飞行器总体设计(二)

第2章飞机型式的选择与初始参数的确定飞机总体设计框架图飞行器总体设计(二)2.1飞机型式的选择2.1.1

概述所谓飞机型式，是指飞机几何外形的主要特征及各种装载布置方案的统称。而飞机外形主要特征大致是指飞机各部件(机翼、机身、尾翼、动力装置、起落架等)的数目、外形和相对位置的统称。一些可能的飞机型式如下：图飞行器总体设计(二)

不同类型飞机的布局型式是不同的：超音速战斗机一般采用中等后掠角(50º左右)、小展弦比(2~4)薄机翼(相对厚度3~5%)的正常式、鸭式或三翼面布局型式；为了减小超音速波阻，提高亚音速机动和隐身能力，现在大都采用翼身融合的型式。图飞行器总体设计(二)正常式布局鸭式布局三翼面布局无尾式布局飞行器总体设计(二)鸭式加前掠翼气动布局飞行器总体设计(二)

中、远程轰炸机要有一定的超音速突防能力，一般采用变后掠机翼。图对于强调隐身突防能力的轰炸机，外形基本按照隐身要求设计，但不能超音速飞行，如F-117A、B-2等。图飞行器总体设计(二)变后掠翼后掠翼飞行器总体设计(二)飞翼式布局后掠翼加V型尾翼布局鸭式布局前掠翼布局(Ju-287)飞行器总体设计(二)强击机要求具有很好的低空低速机动性能、很大的载弹量和很强的生存力。一般采用大展弦比直机翼、双发布局飞行器总体设计(二)

亚音速运输机和旅客机，一般采用大展弦比(8~10)、小后掠角(35º左右)，用超临界翼型的机翼，以获得在大巡航马赫数时的高升阻比。图通用航空飞机——乘员在10人以下的亚音速小飞机，力求便宜好用，通常采用无尖削比的平直机翼，展弦比在6以上，正常式布局型式。图飞行器总体设计(二)正常式布局、发动机翼吊正常式布局、发动机尾吊飞行器总体设计(二)

选择飞机型式，主要要决定下列内容：

(1)机翼外形和机翼与机身的相对位置

(2)尾翼外形及其与机翼、机身的相对位置

(3)机身形状

(4)发动机及进气道的数目及安装形式

(5)起落架及其收放型式及位置等

飞行器总体设计(二)

选择飞机型式，应根据飞机设计要求，从气动、强度、工艺、使用维护、重量等方面进行综合分析考虑，选择理想、恰当的飞机型式。同样的设计要求，会有多种不同的飞机型式。飞机型式的优劣，是不能以简单的解析式或数字来表达的。例1

例2飞行器总体设计(二)火神B-47相同类型、级别和性能的飞机可以具有完全不同的布局形式飞行器总体设计(二)

飞机总体设计的任务，就是给出能够满足飞机设计要求的最佳方案。这是一个渐进的过程，飞机型式的选择是这个过程的第一步。飞机的基本型式大致可分为正常式、无(平)尾式、鸭式和三翼面等。飞行器总体设计(二)2.1.2机翼的平面形状及在机身上的安排

I.机翼平面形状的选择现代飞机机翼基本的平面形状主要有：直机翼、后掠翼和三角翼等。机翼平面形状对飞行性能有较大的影响，应根据飞机设计要求综合分析比较进行选择，重点是考虑不同平面形状对机翼气动特性的影响。CD0~M曲线

CL~α曲线飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)(1)直机翼低速飞机一般采用大展弦比的矩形翼和梯形翼。这种机翼的特点是：低速性能良好、诱导阻力小、升阻比大。此外，低速翼型一般相对厚度大，对结构布置、刚度、强度、重量等特性有利。美国的超音速战斗机F-104采用小展弦比的梯形直机翼。飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)采用小展弦比直机翼的超音速飞机飞行器总体设计(二)

小展弦比直机翼与三角翼和后掠翼相比，当M数较大时，其零升阻力系数CD0

较小，升阻比较大；其刚度、强度及重量特性介于三角翼和后掠翼之间。单纯的小展弦比直机翼的缺点是跨音速气动特性较差，焦点变化剧烈，因此在超音速飞机上较少采用。飞行器总体设计(二)(2)后掠翼

对亚音速飞机而言，后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓局部激波的产生，避免过早出现波阻。对超音速飞机而言，后掠翼可改善其跨音速气动性能：后掠翼的CD0~M

变化较缓，升力线斜率虽然小于直机翼但比三角翼大。飞行器总体设计(二)

后掠翼的主要缺点表现在：大后掠角和大梯形比的条件下，大迎角时翼尖先失速，使飞机的操稳特性变坏(这一问题可通过几何/气动扭转、加翼刀及机翼前缘缺口等方法来改善)。后掠角越大，对结构布置、刚度、强度、重量等特性影响越不利(这一问题可以通过加大翼根弦长来改善)飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)

大后掠机翼的高速特性较好，小后掠角机翼的低速特性较好。要兼顾高速和低速性能，可采用变后掠机翼。变后掠机翼设计难点之一是飞机的平衡问题：当增大后掠角时，气动中心后移，重心也后移，但前者移动量大，飞机会出现低头现象，需要通过调整燃油来调整重心位置或者增加平尾向下的载荷(同时增加了配平阻力)来克服。飞行器总体设计(二)

变后掠机翼设计的另一个难点是由于转轴机构及其集中传力而带来的机翼结构复杂和机翼重量的增加(机翼大致增重20%以上)以及由此引起的全机重量的增加。此外，变后掠机翼难于满足大迎角机动性能及隐身能力等要求，因此在新一代战斗机的设计中已经不再采用。飞行器总体设计(二)机翼后掠不仅仅是为了降低波阻，在低速飞机上还被用于配平、改善飞机纵向和横航向安定性飞行器总体设计(二)

与后掠翼相比，前掠翼从根本上克服了翼尖先失速的缺点x-29、s-37。但前掠翼(以及斜机翼)存在气动弹性发散(弯扭耦合)问题，需要通过各向异性材料来解决。飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)(3)三角翼三角翼具有小展弦比和大后掠角两方面的特点，其跨音速和超音速气动特性良好，焦点变化平稳；由于根弦较长，在翼型相对厚度相同的情况下，可以得到较大的结构高度，故其气动、刚度、强度、重量等特性均较好，因而被超音速飞机广泛采用。飞行器总体设计(二)

