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文档简介

1、 飞机设计研究所飞机设计研究所航空科学与工程学院航空科学与工程学院飞机总体设计飞机总体设计第四讲第四讲 1第四讲第四讲 飞机总体布局型式的选择飞机总体布局型式的选择 4.1 飞机型式的含义与内容飞机型式的含义与内容 4.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择4.3 机翼参数选择机翼参数选择4.4 尾翼布置及参数选择尾翼布置及参数选择4.5 隐身对布局设计的影响隐身对布局设计的影响24.1 飞机型式的含义与内容飞机型式的含义与内容 v明确了飞机的设计要求后,就要对飞机的明确了飞机的设计要求后,就要对飞机的外形进行全面的构思,即进行飞机型式的外形进行全面的构思,即进行飞机型式的初步选择初步选择34.

2、1 飞机型式的含义与内容飞机型式的含义与内容v飞机型式没有严格的定义。飞机型式没有严格的定义。 飞机型式就是飞机的总体气动布局型式。飞机型式就是飞机的总体气动布局型式。 飞机型式是指飞机部件几何外形特征及装载布飞机型式是指飞机部件几何外形特征及装载布置方案的总称,如机翼、机身、尾翼及发动机、置方案的总称,如机翼、机身、尾翼及发动机、起落架安装位置、装载布置方案等不同的组合。起落架安装位置、装载布置方案等不同的组合。为满足不同的飞机设计要求,不同的气动、重为满足不同的飞机设计要求,不同的气动、重量、刚度和使用维护等各方面的要求,这些部量、刚度和使用维护等各方面的要求,这些部件有各不相同的外形,其

3、组合又可有不同的型件有各不相同的外形,其组合又可有不同的型式。式。 飞机型式是飞机各部件数目,外形和相对位置飞机型式是飞机各部件数目,外形和相对位置的总称的总称4v 飞机型式选择在飞机设计中的地位和作用飞机型式选择在飞机设计中的地位和作用 飞机设计过程中,影响飞机性能的重大决策基本飞机设计过程中,影响飞机性能的重大决策基本上都是在飞机型式选择过程中作出的上都是在飞机型式选择过程中作出的 飞机的气动力特性、强度刚度特性、使用维护性飞机的气动力特性、强度刚度特性、使用维护性能、制造工艺性能等各个方面的特性,在飞机的能、制造工艺性能等各个方面的特性,在飞机的型式确定下来以后就基本上确定了型式确定下来

4、以后就基本上确定了 正确地选择飞机型式对设计速度和设计质量有很正确地选择飞机型式对设计速度和设计质量有很大的影响大的影响 不恰当的飞机型式,会引起以后设计中的重大返不恰当的飞机型式,会引起以后设计中的重大返工。如果在风洞试验甚至在试飞之后,发现飞机工。如果在风洞试验甚至在试飞之后,发现飞机的性能或操纵安定性差,则可能推翻整个方案,的性能或操纵安定性差,则可能推翻整个方案,就会大大影响设计速度就会大大影响设计速度4.1 飞机型式的含义与内容飞机型式的含义与内容5v飞机型式选择和飞机的设计要求之间不存飞机型式选择和飞机的设计要求之间不存在一一对应关系在一一对应关系 设计人员应当综合地分析问题,合理

5、妥善地处理一系列设计人员应当综合地分析问题,合理妥善地处理一系列相互矛盾的要求,来正确选择飞机各部件的外形及相互相互矛盾的要求,来正确选择飞机各部件的外形及相互位置,这些部件的组合就决定了飞机型式。位置,这些部件的组合就决定了飞机型式。4.1 飞机型式的含义与内容飞机型式的含义与内容6v飞机型式选择的主要工作飞机型式选择的主要工作 4.1 飞机型式的含义与内容飞机型式的含义与内容74.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择v飞机总体配平型式也就是飞机的气动布局飞机总体配平型式也就是飞机的气动布局型式,通常指不同承力面的安排型式。型式,通常指不同承力面的安排型式。v机翼是产生升力的主要部件,前翼、

6、水平机翼是产生升力的主要部件,前翼、水平尾翼和垂直尾翼等是辅助承力面,用于保尾翼和垂直尾翼等是辅助承力面,用于保证飞机的操纵性和稳定性。证飞机的操纵性和稳定性。v飞机配平型式的选择是一个复杂的创造性飞机配平型式的选择是一个复杂的创造性的设计过程,技术因素是首先要研究的问的设计过程,技术因素是首先要研究的问题。另外,飞机型式选择还会受到其他非题。另外,飞机型式选择还会受到其他非技术因素的制约,例如:市场技术因素的制约,例如:市场 、设计人员、设计人员的风格和习惯等。的风格和习惯等。84.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择v达索公司的设计传统达索公司的设计传统幻影幻影III 幻影幻影2000阵风

7、阵风94.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择v根据配平翼面和机翼之间的相对位置和配根据配平翼面和机翼之间的相对位置和配平翼面的多少,通常分为以下几种型式平翼面的多少,通常分为以下几种型式 正常式布局:水平尾翼位于机翼之后正常式布局:水平尾翼位于机翼之后 鸭式布局:水平尾翼位于机翼之前鸭式布局:水平尾翼位于机翼之前 无尾布局:只有一对机翼,但立尾有无不确定无尾布局:只有一对机翼,但立尾有无不确定 三翼面布局:机翼前面有前翼,后面有平尾三翼面布局:机翼前面有前翼,后面有平尾104.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择v正常式布局正常式布局 多数飞机采用正常式布局,主要是因为正常式多数飞机采用正常

8、式布局,主要是因为正常式飞机布局积累的知识和设计经验比较丰富。飞机布局积累的知识和设计经验比较丰富。 飞机正常飞行时,保证飞机各部分的合力通过飞机正常飞行时,保证飞机各部分的合力通过飞机的重心,保持稳定的运动。飞机的重心,保持稳定的运动。 正常式布局的水平尾翼一般提供向下的负升力,正常式布局的水平尾翼一般提供向下的负升力,为了保证飞机的静稳定性为了保证飞机的静稳定性 ,飞机机翼的迎角大,飞机机翼的迎角大于尾翼的迎角。于尾翼的迎角。114.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择v正常式布局正常式布局124.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择v正常式布局正常式布局134.2 飞机配平形式选择飞机配

