力， 并减小其诱导阻力。
2. 连接机翼布局
与常规布局相比，连接机翼布局是双机翼翼端连接，有以下好处：
1. 因为提高了扭转和弯曲刚度，结构重量减小了。
2. 增强了直接升力和直接侧向力。
3. 减小了诱导阻力。
4. 减小了跨音速和超音速波阻。
3. 三翼面布局
下面是采用这种独特布局的原因：
（ 1） 三翼面布局允许最小的配平诱导阻力有比常规布局更大的移动范围。
（ 2） 平尾的作用与常规布局一样，仍然为纵向主要操纵面和配平面。
（ 3） 常规布局中襟翼的配平俯仰力矩的作用被鸭翼完成。
（ 4） 机翼的抗扭盒段、后压力舱和主起都连在飞机的基本结构上。这样又减少了结构重量。
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4. 双机身布局
它们在亚音速和超音速时，浸湿面积更小。并且因为两个机身是一样的，又能够大大减少制造
成本。
5. 飞翼布局
纯飞翼布局与常规布局相比有更高的配平升阻比和有效装载系数，对军用飞机来讲，飞翼布局
有更小的雷达反射面积。但是，它们的操纵是通过数字飞行控制系统来实现的。
6. 升力机身布局
它的主要设计思想是使机身也产生一部分升力。这样做带来的一个问题是当飞机是充压机舱
时，飞机的机身会变得很重。
7. 倾斜翼布局
倾斜翼布局的飞机在跨音速飞行时的阻力比常规后掠翼和可变后掠翼布局的飞机都小得多。 除
此之外，与可变后掠翼飞机相比，它只需要一个机翼转轴。
8. 飞行汽车
将汽车和飞机两种运输工具结合起来，这是一个很久以来就有的想法。但是，迄今为止，还没
有出现一个民用或军用的实用机型。一个很大的设计难题是如何将这两者的特性结合起来，而不致
于付出太大的代价。
2.5.3 概要论述所有可能的布局
这一节的目的是展示所有可能的布局。面向的对象是从事航空工程的学生，而不是经验丰富的
飞机设计师。
1. 总体布局
从飞机基地的角度可将飞机划分为三类：
（ 1） 陆基
（ 2） 水上起降
（ 3） 两栖
在这些基地模式下，有如下可能的总体布局：
（ 1） 常规型
（ 2） 飞翼式
（ 3） 鸭翼或串列式机翼
（ 4） 三翼面
（ 5） 连接式机翼
现有的大部分飞机都是常规布局。除了一些特殊情况，设计人员觉得没有什么必需的理由不按
常规布局设计飞机。因为处理常规布局的数据和经验都非常丰富。而对其他一些布局，可供参考的
数据很少或者完全没有。
对于每一种总体布局， 在安排主要飞机部件时都要做大量的选择。 这些选择在以下各节中讨论。
2. 机身布局
机身布局从广义上可分为如下几类：
（ 1） 常规布局
（ 2） 双机身布局
（ 3） 双尾撑布局
（ 4） 翼身布局
3. 发动机的类型、数目和布置
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发动机类型的选择主要取决于所期望的飞机性能与某类发动机固有特性之间的匹配。 未来十年
内发动机的选择很可能限制在以下范围：
（ 1） 活塞 /螺旋桨
（ 2） 涡轮 /螺旋桨
（ 3） 桨扇发动机（无涵道风扇发动机）
（ 4） 涵道风扇发动机
（ 5） 涡轮喷气发动机
（ 6） 涡轮风扇发动机
（ 7） 火箭发动机
（ 8） 冲压喷气发动机
此外，还有一些正在研究和发展的发动机。
发动机的数目选择取决于以下几个因素的综合考虑：
（ 1） 所需总推力以及已给定推力量级的发动机的可用性。
（ 2） 爬升性能与临界工作区域和发动机失效的可能性之间的关系。
（ 3） 其他安全性考虑。
（ 4） 制造和维护的成本。
过去一架飞机上的发动机有一至十台。 B36 型飞机就有十台发动机。对于许多飞机来说，最普
遍的是一至四台发动机。
一般来说，发动机的安排有以下几种方式：
（ 1） 拉进式
（ 2） 推进式
（ 3） 拉进 /推进混合式
在这 3 种基本布置形式中，发动机安装方式如下：
（ 1） 发动机短舱
（ 2） 埋入式
不管是短舱还是埋入式，发动机能安放在：
（ 1） 机翼
（ 2） 机身
（ 3） 尾翼
发动机的布置主要影响：
（ 1） 飞机重量
（ 2） 飞机的颤振和噪声
（ 3） 发动机效率
（ 4） 驾驶员的操纵
（ 5） 维护性
4. 机翼布局
从结构的角度，机翼布局能分为如下几类：
（ 1） 悬臂式
（ 2） 支撑式
按照机翼 /机身的相对位置，机翼可分类如下：
（ 1） 上单翼
（ 2） 下单翼
（ 3） 中单翼
从后掠的角度，机翼可按如下方式分类：
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（ 1） 零度或极小的后掠
（ 2） 正后掠
（ 3） 前掠
（ 4） 可变后掠
（ 5） 不对称后掠