三角翼的缺点是升力线斜率较小，低速时需要大迎角才能产生足够的升力。改善三角翼的低速特性可采取一些专门措施，如Jas-39、Saab-37、J-10的近距耦合鸭式布局，“协和”/图-144在起降时机头下折，有的飞机将前起落架做成可伸缩的等，但要付出重量代价。飞行器总体设计(二)Tu-144协和飞行器总体设计(二)可伸缩的前起落架

带有前缘缝翼前缘有扰流片，可延迟机翼失速飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)

此外，大迎角时，三角翼会产生强烈的气流下洗，造成尾翼困难。如果尾翼处于机翼强烈的下洗流中时，会使飞机的操稳特性难于保证。因此，不少三角翼飞机采用无(平)尾式或鸭式布局。而只有那些后掠角较小的三角翼飞机才采用有平尾的正常式布局。飞行器总体设计(二)

三角形机翼，以其基本的形状采用的较多，区别仅仅是前缘后掠角的大小。但是也有一些飞机，由于气动特性和结构安排的需要，采用了改进了平面形状的三角翼，如双三角翼(Saab-35/37)、S形前缘的狭长三角翼(“协和”超音速客机)、前边带有边条翼的三角翼(SR-71)等。飞行器总体设计(二)歼-7EMig-21Saab-35龙飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)(4)边条翼加中等后掠角的后掠翼优点：

边条翼可以减小波阻，因此机翼后掠角可以减小，改善了亚音速性能，解决了高、低速性能要求的矛盾边条翼可以产生很大的涡升力，有助于改善机动性，并且实现大攻角飞行缺点：边条翼有可能导致无法配平的上扬边条涡可能非对称破裂，导致滚转、偏航边条涡破裂后可能导致垂尾振动，导致结构疲劳、

破坏飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)

II.机翼在机身上的安装位置机翼在机身上的上下位置，通常有3种(单翼)型式：上单翼、中单翼和下单翼。究竟选择那一种型式，需要从气动干扰、平尾的配置、起落架的安装、机身容积的利用、发动机的安装以及对结构重量的影响等方面进行分析比较，同时还要考虑对整机性能的影响。飞行器总体设计(二)

机翼与机身之间的气动干扰问题，是在选型时首先要考虑的问题。三种型式中，中单翼的气动干扰阻力最小；下单翼的气动干扰阻力最大，但在机翼-机身结合部位进行整流后，可使其干扰阻力明显下降；超音速时情况较复杂，但中单翼有利于翼-身融合，并有利于采用能降低波阻的面积律。飞行器总体设计(二)

选择机翼的上下位置时，必须考虑机翼对正常式布局飞机的平尾的气动干扰，鸭式布局时需注意与鸭翼之间的相互影响。这些问题比较复杂，一般只能通过风洞试验确定。初始布局时，通常的做法是尽量将机翼与平尾位置错开。上单翼、中单翼和下单翼的优缺点的比较见下表：飞行器总体设计(二)上单翼中单翼下单翼翼-身干扰阻力中小大结构布置难易/重量易/轻难/重较易/较轻机身容积利用率/机身高度好/低差/适中较好/高中央翼盒能否贯穿机身可以不可以可以翼吊发动机寿命/维修性长/难较长/较易短/易机翼上安装起落架难/重较易/较轻易/轻对操稳特性影响相当于机翼上反相当于机翼下反飞行器总体设计(二)

概括地讲，大型旅客机以下单翼型式居多；重型军用运输机一般多采用上单翼型式；战斗机一般情况下采用中单翼型式的较多。机翼在机身上的前后位置，决定了飞机的纵向操稳特性，通常要到重心定位阶段才能确定。飞行器总体设计(二)2.1.3尾翼的位置

I.水平尾翼的前后位置飞机的气动特性取决于各承力翼面的相对位置以及相对尺寸和形状，其中机翼是产生升力的主承力翼面，前翼、平尾等是辅助承力翼面。平尾(或辅助翼面)与机翼的前后相对位置是代表不同飞机型式的显著的标志。飞行器总体设计(二)

根据平尾(或辅助翼面)与机翼的前后位置关系，可以将飞机型式分为4种：正常式：水平尾翼位于机翼之后鸭式：水平前翼/鸭翼位于机翼之前无尾式：没有水平尾翼三翼面布局：机翼之前有水平前翼，机翼之后有水平尾翼飞行器总体设计(二)

不论采用何种型式，都要求飞机能进行有效的操纵和改变飞行状态，并在新的飞行状态下能保持平衡和稳定飞行。

(1)正常式①配平能力强：平尾升力可上可下。②为保证纵向静稳定性，全机焦点应落在全机重心之后。飞行器总体设计(二)③为保证纵向静操纵性，机翼安装角应大于平尾安装角，即机翼迎角应大于平尾迎角，也即要求机翼先失速，尾翼后失速。④从亚音速到超音速，焦点后移量大，操纵困难。⑤机翼的下洗对平尾有不利的影响，布置不当配平阻力较大。飞行器总体设计(二)

(2)鸭式①两种形式：远距耦合的操纵鸭翼和近距耦合的升力鸭翼JAS39，EF2000

，“阵风”，J-10。②能够同时满足高速飞行中对飞机外形的低阻特性和起降过程中的高升力特性。③从亚音速到超音速，全机焦点移动量小甚至可以基本不变，对操稳特性有利，比较适合以跨音速飞行为主的飞机。飞行器总体设计(二)④鸭翼宜先失速(保证纵向稳定性)，即鸭翼迎角应大于机翼迎角。⑤鸭翼的下洗对机翼的影响必须考虑。亚音速飞行时，鸭翼下洗所引起的机翼升力增量(方向向下)与鸭翼的升力大致相当。近距耦合鸭式布局可明显改善起降性能，对飞行性能的提高也是有利的。飞行器总体设计(二)