9、平形式选择v鸭式布局鸭式布局 鸭式布局是飞机最早采用的布局型式,莱特兄弟鸭式布局是飞机最早采用的布局型式,莱特兄弟设计的飞机就是鸭式布局,但是由于鸭翼提供的设计的飞机就是鸭式布局,但是由于鸭翼提供的不稳定的俯仰力矩造成鸭式飞机发展缓慢。不稳定的俯仰力矩造成鸭式飞机发展缓慢。 随着主动控制技术的发展,鸭式布局技术日趋成随着主动控制技术的发展,鸭式布局技术日趋成熟,鸭式飞机在中、大迎角飞行时,如果采用近熟,鸭式飞机在中、大迎角飞行时,如果采用近距耦合鸭翼型式距耦合鸭翼型式,前翼和机翼前缘同时产生脱,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,产生很高体涡,两者相互干扰,使涡系更稳定,

10、产生很高的涡升力。的涡升力。 近距与远距鸭翼的更多介绍近距与远距鸭翼的更多介绍 方宝瑞,方宝瑞,飞机气动布局设计飞机气动布局设计144.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择 鸭式布局的难点是鸭翼位置的选择和大迎角时鸭式布局的难点是鸭翼位置的选择和大迎角时俯仰力矩上仰的问题。由于鸭翼位于飞机的重俯仰力矩上仰的问题。由于鸭翼位于飞机的重心之前,俯仰力矩在大迎角的情况下提供较大心之前,俯仰力矩在大迎角的情况下提供较大的抬头力矩(上仰力矩),不能够稳定的飞行,的抬头力矩(上仰力矩),不能够稳定的飞行,因此必须提供足够的低头力矩来平衡之因此必须提供足够的低头力矩来平衡之 在后机身加边条(在后机身加边条(

11、X-29) 限制放宽静稳定余度限制放宽静稳定余度 采用发动机推力矢量技术等采用发动机推力矢量技术等154.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择 前翼尖端涡流布置不当,会引起机翼弯矩增加,前翼尖端涡流布置不当,会引起机翼弯矩增加,阻力增大,所以对于客机常常采用将前翼布置阻力增大,所以对于客机常常采用将前翼布置在机翼的远前下方,减少前翼对主翼的气动影在机翼的远前下方,减少前翼对主翼的气动影响。响。164.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择v无尾布局无尾布局 无尾布局飞机一般采用大后掠角的三角形机翼,用机无尾布局飞机一般采用大后掠角的三角形机翼,用机翼后缘的襟副翼作为纵向配平的操作面。翼后缘的襟副

12、翼作为纵向配平的操作面。 无尾飞机配平时,襟副翼的升力方向向下,引起升力无尾飞机配平时,襟副翼的升力方向向下,引起升力损失,同时力臂较短,效率不高。飞机起飞时,需要损失,同时力臂较短,效率不高。飞机起飞时,需要较大的升力,为此必须将襟副翼向下偏,这样会引起较大的升力,为此必须将襟副翼向下偏,这样会引起较大的低头力矩,为了配平低头力矩襟副翼又需上偏,较大的低头力矩,为了配平低头力矩襟副翼又需上偏,造成操纵困难,配平阻力增加。造成操纵困难,配平阻力增加。 因此,无尾式布局的飞机通常采用扭转机翼的办法,因此,无尾式布局的飞机通常采用扭转机翼的办法,保证飞机的零升力矩系数大于零,这样可以有效的降保证飞

13、机的零升力矩系数大于零,这样可以有效的降低飞机飞行时的配平阻力。低飞机飞行时的配平阻力。174.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择 无尾式布局同正常式布局飞机相比有如下的优点无尾式布局同正常式布局飞机相比有如下的优点 飞机结构重量轻飞机结构重量轻 隐身特性好隐身特性好 气动阻力较小气动阻力较小 超音速阻力更小超音速阻力更小184.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择v三翼面布局三翼面布局 在正常式布局的基础上增加了水平前翼构成的,在正常式布局的基础上增加了水平前翼构成的,它综合了正常式布局和鸭式布局的优点,有望得它综合了正常式布局和鸭式布局的优点,有望得到更好的气动特性,特别是操纵和配平特性

14、到更好的气动特性,特别是操纵和配平特性 增加前翼可以使全机气动载荷分布更为合理,减轻机翼增加前翼可以使全机气动载荷分布更为合理,减轻机翼上的气动载荷,有效的减轻机翼的结构重量;上的气动载荷,有效的减轻机翼的结构重量; 前翼和机翼的襟副翼,水平尾翼一起构成飞机的操纵控前翼和机翼的襟副翼,水平尾翼一起构成飞机的操纵控制面,保证飞机大迎角的情况下有足够的恢复力矩,允制面,保证飞机大迎角的情况下有足够的恢复力矩,允许有更大的重心移动的范围;许有更大的重心移动的范围; 前翼的脱体涡提供非线性升力,提高全机最大升力。前翼的脱体涡提供非线性升力,提高全机最大升力。 缺点是由于增加前翼使得飞机的总重有所增加缺

15、点是由于增加前翼使得飞机的总重有所增加194.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择v三翼面布局三翼面布局 F-15S/MDT验证机验证机F-15D双座战斗机双座战斗机204.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择v前掠翼布局前掠翼布局 前掠机翼具有后掠机翼的气动优点,但不存在后掠机前掠机翼具有后掠机翼的气动优点,但不存在后掠机翼翼梢分离的缺点:在迎角增大时,机翼根部最先进翼翼梢分离的缺点:在迎角增大时,机翼根部最先进入失速。因为失速区不包围副翼,这样的失速不导致入失速。因为失速区不包围副翼,这样的失速不导致飞机横向操纵性的丧失。这就提高了飞行的安全性,飞机横向操纵性的丧失。这就提高了飞行的安全性

