第三章 飞机总体参数详细设计
( 部件设计 )
3.1 设计的任务和步骤
3.1.1 飞机总体参数详细设计的最优化准则
设计的主要任务是保证飞机总体参数的最优化。
复杂系统优化
局部最优的子系统
3.1 设计的任务和步骤
3.1.2 飞机总体参数详细设计 （ 部件设计 ） 的主要任务
? 在飞机部件的设计过程中, 要解决以下的问题：
1,选择主要参数和几何尺寸的最优值；
2,选择最优形状, 最优外形；
3,选择飞机部件的最优结构受力形式, 满足强度,
刚度等要求并使重量最轻；
4,选择最优材料和工艺过程, 使在成批生产中保证
外形
和表面质量的条件下使飞机部件生产成本最低；
3.1 设计的任务和步骤
5,保证飞机部件使用维护方便，在飞机部件重要结构
和设备的检查和修理时，有自由接近的和进行必需的
测量调整工作的可能性。
? 根据飞机主要参数值和规定的战术（使用）技术性能
选择飞机部件的主要参数和几何尺寸并使它们最优化。
1,机翼：展弦比 A,后掠角 Λ, 根梢比 λ, 机翼根部
和尖部翼型的相对厚度 t/c,上反角 Γ w,几何扭转及
气动扭转和增升装置选择；
3.1 设计的任务和步骤
2.机身：最大横截面积 SMf、长细比 l/d、机身长度 lf、机
身头部和尾部的长细比；
3.尾翼：尾翼的水平力臂和垂直力臂（ LH T,LVT）、尾翼
的面积 SHT和 SVT、舵面面积 SHC和 SVC、根梢比 λ HT和 λ VT、
展弦比 AHT和 AVT；
4.起落架和动力装置：起落架支柱和机轮尺寸, 进气口
和尾喷口的尺寸, 发动机吊舱或起落架整流舱的最大
截面积等 。
3.1 设计的任务和步骤
? 飞机部件（最优）形状的选择与以下的参数的选择有关：
1.机翼和尾翼的翼型及其沿翼展方向的布置规律；
2.机翼和尾翼相对于机身的位置, 水平尾翼 （ HT） 和垂
直尾翼 （ VT） 的相对位置；
3.机身的横截面和机身头部与尾部的外形；
4.起落架的位置, 起落架收入机翼或机身内的可能性
（ 以及有没有设专门的整流罩的要求 ） ；
5.发动机进气口、短舱、安装这些短舱的吊挂，以及喷
口装置的形状。
3.1 设计的任务和步骤
3.1.3 飞机部件设计的步骤
下面给出对飞机各个部件的主要型式, 尺寸, 形状
的选择步骤；这些部件的其它性能的选择 （ 结构的,
强度的和工艺的等 ） 在专门的教材里进行研究 。
1,总体布局的选择：
·常规布局 （ 指尾翼在机身后段 ）
·无尾式布局 （ 指没有水平尾翼和鸭翼 ）
·鸭式布局
·三翼面布局
3.1 设计的任务和步骤
2,机身方案的选择
·乘员、旅客、行李、燃油、货物和其他有效载重的安
排
·座舱或飞行仪表板的设计
·机身内部设计
·窗户, 门和紧急出口的设计
·燃油, 行李和货物的容积检查
·武器和储备的安排
·加载和卸载的通道
·维修和保养的通道
3.1 设计的任务和步骤
3,推进装置类型的选择
·增压式或非增压式活塞式发动机或者螺旋桨
·涡轮螺旋桨
·桨扇
·涡轮喷气或涡轮风扇
·冲压喷气或火箭
·电机 （ 太阳能, 微波和电池等 ）
4,发动机或螺旋桨数目的选择
3.1 设计的任务和步骤
5,推进装置的布置
·推进器：推进或拉进
·发动机埋在机身内部或机翼里
·发动机舱在机身上或机翼上
·发动机和发动机舱的布置
6,机翼和尾翼（尾翼或鸭翼）的设计参数选择
·机翼面积
·展弦比
·后掠角 （ 固定翼或可变后掠翼 ）
·相对厚度
3.1 设计的任务和步骤
·相对厚度
·翼型类型
·根梢比
·舵面的尺寸和布置
·安装角 （ 固定翼或可变后掠翼 ）
·上反角
7,增升装置的类型, 尺寸和布置的选择
·机械式襟翼
·后缘或前缘增升装置
3.1 设计的任务和步骤
8,起落架类型和布置的选择
·固定式或可收放
·后三点式, 前三点式或自行车式
·支柱和轮胎的数目
·机轮收放位置
·起落架收起的可行性
9,飞机上使用的各主要系统的选择
·飞控系统, 主系统和备用系统
·辅助动力装置
3.1 设计的任务和步骤
·燃油系统
·液压系统
·冷气系统
·电气系统
·供氧系统
·环境控制系统
·防冰, 除冰系统
·喷洒系统 （ 指农用飞机 ）
·导航系统
·电传控制系统
3.1 设计的任务和步骤
10.结构布置, 结构类型和生产细目的选择
·金属, 复合材料
·主要飞机部件的结构布置
·起落架结构
·生产和制造的流程
11.确定研究, 发展, 制造和使用的费用
·潜在利润的估算 （ 民用飞机 ）
·任务效能的估算 （ 军用飞机 ）
·全寿命周期费用估算（包括民机和军机）
3.2 机翼设计
? 以下是机翼平面设计和横向操纵面形状位置设计的过程 。
第 1步, 考虑对机翼布局起主要影响的因素, 确定布局是下列形式之一：
（ 1） 常规布局 （ 指尾翼后置 ） （ 4） 鸭翼
（ 2） 飞翼 （ 指无平尾或鸭翼 ） （ 5） 三翼面
（ 3） 串列式机翼 （ 6） 连接式机翼
第 2步,确定机翼总的结构布局：
（ 1） 悬臂式机翼 （ 2） 支撑式机翼
第 3步,机翼 /机身总体布置的确定：
（ 1） 上单翼 （ 2） 中单翼 （ 3） 下单翼
3.2 机翼设计