绝大多数飞机的安装角是固定的。但也有一些例外，如海军战斗机 F-8U。
除了这些可能的机翼总体布局外，以下一些机翼的设计特性对飞机重量、性能、操纵性和
稳定性影响也很大：
（ 1） 展弦比
（ 2） 相对厚度
（ 3） 翼型
（ 4） 尖削比
（ 5） 扭转角
（ 6） 安装角
（ 7） 上反角
（ 8） 增升和控制面
（ 9） 翼尖小翼
5. 尾翼布局
这里所说的尾翼是指：水平尾翼、垂直尾翼、鸭翼。
尾翼布局与飞机总的布局密切相关。原则上讲，前面有关机翼的讨论大部分都适用于尾翼。此
外，还必须作如下的一些布局选择：
对于水平尾翼：
（ 1） 安装在机身上，通常在机身的尾部
（ 2） 固定尾撑，如双尾撑设计
（ 3） 安装在垂直尾翼上，如十字型或 T 型翼
（ 4） V 型翼
对于垂直尾翼：
（ 1） 安装在机身上
（ 2） 固定尾撑，如双尾撑设计
（ 3） 单垂尾或多垂尾
（ 4） V 型翼
对于鸭翼来说，其布局的选择与平尾的布局选择一样重要。
6. 起落架的类型和布置
从系统的观点看，起落架可以分为：
（ 1） 固定式或不可收放式
（ 2） 可收放式
根据其方案，起落架可以分为：
（ 1） 后三点式
（ 2） 前三点式
（ 3） 前后式
（ 4） 舷外支架式
起落架可以安装在：
（ 1） 机翼上或短舱内
（ 2） 机身上
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对起落架布局设计有很大影响的因素如下：
（ 1） 主起支柱的数目
（ 2） 每个支柱上的轮胎数目
（ 3） 起落架的收置和可容纳起落架的空间体积
2.5.4 选择总体布局的过程
以下给出了具体步骤：
第 1 步： 确定要设计的飞机是否属于 2.2 节中十二类飞机之一；
第 2 步： 考察第一步的结果和 2.5.1 节；
第 3 步： 通过回顾文献记录，得到一些历史经验；
第 4 步： 记下认为合适的总体布局。列出理由；
第 5 步； 如果时间或人力允许，可做三组方案，选择其中的一个并接着做下去；
第 6 步： 将选择总体布局中所做的决定写入文档。
2.6 飞机气动布局的选择
飞机的气动布局通常是指其不同的气动力承力面的安排形式。全机气动特性取决于各承力面
之间的相互位置以及相对尺寸和形状。机翼是主承力面，它是产生升力的主要部件，前翼、平尾、
垂尾等是辅助承力面，主要用于保证飞机的安定性和操纵性。
根据各辅助翼面与机翼相对位置及辅助面的多少，有以下几种气动布局形式：
——正常式布局，水平尾翼在机翼之后；
——鸭式布局，水平前翼在机翼的前面；
——无尾或“飞翼” ，飞机只有一对机翼；
——三翼面布局，机翼前面有水平前翼，机翼后面有水平尾翼。
其共同点是对不同的升力值都能进行配平，在给定某一升力值时都能保持稳定的运动。操纵
性和稳定性是实现飞机任何一种气动布局型式的基础，因此，上面所谈到的四种基本型式又叫做飞
机配平的布局型式。它们可以由呈平面的承力面组成，这时“无尾”式只能配平有限的纵向静稳定
度（中立稳定） 。
采用“扭转”的承力面，可以在保持飞机稳定性的条件下合理地（升阻比损失最小）对所有
各种布局型式进行配平。
2.6.1 正常式布局
多数战斗机都采用正常式布局。现代战斗机更强调中、低空机动性，要求飞机具有良好的大
迎角特性。在 20 世纪 70 年代发展了边条机翼，在中到大迎角范围边条产生的脱体涡除本身具有高
的涡升力增量外，还控制和发展了基本翼的外翼分离流动，从而提高了基本翼对升力的贡献（如图
2.6.1 所示） 。
- - 33
图 2.6.1 正常式布局飞机
2.6.2 鸭式布局
随着主动控制技术的发展，电传操纵技术的成熟，把前翼设计得比较大（相对面积 8％～ 15
％）并靠近机翼构成所谓近耦合鸭式布局已成为现实。在中、大迎角时，前翼和机翼前缘同时产生
脱体涡，两者相互干扰，使涡系更稳定而产生很高的涡升力。它与边条翼不同之处在于其主翼（基
本翼后掠角也大）也产生脱体涡，两个脱体涡产生强有利干扰，属于脱体涡流型；而边条翼仅边条
产生脱体涡，基本流仍是分离流，属于混合流型。由于其大迎角特性优越，也是一种具有高机动性
能的气动布局型式，典型代表机种有瑞典的 JAS－ 39、法国的“阵风” 、欧洲四国的 EF－ 2000（如
图 2.6.2 所示） 。
鸭式布局的难点是鸭翼位置的选择以及大迎角俯仰力矩上仰的问题。因鸭翼面积大产生的大
升力在重心之前，俯仰力矩在大迎角时上仰严重，由于无平尾，如何保证在大迎角具有足够的低头
操纵力矩成为难题，有时在后机身加边条（ X－ 29）或限制放宽静稳定度；当推力矢量技术成熟后，
该问题就容易解决了。
- - 34
图 2.6.2 近距耦合鸭式布局
为了在配平的条件下保证飞机的纵向静稳定度（ 0
L
mC
C
?