16、,并提高了超音速飞机的大迎角机动性能。并提高了超音速飞机的大迎角机动性能。 前掠翼布局之所以前掠翼布局之所以 还未被广泛应用,还未被广泛应用, 是因为前掠机翼的是因为前掠机翼的 弯扭扩散的问题。弯扭扩散的问题。 214.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择v联翼布局联翼布局与常规布局相比较,联翼优点如下:与常规布局相比较,联翼优点如下: 提高了抗弯扭强度,减轻了结构重量提高了抗弯扭强度,减轻了结构重量 提供直接升力和直接侧向力控制能力提供直接升力和直接侧向力控制能力 减少了诱导阻力减少了诱导阻力 减少了跨音速和超音速波阻,减少了跨音速和超音速波阻, 可以更好的采用面积律可以更好的采用面积律鲲鹏

17、鲲鹏-700 (北航(北航3305 T6)224.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择vBURNELLI布局布局 设计思路是让机身也参与产生升力。但是如果设计思路是让机身也参与产生升力。但是如果采用增压客舱,机身将变得非常重采用增压客舱,机身将变得非常重 对于大型运输机而言,对于大型运输机而言,Burnelli的应用有待深的应用有待深入的研究入的研究 234.2 飞机配平形式选择飞机配平形式选择v斜翼布局斜翼布局 在跨音速范围内,斜机翼布局与常规固定后掠在跨音速范围内,斜机翼布局与常规固定后掠或变后掠机翼飞机相比,有利于降低阻力。或变后掠机翼飞机相比,有利于降低阻力。 只有一个转轴代替了常规变

18、后掠机翼的两个转只有一个转轴代替了常规变后掠机翼的两个转轴。有利于降低飞机的结构重量。轴。有利于降低飞机的结构重量。 244.3 机翼参数选择机翼参数选择v4.3.1 翼型选择翼型选择v4.3.2 机翼外形设计机翼外形设计 v4.3.3 边条边条 v4.3.4 机翼的增升装置和副翼机翼的增升装置和副翼 25v翼型是构成翼面的重要部分,直接影响到飞机翼型是构成翼面的重要部分,直接影响到飞机的性能和飞行品质的性能和飞行品质v选择翼型时不仅要满足气动要求,还须兼顾结选择翼型时不仅要满足气动要求,还须兼顾结构、强度及工艺的需要构、强度及工艺的需要4.3.1 翼型选择翼型选择26v 翼型的参数翼型的参数

19、 中弧线中弧线 基本厚度分布基本厚度分布 弦长弦长b 最大弯度最大弯度f 相对弯度相对弯度f/b 最大厚度最大厚度c 相对厚度相对厚度c/b 最大厚度的最大厚度的 相对位置相对位置Xc/b 前缘半径前缘半径r 后缘角后缘角4.3.1 翼型选择翼型选择27v参数对翼型气动特性的影响参数对翼型气动特性的影响前缘半径前缘半径 前缘半径小,前缘在小迎角时就开始分离,随迎角前缘半径小,前缘在小迎角时就开始分离,随迎角增加再附着,前缘半径越小越易分离,最大升力系增加再附着,前缘半径越小越易分离,最大升力系数小,但波阻也小数小,但波阻也小适于超音速飞机适于超音速飞机 前缘半径大,圆前缘翼型从后缘开始失速,随

20、迎角前缘半径大,圆前缘翼型从后缘开始失速,随迎角增加分离前移,失速迎角大,最大升力系数大,但增加分离前移,失速迎角大,最大升力系数大,但波阻也大波阻也大适于亚音速飞机适于亚音速飞机4.3.1 翼型选择翼型选择284.3.1 翼型选择翼型选择v参数对翼型气动特性的影响参数对翼型气动特性的影响相对厚度相对厚度 直接影响飞机的阻力(特别是波阻)、最大升力系数、失速直接影响飞机的阻力(特别是波阻)、最大升力系数、失速特性和结构重量。特性和结构重量。 相对厚度对亚音速阻力影响不大,而超音速时波阻增加约与相对厚度对亚音速阻力影响不大,而超音速时波阻增加约与 的平方成正比的平方成正比 。 超音速战斗机的超音

21、速战斗机的 一般在一般在4%6%,如太小则影响结构高度与,如太小则影响结构高度与机翼的可用容积;最大厚度位置在机翼的可用容积;最大厚度位置在40%-45%,有利减阻,有利减阻cc294.3.1 翼型选择翼型选择v参数对翼型气动特性的影响参数对翼型气动特性的影响相对厚度相对厚度 随着翼型相对厚度增加,最大升力系数先增大,然后随着翼型相对厚度增加,最大升力系数先增大,然后减小。对于每一种翼型,有一个最佳的相对厚度,范减小。对于每一种翼型,有一个最佳的相对厚度,范围大约为围大约为10%14%,亚音速飞机翼型的相对厚度多,亚音速飞机翼型的相对厚度多在此范围内。在此范围内。 超临界翼型有助于超临界翼型有

22、助于 推迟激波的形成,推迟激波的形成, 并减小给定相对并减小给定相对 厚度翼型的阻力厚度翼型的阻力相对厚度经验曲线相对厚度经验曲线 304.3.1 翼型选择翼型选择v参数对翼型气动特性的影响参数对翼型气动特性的影响相对弯度相对弯度 弯度的确定通常是保证翼型在正常的巡航速度飞行时弯度的确定通常是保证翼型在正常的巡航速度飞行时处于设计升力系数状态。设计升力系数指的是具有最处于设计升力系数状态。设计升力系数指的是具有最小阻力时的升力系数。小阻力时的升力系数。 对于任何一种翼型,在其设计升力系数附近,有最有对于任何一种翼型,在其设计升力系数附近,有最有利的压力分布,阻力最小,升阻比最大利的压力分布,阻

23、力最小,升阻比最大 对于低速飞机,巡航速度比较小,所需的升力系数要对于低速飞机,巡航速度比较小,所需的升力系数要大,应当采用相对弯度较大的翼型,对于高速飞机则大,应当采用相对弯度较大的翼型,对于高速飞机则应选取相对弯度较小的翼型或无弯度的对称翼型。应选取相对弯度较小的翼型或无弯度的对称翼型。 平尾、立尾等翼面要在正负迎角、正负侧滑角下工作,平尾、立尾等翼面要在正负迎角、正负侧滑角下工作,因此这些翼面都要采用对称翼型因此这些翼面都要采用对称翼型314.3.1 翼型选择翼型选择v高速战斗机的方案设计初期高速战斗机的方案设计初期 不必花太多的时间去精选合适的翼型,经常是利用已有不必花太多的时间去精选