下面这些机翼 /机身布局的比较只有在其它条件均相同时才是正确的 。
数字 1表示 ‘ 首选 ’, 数字 3表示 ‘ 最不合适 ’ 。
* 表示在很大程度上取决于机翼通过机身的位置
**表示如果起落架收入机身内, 那么起落架重量将不再是一个必需的因素 。 在这
种情况下,起落架经常需要减震器外形整流, 而这又会引起附加阻力 。
3.2 机翼设计
第 4步,选择机翼 1/4弦线后掠角和机翼相对厚度
后掠角的类型有以下几种：
（ 1） 零度后掠或平直翼 （ 2） 后掠 （ 也叫正后掠 ）
（ 3） 前掠 （ 也叫负后掠 ） （ 4） 变后掠 （ 对称变后掠 ）
（ 5） 斜掠（不对称变后掠）
3.2 机翼设计
第 5步,选择翼型
第 6步,确定机翼尖削比 λ W并绘制机翼平面尺寸图。
第 7步,列出最大升力系数。
第 8步,确定横向操纵面的形状、尺寸及位置。
第 9步,在 6步绘制的机翼平面图上标出前后翼梁轴线
第 10步,机翼油箱容积的计算
第 11步,确定机翼上反角 Γｗ
第 13步,将各步的决定和清晰的尺寸图归入一份简短的文档 。
第 12步,确定机翼安装角及机翼扭转角 εt
3.2 机翼设计
? 参数计算
3.2.1 机翼的展弦比
机翼的几何展弦比是无因次的几何参数, 并由下式确定：
A＝ b2/S
其中 b－机翼的翼展, 米； S－机翼面积, 米 2。
在确定机翼的气动力特性时,不用几何展弦比, 而用有效展弦比 。
3.2.2 机翼的平均相对厚度
机翼的平均相对厚度由下式确定：
t/c＝ SMW/S = SMW
其中,SMW－机翼最大截面积, 米 2。
3.2 机翼设计
3.2.3 中弧面的形状
机翼中弧面的形状同样也是机翼的几何特性 。 它的定义是由翼型
上, 下轮廓构成机翼的上, 下表面法向坐标之和的一半 （ 机翼展向为 Z
坐标 ）,
3.2.4 机翼的容积
机翼的容积是机翼很重要的几何特性, 它可以用于放置燃油 。 对
于有直母线的机翼, 在前后缘之间整个机翼的最大理论容积 （ 米 ） 可
以按下式计算：
3.2 机翼设计
3.2.5 中等展弦比和大展弦比机翼的气动力特性
1,机翼升力特性 （ CLα 值的确定 ）
中等展弦比和大展弦比机翼在低亚音速无紊流流动时的升力特性
用升力系数和迎角的关系, 以及升力系数对迎角的导数来评定：
2,机翼的最大升力特性
机翼的最大升力特性, 以 CLmax的大小来评定, 它决定于翼型沿翼
展的分布, 机翼的扭转和平面形状, 也就是决定于它的气动布局型式 。
机翼的气动布局应该考虑到机翼的流场特点 。 对于后掠机翼 特点有：
图 3.3.2上给出了由同类翼型组成的梯形后掠机翼的 CL实际 值沿
展向的分布。
3.2 机翼设计
图 3.2.3上给出了展向环量分布与机翼根梢比 λ、后掠角 Λ的关系。
3.2 机翼设计
在图 3.2.4上表示了后掠机翼纵向力矩随迎角 α 的变化。
图 3.2.4 在 Cm(α)＝ f(CL)关系中“勺形区”的形成
3.2 机翼设计
3、提高后掠机翼升力特性的措施
为了提高后掠机翼的 CLmax值和对应于 Cm(α)或 CL(α)的非线性关系
开始时的 CL容许 值（为了减小“勺形”区范围并把它向较大 α值移动），在
机翼气动力布局上可以采用以下方法：
图 3.2.5 后掠机翼在弦平面内弯曲时其剖面迎角的变化
3.2 机翼设计
隔板
在后掠机翼上设置隔板的型式如下图 3.2.6
4,机翼阻力
由飞机空气动力学教程可知, 机翼总的迎面阻力可用飞机极曲线方程
给出：
3.2 机翼设计
5、机翼的力矩特性
机翼的纵向力矩系数 Cm取决于机翼的气动布局和飞行状态（ CL和 Ma数）。
在第一次近似中,Cm=Cm0+CmCLCL，其中零力矩 Cm0取决于机翼的气动扭转
和几何扭转，也和飞行 Ma数有关。机翼的纵向静稳定性 CmCL=xcg-xac，除了 xcg
以外还取决于机翼焦点位置 xac，后者取决于机翼平面形状和 Ma数。
6、机翼设计开始阶段机翼参数的选择
机翼几何参数的选择是在实现给定的战术技术要求或使用技术要求的条
件下, 在飞机所有参数优化的过程中, 折中气动, 重量及容积等特性的基础
上进行的 。
3.2 机翼设计
3.2 机翼设计
3.2.6 小展弦比 （ A≤ 3） 机翼的气动力特性
1、小展弦比机翼的流场特点和升力特性
特点,从下表面通过侧边或前缘（大后掠角）向上表面形成激烈的
空气溢流。
对于各种展弦比机翼的 CL-α 关系如下图 3.2.7所示：
3.2 机翼设计
2,小展弦比机翼的阻力和力矩特性
小展弦比机翼的零升阻力按照中等和大展弦比机翼在亚音速的
那些公式计算 。 小展弦比 （ A≤ 3） 机翼的漩涡诱导阻力可按下式决
定：
3.2.7 机翼的气动弹性
3.2.8 机翼的增升装置和副翼
1,机翼后缘的增升装置
为了解决 在起飞, 着陆和在强扰流中飞行时增大机翼的 CL和
Clmax,采用各种类型的沿机翼后缘的增升装置, 其中最常用的如图
下图 3.2.8所示 。
图 3.2.8 各种类型的机翼增升装置
a－开裂式襟翼； b－简单襟翼； c－开缝襟翼； d－后退开裂式襟翼；
e－单缝后退襟翼； f－多缝后退襟翼