< ） ，必须满足“纵向Ⅴ法则”的要
求，即：任何由两个串列翼面组成的空气动力系统，在配平的条件下（ 0
m
C = ） ，为了保证其纵向
静稳定度，前翼面的迎角
1
α 必须大于后翼面的迎角
2
α 。对于鸭式飞机，此规则相当于鸭翼的迎角
大于机翼的迎角；对于正常式飞机，此规则相当于机翼的迎角大于平尾的迎角。
2.6.3 无尾式布局
由于无尾飞机没有前翼和平尾，其飞机的纵向操纵和配平仅靠机翼后缘的升降舵来实现，其
一尾臂较短，效率不高；其二在飞机起降时，增加升力需下偏较大角度，由此带来低头力矩，为了
配平又需上偏，造成操纵困难和配平阻力增加，因而限制了飞机的气动性能，现代飞机比较少用，
仅有法国的幻影Ⅲ和 SR－ 71 为无尾飞机，其优点是超音速阻力小。有了电传操纵系统后，可放宽
静稳定度，纵向操纵及配平问题得以解决，但大迎角气动特性不好，因此，一般第三代高机动战斗
机都不采用，仅幻影 2000 和 B－ 2 隐身轰炸机采用了飞翼型式，现在进一步发展无垂尾的飞机如
美国的试验机 X－ 36（如图 2.6.3 所示） 。
- - 35
图 2.6.3 无尾飞机机种
2.6.4 三翼面布局
三翼面布局是在正常式布局的基础上增加一个水平前翼而构成的 （即前翼 +机翼 +平尾） ， 因此，
它综合了正常式和鸭式布局的优点，经过仔细设计，有可能得到更好的确定特性，特别是操纵和配
平特性。 F－ 15 加前翼构成三翼面布局（ AFTI－ 15 布局） ，其机动性改善是明显的；俄罗斯把苏－
27 加小前翼改为舰载型，又把苏－ 27 加大前翼改成苏－ 35，其机动性得到更大提高，主要得益于
升力的增加（如图 2.6.4 所示） 。
在正常式布局的机翼前面加一个前翼，使气动载荷分配更合理，从而可以减轻机翼上的载荷，
减少结构重量。此外，增加一个前翼操纵自由度，它与机翼的前、后缘襟翼及水平尾翼结合在一起
可进行直接控制及保证足够的低头恢复力矩，改善大迎角特性，提高最大升力；其缺点是因增加前
翼而使零升阻力和重量稍有增加。
图 2.6.4 三翼面布局典型机种
综上所述，各种布局型式特点不同，选择确定布局型式是一个综合、折衷的过程。根据经验，
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鸭式和无尾式布局用于超音速为基本飞行状态的飞机是合理的， 而常规式布局则用于亚音速飞机或
以亚音速飞行状态为主，超音速飞行状态为次的飞机最合适。
2.6.5 选择飞机布局时要考虑的其它因素
在选择飞机布局时，除选择气动配平的型式外，还要考虑其它因素。首先要选择机翼的平面
形状、尾翼的尺寸和在飞机上的安装位置，然后是选择起落架的型式及其在飞机上的安装位置。
在飞机气动阻力中称为干扰阻力的部分决定于飞机各部分之间的相互影响，最主要的中机翼
和机身之间的相互干扰。
中单翼的干扰阻力最小。只要中央翼段不妨碍机身内的货舱和发动机进气道的安排，则大多
数军用飞机都采用中单翼布局。
旅客机和货机实际上不可能采用这种布局，因为中央翼段穿过机身中间，不能构成统一的客
舱和货舱。
上单翼飞机的干扰阻力特性与中单翼飞机的差不多。上单翼布局在布局上和构造上有以下缺
点：
——起落架不能装在机翼内，或者（在不大的飞机上）起落架的主支柱很长、很重。在这种
情况下， 起落架通常是装在机身内， 机身要承受很大的集中力。 这些力和气密机身的载荷加在一起，
会大大地增加其结构的重量和缩短其使用寿命。
——在应急着陆时，机翼（尤其是其上装有发动机时）可能压坏支撑它的机身和货舱或客舱。
为了避免这种情况，在安装机翼处机身的结构要加强，这将使其重量大为增加。
——当在水上应急降落时，机身在水面以下，应急疏散旅客困难。
上单翼布局有个很大的优点——机身距离地面的高度小。这使得现在所有军用运输机都采用
上单翼布局，从而保证能够从机身前面或后面下部的舷梯或斜板（货桥） ，轻易地装卸武器、装备
和人员。
下单翼的干扰阻力最大。在机翼和机身连接处安装整流片可以减小阻力。
下单翼的优点有：可以在机翼内安装起落架和在应急着陆时保证飞机安全。下单翼的缺点是
机翼距地面较近，在机翼下面吊装喷气发动机和在机翼上安装涡轮螺旋桨发动机都困难。因为机翼
离地面太近，故需要有上反角，从而在现代飞机上还需要有航向和横向的自动操纵装置。
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
2.7.1 概述
隐身技术是二次大战后出现的重要军事技术之一，它的出现促使战场军事装备向隐身方向发
展。隐身技术的专业定义是：在飞机研制过程中设法降低其可探测性，使之不易被敌方发现、跟踪
和攻击的专门技术。所谓隐身能力，又称为低可探测性。
对于新的一代先进的军用飞机，一般都要求具有隐身性。隐身性包括四个方面：雷达隐身、红
外隐身、声隐身、可见光隐身。在现代技术条件下，影响军用飞机的突防能力和生存力主要是雷达
隐身和红外隐身。 在超视距作战中， 雷达是探测飞机的最可靠方法， 减弱飞机的雷达反射信号强度，