24、合适的翼型,经常是利用已有气动试验数据的翼型,从中选择比较合适的,如气动试验数据的翼型,从中选择比较合适的,如NACA64A或或65A的对称翼型,确定好相对厚度;的对称翼型,确定好相对厚度; 而前缘半径、弯度和扭转,则可在详细设计时根据不同而前缘半径、弯度和扭转,则可在详细设计时根据不同的任务要求和机翼平面形状再进行精修设计的任务要求和机翼平面形状再进行精修设计v大展弦比、小后掠的亚音速运输机大展弦比、小后掠的亚音速运输机 一般采用自己设计的超临界翼型,如美国的一般采用自己设计的超临界翼型,如美国的NASA SC(2)-0614,西工大的跨音速飞机用的,西工大的跨音速飞机用的NPU-S7361

25、3 还需注意翼型的配置,翼尖用失速性能好的翼型,翼根还需注意翼型的配置,翼尖用失速性能好的翼型,翼根则用升阻比高、相对厚度大的翼型则用升阻比高、相对厚度大的翼型324.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v机翼设计的依据机翼设计的依据 满足设计要求的飞机性能为主要依据,即应保证满足设计要求的飞机性能为主要依据,即应保证 在起飞、着陆和空中机动状态下有尽可能大的升力及在起飞、着陆和空中机动状态下有尽可能大的升力及高的升阻比;高的升阻比; 在巡航状态和大速度下有尽可能小的气动阻力;在巡航状态和大速度下有尽可能小的气动阻力; 在全包线范围内有良好的纵向及横侧向的操纵安定特在全包线范围内有良好的纵向及横侧

26、向的操纵安定特性,特别是在低速时要有线性的俯仰力矩特性、较高性,特别是在低速时要有线性的俯仰力矩特性、较高的副翼效率及横向特性。的副翼效率及横向特性。 满足强度和气动弹性要求,使机翼具有足够的结满足强度和气动弹性要求,使机翼具有足够的结构刚度和较轻的结构重量及较大的颤振速度。构刚度和较轻的结构重量及较大的颤振速度。334.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v机翼几何形状定义机翼几何形状定义 S 机翼参考面积 ; l 机翼展长; b0 翼根弦长; b1 翼尖弦长 ; 机翼展弦比 ; 机翼前缘后掠角; 根梢比(梯形比); 翼型相对厚度; 扭转角 c344.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v机翼几何形

27、状定义机翼几何形状定义 美英等国的表示符号美英等国的表示符号 s b c根 c尖 A; LE 尖削比(梢根比)=1/ t/c; S 机翼参考面积 ; l 机翼展长; b0 翼根弦长; b1 翼尖弦长 ; 机翼展弦比 ; 机翼前缘后掠角; 根梢比(梯形比); 翼型相对厚度; 扭转角 c354.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v机翼的平均气动弦机翼的平均气动弦 翼型在亚音速流中的俯仰翼型在亚音速流中的俯仰力矩数据通常相对于力矩数据通常相对于1/4弦弦点给出。翼型绕该点的俯点给出。翼型绕该点的俯仰力矩随着迎角的变化基仰力矩随着迎角的变化基本为一常数,该点即为翼本为一常数,该点即为翼型的型的“气动中心

28、气动中心” 完整的梯形机翼的气动中完整的梯形机翼的气动中心落在心落在“平均气动弦平均气动弦”上,上,其位置如右图确定:其位置如右图确定:c =(2/3)C根(1+2 )/(1+) =(b/6)(1+2)/(1+)典型的气动中心=0.25 亚音速 =0.4 超音速cc364.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v主要参数选取展弦比主要参数选取展弦比 展弦比越大,即翼展长,展弦比越大,即翼展长,翼尖效应(翼尖处下面高翼尖效应(翼尖处下面高压气流流向上翼面,减小了翼尖附近的升力)压气流流向上翼面,减小了翼尖附近的升力)对机对机翼影响区比例越小,其升力线斜率即升阻比都较大翼影响区比例越小,其升力线斜率即升

29、阻比都较大 由于翼尖涡减小了翼尖处的有效迎角,所以小展弦由于翼尖涡减小了翼尖处的有效迎角,所以小展弦比机翼的失速迎角大比机翼的失速迎角大374.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v主要参数选取展弦比主要参数选取展弦比 大型民用旅客机和军用运输机为提高升阻比,减小升致大型民用旅客机和军用运输机为提高升阻比,减小升致阻力,展弦比选在阻力,展弦比选在10左右左右 战斗机着眼于高机动性和减少超声速阻力,展弦比一般战斗机着眼于高机动性和减少超声速阻力,展弦比一般选选2.04.0384.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v主要参数选取后掠角主要参数选取后掠角 增加后掠角,可以提高临界增加后掠角,可以提高临界M

30、a数,延缓激波的产数,延缓激波的产生,这是高亚音速飞机采用后掠角的根本原因。生,这是高亚音速飞机采用后掠角的根本原因。 后掠角增加,可以降低气动阻力,但同时会使机后掠角增加,可以降低气动阻力,但同时会使机翼结构重量增大,选择后掠角时应避开音速前缘,翼结构重量增大,选择后掠角时应避开音速前缘,采用亚音速或超音速前缘采用亚音速或超音速前缘 亚音速前缘的后掠机翼亚音速前缘的后掠机翼令 n= tg(r) /tg(u)n1 为超音速前缘 r :机翼前缘半顶角 :扰动锥半顶角 394.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v主要参数选取后掠角主要参数选取后掠角 当飞行当飞行Ma2时,如果采用亚音速前缘,则后掠角

31、时,如果采用亚音速前缘,则后掠角可能很大,这样会引起机翼结构重量过份增大,可能很大,这样会引起机翼结构重量过份增大,同时翼梢分离更为严重。这时应当避开音速前缘,同时翼梢分离更为严重。这时应当避开音速前缘,采用超音速前缘。采用超音速前缘。 选取前缘后掠角的经验曲线选取前缘后掠角的经验曲线404.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v主要参数选取根梢比主要参数选取根梢比 根梢比影响机翼的升力沿展向分布的规律,大部分根梢比影响机翼的升力沿展向分布的规律,大部分低速平直机翼的根梢比在低速平直机翼的根梢比在22.5,后掠机翼的根梢,后掠机翼的根梢比多在比多在26范围内范围内 除三角翼外,一般根梢比小于除三角