3.2 机翼设计
图 3.2.9 各种类型的机翼增升装置的 CL-α关系
1－无襟翼； 2－带前缘缝翼； 3－带开裂式襟翼；
4－带多缝后退襟翼； 5－带前后缘后退襟翼。
3.2 机翼设计
2、前缘增升装置
前缘增升装置的作用是消除或延缓大迎角时流经机翼的空气分离，
从而增大值。在翼尖布置前缘缝翼，分离的延缓可保证提高侧向稳定
性和操纵性，以及改善大迎角时的副翼效率。
机翼前缘增升装置的型式有：带特别形状缝翼的前缘缝翼、克鲁
格襟翼和可偏转的机翼前缘。
3.2 机翼设计
3、飞机横向操纵性的保证
最常使用的横向操纵的手段是设置在翼尖部分的副翼。副翼
面积占机翼面积的比通常为＝ 0.05～ 0.07。
副翼可采用以下一些气动补偿形式：
—— 使用副翼还为了增大时, 采用轴向补偿；
—— 带柔软隔膜的内腔补偿（如 下图 ）。
1－机翼； 2－前补偿室； 3－副翼； 4－密封隔膜
3.2 机翼设计
扰流板的型式如下图所示,
a－理论图； b－扰流板的结构图：
Ⅰ －减小机翼升力的增压区（压力增大）；
Ⅱ －减小机翼升力的气流分离区
3.2 机翼设计
3.3 机身设计
? 这一节的目的是为座舱和机身的方案设计提供具体的方法, 以
满足任务规范中有关乘员, 旅客和装载的要求 。
3.3.1 机身设计的要求与过程
按照用途和功能特征, 机身是飞机最复杂的部件之一 。 它的用
途是多种多样的, 装载有效载重, 乘员, 设备, 装备, 动力装置
和燃料, 并把飞机的重要部件联成一个整体, 包括机翼, 尾翼,
起落架和发动机 。 这种功能上的复杂性决定了在设计过程中不论
是选择机身参数, 尺寸和形状, 还是确定作用在它上面的外载荷
都有一定的难度 。 机身不仅承受其载重的重力, 而且还承受从飞
机各部件传到机身上的载荷 。
机身主要参数的确定应该和飞机其它部件的参数计算同时进
行 。 这些计算可以用迭代循环的方式进行, 这种循环的简图如下
图 。
3.3 机身设计
3.3.2 机身参数的确定
机身的尺寸可以作为它的参数（上图所示），它们是：长度 lf、直径 df、
最大横截面积 SMf，以及无因次的长细比，包括 kf＝ lf/df－机身长细比，
kfh＝ lfh/df－头部长细比,kft＝ lft/df－尾部长细比。当截面不是圆形时，
它的特征尺寸是最大宽度 B，最大高度 H，还经常按机身的最大截面积来决
定等效直径,即
机身的几何参数
3.3 机身设计
下表：机身长细比数据
在统计的基础上导出了机身参数间关系的近似公式：
其中,b和 A－机翼的展长和展弦比；
其中：形状系数 k，对于亚音速飞机 k＝ 0.75～ 0.80；对于超音速飞机 k＝
0.70～ 0.75；
3.3 机身设计
机身容积,
机身表面面积
3.3.3 机身横截面的形状
用地板梁连接的双圆弧形成的机身横截面，地板梁在气密
压差作用下承受拉伸（飞机 DC－ 9）或压缩（安－ 24）
3.3 机身设计
机身横截面的分布
3.3.4 机身头部和尾部外形的特点
飞行员视野、头部形状与风挡玻璃的协调
3.3 机身设计
机身尾部上翘缩短起落架支柱的长度（ Δ h,φ 为常数）
军用运输机机身尾部外形的比较
3.3 机身设计
波音 747F飞机机身的头部货舱
3.3 机身设计
BORING747
3.4 尾翼及其操纵面的设计
3.4.1 尾翼初步设计
1,初步确定尾翼及操纵面的位置和尺寸的步骤
第 1步,作为一般原则，平尾不应直接放在推进器滑流中。
第 2步,确定尾翼的位置。
第 3步,确定尾翼尺寸。
第 4步,确定尾翼的平面几何形状。
第 5步,绘制尾翼平面形状尺寸图 。
第 6步,确定纵向和航向操纵面的尺寸和位置。
第 7步,简明地用报告说明第 1到第 6步，并给出标注有尺寸的图。
3.4 尾翼及其操纵面的设计
2、纵向静稳定性估算（纵向 X-图法）：
下 图给出了一些例子的纵向站位图，注意图中的两个 X分别代表,
（ 1） Xc.g,代表当平尾 (鸭翼 )改变位置时, 重心 c.g相对机翼平均气动力弦
前后移动的距离 。
（ 2） Xa.c,代表当平尾 (鸭翼 )改变位置时，焦点 a.c,相对机翼平均气动力弦
前后移动的距离。
3、航向静稳定性估算（航向 X-图法）：
下图给出了一个 X-图的例子。
3.4.2 尾翼外形的选择
3.4.3操纵面外形及参数的选择
3.4 尾翼及其操纵面的设计
3.5 推进系统的选择与设计
3.5.1 推进系统概述
所有飞机推进装置形式都是靠向后推动空气 （ 或燃气 ） 而产生推
力的 。 飞机的推进装置包括,（ 1） 发动机及其附件； （ 2） 进气系统；
（ 3） 排气系统 。
为了进行动力装置的设计, 首先需要有以下的基本数据：飞机的
用途, 所要求的飞机性能和飞机的起飞重量 。
对动力装置的主要要求是：保证燃油消耗率最低 （ 尤其是远程飞
机 ）, 比重最小 （ 尤其是大推重比的飞机 ）, 以及具有足够的可靠性
和低成本 。
要成功地设计出高性能的现代飞机, 在很大程度上是依靠机体和
动力装置恰当地组合 。 只设计出具有高气动性能和完善的重量特性的
3.5 推进系统的选择与设计
机体是不够的，还需要配以单位耗油率低、比重小的发动机。机体