成为飞机设计中提高隐身能力的最关键也是技术最为复杂的因素。
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对于高度隐身的飞机， “可见度”以及与其相关的问题支配着设计。评定和衡量一架隐身飞机
的最重要的参数是雷达散射截面积 (RCS)，它是目标的一种折算面积，用来度量目标在雷达波照射
下所产生的回波强度大小，用σ表示。
确定雷达散射截面积，首先是通过测量或计算一个目标朝着观察者反射的雷达能量，然后，设
计师计算出可以返回同等雷达能量的反射球体 (光学上的等效物可以是一个球面镜 )的尺寸。这个球
体的投影面积 (即圆的面积 )，就是该目标的雷达散射截面积。
雷达散射截面常用平方米 [m
2
]或分贝平方米 [dB(m
2
)]为单位，其转换关系是：
σ [dB(m
2
)]＝ 10· lgσ [m
2
]
“ 0 分贝平方米”等于 10 的 0 次方，即为 1m
2
； “ 20 分贝平方米”等于 10 的 2 次方，为 100m
2
。
RCS 是方位角、散射体的形状、雷达波的频率、发射和接收天线极化特性的函数。
一架飞机的机体 (一个非常复杂的形状 )的 RCS 随着观察的角度不同而变化很大（图 2.7.1） ，所
以，任何 RCS 的数值都应该以一种标准的方位和高度进行鉴定。一般都以正前方± 30°范围内的
均值来描述一架飞机 RCS 值的大小，即表示飞机被前向雷达探测发现的程度。 RCS 值越大，表示反
射的信号越强，越易被发现。图 2.7.2 为不同飞机的 RCS 值。
根据雷达方程，雷达探测距离与目标 (飞机 )的 RCS 的 4 次方根成正比，以 R 表示雷达探测的
距离，则
R~(σ )
1/4
假设飞机 RCS 为 0dB(相当 1m
2
)，其探测距离为 100km；如 RCS 减少 10dB(达到 0.1m
2
)其探测
距离减少 44％，即为 56km，减少 20dB(达到 0.01m
2
)，其探测距离减少 68％，即为 32km。图 2.7.3
为不同 RCS 值的飞机与雷达探测距离关系的示意图。
因此，具有高隐身能力的飞机在突防中，由于其 RCS 值小，不易被敌方发现，可成功的穿过
由先进雷达和高炮、地对空导弹组成的防空系统，提高了飞机的生存力。在进攻中，与敌机相迎，
可 实现先敌发现，先敌发射，首先消灭敌机 。因此，把飞机的隐身能力作为新一代军用飞机必须具
备的重要指标之一是非常正确的。
- - 38
图 2.7.1 RCS 随观察角度的变化 图 2.7.2 军用飞机的 RCS 值
图 2.7.3 雷达对不同飞机的探测距离
一般对于第三代战斗机，要求其正前方± 30°范围的 RCS 应在 l~2m
2
，对于第四代战斗机则达
到 0.1~0.3m
2
。
- - 39
隐身设计的目的是尽可能减小 RCS。 RCS 的大小决定于飞机的几何面积和几何特性、雷达波
的反射方向、雷达波的反射率。其中前面两个因素由飞机的外形决定，也就是隐身气动布局设计的
问题。后一个因素取决于雷达吸波材料 (RAM)和雷达吸波结构 (RAS)。
RAM 是含有磁性铁颗粒的塑料，一般涂敷在飞机的表面。雷达波在 RAM 中传递过程电磁能
变为热能，减弱雷达波的反射。 RAS 一般是以非金属为基体填充吸波材料的复合材料，可以制成
蒙皮或蜂窝夹层结构。高频信号在表面层被吸收，下面的蜂窝结构对付低频信号。
良好的隐身性必须将隐身气动外形与 RAM 和 RAS 相结合。由于本课程的性质，下面只讨论
飞机气动布局设计如何考虑隐身的要求。在研究复杂的飞机外形之前，首先需要了解简单几何形状
的 RCS，因为复杂的飞机外形是由一些简单几何外形组成的。
1. 实体
简单几何形状的 RCS 比较见图 2.7.4，其中以球体作为比较的基准， RCS＝ l m
2
。入射波的方
向见图，对于平板为法线方向。由于平板的镜面反射作用和角面体的角反射作用，平板和直角两面
体的 RCS 为球体的 1 万倍。圆柱体的 RCS 为球体的 100 倍。将球体变为椭圆体或尖头仿锤体，由
于雷达反射波向四周的散射作用， RCS 减小。长短轴比为 2:1 椭球的 RCS 约为球体的十分之一，
顶角为 20o仿锤体的 RCS 小于球体的百分之一。而平板的 RCS 为仿锤体的 100 万倍以上，可见几
何形状对 RCS 的重要影响。
图 2.7.4 简单几何形状的 RCS 比较
将圆柱体机身改为截面为融合体的机身可以降低 RCS，图 2.7.5 是这两种柱体的 RCS 比较，以
圆柱体作为比较的基准，其 RCS 为 1 m
2
。对于融合柱体，当入射波为水平时，其 RCS 为圆柱体的
百分之一左右，当入射波为垂直时，其 RCS 在 0.1~1.0 m
2
之间。由于融合体截面形状不同，融合
柱体的 RCS 在一定范围内变化。 当入射波的 θ 角在水平方向上下一定范围变化时， 融合柱体的 RCS