(3)无尾式①浸湿面积小，阻力小，结构重量轻，比较适合于以超音速飞行为主的飞机。②纵向配平和操纵均靠升降副翼，升降副翼既是横向操纵面又是纵向操纵面。为使布置在机翼后缘的升降副翼获得尽可能大的纵向操纵力臂，同时为了为保证焦点一般采用小展弦、大后掠三角翼加边条的形式。飞行器总体设计(二)③由于大后掠三角翼的升力线斜率小，无尾式飞机的起降性能不易保证。

(4)三翼面布局①在正常式布局的基础上加上水平前翼苏-35，综合了正常式和鸭式布局的优点，操纵和配平特性好。②气动载荷分配合理，机翼载荷小且结构重量轻。飞行器总体设计(二)③水平前翼和机翼前/后缘襟翼、平尾配合，有利于改善飞机的大迎角特性。④增加水平前翼使飞机零升阻力和重量均有增加。飞行器总体设计(二)

II.水平尾翼的高低位置平尾安装在机身上时，分为3种情况：上平尾、中平尾和下平尾(类似于机翼与机身的相对位置关系)。图平尾安装在垂尾上时，分为2种情况：高置平尾(十字形)和T尾。选择平尾的高低位置，主要考虑的问题是机翼和尾翼之间的气动干扰和结构布置的难易程度。飞行器总体设计(二)(1)平尾应避开机翼尾涡的不利干扰。一般来说，机翼尾涡随迎角增大而增强，因而将平尾布置在机翼弦平面上下不超过5%平均气动弦长的位置，有可能满足大迎角时的纵向操稳要求，因而现代飞机采用下平尾和中平尾的型式居多。

(2)高置平尾由于存在4个直角，阻力较大，同时垂尾重量也较大。飞行器总体设计(二)(3)T尾的优点是平尾速度阻滞系数大，效率高；同时平尾相当于垂尾的端板，也使垂尾的效率提高。这种形式的主要缺点是垂尾的结构重量较大，而且只对于平直或者小后掠的垂尾才有可能。

(4)平尾安装在机身上有利于减轻结构重量，下平尾和上平尾在机身上的安装和主承力构件的布置较易，重量较轻；中平尾的结构重量较重(类似于机翼与机身的上下位置关系)。飞行器总体设计(二)

III.垂直尾翼的位置

(1)垂直尾翼一般安装在机身尾部，通常由固定在机身上的垂直安定面和可动的操纵面方向舵组成，只有极个别飞机采用全动垂尾(SR-71)。

(2)大多数飞机采用单垂尾的型式，许多高速飞机通过在机身腹部和背部加装腹鳍和背鳍来起到增加垂尾面积的作用。飞行器总体设计(二)(3)双垂尾的压心较低，可以减小由侧力引起的机身扭矩；但双垂尾需较大的机身宽度，比较适合于高机动性的飞机；同时，双垂尾有时还可以起到降低飞机雷达反射截面积(RCS)的目的(通过垂尾向内或向外倾斜一定角度的方式)。

(4)其他尾翼布置飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)2.1.4发动机数目、安装型式及进气道布置

I.发动机数目及安装型式发动机数目取决于发动机推力和飞机所需的推力。单发：操纵简单，附加设备重量轻，成本低；喷气发动机一般安装在机身尾段，螺旋桨发动机一般安装在头部。飞行器总体设计(二)

双/多发：战斗生存力强/使用可靠性高，采用两侧/腹部/短舱进气时进气道效率较高；双发/多发的安装型式较多。运输机一般至少是双发。飞行器总体设计(二)

II.进气道布局主要有机头进气、两侧/腹部进气、短舱进气等布局型式。机头进气型式主要适合于机身较短、不装或仅装小尺寸雷达天线的战斗机。其优点是：布置紧凑，机身截面积小，没有机身附面层干扰，进口气流均允、畸变小，机炮对进气影响小，易于安装机炮等。飞行器总体设计(二)

两侧/腹部进气型式的优点是：进气道短，内管道损失小，总压恢复系数高，机头便于安装雷达天线，视野较好等。短舱进气型式的优点是：进气道短，不占机身或机翼内部空间，对内部布置及结构元件布置无干扰等。飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)2.1.5起落架型式常见的起落架的配置形式包括后三点式、前三点式和自行车式；对于大型的运输/轰炸机，常采用多支点式。

I.后三点式：只适合于低速小型飞机，尤其是机头装活塞发动机的正常式布局的飞机。由于地面运行不稳定、着陆操纵困难，不能用于喷气式飞机。飞行器总体设计(二)

II.前三点式：操纵简单，地面运行稳定，适宜于高速飞机(当然同样适用于低速飞机)，应用广泛。但其着陆接地速度较大，前轮载荷较大且高速滑行时易产生摆振，整个起落架重量也较大。

III.自行车式：收藏容易，但对滑行及起降的操纵要求较高，重量也较大。飞行器总体设计(二)4.多支点式：用于大型运输/轰炸机，多支点和多轮可减轻对跑道的压力图。多支点式起落架可以布置成前三点式起落架的型式图，也可以布置成自行车式起落架的型式。2.1.6机身形状机身形状可分为正常式机身和尾撑式机身，主要按其使用功能要求确定。飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)2.2飞机的初始设计参数2.2.1飞机的方案草图有了飞机的设计要求后，即应研究飞机的布局形式，首先应给出飞机方案的概念草图。图概念草图是设计构思的一个粗略表示，国外称为画在“餐巾纸背面”的飞机外形图。飞行器总体设计(二)