和动力装置的特性必须匹配，也就是说要采用一种能使飞机和发动
机能同时处于最佳飞行状态的设计准则。换言之，在优选飞机机体
特性的同时，还要优选发动机的型式及其主要参数（决定发动机高
度－速度特性的参数），如 B－涵道比,T3－涡轮前的燃气温度，
ky－压气机增压比等。
图 3.5.1给出了现代飞机动力装置设计的大致顺序 。
要考虑以下两种情况：
（ 1） 开始设计时, 发动机已制出 （ 即在已经有了现成发动机的情况
下进行飞机设计 ） ；
（ 2）需研制所设计飞机专用的新的发动机。
图 3.5.1 飞机动力装置设计的逻辑框图
3.5 推进系统的选择与设计
3.5 推进系统的选择与设计
3.5.2 飞机的进气道设计
1,进气道的工作情况
现代飞机动力装置系统中进气道的功能如下：
（ 1） 保证发动机在各种工作状态下都能稳定地工作；
（ 2） 对进入进气道的空气进行压缩, 使气流的动能变成压力势能 。
现代飞机的进气道, 为了充分地发挥作用, 应该保证：
（ 1） 有尽可能高的总压恢复系数；
（ 2） 压气机进口处的速度场要足够均匀；
（ 3） 在各种使用工作状态下都能稳定地工作 （ 没有严重的气流分离
和压力脉动 ） ；
（ 4）外部阻力尽可能小。
3.5 推进系统的选择与设计
2,亚音速进气道
设计和使用亚音速进气道所积累的经验使这类进气装置已可以
达到很高的总压恢复系数值,σ BX＝ 0.97～ 0.98。
图 3.5.2 亚音速进气道
3.5 推进系统的选择与设计
3,超音速进气道
众所周知，当超音速气流流经一个物体时，要产生激波。当气
流穿过激波时，其各项参数（速度、压力、密度、温度）要产生突
变。其变化的程度决定于激波角的大小，超音速进气道就是利用这
一现象设计的。
图 3.5.3 形成激波的不同方式
a－外压式进气道； b－混合式进气道； c－内压式进气道
图 3.5.4 混合式超音速进气道（设计工作状态）
4、进气道和发动机的相容性
保证进气道和发动机的相容性，是使飞机机体和动力装置特性匹
配的最重要的任务。如果在出现各种可能的不稳定因素时发动机仍能
保持稳定的特性，以稳定和过渡状态工作，就叫做与进气道具有相容
性。
3.5 推进系统的选择与设计
亚音速进气道工作的特点是能自动协调流经发动机和进气装置的
空气流量。因此，亚音速进气道不需要专门的空气流量调节系统 。
对于按超音速飞行速度设计的进气道，为了避免上述不稳定因素
对动力装置工作产生有害的影响和能在较大的速度范围内保持较高的
值，应该有专门的调节系统，但进气道的复杂性、质量和成本都会增
加。
图 3.5.5 F－ 15飞机的进气道调节系统
3.5 推进系统的选择与设计
F-15
5、进气道在飞机上的布置
3.5 推进系统的选择与设计
选择进气道在飞机上的安装位置，最重要的是要解决进气道与发
动机协调的问题，即机体与动力装置特性的匹配。因为将单独设计的
进气装置安装到飞机上以后，其特性可能产生本质的变化。
正面进气道 侧面进气道 翼下（机身下）的进气道
图 3.5.6 附面层的吸除
3.5 推进系统的选择与设计
3.5.3 排气系统
1,降低底阻
机身 （ 或发动机短舱 ） 尾部的修形, 可以使其在跨音速时的阻
力最小和满足超音速飞行的要求 。
底阻主要取决于飞机尾部的外形 。 尾部表面外形越平滑, 则其
周围的压力场越均匀, 外部气流越靠近其外表面, 则底阻将不大 。
图 3.5.7 可调节尾喷管的截面图
2、空气喷气发动机的反推力
图 3.5.8 多用途战斗机上发动机的气动引射器和反推力装置
a－进气活门打开； b－进气活门关闭； c－反推力装置打开
3.5 推进系统的选择与设计
3.6 起落架设计
3.6.1 起落架型式的选择
起落架是一种起飞着陆装置, 它保证飞机滑跑, 起飞, 着陆, 着
陆后滑跑以及在机场上机动滑行 。 这时, 起落架承受作用于飞机上的
各种载荷, 并在着陆滑跑中将其大部分动能散逸掉 。
起落架型式是指支点数目及其相对于飞机重心的位置特征。目前，
飞机上采用的起落架有四种型式：后三点式起落架、前三点式起落架、
机翼下带支点的自行车式起落架及多支点式起落架（见 图 3.6.1）
图 3.6.1 a－后三点式起落架； b－前三点式起落架； c－自行车式起落架
3.6 起落架设计
3.6.2起落架主要几何参数的选择
本节讨论前三点式起落架参数的选择，因为这种型式起落架在极
大多数现代飞机上已获得广泛应用。
前三点式起落架的主要几何参数有：
（ 1） 纵向轮距 b（ 在侧视图中前轮与主轮轴线之间的距离 ） ；
（ 2） 主轮距 B（ 在前视图中两主轮接地点之间的距离 ） ；
（ 3） 主轮伸出量 e（ 在侧视图中通过飞机重心的垂线与主轮轴线之间
的距离 ） ；
（ 4） 前轮伸出量 a（ 在侧视图中通过飞机重心的垂线与前轮轴线之
间的距离 ） ；
（ 5） 主轮伸出角；
（ 6） 防倒立角 （ 机身尾部或尾橇与跑道平面的接触角 ） ；
（ 7）停机角（机身水平基准线与跑道平面之间的夹角）。
3.7 飞机初步设计实例
为了加深对本章内容的了解，下面以 150座喷气式飞机为例进行初