32、翼外,一般根梢比小于5,以避免翼尖失速,以避免翼尖失速414.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v主要参数选取其他参数主要参数选取其他参数 扭转角扭转角 机翼扭转可以防止翼尖失速,改善升力分布,减机翼扭转可以防止翼尖失速,改善升力分布,减小升致阻力,改善巡航特性。小升致阻力,改善巡航特性。 一般翼根、翼尖的相对扭转角为一般翼根、翼尖的相对扭转角为3左右。左右。 安装角机翼相对于机身的偏角安装角机翼相对于机身的偏角 工程上常常给出翼根和翼尖处的安装角,并将两工程上常常给出翼根和翼尖处的安装角,并将两者之间的差值定义为扭转者之间的差值定义为扭转 对多数初始设计,可假定通用航空飞机和自制飞对多数初始设

33、计,可假定通用航空飞机和自制飞机的安装角约机的安装角约2 ,运输机约,运输机约1 ,军用飞机约,军用飞机约为零度为零度424.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v主要参数选取其他参数主要参数选取其他参数 上(下)反角上(下)反角 上反角可提供横向安定效应,下反角减少横向安定效应上反角可提供横向安定效应,下反角减少横向安定效应 对于后掠机翼,为防止过大的横向安定性,大后掠时一对于后掠机翼,为防止过大的横向安定性,大后掠时一般选般选12下反角。粗略地说,下反角。粗略地说,10 的后掠角可提的后掠角可提供大约供大约1 的有效上反的有效上反434.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v机翼相对机身的垂直位置

34、机翼相对机身的垂直位置 三种形式:上单翼、中单翼、下单翼三种形式:上单翼、中单翼、下单翼444.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v机翼相对机身的垂直位置气动干扰问题机翼相对机身的垂直位置气动干扰问题 中单翼的气动干扰阻力最小,下单翼的干扰阻力最大。如果中单翼的气动干扰阻力最小,下单翼的干扰阻力最大。如果下单翼布局采用整流蒙皮,则可以大大降低气动干扰。下单翼布局采用整流蒙皮,则可以大大降低气动干扰。 中单翼对飞机的横滚力矩特性影响不大,上单翼使系数变大,中单翼对飞机的横滚力矩特性影响不大,上单翼使系数变大,其效果相当于机翼具有较大的上反角,下单翼正好相反。其效果相当于机翼具有较大的上反角,下单翼

35、正好相反。454.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v机翼相对机身的垂直位置机翼相对机身的垂直位置上单翼上单翼结构布置结构布置 机身更加接近地面,这对运输机来说是很明显的优点,因机身更加接近地面,这对运输机来说是很明显的优点,因为这简化了装卸货物的过程为这简化了装卸货物的过程 应急着陆时,机翼不能对机身起到保护作用,水上迫降时,应急着陆时,机翼不能对机身起到保护作用,水上迫降时,机身在水面下,应急疏散旅客困难机身在水面下,应急疏散旅客困难 机翼可以贯穿机身,机翼的升力自身可以平衡,减轻了飞机翼可以贯穿机身,机翼的升力自身可以平衡,减轻了飞机的结构重量机的结构重量 由于机翼的位置很高,无法装起落架

36、,起落架只能装到机由于机翼的位置很高,无法装起落架,起落架只能装到机身上,这时,起落架身上,这时,起落架 难以保证滑跑的稳定性,因为起落架难以保证滑跑的稳定性,因为起落架的轮距不容易保证的轮距不容易保证 在滑跑时的侧向稳定性很好。一些上单翼飞机往往采用下在滑跑时的侧向稳定性很好。一些上单翼飞机往往采用下反来减少滑跑时的过分稳定反来减少滑跑时的过分稳定 464.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v机翼相对机身的垂直位置机翼相对机身的垂直位置中单翼中单翼结构布置结构布置 中单翼主要的不足是结构上的。对上单翼和下单翼布局来中单翼主要的不足是结构上的。对上单翼和下单翼布局来说,机翼可以贯穿机身,这种安排

37、不会影响内部装载的布说,机翼可以贯穿机身,这种安排不会影响内部装载的布置,而中单翼会受到机身内部装载布置的强烈影响置,而中单翼会受到机身内部装载布置的强烈影响 中单翼布局通常采用环形加强隔框来传递机翼的载荷,或中单翼布局通常采用环形加强隔框来传递机翼的载荷,或采用折梁,修形的方式穿过机身,这样可能会增加机翼的采用折梁,修形的方式穿过机身,这样可能会增加机翼的结构重量结构重量474.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v机翼相对机身的垂直位置机翼相对机身的垂直位置下单翼下单翼结构布置结构布置 有利于起落架的设计,起落架可以直接收回机翼中。对双有利于起落架的设计,起落架可以直接收回机翼中。对双螺旋桨发

38、动机来说,起落架可方便的收回到发动机短舱。螺旋桨发动机来说,起落架可方便的收回到发动机短舱。但需考虑发动机和螺旋桨桨叶的离地高度,会造成起落架但需考虑发动机和螺旋桨桨叶的离地高度,会造成起落架长度增加,重量增大。长度增加,重量增大。 为了增加侧向稳定性,机翼需要上反。为了增加侧向稳定性,机翼需要上反。 下单翼在应急着陆时对机身起到保护作用;水上迫降时,下单翼在应急着陆时对机身起到保护作用;水上迫降时,机身在水面上,应急疏散旅客比较方便。机身在水面上,应急疏散旅客比较方便。 机翼可以贯穿机身,降低飞机的结构重量。机翼可以贯穿机身,降低飞机的结构重量。 机身离地高度较大,装卸货物不便。机身离地高度

39、较大,装卸货物不便。 484.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v选择上下位置时,必须认真分析不同布局的特点,结选择上下位置时,必须认真分析不同布局的特点,结合飞机的设计要求才能确定。合飞机的设计要求才能确定。一般来说,一般来说,轻型飞机采轻型飞机采用下单翼,军用战斗机采用中单翼,军用运输机采用用下单翼,军用战斗机采用中单翼,军用运输机采用上单翼,旅客机采用下单翼上单翼,旅客机采用下单翼494.3.2 机翼外形设计机翼外形设计v机翼的纵向位置需要根据飞机的重心和飞机的稳机翼的纵向位置需要根据飞机的重心和飞机的稳定性操纵性的指标来确定定性操纵性的指标来确定 尾翼在后的稳定飞机,机翼的最初位置应使飞