变化不大，对于一般融合体， θ 在 30o ~40o左右。垂直方向的入射波在一定角度范围内变化时也同
样如此，但变化的角度要小一些，具体取决于融合体的截面外形。融合体机身可以减小 RCS。
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图 2.7.5 圆柱体和融合体的 RCS 比较
虽然入射波为法向时平面体的 RCS 很大，如入射波与平面有一斜角时，反射波向相反的方向
折射，可降低雷达接收信号的强度。图 2.7.6 为入射波方位角对平板 RCS 的影响，当方位角为 10o
时 RCS 减小到千分之一。如入射波对平板有两个方向的斜角 (方位和俯仰 )，则 RCS 将进一步减小。
2. 空腔体
飞机的进气道、 喷管和舱盖都是空腔体， 在进气道和喷管的内端头有高速旋转的压气机和涡轮，
对于雷达波来说相当一个平板。如空腔是直的管道，入射波从管口进入管道后形成镜面反射，再加
上入射波在管道内的折射，形成很强的雷达回波。另外进气道的唇口对雷达波也有极强的散射，如
唇口较钝， 反射的信号更强。 座舱内的座椅和仪表板等是由平板和角面体构成， 对雷达波有强反射，
而不经 RAM 处理的舱盖可以透过雷达波。所以，进气道、喷管和座舱盖对飞机的 RCS 有重要的
影响。
图 2.7.7 是战斗机各种部件对 RCS 贡献的示意图。进气道和喷管的空腔有较大的 RCS(进气道
的 RCS 包括唇口影响 )，而压气机和涡轮的 RCS 更高。采用 S 形进气管道使入射波不能“直达”
压气机，可以显著降低进气道和压气机的 RCS。排气管只能是直的，但二维喷管对入射波和反射波
都有一定的阻挡作用，可以明显降低喷管和涡轮的 RCS，特别是宽高比很大的喷口作用更为明显。
图 2.7.6 入射波方向对 RCS 的影响 图 2.7.7 战斗机各部件的 RCS 示意图
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图 2.7.8 边缘和缝隙的雷达散射波 图 2.7.9 运输机各部件的 RCS 示意图
3. 边缘和缝隙
机翼前缘对雷达入射波产生散射，其中一部分能量成为雷达的反射信号 (图 2.7.8)。当翼型为钝
头和厚度很大时， 这种反射信号也比较强。 雷达波照射时， 机翼和机身表面吸收的电磁波向后流动，
当遇到不连续的部位，如操纵面或口盖的缝隙以及机翼的后缘时亦会产生散射波，当然这种散射波
的强度相对较弱。
图 2.7.9 为运输机各种部件对 RCS 贡献的示意图。可见入射波在前缘和后缘的法线方向时，机
翼和垂尾都会产生相当强的反射信号。但前后缘反射信号的方向性很强，只在一个比较窄的方向角
内起作用。还需要注意，当入射波垂直于机翼或平尾的尖弦时，翼尖也产生相当强度的反射信号。
由于超音速战斗机机翼的相对厚度小，前缘也较尖削，其前后缘的雷达反射信号比运输机弱得
多 (图 2.7.6 中未示出 )，但在隐身气动布局设计中也不容忽视。
从图 2.7.6、图 2.7.7 和图 2.7.9 可看出，飞机的雷达反射信号强度，也就是 RCS 的大小，有很
大的方向性。即使即使最好的隐身设计也不可能在空间的任何方向都具有很好的隐身性，因为不同
方位的隐身要求对飞机设计往往是互相矛盾的。平面部件 (机翼、尾翼都可近似的视为平面部件 )虽
然在入射斜角大时 RCS 很小，可是在法线方向镜面反射就很强， RCS 的差别可能达到千倍或万倍。
因此在隐身飞机的设计前， 首先要研究可能的雷达威胁方向， 在威胁的主要方向对隐身性要求应高，
在次要威胁方向隐身性标准可以适当降低。例如对战略轰炸机或远程攻击机，主要威胁是前方和侧
方的地面雷达波，由于飞机的飞行高度相对雷达的探测距离较小，所以重点要求在前方上下不太大
的俯仰角和侧方上下不太大的滚转角范围内 (上方是考虑敌预警机和战斗机的雷达 )有良好的隐身
性。现代空空导弹有全方位的攻击能力，而超音速巡航的首次攻击一般是在前方或侧前方，因此对
于战斗机同样要求前方和侧方有很好的隐身性。由于战斗机要机动作战，后半球也要有较好的隐身
性。另外，空中机动作战可能与敌机形成相当大的高度差，因此隐身的方向角有更高的要求。对于
隐身性的方向角度要求在使用方提出的设计要求中会有明确的规定。
- - 42
2.7.2 考虑隐身性能的气动布局原则和措施
1. 考虑隐身性能的气动布局原则
隐身技术的发展和应用使飞机气动力设计产生重大变化，如何在保证基本气动特性前提下，尽
量减小飞机的 RCS(即如何有效地控制和减小飞机的目标信号特征 )就成为飞机设计师的重要任务。
本节仅介绍与气动外形设计有关的一些基本原则。
(1) 消除能够成角反射器的外形布局，如垂直侧面机身与机翼采用翼身融合体设计，单立尾与
平尾的角反射器采用倾斜的双立尾来消除，如图 2.7.10 所示。
图 2.7.10 垂尾倾斜消除角反射
图 2.7.11 变后向散射为非后向散射
(2) 变后向散射为非后向散射，如 F-22 采用带棱边的机头，将机身平侧面改成倾斜侧面，在突