步设计。 （省略）
( 部件设计 )
3.1 设计的任务和步骤
3.1.1 飞机总体参数详细设计的最优化准则
设计的主要任务是保证飞机总体参数的最优化。
复杂系统优化
局部最优的子系统
3.1 设计的任务和步骤
3.1.2 飞机总体参数详细设计 （ 部件设计 ） 的主要任务
? 在飞机部件的设计过程中, 要解决以下的问题：
1,选择主要参数和几何尺寸的最优值；
2,选择最优形状, 最优外形；
3,选择飞机部件的最优结构受力形式, 满足强度,
刚度等要求并使重量最轻；
4,选择最优材料和工艺过程, 使在成批生产中保证
外形
和表面质量的条件下使飞机部件生产成本最低；
3.1 设计的任务和步骤
5,保证飞机部件使用维护方便，在飞机部件重要结构
和设备的检查和修理时，有自由接近的和进行必需的
测量调整工作的可能性。
? 根据飞机主要参数值和规定的战术（使用）技术性能
选择飞机部件的主要参数和几何尺寸并使它们最优化。
1,机翼：展弦比 A,后掠角 Λ, 根梢比 λ, 机翼根部
和尖部翼型的相对厚度 t/c,上反角 Γ w,几何扭转及
气动扭转和增升装置选择；
3.1 设计的任务和步骤
2.机身：最大横截面积 SMf、长细比 l/d、机身长度 lf、机
身头部和尾部的长细比；
3.尾翼：尾翼的水平力臂和垂直力臂（ LH T,LVT）、尾翼
的面积 SHT和 SVT、舵面面积 SHC和 SVC、根梢比 λ HT和 λ VT、
展弦比 AHT和 AVT；
4.起落架和动力装置：起落架支柱和机轮尺寸, 进气口
和尾喷口的尺寸, 发动机吊舱或起落架整流舱的最大
截面积等 。
3.1 设计的任务和步骤
? 飞机部件（最优）形状的选择与以下的参数的选择有关：
1.机翼和尾翼的翼型及其沿翼展方向的布置规律；
2.机翼和尾翼相对于机身的位置, 水平尾翼 （ HT） 和垂
直尾翼 （ VT） 的相对位置；
3.机身的横截面和机身头部与尾部的外形；
4.起落架的位置, 起落架收入机翼或机身内的可能性
（ 以及有没有设专门的整流罩的要求 ） ；
5.发动机进气口、短舱、安装这些短舱的吊挂，以及喷
口装置的形状。
3.1 设计的任务和步骤
3.1.3 飞机部件设计的步骤
下面给出对飞机各个部件的主要型式, 尺寸, 形状
的选择步骤；这些部件的其它性能的选择 （ 结构的,
强度的和工艺的等 ） 在专门的教材里进行研究 。
1,总体布局的选择：
·常规布局 （ 指尾翼在机身后段 ）
·无尾式布局 （ 指没有水平尾翼和鸭翼 ）
·鸭式布局
·三翼面布局
3.1 设计的任务和步骤
2,机身方案的选择
·乘员、旅客、行李、燃油、货物和其他有效载重的安
排
·座舱或飞行仪表板的设计
·机身内部设计
·窗户, 门和紧急出口的设计
·燃油, 行李和货物的容积检查
·武器和储备的安排
·加载和卸载的通道
·维修和保养的通道
3.1 设计的任务和步骤
3,推进装置类型的选择
·增压式或非增压式活塞式发动机或者螺旋桨
·涡轮螺旋桨
·桨扇
·涡轮喷气或涡轮风扇
·冲压喷气或火箭
·电机 （ 太阳能, 微波和电池等 ）
4,发动机或螺旋桨数目的选择
3.1 设计的任务和步骤
5,推进装置的布置
·推进器：推进或拉进
·发动机埋在机身内部或机翼里
·发动机舱在机身上或机翼上
·发动机和发动机舱的布置
6,机翼和尾翼（尾翼或鸭翼）的设计参数选择
·机翼面积
·展弦比
·后掠角 （ 固定翼或可变后掠翼 ）
·相对厚度
3.1 设计的任务和步骤
·相对厚度
·翼型类型
·根梢比
·舵面的尺寸和布置
·安装角 （ 固定翼或可变后掠翼 ）
·上反角
7,增升装置的类型, 尺寸和布置的选择
·机械式襟翼
·后缘或前缘增升装置
3.1 设计的任务和步骤
8,起落架类型和布置的选择
·固定式或可收放
·后三点式, 前三点式或自行车式
·支柱和轮胎的数目
·机轮收放位置
·起落架收起的可行性
9,飞机上使用的各主要系统的选择
·飞控系统, 主系统和备用系统
·辅助动力装置
3.1 设计的任务和步骤
·燃油系统
·液压系统
·冷气系统
·电气系统
·供氧系统
·环境控制系统
·防冰, 除冰系统
·喷洒系统 （ 指农用飞机 ）
·导航系统
·电传控制系统
3.1 设计的任务和步骤
10.结构布置, 结构类型和生产细目的选择
·金属, 复合材料
·主要飞机部件的结构布置
·起落架结构
·生产和制造的流程
11.确定研究, 发展, 制造和使用的费用
·潜在利润的估算 （ 民用飞机 ）
·任务效能的估算 （ 军用飞机 ）
·全寿命周期费用估算（包括民机和军机）
3.2 机翼设计
? 以下是机翼平面设计和横向操纵面形状位置设计的过程 。
第 1步, 考虑对机翼布局起主要影响的因素, 确定布局是下列形式之一：
（ 1） 常规布局 （ 指尾翼后置 ） （ 4） 鸭翼
（ 2） 飞翼 （ 指无平尾或鸭翼 ） （ 5） 三翼面
（ 3） 串列式机翼 （ 6） 连接式机翼
第 2步,确定机翼总的结构布局：
（ 1） 悬臂式机翼 （ 2） 支撑式机翼
第 3步,机翼 /机身总体布置的确定：
（ 1） 上单翼 （ 2） 中单翼 （ 3） 下单翼
3.2 机翼设计
下面这些机翼 /机身布局的比较只有在其它条件均相同时才是正确的 。