40、机重心尾翼在后的稳定飞机,机翼的最初位置应使飞机重心位于位于30% MAC处;考虑机身和尾翼的影响后,重心处;考虑机身和尾翼的影响后,重心应大致在应大致在25% MAC处处 有后尾翼的不稳定飞机,机翼位置取决于所选择的不有后尾翼的不稳定飞机,机翼位置取决于所选择的不稳定水平,通常应使重心位于稳定水平,通常应使重心位于MAC的的40%处处 对于鸭式飞机,由于鸭翼下洗对机翼的影响,这些经对于鸭式飞机,由于鸭翼下洗对机翼的影响,这些经验法则很不可靠。对于带有计算飞控系统的操纵型鸭验法则很不可靠。对于带有计算飞控系统的操纵型鸭翼翼(即不稳定飞机即不稳定飞机),机翼最初应布置在使飞机重心位,机翼最初应布

41、置在使飞机重心位于机翼于机翼MAC大约大约1520%处处504.3.3 边条边条v“边条边条”是前缘尖锐,后掠角很大(达是前缘尖锐,后掠角很大(达60以以上)的涡流控制面上)的涡流控制面v边条翼在大迎角飞行时产生脱体涡,本身具有边条翼在大迎角飞行时产生脱体涡,本身具有涡升力,同时还控制和改善机翼的外翼气流分涡升力,同时还控制和改善机翼的外翼气流分离,提高机翼的升力离,提高机翼的升力514.3.3 边条边条v边条的涡升力容易引起俯仰力矩发生上仰。边条的涡升力容易引起俯仰力矩发生上仰。随着主动控制技术的发展,采用放宽静稳随着主动控制技术的发展,采用放宽静稳定性的办法可以有效解决纵向力矩不稳定定性的

42、办法可以有效解决纵向力矩不稳定的问题。的问题。524.3.4 机翼的增升装置和副翼机翼的增升装置和副翼v增升装置的作用与类型增升装置的作用与类型 作用主要是增加翼型的相对弯度和面积,并对附作用主要是增加翼型的相对弯度和面积,并对附面层进行控制,延迟翼面上的气流分离,目的都面层进行控制,延迟翼面上的气流分离,目的都是增加飞机升力,改善起降性能是增加飞机升力,改善起降性能 一般分为后缘襟翼一般分为后缘襟翼 和前缘襟翼和前缘襟翼 右图中各种后缘右图中各种后缘 襟翼的增升作用襟翼的增升作用 逐渐增加,但结逐渐增加,但结 构复杂性也增加构复杂性也增加(a)开裂式襟翼开裂式襟翼 (b)简单襟翼简单襟翼 (

43、c)开缝襟翼开缝襟翼 (d)后退开裂式襟翼后退开裂式襟翼 (e)单缝后退襟翼单缝后退襟翼 (f)多缝后退襟翼多缝后退襟翼534.3.4 机翼的增升装置和副翼机翼的增升装置和副翼v增升装置的作用与类型(续)增升装置的作用与类型(续) 前缘襟翼包括前缘缝翼、克鲁格襟翼和可偏转的机翼前缘襟翼包括前缘缝翼、克鲁格襟翼和可偏转的机翼前缘(机动襟翼)前缘(机动襟翼) 1没有增升装置的机翼 2具有前缘缝翼的机翼 3具有普通襟片的机翼 4具有滑动式多开缝襟翼的机翼 5同4,增加克鲁格前缘襟翼 6同4,增加前缘缝翼不同型式机翼增升装置不同型式机翼增升装置的升力增量的升力增量迎角迎角曲线曲线(以教材图(以教材图3

44、.25为准)为准)544.3.4 机翼的增升装置和副翼机翼的增升装置和副翼v襟翼参数选取襟翼参数选取 后缘襟翼的升力增量后缘襟翼的升力增量CL与其面积、偏度、后退襟翼的与其面积、偏度、后退襟翼的后退量、带缝襟翼的缝隙形式有关后退量、带缝襟翼的缝隙形式有关 后缘襟翼面积相对机翼面积一般在后缘襟翼面积相对机翼面积一般在10%15%; 襟翼的展长受副翼位置的限制,一般不能超过机翼展长襟翼的展长受副翼位置的限制,一般不能超过机翼展长的的60%;为了增加面积,只能增加弦长:;为了增加面积,只能增加弦长: 开裂式襟翼相对弦长在开裂式襟翼相对弦长在25% 左右左右 简单襟翼简单襟翼30% 后退襟翼及单缝襟翼

45、在后退襟翼及单缝襟翼在2535%; 若采用襟副翼,其相对展长可达若采用襟副翼,其相对展长可达70%80%,相对弦长,相对弦长在在20%左右。左右。554.3.4 机翼的增升装置和副翼机翼的增升装置和副翼v襟翼参数选取(续)襟翼参数选取(续) 后缘襟翼的偏角因襟翼形式不同而不同,一般情况下:后缘襟翼的偏角因襟翼形式不同而不同,一般情况下: 一般无缝襟翼偏度应小于一般无缝襟翼偏度应小于25 单缝襟翼偏度在单缝襟翼偏度在3035 双缝襟翼偏度可达双缝襟翼偏度可达4050 开裂襟翼可达开裂襟翼可达60。 简单襟翼用于起降和简单襟翼用于起降和 巡航状态增升,单、巡航状态增升,单、 双缝襟翼仅用于起降双缝

46、襟翼仅用于起降 增升。增升。http:/ 机翼的增升装置和副翼机翼的增升装置和副翼v襟翼参数选取(续)襟翼参数选取(续) 若前缘襟翼展长在若前缘襟翼展长在0.8翼展范围可分内、外两段翼展范围可分内、外两段 前缘襟翼根弦在前缘襟翼根弦在15%20%,翼尖弦在,翼尖弦在20%30%(相对(相对当地机翼弦长)当地机翼弦长) 襟翼顺气流偏角一般不超过襟翼顺气流偏角一般不超过30: 一般在起飞着陆时,前缘偏一般在起飞着陆时,前缘偏10,后缘偏,后缘偏30左右;左右; 巡航状态前、后缘偏巡航状态前、后缘偏5左右;左右; 大机动时前缘偏大机动时前缘偏2530,后缘偏,后缘偏510。57v副翼布置在机翼后缘两