防时将雷达天线倾斜一个角度等，如图 2.7.11 所示。
(3) 采用一个部件对另一强散射部件的遮挡措施，如采用背部进气道，用机身和机翼遮挡了进
气道，例如 F-117 飞机的进气道；但这种布置进气道，大迎角特性不好。利用机翼及边条对机身侧
向的遮挡可减小侧向的 RCS 值。
(4) 将全机各翼面的棱边都安排在少数几个非重要的照射方向上去 (大于正前方 40°以外 )，如
F-22、 F-23 的机翼、平尾、立尾的前缘和后缘都互相平行，如图 2.7.12 所示。
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图 2.7.12 翼面前后缘平行可减小雷达反射 图 2.7.13 斜切口及 S 形进气道
(5) 消除强散射源的措施：
(i) 对于进气道，采用进气口斜切以及将进气管道设计成 S 弯形，既可遮挡电磁波直射到压气
机叶片上，又可使进入进气道内的电磁波经过 4~5 次反射 (如图 2.7.13 所示 )，使回波减弱，从而有
效的减小了进气道的 RCS。 F-22 及 F-18 改进型都采用了斜切进口及 S 弯形进气道。
(ii) 对于外挂物，将中、近距导弹及炸弹都埋挂在机身舱内，如 F-22、 B-2 那样，但会增大机
身截面积而使阻力增加；也可采用保形外挂，如 EF-2000 那样，将导弹贴在机身上。
(6) 结构细节设计。对于隐身飞机，当强散射源已减弱后，弱散射将起主要作用，如机身的口
盖、舵面的缝隙、台阶、铆钉等都是弱散射源，都应采取措施。一般是将口盖及缝隙设计成锯齿形，
如 F-22 那样。
(7). 当某些部件或部位不能使用外形隐身措施时，必须采取其他措施来弥补。例如雷达波能透
过座舱盖玻璃，而座舱内的仪表板和座椅等有镜面反射和角反射器效应，飞行员头盔也是一个强散
射源，这些都是无法改变的。唯一的办法是在玻璃上蒸镀一层透明的薄金属膜，阻挡雷达波的射入
和使电磁波产生漫反射而减小 RCS。雷达舱也是类似的情况，雷达罩是透波材料，雷达舱内的天线
为镜面反射，雷达组件盒也形成角反射器或镜面反射。这也只能采取其他办法解决，如采用相控阵
天线，组件盒上涂以吸波材料、智能雷达罩（只能透过自己的雷达波）等。
在关键部位（并非全部导电表面）使用吸波材料，例如在机翼、平尾等翼面前缘涂吸波材料，
在进气口、 S 型进气道腔体使用吸波材料等均可以起到降低 RCS 的作用。
2. 考虑隐身性能的气动布局措施
本节将结合现有的隐身飞机介绍隐身气动设计的主要措施。现在世界上在役的隐身飞机有 3
种：对地攻击机 F-117(图 2.7.14)，战略轰炸机 B-2(图 2.7.15)，第四代战斗机 F-22(图 2.7.16)，它们
都是美国研制的。除此之外，曾经和 F-22 共同参与美国 ATF(先进技术战斗机 )竞标的原型机
YF-23(图 2.7.17)也是一种隐身飞机，在此一并介绍。
- - 44
图 2.7.14 隐身攻击机 F-117 图 2.7.15 隐身轰炸机 B-2
图 2.7.16 第四代战斗机 F-22 图 2.7.17 ATF 竞标的原型机 YF-23
(1) 机翼
从隐身的角度应选用后掠大、展弦比小和根梢比大的机翼。小展弦比机翼由于展长的减小，有
降低雷达信号的作用。大根梢比机翼的根弦长，对机身侧面的遮蔽效果明显，而侧面是机身反射波
最强的方向。最突出的例子是 F-117 攻击机，它的基本机翼参数为Λ
0
＝ 67.5o， A＝ 2.0， F-117 是远
程亚音速攻击机，从气动力观点最合理的选择应是小后掠、大展弦比的机翼，而 F-117 为保证良好
的隐身性而牺牲气动效率。为弥补大后掠、小展弦比机翼气动效率低的缺点，在大约 40％半翼展
以内，机翼后缘改为前掠约 50o (图 2.7.14)，增大机翼面积，同时便于内翼后缘作为发动机喷口 (后
面将介绍 )。内翼后缘前掠增大机翼根弦的长度，在侧向对整个机身起遮蔽作用。
B-2是远程轰炸机，由于技术的进展已经不需像 F-117 攻击机那样牺牲气动效率的设计。它的
特点是去掉了平尾和垂尾，采用大展弦比的“飞翼”式布局，得到良好的隐身性和气动效率的结合。
为保证机翼后缘的航向操纵面的效率，机翼前缘后掠角不大 (33o )。 B-2 机翼的特点是多折线后缘，
形成左右两个“ M”形，这种后缘是综合考虑几方面要求的结果：
z 有利于隐身性。几段后缘只有两种后掠角，分别平行左右机翼前缘，使飞机的反射波形成
4 个波束 (图 2.7.12)，提高隐身性能。
z 提高俯仰和航向操纵面的效率，对于“飞翼”式布局，保证后缘操纵面有足够的力臂是一
个困难问题，一般的解决方法是增大机翼后掠角，但这与亚音速巡航效率有矛盾。在前缘
后掠不太大的前提下，双“ M”形后缘可以使靠近翼尖后缘的航向操纵面和内侧后缘的俯
仰操纵面得到较大的力臂。
- - 45
z 最大限度地增大翼根弦长，既保证了座舱、武器舱和发动机的安排，又增大了根部结构高