数字 1表示 ‘ 首选 ’, 数字 3表示 ‘ 最不合适 ’ 。
* 表示在很大程度上取决于机翼通过机身的位置
**表示如果起落架收入机身内, 那么起落架重量将不再是一个必需的因素 。 在这
种情况下,起落架经常需要减震器外形整流, 而这又会引起附加阻力 。
3.2 机翼设计
第 4步,选择机翼 1/4弦线后掠角和机翼相对厚度
后掠角的类型有以下几种：
（ 1） 零度后掠或平直翼 （ 2） 后掠 （ 也叫正后掠 ）
（ 3） 前掠 （ 也叫负后掠 ） （ 4） 变后掠 （ 对称变后掠 ）
（ 5） 斜掠（不对称变后掠）
3.2 机翼设计
第 5步,选择翼型
第 6步,确定机翼尖削比 λ W并绘制机翼平面尺寸图。
第 7步,列出最大升力系数。
第 8步,确定横向操纵面的形状、尺寸及位置。
第 9步,在 6步绘制的机翼平面图上标出前后翼梁轴线
第 10步,机翼油箱容积的计算
第 11步,确定机翼上反角 Γｗ
第 13步,将各步的决定和清晰的尺寸图归入一份简短的文档 。
第 12步,确定机翼安装角及机翼扭转角 εt
3.2 机翼设计
? 参数计算
3.2.1 机翼的展弦比
机翼的几何展弦比是无因次的几何参数, 并由下式确定：
A＝ b2/S
其中 b－机翼的翼展, 米； S－机翼面积, 米 2。
在确定机翼的气动力特性时,不用几何展弦比, 而用有效展弦比 。
3.2.2 机翼的平均相对厚度
机翼的平均相对厚度由下式确定：
t/c＝ SMW/S = SMW
其中,SMW－机翼最大截面积, 米 2。
3.2 机翼设计
3.2.3 中弧面的形状
机翼中弧面的形状同样也是机翼的几何特性 。 它的定义是由翼型
上, 下轮廓构成机翼的上, 下表面法向坐标之和的一半 （ 机翼展向为 Z
坐标 ）,
3.2.4 机翼的容积
机翼的容积是机翼很重要的几何特性, 它可以用于放置燃油 。 对
于有直母线的机翼, 在前后缘之间整个机翼的最大理论容积 （ 米 ） 可
以按下式计算：
3.2 机翼设计
3.2.5 中等展弦比和大展弦比机翼的气动力特性
1,机翼升力特性 （ CLα 值的确定 ）
中等展弦比和大展弦比机翼在低亚音速无紊流流动时的升力特性
用升力系数和迎角的关系, 以及升力系数对迎角的导数来评定：
2,机翼的最大升力特性
机翼的最大升力特性, 以 CLmax的大小来评定, 它决定于翼型沿翼
展的分布, 机翼的扭转和平面形状, 也就是决定于它的气动布局型式 。
机翼的气动布局应该考虑到机翼的流场特点 。 对于后掠机翼 特点有：
图 3.3.2上给出了由同类翼型组成的梯形后掠机翼的 CL实际 值沿
展向的分布。
3.2 机翼设计
图 3.2.3上给出了展向环量分布与机翼根梢比 λ、后掠角 Λ的关系。
3.2 机翼设计
在图 3.2.4上表示了后掠机翼纵向力矩随迎角 α 的变化。
图 3.2.4 在 Cm(α)＝ f(CL)关系中“勺形区”的形成
3.2 机翼设计
3、提高后掠机翼升力特性的措施
为了提高后掠机翼的 CLmax值和对应于 Cm(α)或 CL(α)的非线性关系
开始时的 CL容许 值（为了减小“勺形”区范围并把它向较大 α值移动），在
机翼气动力布局上可以采用以下方法：
图 3.2.5 后掠机翼在弦平面内弯曲时其剖面迎角的变化
3.2 机翼设计
隔板
在后掠机翼上设置隔板的型式如下图 3.2.6
4,机翼阻力
由飞机空气动力学教程可知, 机翼总的迎面阻力可用飞机极曲线方程
给出：
3.2 机翼设计
5、机翼的力矩特性
机翼的纵向力矩系数 Cm取决于机翼的气动布局和飞行状态（ CL和 Ma数）。
在第一次近似中,Cm=Cm0+CmCLCL，其中零力矩 Cm0取决于机翼的气动扭转
和几何扭转，也和飞行 Ma数有关。机翼的纵向静稳定性 CmCL=xcg-xac，除了 xcg
以外还取决于机翼焦点位置 xac，后者取决于机翼平面形状和 Ma数。
6、机翼设计开始阶段机翼参数的选择
机翼几何参数的选择是在实现给定的战术技术要求或使用技术要求的条
件下, 在飞机所有参数优化的过程中, 折中气动, 重量及容积等特性的基础
上进行的 。
3.2 机翼设计
3.2 机翼设计
3.2.6 小展弦比 （ A≤ 3） 机翼的气动力特性
1、小展弦比机翼的流场特点和升力特性
特点,从下表面通过侧边或前缘（大后掠角）向上表面形成激烈的
空气溢流。
对于各种展弦比机翼的 CL-α 关系如下图 3.2.7所示：
3.2 机翼设计
2,小展弦比机翼的阻力和力矩特性
小展弦比机翼的零升阻力按照中等和大展弦比机翼在亚音速的
那些公式计算 。 小展弦比 （ A≤ 3） 机翼的漩涡诱导阻力可按下式决
定：
3.2.7 机翼的气动弹性
3.2.8 机翼的增升装置和副翼
1,机翼后缘的增升装置
为了解决 在起飞, 着陆和在强扰流中飞行时增大机翼的 CL和
Clmax,采用各种类型的沿机翼后缘的增升装置, 其中最常用的如图
下图 3.2.8所示 。
图 3.2.8 各种类型的机翼增升装置
a－开裂式襟翼； b－简单襟翼； c－开缝襟翼； d－后退开裂式襟翼；
e－单缝后退襟翼； f－多缝后退襟翼
3.2 机翼设计