47、侧的横向操纵面,副翼布置在机翼后缘两侧的横向操纵面,其作用是提供足够大的滚转力矩,保证满其作用是提供足够大的滚转力矩,保证满足飞机对横向操纵性的要求。足飞机对横向操纵性的要求。4.3.4 机翼的增升装置和副翼机翼的增升装置和副翼58v副翼的初步参数选取副翼的初步参数选取 副翼面积相对机翼面积一般在副翼面积相对机翼面积一般在5%7%;副翼;副翼相对弦长约为相对弦长约为20%25%; 如采用襟副翼,即后缘如采用襟副翼,即后缘 襟翼与副翼合成一块,襟翼与副翼合成一块, 其相对展长可达其相对展长可达 60%80%。 一般副翼偏角一般副翼偏角a a 不超过不超过25。4.3.4 机翼的增升装置和副翼机翼

48、的增升装置和副翼副翼选取曲线范围副翼选取曲线范围59v尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼,是飞机纵向尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼,是飞机纵向和侧向上的平衡、稳定及操纵机构。和侧向上的平衡、稳定及操纵机构。v尾翼设计的成败,直接关系到飞机的稳定性尾翼设计的成败,直接关系到飞机的稳定性和操纵性,同时在一定程度上影响飞机的飞和操纵性,同时在一定程度上影响飞机的飞行性能,如速度、升限等,所以尾翼是根据行性能,如速度、升限等,所以尾翼是根据飞机的操纵飞机的操纵 、稳定性要求进行设计的。、稳定性要求进行设计的。4.4 尾翼布置及参数选择尾翼布置及参数选择604.4.1 尾翼的布置尾翼的布置后置尾翼变化情况后置尾翼变

49、化情况614.4.1 尾翼的布置尾翼的布置 常规型尾翼通常可在重量最轻的情况,提供足够常规型尾翼通常可在重量最轻的情况,提供足够的稳定性和操纵性的稳定性和操纵性 T型比常规型重得多,因为尾翼必须加强,以支型比常规型重得多,因为尾翼必须加强,以支撑平尾撑平尾 由于存在端板效应,由于存在端板效应,T型的垂尾可以较小型的垂尾可以较小 T型把平尾抬高,避开了机翼尾流和螺旋桨滑流,型把平尾抬高,避开了机翼尾流和螺旋桨滑流,使其效率提高,从而减小平尾尺寸使其效率提高,从而减小平尾尺寸 T型减小了平尾颤振,从而减轻了结构和飞行员型减小了平尾颤振,从而减轻了结构和飞行员的疲劳的疲劳 十字型是介于上述二者之间的

50、这种方案:既避免十字型是介于上述二者之间的这种方案:既避免喷流对平尾或方向舵的干扰,又减小重量代价;喷流对平尾或方向舵的干扰,又减小重量代价;但无法利用端板效应来减小尾翼的面积但无法利用端板效应来减小尾翼的面积624.4.1 尾翼的布置尾翼的布置 双立尾可以把方向舵设置得离开飞机中心线,通双立尾可以把方向舵设置得离开飞机中心线,通常比具有同等面积的单垂尾重,但往往更有效,常比具有同等面积的单垂尾重,但往往更有效,也直接减少了所需的高度也直接减少了所需的高度 在大迎角下,双立尾可能被机翼或前机身挡住在大迎角下,双立尾可能被机翼或前机身挡住 双立尾外倾对隐身有较大好处,一般外倾角在双立尾外倾对隐身

51、有较大好处,一般外倾角在1525之间之间 V型尾翼是为了减小浸湿面积,与常规平尾和垂型尾翼是为了减小浸湿面积,与常规平尾和垂尾上对应的力是尾上对应的力是V型尾翼上的力在水平和垂直方型尾翼上的力在水平和垂直方向的投影向的投影 NACA研究表明,要获得满意的操稳性,研究表明,要获得满意的操稳性,V尾的尾的尺寸需增大到其面积大约与所需的平尾和垂尾分尺寸需增大到其面积大约与所需的平尾和垂尾分开时的面积的总和相等,且操纵动作复杂,不过开时的面积的总和相等,且操纵动作复杂,不过干扰阻力可以较低干扰阻力可以较低634.4.1 尾翼的布置尾翼的布置v平尾位置对失速特性的影响平尾位置对失速特性的影响 失速时,如

52、果尾翼位于机翼尾流区,它将失去操失速时,如果尾翼位于机翼尾流区,它将失去操纵能力,并进一步加剧上仰纵能力,并进一步加剧上仰 一般一般尾力臂尾力臂短的飞机,平尾都布置在机翼弦平面短的飞机,平尾都布置在机翼弦平面翼以下,或在机翼弦平面上但带有上反角翼以下,或在机翼弦平面上但带有上反角644.4.1 尾翼的布置尾翼的布置v为改出尾旋的尾翼布置为改出尾旋的尾翼布置 尾旋时,飞机基本上是垂直下落,同时导致绕一尾旋时,飞机基本上是垂直下落,同时导致绕一垂直轴旋转,此时必须制止旋转并减小侧滑角,垂直轴旋转,此时必须制止旋转并减小侧滑角,从而要求有足够的方向舵操作从而要求有足够的方向舵操作 大迎角下,平尾失速

53、,产生紊流尾迹,并以大约大迎角下,平尾失速,产生紊流尾迹,并以大约45 的角度向上扩展。作为经验法则,方向舵的角度向上扩展。作为经验法则,方向舵至少应有三分之一必须在尾迹之外至少应有三分之一必须在尾迹之外654.4.1 尾翼的布置尾翼的布置v为改出尾旋的尾翼布置(续)为改出尾旋的尾翼布置(续) 将平尾上移也也可减小平尾尾迹对方向舵的影响,但需将平尾上移也也可减小平尾尾迹对方向舵的影响,但需要提防上仰要提防上仰 背鳍因产生一个附着于垂尾上的涡而改善了大侧滑角下背鳍因产生一个附着于垂尾上的涡而改善了大侧滑角下的尾翼效率,这可防止在尾旋中所遇到的那种大侧滑角,的尾翼效率,这可防止在尾旋中所遇到的那种