飞机方案的概念草图应该包括机翼与尾翼的大致形状、机身形状、主要部分（发动机、座舱、有效载荷或客舱、起落架以及油箱等）在机内的布置等。根据方案草图，可以估算飞机的气动特性和重量特性。利用这些估计，通过确定必要的参数，可以得到新飞机执行任务所需要的燃油重量和起飞重量的第一次近似值，这就是飞机总体设计的“第一次近似”。飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)实例：超音速隐身攻击机具备Ma1.3以下的超音速冲刺飞行能力具备良好的隐身飞行能力具备1000km的作战半径具有良好的生存能力具备优异的低空低速机动性飞行器总体设计(二)半埋入式起落架A-10近距支援攻击机飞行器总体设计(二)A-10近距支援攻击机采用30mm航炮飞行器总体设计(二)双垂尾飞行器总体设计(二)远距离布置的两个发动机舱飞行器总体设计(二)大量的武器挂架飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)机头处有一个用38mm防弹钢制作的澡盆形座舱，加上机腹另有50毫米厚的装甲，低空飞行生存力很高。全机装甲重量达到550千克飞行器总体设计(二)Su-25对地攻击机飞行器总体设计(二)被单兵肩扛式导弹击中，仍然能生存座舱：24mm钛合金装甲发动机：5mm钢板装甲飞行器总体设计(二)11个挂架飞行器总体设计(二)30mm航炮飞行器总体设计(二)采用飞翼布局所有前后缘平行采用新概念折叠翼，兼顾超音速飞行和亚音速飞行的需要采用两台距离较远的发动机，发动机进气道弯曲，尾喷管位于背部较宽的机身具有较大的内挂武器舱驾驶舱具备良好的下视野皮托管式进气道海狸尾增强纵向配平能力飞行器总体设计(二)2.2.2确定主要设计参数的方法飞机的设计参数是确定飞机总体方案的设计变量。确定飞机的设计参数，是飞机总体设计最主要的工作。确定一个总体方案，需要确定一组设计参数，包括飞机及其各个组成部分的重量，机翼和尾翼的面积、展弦比、后掠角，机身的最大直径和长度等几何参数以及动力装置的推力等等。飞行器总体设计(二)

在总体设计的初期，如果想一下子就把各项参数都选择好是不现实的，而往往需要用一定的方法进行初步的选择。这些方法主要包括原准统计法和统计分析法。

(1)所谓原准统计法，即参照原准机和有关的统计资料，凭设计者的经验和判断，初步选出飞机的设计参数。飞行器总体设计(二)

原准统计法简单方便，在用这种方法时，一是原准机选择要合适，二是统计资料工作要做好。

(2)所谓统计分析法，即利用统计资料和科学研究实验结果作为原始数据，建立分析计算的数学模型，利用计算机进行反复迭代、分析计算，求解出合理的设计参数。飞行器总体设计(二)

不论是哪一种方法都需要深入地了解飞机主要的设计参数与飞机性能之间的关系，以及在进行参数选择时的决策原则。飞机主要设计参数的选择也是一个反复迭代、逐步细化的过程。飞行器总体设计(二)2.2.3飞机的三个主要设计参数在众多的飞机设计参数中，最主要的有3个：

(1)飞机的正常起飞重量W0或WTO(或正常起飞质量m0)；

(2)动力装置的海平面净推力T0或P0；

(3)机翼面积S。这3个参数对飞机的总体方案具有决定性、全局性的影响。这3个参数一改变，飞机的总体方案就要大变，所以称之为飞机的主要参数。飞行器总体设计(二)

由这3个参数可以引出2个相对参数：

(1)起飞翼载荷W/S

，(2)起飞推重比T/W

，飞行器总体设计(二)2.3飞机起飞重量的计算2.3.1起飞重量的构成起飞重量W0或WTO在总体设计的不同阶段，划分的详细程度是不同的。在最初阶段，可将起飞重量分为3部分：有效载荷重量、燃油重量和空机重量，即飞行器总体设计(二)

Wp为有效载荷(含乘员)重量，其由飞机设计要求给定；

Wf

为燃油重量，包括任务燃油(可用燃油)、备份燃油(安全余油)及死油三部分；

We为空机重量，主要包括结构(机体、起落架、操纵系统等)重量、动力装置重量及设备重量三部分。

Wp基本与W0无关，Wf

和We与W0有关。飞行器总体设计(二)因为：飞行器总体设计(二)其中：Wf/W0、We/W0分别称为燃油重量系数、空机重量系数。在有效载重Wp已知的情况下，求出空机重量系数We/W0和燃油重量系数Wf/W0(或燃油重量Wf)，就可求出W0

。所以：飞行器总体设计(二)没有载荷投放时的W0的求解的思路:燃油系数（Wf/W0）需要根据任务段重量比求出

其间需要求出发动机耗油率、最大升阻比由于W0出现在等式左右，因此需要迭代求解飞行器总体设计(二)2.3.2空机重量系数We/W0

空机重量系数We/W0

采用统计方法给出，其值大致为0.3~0.7，其中战斗机为0.50~0.65，喷气运输机为0.45~0.55。

We/W0随飞机起飞重量的增加而减小。对于用常规金属材料制造的飞机，可以得到空机重量系数We/W0的拟合公式飞行器总体设计(二)A(lb)A(kg)CA(lb)A(kg)C滑翔机-不带动力0.860.83-0.05双涡轮螺桨飞机0.960.92-0.05滑翔机-带动力0.910.87-0.05飞船1.091.05-0.05自制飞机-金属/木材1.191.11-0.09喷气教练机1.591.47-0.10自制飞机-复合材料0.990.92-0.09喷气战斗机2.342.11-0.13通用航空飞机-单发2.362.05-0.18军用货机/轰炸机0.930.88-0.07通用航空飞机-双发1.511.40-0.10喷气运输机1.020.97-0.06农用飞机0.740.72-0.03空机重量系数

飞行器总体设计(二)

由于We/W0随起飞重量W0的增加而减小，所以C<0。采用变后掠翼时，We/W0会增加；采用先进复合材料结构时，We/W0会减小。飞行器总体设计(二)2.3.3燃油重量系数Wf/W0

飞机所需要的燃油量，取决于飞行任务(航程/活动半径)、飞机外形(气动特性)、发动机特性(耗油率、推力)及飞行状态(速度、迎角)等。

Wf或Wf/W0一般不能采用统计方法给出(误差太大)，通常用飞行剖面分析法来确定，不同飞行剖面的耗油量是不同的。飞行器总体设计(二)

I.飞机的典型任务剖面

在相关规范中，规定了不同种类飞机的典型任务剖面。如GJB34-85《有人驾驶飞机飞行性能和图表资料》中规定了18种典型任务剖面及12种最大效能任务剖面。不同类型的飞机适用不同的任务剖面。飞行器总体设计(二)