图 3.2.9 各种类型的机翼增升装置的 CL-α关系
1－无襟翼； 2－带前缘缝翼； 3－带开裂式襟翼；
4－带多缝后退襟翼； 5－带前后缘后退襟翼。
3.2 机翼设计
2、前缘增升装置
前缘增升装置的作用是消除或延缓大迎角时流经机翼的空气分离，
从而增大值。在翼尖布置前缘缝翼，分离的延缓可保证提高侧向稳定
性和操纵性，以及改善大迎角时的副翼效率。
机翼前缘增升装置的型式有：带特别形状缝翼的前缘缝翼、克鲁
格襟翼和可偏转的机翼前缘。
3.2 机翼设计
3、飞机横向操纵性的保证
最常使用的横向操纵的手段是设置在翼尖部分的副翼。副翼
面积占机翼面积的比通常为＝ 0.05～ 0.07。
副翼可采用以下一些气动补偿形式：
—— 使用副翼还为了增大时, 采用轴向补偿；
—— 带柔软隔膜的内腔补偿（如 下图 ）。
1－机翼； 2－前补偿室； 3－副翼； 4－密封隔膜
3.2 机翼设计
扰流板的型式如下图所示,
a－理论图； b－扰流板的结构图：
Ⅰ －减小机翼升力的增压区（压力增大）；
Ⅱ －减小机翼升力的气流分离区
3.2 机翼设计
3.3 机身设计
? 这一节的目的是为座舱和机身的方案设计提供具体的方法, 以
满足任务规范中有关乘员, 旅客和装载的要求 。
3.3.1 机身设计的要求与过程
按照用途和功能特征, 机身是飞机最复杂的部件之一 。 它的用
途是多种多样的, 装载有效载重, 乘员, 设备, 装备, 动力装置
和燃料, 并把飞机的重要部件联成一个整体, 包括机翼, 尾翼,
起落架和发动机 。 这种功能上的复杂性决定了在设计过程中不论
是选择机身参数, 尺寸和形状, 还是确定作用在它上面的外载荷
都有一定的难度 。 机身不仅承受其载重的重力, 而且还承受从飞
机各部件传到机身上的载荷 。
机身主要参数的确定应该和飞机其它部件的参数计算同时进
行 。 这些计算可以用迭代循环的方式进行, 这种循环的简图如下
图 。
3.3 机身设计
3.3.2 机身参数的确定
机身的尺寸可以作为它的参数（上图所示），它们是：长度 lf、直径 df、
最大横截面积 SMf，以及无因次的长细比，包括 kf＝ lf/df－机身长细比，
kfh＝ lfh/df－头部长细比,kft＝ lft/df－尾部长细比。当截面不是圆形时，
它的特征尺寸是最大宽度 B，最大高度 H，还经常按机身的最大截面积来决
定等效直径,即
机身的几何参数
3.3 机身设计
下表：机身长细比数据
在统计的基础上导出了机身参数间关系的近似公式：
其中,b和 A－机翼的展长和展弦比；
其中：形状系数 k，对于亚音速飞机 k＝ 0.75～ 0.80；对于超音速飞机 k＝
0.70～ 0.75；
3.3 机身设计
机身容积,
机身表面面积
3.3.3 机身横截面的形状
用地板梁连接的双圆弧形成的机身横截面，地板梁在气密
压差作用下承受拉伸（飞机 DC－ 9）或压缩（安－ 24）
3.3 机身设计
机身横截面的分布
3.3.4 机身头部和尾部外形的特点
飞行员视野、头部形状与风挡玻璃的协调
3.3 机身设计
机身尾部上翘缩短起落架支柱的长度（ Δ h,φ 为常数）
军用运输机机身尾部外形的比较
3.3 机身设计
波音 747F飞机机身的头部货舱
3.3 机身设计
BORING747
3.4 尾翼及其操纵面的设计
3.4.1 尾翼初步设计
1,初步确定尾翼及操纵面的位置和尺寸的步骤
第 1步,作为一般原则，平尾不应直接放在推进器滑流中。
第 2步,确定尾翼的位置。
第 3步,确定尾翼尺寸。
第 4步,确定尾翼的平面几何形状。
第 5步,绘制尾翼平面形状尺寸图 。
第 6步,确定纵向和航向操纵面的尺寸和位置。
第 7步,简明地用报告说明第 1到第 6步，并给出标注有尺寸的图。
3.4 尾翼及其操纵面的设计
2、纵向静稳定性估算（纵向 X-图法）：
下 图给出了一些例子的纵向站位图，注意图中的两个 X分别代表,
（ 1） Xc.g,代表当平尾 (鸭翼 )改变位置时, 重心 c.g相对机翼平均气动力弦
前后移动的距离 。
（ 2） Xa.c,代表当平尾 (鸭翼 )改变位置时，焦点 a.c,相对机翼平均气动力弦
前后移动的距离。
3、航向静稳定性估算（航向 X-图法）：
下图给出了一个 X-图的例子。
3.4.2 尾翼外形的选择
3.4.3操纵面外形及参数的选择
3.4 尾翼及其操纵面的设计
3.5 推进系统的选择与设计
3.5.1 推进系统概述
所有飞机推进装置形式都是靠向后推动空气 （ 或燃气 ） 而产生推
力的 。 飞机的推进装置包括,（ 1） 发动机及其附件； （ 2） 进气系统；
（ 3） 排气系统 。
为了进行动力装置的设计, 首先需要有以下的基本数据：飞机的
用途, 所要求的飞机性能和飞机的起飞重量 。
对动力装置的主要要求是：保证燃油消耗率最低 （ 尤其是远程飞
机 ）, 比重最小 （ 尤其是大推重比的飞机 ）, 以及具有足够的可靠性
和低成本 。
要成功地设计出高性能的现代飞机, 在很大程度上是依靠机体和
动力装置恰当地组合 。 只设计出具有高气动性能和完善的重量特性的
3.5 推进系统的选择与设计
机体是不够的，还需要配以单位耗油率低、比重小的发动机。机体