54、大侧滑角,并在尾旋中增大方向舵操纵并在尾旋中增大方向舵操纵 腹鳍可以防止大侧滑角,且不会被机翼尾迹淹没,还用腹鳍可以防止大侧滑角,且不会被机翼尾迹淹没,还用于避免高速飞行中的航向不稳定性于避免高速飞行中的航向不稳定性 664.4.2 尾翼的布置尾翼的布置F/A-18E尾翼的错开尾翼的错开J-10的双腹鳍的双腹鳍674.4.2 尾翼参数选择尾翼参数选择v初步选择通常是参照同类飞机的统计资料初步选择通常是参照同类飞机的统计资料选择适当的选择适当的尾容量尾容量 HTHTHTwwLSCC S 平尾平尾 LHT(Lh)-尾力臂尾力臂 SHT-平尾面积平尾面积 鸭翼全面积外露面积鸭翼全面积外露面积 Cw(

55、bA) -机翼平均气动弦长机翼平均气动弦长 Sw-机翼全面积机翼全面积684.4.2 尾翼参数选择尾翼参数选择v初步选择通常是参照同类飞机的统计资料初步选择通常是参照同类飞机的统计资料选择适当的选择适当的尾容量尾容量 VTVTVTwwL SCb S 立尾立尾 LVT(Lv) -尾力臂尾力臂 SVT-立尾面积,双立立尾面积,双立尾面积为二者之和尾面积为二者之和 bw(l) -机翼翼展机翼翼展 Sw-机翼全面积机翼全面积694.4.2 尾翼参数选择尾翼参数选择v根据尾容量系数和尾力臂的值可以计算尾翼面积根据尾容量系数和尾力臂的值可以计算尾翼面积v尾容量系数的统计值尾容量系数的统计值/VTVTwwV

56、THTHTwwHTSC b SLSCC SL 典型值典型值平尾平尾CHT垂尾垂尾CVT喷气教练机喷气教练机0.700.06喷气战斗机喷气战斗机0.400.07军用运输机轰炸机军用运输机轰炸机1.000.08喷气运输机喷气运输机1.000.09704.4.2 尾翼参数选择尾翼参数选择v尾容量系数的修正尾容量系数的修正 对于全动尾翼,尾容量系数可减小对于全动尾翼,尾容量系数可减小1015% 对对T型尾翼,立尾尾容量系数由于端板效应可减小约型尾翼,立尾尾容量系数由于端板效应可减小约5%,而平尾尾容量系数由于处于无扰动气流中可减小而平尾尾容量系数由于处于无扰动气流中可减小5% H型尾翼(型尾翼(A-1

57、0)的平尾尾容量系数可减小)的平尾尾容量系数可减小5%v尾力臂可以用机身长度的百分数来作初步的估算尾力臂可以用机身长度的百分数来作初步的估算 对于发动机装在机翼上的飞机,尾翼力臂约为机身长度的对于发动机装在机翼上的飞机,尾翼力臂约为机身长度的5055% 对于发动机安装在后部的飞机,尾翼力臂约为机身长度的对于发动机安装在后部的飞机,尾翼力臂约为机身长度的 4550%v对采用主动控制技术的飞机,可将根据统计值算出对采用主动控制技术的飞机,可将根据统计值算出的尾翼面积减小大约的尾翼面积减小大约10%714.4.2 尾翼参数选择尾翼参数选择v对于对于V型尾翼的飞机,首先分别估算所需的水平和型尾翼的飞机

58、,首先分别估算所需的水平和垂直尾翼尺寸,然后计算垂直尾翼尺寸,然后计算V型尾翼的总面积以提供型尾翼的总面积以提供与常规尾翼需要相同的面积;与常规尾翼需要相同的面积;vV型尾翼的上反角应调整到所需的垂尾和平尾面积型尾翼的上反角应调整到所需的垂尾和平尾面积之比的平方根的反正切,该角度应接近之比的平方根的反正切,该角度应接近45724.4.2 尾翼参数选择尾翼参数选择v鸭式布局飞机的鸭翼尺寸鸭式布局飞机的鸭翼尺寸 对采用操纵型鸭翼的鸭式布局飞机,机翼提供大部分的对采用操纵型鸭翼的鸭式布局飞机,机翼提供大部分的升力,而鸭翼主要用于操纵。根据现有的该类飞机数据,升力,而鸭翼主要用于操纵。根据现有的该类飞

59、机数据,平尾尾容量系数约为平尾尾容量系数约为0.1,尾力臂的变化范围大约为机身,尾力臂的变化范围大约为机身长度的长度的3550% 对采用升力型鸭翼的鸭式布局,鸭翼和机翼一起产生升对采用升力型鸭翼的鸭式布局,鸭翼和机翼一起产生升力,此时尾容量系数法不适用,应按照所需的总机翼面力,此时尾容量系数法不适用,应按照所需的总机翼面积进行分配,通常是鸭翼占积进行分配,通常是鸭翼占25%,机翼占,机翼占75%734.4.2 尾翼参数选择尾翼参数选择 v尾翼的展弦比与尖削比尾翼的展弦比与尖削比v平尾的前缘后掠角一般要大于机翼后掠角平尾的前缘后掠角一般要大于机翼后掠角25,以使平尾在机翼之后失速,且使,以使平尾

60、在机翼之后失速,且使尾翼的临界马赫数大于机翼的,尾翼的临界马赫数大于机翼的,但隐身的考但隐身的考虑往往会使二者取为一致虑往往会使二者取为一致v垂尾后掠角在垂尾后掠角在3555之间变化之间变化0.61.00.71.2 T型尾翼型尾翼2.00.30.6 35其其 它它2.00.30.5 610滑翔机滑翔机 34战斗机战斗机 A A 垂垂 尾尾 平平 尾尾 744.4.2 尾翼参数选择尾翼参数选择 v精确的尾翼平面形状,在设计的初始阶段并不非常精确的尾翼平面形状,在设计的初始阶段并不非常关键。尾翼的几何参数在后来的分析和风洞研究

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