II.任务段重量比Wi/Wi-1

将任务剖面分成若干段，每段结束时的飞机重量Wi与该段开始时的飞机重量Wi-1之比Wi/Wi-1称为该段的任务重量比。对于简单的转场/巡航任务剖面(没有集中载荷的投放)，各段的任务重量比可初步确定如下：飞行器总体设计(二)(1)发动机启动、暖机、滑行及起飞

W1

/W0=0.97(统计值)(2)爬升至巡航高度

W2/W1=0.985(统计值)飞行器总体设计(二)(3)巡航(Breguet航程方程)其中R为航程，C为动力装置的耗油率，v为巡航速度，L/D为巡航时的升阻比。这些参数中，R、v是已知的，当知道C和L/D时，即可求出W3

/W2。飞行器总体设计(二)(4)待机或巡逻其中E为待机或续航时间，其余同(3)。

(5)着陆

W5

/W4=0.995(统计值)

此处我们忽略了下降段，而认为巡航段结束于下降段，并把下降段所飞过的水平距离作为航程的一部分。飞行器总体设计(二)

III.发动机的耗油率C

发动机的耗油率C较易确定：若是现有发动机，则按发动机手册给出的值代入；若是待定发动机，则可以按典型的统计值代入：发动机类型巡航耗油率待机耗油率涡轮喷气0.9(1/h)0.8(1/h)低涵道比涡扇0.8(1/h)0.7(1/h)高涵道比涡扇0.5(1/h)0.4(1/h)飞行器总体设计(二)

IV.升阻比L/D

升阻比是气动效率的衡量。在方案设计初期，升阻比L/D只能按照统计方法估算。亚音速时，升阻比L/D直接取决于2个设计因素：机翼翼展（或展弦比）和浸湿面积。机翼翼展（或展弦比）决定诱导阻力的大小，而浸湿面积决定摩擦阻力的大小。飞行器总体设计(二)

或者可以认为升阻比L/D取决于1个设计因素：浸湿展弦比。图飞行器总体设计(二)

L/D最大(最大升阻比)时气动效率最高。不同飞行状态需要不同的升阻比L/D：最大航程最大航时

喷气飞机0.866(L/D)max(L/D)max

螺桨飞机(L/D)max0.866(L/D)max`飞行器总体设计(二)理论依据飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)

V.燃油重量系数Wf/W0

或燃油重量Wf

(1)对于没有集中载荷投放的任务剖面，例如上面的简单转场/巡航任务剖面，任务燃油重量系数为：

飞行器总体设计(二)

如果安全余油为总油量的5%，死油为总油量的1%，则总的燃油重量系数为：飞行器总体设计(二)(2)对于有集中载荷投放的任务剖面，例如空战/轰炸任务剖面，则必须首先计算出飞机在各飞行阶段消耗的燃油重量：然后计算出总的任务燃油重量：飞行器总体设计(二)

同样考虑安全余油(5%)、死油(1%)，则总的燃油重量为：飞行器总体设计(二)2.3.4全机重量计算求出空机重量系数We/W0及燃油重量系数Wf/W0后(或燃油重量Wf)，即可代入下式迭代求解全机重量W0

：飞行器总体设计(二)2.3.5算例及其说明

I.设计实例：反潜机●设计要求反潜机(ASW)的任务要求：能在距离起飞点1500nmile(2778km)处巡逻飞行3h(任务剖面)，并采用电子设备搜索和跟踪潜艇。设巡航速度为M0.6(高度9km)；机组需要4名成员，其重量为800lb(363kg)；设备重量为10000lb(4536kg)。飞行器总体设计(二)2.3.5算例及其说明S-3Viking典型的反潜机：飞行器总体设计(二)2.3.5算例及其说明典型的反潜机：“猎迷”反潜机飞行器总体设计(二)●方案草图考虑4种方案：方案一是常规布局，类似于现役的洛克希德公司的S-3A：高置机翼；发动机吊挂在机翼下；低置平尾时平尾处于发动机的尾流之中。方案二与方案一类似，只是发动机置于机翼上面，离地面较高，寿命长，但维修不便。飞行器总体设计(二)

方案三和四是鸭式布局，鸭式布局具有减小配平阻力的潜力和较宽的重心变化范围。方案三机翼低置；发动机放在机翼上；主起落架可以收在机翼根部。方案四中，机翼高置；发动机吊在机翼下，其位置合适，值得进一步研究。

最后方案草图。飞行器总体设计(二)●最大升阻比(L/D)max

的估算机翼的展弦比大致选为11，同时考虑到主翼和鸭翼的面积，组合展弦比(翼展的平方除以主翼与鸭翼面积之和)大约为8。比较方案草图与浸湿面积比统计图，浸湿面积比大致为5.5；浸湿展弦比约为8/5.5即1.45。

最大升阻比(L/D)max

可望达到17，巡航时的升阻比为0.866(L/D)max=15。飞行器总体设计(二)●发动机耗油率C的估算亚音速飞机采用高涵道比涡轮风扇发动机时可得到最佳的SFC，其典型值为0.5(巡航状态)、0.4(巡逻/待机状态)。●任务段重量比Wi/Wi-1的计算

(1)暖机和起飞：W1/W0=0.97(统计值)(2)爬升：W2

/W1=0.985(统计值)

飞行器总体设计(二)(3)巡航

R=1,500nm=2,778km=2,778,000m

C=0.5(1/h)=0.0001389(1/s)

v=0.6×303.85m/s=182.3m/s

L/D=15飞行器总体设计(二)(4)巡逻

E=3h=10,800s

C=0.4(1/h)=0.0001111(1/s)L/D=17飞行器总体设计(二)(5)返航同(3)：W5

/W4=0.8684(6)待机

E=20min=1,200s，其余同(4)飞行器总体设计(二)(7)着陆：W7

/W6=0.995(统计值)●燃油重量系数计算：

W7/W0=0.97×0.985×0.8684×0.9319×0.8684×0.9922×0.995=0.6628

Wf/W0=1.06×(1-W7/W0)=1.06×(1-0.6628)=0.3574飞行器总体设计(二)