和动力装置的特性必须匹配，也就是说要采用一种能使飞机和发动
机能同时处于最佳飞行状态的设计准则。换言之，在优选飞机机体
特性的同时，还要优选发动机的型式及其主要参数（决定发动机高
度－速度特性的参数），如 B－涵道比,T3－涡轮前的燃气温度，
ky－压气机增压比等。
图 3.5.1给出了现代飞机动力装置设计的大致顺序 。
要考虑以下两种情况：
（ 1） 开始设计时, 发动机已制出 （ 即在已经有了现成发动机的情况
下进行飞机设计 ） ；
（ 2）需研制所设计飞机专用的新的发动机。
图 3.5.1 飞机动力装置设计的逻辑框图
3.5 推进系统的选择与设计
3.5 推进系统的选择与设计
3.5.2 飞机的进气道设计
1,进气道的工作情况
现代飞机动力装置系统中进气道的功能如下：
（ 1） 保证发动机在各种工作状态下都能稳定地工作；
（ 2） 对进入进气道的空气进行压缩, 使气流的动能变成压力势能 。
现代飞机的进气道, 为了充分地发挥作用, 应该保证：
（ 1） 有尽可能高的总压恢复系数；
（ 2） 压气机进口处的速度场要足够均匀；
（ 3） 在各种使用工作状态下都能稳定地工作 （ 没有严重的气流分离
和压力脉动 ） ；
（ 4）外部阻力尽可能小。
3.5 推进系统的选择与设计
2,亚音速进气道
设计和使用亚音速进气道所积累的经验使这类进气装置已可以
达到很高的总压恢复系数值,σ BX＝ 0.97～ 0.98。
图 3.5.2 亚音速进气道
3.5 推进系统的选择与设计
3,超音速进气道
众所周知，当超音速气流流经一个物体时，要产生激波。当气
流穿过激波时，其各项参数（速度、压力、密度、温度）要产生突
变。其变化的程度决定于激波角的大小，超音速进气道就是利用这
一现象设计的。
图 3.5.3 形成激波的不同方式
a－外压式进气道； b－混合式进气道； c－内压式进气道
图 3.5.4 混合式超音速进气道（设计工作状态）
4、进气道和发动机的相容性
保证进气道和发动机的相容性，是使飞机机体和动力装置特性匹
配的最重要的任务。如果在出现各种可能的不稳定因素时发动机仍能
保持稳定的特性，以稳定和过渡状态工作，就叫做与进气道具有相容
性。
3.5 推进系统的选择与设计
亚音速进气道工作的特点是能自动协调流经发动机和进气装置的
空气流量。因此，亚音速进气道不需要专门的空气流量调节系统 。
对于按超音速飞行速度设计的进气道，为了避免上述不稳定因素
对动力装置工作产生有害的影响和能在较大的速度范围内保持较高的
值，应该有专门的调节系统，但进气道的复杂性、质量和成本都会增
加。
图 3.5.5 F－ 15飞机的进气道调节系统
3.5 推进系统的选择与设计
F-15
5、进气道在飞机上的布置
3.5 推进系统的选择与设计
选择进气道在飞机上的安装位置，最重要的是要解决进气道与发
动机协调的问题，即机体与动力装置特性的匹配。因为将单独设计的
进气装置安装到飞机上以后，其特性可能产生本质的变化。
正面进气道 侧面进气道 翼下（机身下）的进气道
图 3.5.6 附面层的吸除
3.5 推进系统的选择与设计
3.5.3 排气系统
1,降低底阻
机身 （ 或发动机短舱 ） 尾部的修形, 可以使其在跨音速时的阻
力最小和满足超音速飞行的要求 。
底阻主要取决于飞机尾部的外形 。 尾部表面外形越平滑, 则其
周围的压力场越均匀, 外部气流越靠近其外表面, 则底阻将不大 。
图 3.5.7 可调节尾喷管的截面图
2、空气喷气发动机的反推力
图 3.5.8 多用途战斗机上发动机的气动引射器和反推力装置
a－进气活门打开； b－进气活门关闭； c－反推力装置打开
3.5 推进系统的选择与设计
3.6 起落架设计
3.6.1 起落架型式的选择
起落架是一种起飞着陆装置, 它保证飞机滑跑, 起飞, 着陆, 着
陆后滑跑以及在机场上机动滑行 。 这时, 起落架承受作用于飞机上的
各种载荷, 并在着陆滑跑中将其大部分动能散逸掉 。
起落架型式是指支点数目及其相对于飞机重心的位置特征。目前，
飞机上采用的起落架有四种型式：后三点式起落架、前三点式起落架、
机翼下带支点的自行车式起落架及多支点式起落架（见 图 3.6.1）
图 3.6.1 a－后三点式起落架； b－前三点式起落架； c－自行车式起落架
3.6 起落架设计
3.6.2起落架主要几何参数的选择
本节讨论前三点式起落架参数的选择，因为这种型式起落架在极
大多数现代飞机上已获得广泛应用。
前三点式起落架的主要几何参数有：
（ 1） 纵向轮距 b（ 在侧视图中前轮与主轮轴线之间的距离 ） ；
（ 2） 主轮距 B（ 在前视图中两主轮接地点之间的距离 ） ；
（ 3） 主轮伸出量 e（ 在侧视图中通过飞机重心的垂线与主轮轴线之间
的距离 ） ；
（ 4） 前轮伸出量 a（ 在侧视图中通过飞机重心的垂线与前轮轴线之
间的距离 ） ；
（ 5） 主轮伸出角；
（ 6） 防倒立角 （ 机身尾部或尾橇与跑道平面的接触角 ） ；
（ 7）停机角（机身水平基准线与跑道平面之间的夹角）。
3.7 飞机初步设计实例
为了加深对本章内容的了解，下面以 150座喷气式飞机为例进行初
步设计。 （省略）