度，对结构受力和减轻重量有利。
F-22和 YF-23 是超音速巡航战斗机，从机翼设计来看， YF-23 更富有特色。 YF-23 的机翼为标
准的菱形，前缘后掠 40o后缘前掠 40o，展弦比 2.0，根梢比 12.5。 “燕形”尾翼俯视投影的前后缘
后掠角与机翼相同，构成典型的接近 45o的四反射波束。而 F-22 基本为三角机翼，从隐身的角度
YF-23 的机翼更为优越。 YF-23 机翼的展弦比和尖削比均比 F-22 机翼 (A＝ 2.23，λ＝ 8.3)小，因此
根弦相对较长，不但对机身的遮蔽长度较大，有利于隐身性能，而且机翼的结构特性也较好。
从隐身角度翼型不但相对厚度要小，而且前缘要尖削，前缘半径要小，最好是尖头。 F-117 攻
击机就是采用平板前后缘削尖的翼型，这种翼型虽然隐身特性好，但在小迎角时前缘即发生分离，
诱导阻力大，对于亚音速远航程的飞机很不利。可以说 F-117 是为获得良好的隐身性而牺牲气动效
率的一个典型。
B-2、 F-22 和 YF-23 的机翼前缘不完全是尖的，有不大的前缘半径，综合照顾随身和气动效率
的要求。
(2) 机身
F-117攻击机的机身由多面体构成 (图 2.7.14和图 2.7.18)， 这是一种非常奇特的绝无仅有的设计，
出发点还是从隐身考虑。机身的每块平面有空间倾角，垂直平面倾斜角和水平平面内的后掠角都较
大，周围来的雷达波都向上折射，地面雷达和水平面上敌机的雷达都接收不到，对降低机身的雷达
反射信号强度有明显的作用。但这种多棱边机身很容易产生气流分离，阻力的代价很大，结构受力
也不利。
B-2 轰炸机 (图 2.7.15 和图 2.7.19)的机身在机翼上表面类似一个流线型的大鼓包，从前到后宽
度基本保持不变。机身的两侧为发动机短舱。从侧面看，机身外型接近翼型。突出机翼下表面的机
身在展向与机翼下表面和缓地过渡，没有明显的界限。总的来说，机身与机翼有很好的融合，外形
过渡和缓光滑，将良好的隐身性与气动外形结合在一起。
F-22 战斗机 (图 2.7.16 和图 2.7.20)为上单翼，机身上部与机翼融合在一起。机身侧面为向内倾
斜约 35o的平面，使反射波避开雷达威胁的主要方向 (一般认为侧面在 30o以内 )。机身下部基本为
平面，有武器舱门。在进气口以前的前机身截面类似菱形；下部也是向内倾斜约 35o的平面。上部
略带弧度，以便与座舱盖构成融合体。座舱盖的侧面与机身也形成倾斜约 35o的曲面。 F-22 机身外
形的隐身设计主要靠倾斜的平面和机身上部的融合体。 F-117和 F-22都是洛克希德公司为主设计的，
F-22 机身的隐身设计继承了 F-117 倾斜平面的思路，并且有所发展，隐身性和气动性能有更好的结
合， F-22 机头倾斜的平面在两侧形成棱边，大迎角时能保持左右旋涡的对称，对防止失控和提高大
迎角飞行品质有好处。
- - 46
图 2.7.18 F-117 攻击机的多面体机身
图 2.7.19 B-2 轰炸机照片
图 2.7.21 F-22 战斗机照片
- - 47
图 2.7.22 YF-23 战斗机照片
YF-23(图 2.7.17 和图 2.7.21)的机身设计与 F-22 有明显不同。 F-22 采用窄间距双喷管布局，两
个发动机靠在一起，从前到后形成一个完整的机身。 YF-23 采用宽间距双喷管布局，形成两个明显
的发动机短舱。机身外形为一个两头尖的流线体，后端在机翼中部结束。机身和发动机短舱与机翼
构成融合体外形，前机身也是一个理想的融合体外形，并且与座舱盖融合在一起。 YF-23 主要利用
融合体外形隐身，而且将一个机身分为三个较小的短舱也有助于提高隐身性。 YF-23 和 B-2 飞机都
是诺斯罗普公司为主设计的， YF-23 的机身和发动机短舱的布局以及隐身设计的思路继承了 B-2 飞
机的研究成果。
(3) 尾翼
按照隐身的要求最好是去掉尾翼 (平尾和垂尾 )， B-2 轰炸机就是这样做的。去掉尾翼有两个前
提，一是有非常可靠的主动控制系统确保飞机的稳定性；二是飞机机动性要求不高。因此高机动性
战斗机目前还不能完全去掉尾翼。
F-117飞机取消了平尾，由于是大后掠机翼，俯仰操纵利用机翼外侧的后缘操纵面。双垂尾向
外倾斜 40o，反射波避开了主要威胁的雷达方向。
YF-23是将平尾和垂尾合并，成为“燕尾”形尾翼，同时具备俯仰和航向操纵的能力。双尾翼
在发动机舱后端的两侧，相距很远，外倾 47o。尾翼前后缘俯视投影的后掠和前掠角与机翼完全相
同。从隐身性的角度， YF-23 尾翼的布局是一个比较好的设计，特点是： (1)去掉了平尾； (2)很大
的外倾角，在侧向很大范围内避开威胁的雷达； (3)尾翼前后缘分别与机翼平行，使侧向反射波成
为典型的 4 波束系； (4)对发动机短舱在侧面形成较好的遮蔽作用。
F-22为常规的尾翼布局，双垂尾外倾 27o，能躲开大部分侧向雷达的探测（在水平面上下 30o
范围内的雷达探测对飞机的威胁最大） 。平尾与机翼在同一水平面上并与机翼后缘相邻，对机身侧