●空机重量系数We/W0的计算按照军用货机/轰炸机类飞机计算●全机重量计算飞行器总体设计(二)W0初值We

/W0

W0计算值重量差250000.4331233881612233880.435223616228236160.43492358333235830.4349235885235880.4349235871235870.4349235870飞行器总体设计(二)经过第一轮近似计算，得到飞机的起飞总重量为23.587吨类似的S-3A飞机，起飞总重量为23.83吨可见，只要统计参数和方法正确，第一轮估算可以得到“不离谱”的估算结果，我们采用的计算方法是可行的对估算精度的分析飞行器总体设计(二)●权衡处理计算表

(1)航程(R)权衡（有效载重不变，航程变化）Wp=4899kg(10800lb)R=2778km(1500nm)：W0=23587kg

R(1)=1852km(1000nm)：W0(1)=18208kg

R(2)=3704km(2000nm)：W0(2)=31876kgW0(1)/R(1)=18208kg/1852km=9.8317kg/km

W0

/R=23587kg/2778km=8.4906kg/kmW0(2)/R(2)=31876kg/3704km=8.6058kg/km飞行器总体设计(二)●权衡处理计算表

(1)航程(R)权衡飞行器总体设计(二)(2)载荷(Wp)权衡（航程不变，有效装载变化）R=2778km(1500nm)

Wp=4899kg(10800lb)：W0=23587kgWp(1)=2631kg(5800lb)：W0(1)=13774kg

△Wp=-2268kg→△W0=-9813kgWp(2)=7167kg(15800lb)：W0(2)=32917kg

△Wp=+2268kg→△W0=+9300kg

有效装载重量的变化速度小于起飞总重量的变化速度，即：杠杆作用使飞机重量变化被放大飞行器总体设计(二)(2)载荷(Wp)权衡飞行器总体设计(二)(3)空机重量系数(We/W0)权衡航程不变：R=2778km(1500nm),

有效载重不变：Wp=4899kg(10800lb)W0=23587kg飞行器总体设计(二)W0(1)=28695kg

重量变化百分比：

空机重量系数增加10%，其他参数不变，则飞行器总体设计(二)W0(2)=19876kg

重量变化百分比：

空机重量系数减小10%，其他参数不变，则飞行器总体设计(二)结论：空机重量(或结构重量)增加/减少10%，导致飞机起飞重量增加/减少10%以上，这就是重量的“杠杆效应”，也称为“雪球效应”。由于有杠杆效应，因此减轻飞机结构重量对控制飞机起飞重量和尺寸有着重要的意义飞行器总体设计(二)

II.说明

(1)计算时注意单位的统一。

(2)W0的初值一般可取为Wp

的5倍，迭代精度一般取为1‰。

(3)可以对多项指标(重量、航程、耗油率……)进行权衡处理。

(4)可以从另外一方面对重量的“杠杆效应”进行分析：飞行器总体设计(二)

设：Wp=4899kg(10800lb)；

Kf=Wf/W0=0.36，

Kst=Wst/W0=0.28，

Ken=Wen/W0=0.08，

Keq=Weq/W0=0.08，

Kp=Wp/W0

。飞行器总体设计(二)

由于W0=Wp+Wf+We=Wp+Wf+Wst+Wen+Weq

所以Kp+Kf+Kst+Ken+Keq=1

Kp=1-(Kf+Kst+Ken+Keq)=1-(0.36+0.28+0.08+0.08)=0.20

W0=Wp/Kp=4899/0.20=24495(kg)飞行器总体设计(二)

如果结构重量系数增加10%，其他参数不变，则

Kst1=1.1×0.28=0.308

Kp1=1-(0.36+0.308+0.08+0.08)=0.172

W01=Wp/Kp1=4899/0.172=28483(kg)ΔW01/W0=(W01–W0)/W0

=(28483–24995)/24995=16.3%飞行器总体设计(二)

如果结构重量系数减小10%，其他参数不变，则

Kst2=0.9×0.28=0.252

Kp2=1-(0.36+0.252+0.08+0.08)=0.228

W02=Wp/Kp2=4899/0.228=21487(kg)ΔW02/W0=(W02–W0)/W0

=(21487–24995)/24995=-12.3%飞行器总体设计(二)有载荷投放的飞机起飞总重量

此时需要专门考虑投放物重量

需要事先求解翼载荷和推重比飞行器总体设计(二)2.4翼载荷和推重比的确定2.4.1翼载荷和推重比对飞行性能的影响飞机的阻力系数：其中：CD0

为零升阻力(废阻力)系数，CL

为升力系数；K为诱导阻力因子，A为机翼展弦比，e为奥斯瓦尔德效率因子。飞行器总体设计(二)

涡喷式发动机的推重比估算公式：其中：为速度v、高度H的推重比为0速度、0高度的推重比为速度特性系数：σ

为空气的相对密度：飞行器总体设计(二)飞行包线飞行器总体设计(二)

(1)翼载荷、推重比对最大平飞速度的影响

其他条件相同时，推重比和翼载荷越大，最大平飞速度越大基本方程：推力=阻力飞行器总体设计(二)飞机最大最小速度与推力/阻力的关系飞行器总体设计(二)定直平飞时飞机的受力飞行器总体设计(二)密度比飞行器总体设计(二)(2)推重比对静升限的影响飞行器总体设计(二)其他条件相同时，推重比越大，则相对密度越小，即飞机的静升限越高。飞行器总体设计(二)

(3)翼载荷、推重比对起飞滑跑距离的影响基本方程飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)Ta

为起飞平均推力，Ta=0.9T0其中：为跑道的滚动摩擦阻力系数，为起飞平均推重比，飞行器总体设计(二)其他条件不变时，推重比越大，翼载荷越小，则起飞滑跑距离越短。飞行器总体设计(二)(4)翼载荷对着陆距离的影响其他条件不变时，翼载荷越小，则着陆速度越小，着陆滑跑距离越短。其他条件不变时，最大升力系数越大，则着陆速度越小，着陆滑跑距离越短。飞行器总体设计(二)改善飞机起降性能的措施飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)(5)翼载荷和推重比对持续盘旋机动性能的影响定常盘旋时飞机的受力与操纵压杆滚转操纵杆回中拉杆拉攻角推油门蹬方向舵飞行器总体设计(二)相同条件下，推重比越大，过载越大飞行器总体设计(二)相同速度下，过载越大，转弯半径越小，盘旋角速度越大相同条件下，过载越大，翼载荷越小飞行器总体设计(二)其他条件不变时：

推重比越大，过载越大，持续盘旋角速度越大，盘旋半径越小，机动性越好

翼载荷越小，过载越大，持续盘旋角速度越大，盘旋半径越小，机动性越好诱阻因子越小，过载越大，持续盘旋角速度越大，盘旋半径越小，机动性越好，加大展弦比有助于改善机动性

速度越大，速压q越大，过载越大，容易出现

结构破坏飞行器总体设计(二)(6)翼载荷对瞬间机动性能的影响最大盘旋角速度下，不要求高度不变和推力等于阻力，且升力系数为最大可用升力系数飞行器总体设计(二)其他条件不变时：

翼载荷越小，瞬间盘旋角速度越大，瞬间盘旋机动性越好最大可用升力系数越大，瞬间盘旋角速度越大，瞬间盘旋机动性越好飞行器总体设计(二)改善盘旋机动性的措施飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)不同类型飞机的翼载荷飞行器总体设计(二)

推重比（T/W）和翼载（W/S）是影响飞机性能的两个最重要的参数。在初始设计阶段，对推重比和翼载荷要进行基本可信的估计，否则，优化后的飞机会与初始设计相差太远，不得不重新设计。推重比和翼载荷是相互影响的，不是两个独立的变量，一般不能独立求解。飞行器总体设计(二)2.4.2

起飞推重比

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，从而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。飞行器总体设计(二)

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。当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。对于战斗机，另一个常被提到的推重比是格斗（作战）时的推重比。飞行器总体设计(二)●影响起飞推重比的主要性能指标有：

(1)起飞性能

(2)最大平飞速度

(3)加速性

(4)巡航性能

(5)爬升性能

(6)盘旋性能

(7)最小平飞速度飞行器总体设计(二)●推重比估算的几点说明：

(1)为满足各个性能指标的要求，需根据各个性能指标所确定的推重比的最大值来确定全机的推重比。

(2)在起飞翼载荷W/S

确定的情况下，可以由起飞性能要求（起飞滑跑距离）来估算起飞推重比T/W。

(3)起飞推重比T/W

也可以用统计方法给出：飞行器总体设计(二)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(空中格斗飞机)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飞行器总体设计(二)(4)起飞推重比T/W

也可以用相关性能指标统计给出的经验公式来计算：AC喷气教练机0.4880.728喷气战斗机(空中格斗飞机)0.6480.594喷气战斗机(其它)0.5140.141军用运输/轰炸机0.2440.341喷气运输机0.2670.363飞行器总体设计(二)(5)有些性能指标既与起飞推重比T/W有关，也与起飞翼载荷W/S有关，因此起飞推重比T/W和起飞翼载荷W/S不是两个相互独立的参数，一般不能独立求解，需要一起进行优化。飞行器总体设计(二)2.4.3

起飞翼载荷翼载荷是飞机重量除以机翼面积。与推重比一样，翼载荷通常是指起飞时的值，但也可以指格斗或其它飞行条件下的翼载。飞行器总体设计(二)●影响起飞翼载荷的主要性能指标有：

(1)失速速度

(2)起飞性能

(3)着陆性能

(4)最优巡航性能

(5)机动性能(瞬时机动和持续机动)(6)爬升和下滑性能

(7)最大升限飞行器总体设计(二)

●翼载荷估算的几点说明：

(1)为满足所有性能指标的要求，需选择各个性能指标所确定的翼载荷的最小值作为飞机的起飞翼载荷W/S

。

(2)在许多情况下，起飞翼载荷W/S的临界设计要求是失速速度，即可以由失速速度确定起飞翼载荷W/S

。飞行器总体设计(二)(3)起飞翼载荷W/S

决定了设计升力系数CLopt，并通过对浸湿面积以及翼展的影响而影响飞机的阻力。同时，翼载荷对飞机的起飞重量也有很大的影响。如果翼载荷减小，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。飞行器总体设计(二)(4)起飞翼载荷W/S也可以用统计方法初步选取。飞机类型

W/S(kg/m2)

飞机类型

W/S(kg/m2)滑翔机30双涡轮螺旋桨飞机200自制飞机50喷气教练机250通用航空飞机－单发80喷气战斗机350通用航空飞机－双发130喷气运输机/轰炸机600飞行器总体设计(二)(5)起飞翼载荷W/S

的值一般不能太低，否则可能导致太大的机翼面积。如果某项性能指标要求的翼载荷太低时，可考虑采用其他方法来满足该项性能要求。现有飞机的T/W和W/S的数值如图所示。先进飞机的T/W和W/S的范围如下图：飞行器总体设计(二)300400500600700W/S

(kg/m2)1.21.00.80.60.40.20T/W先进战斗机：T/W=1.1~1.2W/S=300~400kg/m2先进运输机：T/W=0.2W/S=700kg/m2飞行器总体设计(二)2.5飞机的隐身设计隐身设计的必要性二战时，德军不重视雷达的作用，在海狮计划中损失惨重巴拿马战争、海湾战争、南斯拉夫战争和伊拉克中，美军依靠隐身飞机取得了近乎零伤亡的战绩隐身飞机可使对方防空系统变得千疮百孔飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

隐身的类型

视觉隐身

红外隐身

雷达隐身声学隐身飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计隐身飞机的优缺点

优点

生存能力很强

作战效能很高

缺点

以牺牲气动性能为代价—气动隐身一体化设计隐身涂层非常娇贵，需要恒温恒湿的机库

背部隐身性能差，在下视雷达面前容易暴露

各国都在研制发现隐身飞机的雷达飞行器总体设计(二)2.5飞机的隐身设计

视觉隐身

飞机表面涂抹迷彩在燃油中添加化学物，降低飞机尾迹特征光学视觉隐身技术处于起步阶段，存在实现的可能飞行器总体设计(二)飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