面起遮蔽作用，降低 RCS 平尾的前后缘与机翼的前后缘平行，垂尾前缘俯视投影的后掠角与机翼
前缘相同 (后缘不相同 )，这有助于将翼面前后缘的反射波集中在少数几个方向，对隐身有好处。但
F-22 机翼后缘前掠角 17o，与前缘后掠角 47o不一致，形成 8 个主要反射波束。而且垂尾后缘前掠
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角与其他翼面不一致，隐身性能不及 F-22 的典型 4 波束系。
(4) 进气道
进气道隐身性的一个重要要求是要使入射波不能“直达”压气机，避免镜面反射。 F-117 采用
在进气口加隔波栅板的办法，栅板由吸波材料制成。电磁波不能进入进气道。其他几种飞机都是采
用 S 形的进气管道来解决这个问题， S 形管道同时有削弱雷达反射波强度的作用。
唇口也是进气道的强反射源，有两种措施：一是减小唇口半径，使唇口比较尖锐，这几种飞机
都注意到这点；二是使进气口边缘斜掠，这与加大机翼后掠减小回波强度的道理相同。 F-117 进气
道唇口边缘在俯视平面的后掠角接近机翼前缘后掠角，侧视平面的后掠角与风挡前棱边平行。 F-22
比 F-117 有进一步的改进，俯视平面的唇口后掠与机翼完全相同，侧视平面唇口后掠角与垂尾后缘
平行。 YF-23 的进气唇口在两个方向也都有后掠角。 B-2 轰炸机采取的是另一种方法，将上下唇口
做成锯齿形，锯齿边缘分别平行机翼前缘和后缘。这样不但可以减小唇口反射波的强度，而且将反
射波集中在飞机的少数几个反射波束中去，起到减小 RCS 的作用；
在进气道的内部安装导流片 (需要一定宽度 )可阻挡电磁波在管道内部的反射而降低空腔的
RCS，美国的 B-1 轰炸机就采取这种措施 .
(5) 喷管
喷管是飞机后部雷达波的重要反射源，有两个原因：空腔反射和涡轮的镜面反射。 F-117 攻击
机在喷口上采取了很独特的措施，将机翼内侧后缘变为二维喷口，喷口的高度 15cm，宽度 183cm，
宽高比达到 12.2。喷口的高度很小，而且在宽度方向还有许多隔板，喷管还呈 S 形弯曲。入射波不
但不能直达涡轮，而且进出都受到阻挡，使喷管的 RCS 大幅度降低。喷流在喷出前有进气道多余
的冷空气渗入，由于喷口的宽高比很大，喷流与外部空气有大面积的接触，喷流的温度据说只有
60℃，使红外信号大为减小，具有红外隐身性。采取这些措施后， F-117 的喷口有很好的雷达和红
外隐身性；但推进效率显然有牺牲。
F-22为提高过失速的操纵性，采用俯仰矢推的二维喷管，同时带来降低雷达和红外信号强度的
好处。喷管的上下缘做成锯齿形，进一步减小喷管的 RCS。
YF-23喷管的隐身设计基本沿用了 B-2 的思路。 YF-23 未采用矢推喷管，虽然发动机的喷管是
圆形，但在发动机喷口之后，飞机上有一段延伸的矩形外罩，可能有类似二维喷管减小雷达和红外
信号的作用。为减小边缘的反射信号， YF-23 的喷管上下缘也是锯齿形。
(6) 部件的相互遮蔽
利用机翼对机身的侧向遮蔽减小 RCS 在前面已经提到。对于远距攻击机和轰炸机，防范地面
雷达的探测是主要矛盾，因此最好是将机身和发动机短舱等突出物完全置于机翼之上，使整个飞机
的下表面为平坦的平面。飞机的飞行高度相对雷达探测距离很小，需要考虑的雷达波入射角 (相对
于法线 )一般不小于 45o。平坦的机翼下表面相对这么大角度的入射波会将大部分的电磁能量折射
开，雷达接收到的反射信号很弱。当然，如入射波接近法线方向，机翼表面的镜面反射会使 RCS
增大很多，但这种机会和延续的时间都极小。
F-117飞机是这方面的典型，机翼前缘延伸至对称线，将机身完全遮蔽。 B-2 轰炸机也采取这
- - 49
种措施，虽其机身和发动机短舱有一部分突出于机翼下表面，但用非常和缓的整流过渡，与机翼下
表面融合在一起。对于战斗机来说，主要是对空作战，对仰视和俯视的雷达都需要防范，因此一般
不采用这种方法。
(7) 口盖和舱门
口盖和舱门的边缘对缝，对表面的电磁波是不连续的介质，会引起散射波。当飞机的主要部件
都采取了隐身设计，反射波信号强度大为减弱的时候，这些强度较弱的散射波的危害性增大。解决
的措施有两种：一是在对缝中敷设导电填充剂；另一种是将垂直入射波方向的对缝作成锯齿形，相
对于直边缘，锯齿边缘散射波的强度较弱。如将锯齿边平行于机翼的前后缘，则缝隙反射波进入飞
机的主要反射波束，危害性大为降低。现在的隐身飞机普遍采用这种方法。
(8) 外挂
前面已经谈到，外挂是飞机的强反射源，一是外挂物本身的 RCS，二是外挂与机体形成的角
反射效应。最彻底的办法是将武器内挂，前面介绍的几种隐身飞机都采用这种措施。但这要付出相
当大的代价，增大飞机的尺寸和重量，而且影响武器装载的灵活性。另外一种方法是保形外挂 (贴
合式、半埋式和整流罩式 )，适当降低隐身要求，换来武器装载的灵活性 (类型和数量 )。假如武器本
身也采取隐身措施，效果会更好些。