视觉隐身国外很多大学（Duke大学）和机构（如洛克希德-马丁）均对此开展研究

哈利波特的魔毯有可能成为现实飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身的必要性F-1171989年参加巴拿马战争1991年参加第一次海湾战争击中巴格达电讯大楼45分钟后，才响起防空警报36架飞机完成高危险的任务1271次，投弹2000多吨，无一损伤1998年南斯拉夫战争曾经被击落一架2008年全线退役飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身雷达基本工作原理雷达波的散射

散射强度与波长的四次方成反比

如果雷达波长远小于目标，则雷达波散射与可见光反射相似，成像清晰（可对面包大小的物体成像）

如果雷达波长远大于物体尺寸，则只能形成模糊的目标影像

现代雷达多为厘米波/分米波雷达，故雷达隐身的研究主要针对波长远小于目标尺寸的情况

雷达将杂乱的电磁波中，稳定的回波分离出来，从而探测并锁定目标

隐身飞机使雷达回波闪烁，从而缩短被雷达发现锁定的距离飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身雷达基本工作原理雷达发射机产生电磁能量通过天线辐射出去目标遇到波束产生散射一部分电磁波的能量返回天线反射波能量被天线获取，送给接收机形成回波信号接收机将信号放大、处理，测出目标方位、距离和速度

在空气或者真空中的导电物体，如金属和碳纤维物体均是良好的雷达波反射体短波长雷达波照射到物体上时，会出现镜面反射和散射，雷达多数靠散射波发现目标雷达波照射到物体表面，还会在物体表面产生电磁流动，形成表面波和爬行波，从而造成雷达回波飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身

实体形状对雷达反射面积的影响要减小RCS，则必须避免与雷达波束垂直的平面、缝隙和边缘

垂直于雷达波束的平板，其反射面积是圆球的10000倍角反射器，其反射面积是圆球的10000倍飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身

实体形状对雷达反射面积的影响要减小RCS，机身可采用带有尖侧緣的融合体形状

具有尖侧緣下部扁平的融合柱体比圆柱体RCS更小

使入射波变成表面波，降低散射飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身角反射器与腔体（进气道、座舱）使雷达波原路返回要减小RCS，则必须消除角反射器和腔体

角反射器和空腔体对雷达反射面积的影响飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身雷达波诱导的表面波和爬行波在遇到结构边缘、翼面后缘和缝隙时，会产生原路返回的雷达回波要减小RCS，则必须使飞机尽量光滑，减少边缘和缝隙要减小RCS，则必须使边缘和后缘后掠表面不连续和缝隙对雷达反射面积的影响飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身

飞机各个部件对RCS的贡献飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身

飞机各个部件对RCS的贡献

战斗机

在前方，座舱、进气道和发动机压气机是主要的RCS贡献者

在侧前方，机翼是主要RCS贡献者

在侧面，机身和垂尾是主要RCS贡献者

在尾部，发动机涡轮和尾喷管式主要的RCS贡献者飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身

飞机各个部件对RCS的贡献

运输机

在前方，机身、机翼和发动机短舱是主要的RCS贡献者

在侧前方，机翼、机翼前缘和垂尾前缘是主要RCS贡献者

在侧面，机身、机翼和平尾翼尖是主要RCS贡献者

在尾部，机翼垂尾后缘、机身和发动机短舱是主要RCS贡献者飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身

为了减小RCS，首先要对主要威胁方向加以评估

主要思路：减小雷达波的反射将雷达波向其他方向反射使雷达波转化成表面波避免角反射器和空腔减小表面波和爬行波造成的回波使回波集中在很少的几个方向，减少被探测的概率采用雷达吸波材料

降低RCS的措施飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身

采用倾斜的双垂尾，或去除垂尾

采用S形和背部进气道，用金属网隐藏发动机风扇

采用扁平的尾喷管，隐藏发动机涡轮

座舱盖镀膜1.减小雷达波反射的措施飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身采用带通雷达罩（只有特定频率才能穿透的雷达罩）采用后掠/前掠的翼面前后缘取消外挂物，采用内部弹仓（空战时并不隐身）采用低可探测性内嵌式天线和特殊设计的压力传感器1.减小雷达波反射的措施飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身

采用DSI进气道1.减小雷达波反射的措施飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身为了避免与水平方向雷达入射波相垂直的平面，将机身侧面倾斜采用带有侧边緣的菱形截面机身1.减小雷达波反射的措施飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身2.减小表面波和爬行波造成的回波

采用前掠/后掠的翼面后缘

采用锯齿形/菱形的舱盖门F-22和F-35均采用锯齿形或菱形舱门飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身3.使回波集中在很少的几个方向，减少被探测的概率

使所有的边缘都后掠，且平行飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身4.采用雷达吸波材料

铁氧体吸波材料

涂料中含有外部包裹着铁氧体的小球，将电磁能转换成热能

经常被涂抹于三代半飞机的机体关键部位上，以降低RCS飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

雷达隐身雷达隐身的效果飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

红外隐身

红外寻的导弹是重要的空战武器AIM-9属于红外非成像制导导弹AIM-9X具备焦平面成像导引头ASRAAM的特点

带有128X128像素的红外成像导引头，抗干扰能力和击中要害能力很强射程达到15km尺寸小、重量轻飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

红外隐身

红外寻的导弹是重要的空战武器AA-11的特点

世界上最先进的红外寻的导弹之一具备45-60度的离轴角可以与头盔瞄准具连接飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

红外隐身现代先进战斗机普遍装备红外探测器探测蒙皮、发动机喷口等部位的红外信号并成像红外探测器属于被动式探测器隐蔽性好可在强电磁干扰条件下工作

可与激光、雷达、电视等融合，实现精确打击和夜间低空导航飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

红外隐身飞机红外隐身的措施最有效的方法：设法降低发动机喷口温度

方法之一：采用大涵道比发动机（对战斗机不适用）方法之二：利用尾翼屏蔽发动机喷口方法之三：采用扁和薄的尾喷口，使空气与外部气流快速混合方法之四：使用降低红外特征的涂层方法之五：将座舱边缘做成平直的，避免红外探测器持续跟踪F-117扁平的、被遮蔽的尾喷口可以有效降低红外信号特征F-22将平尾置于尾梁，并利用双垂尾遮蔽尾喷口

F-22利用冷空气喷流冷却尾喷口F-22采用波音公司的TOPCOAT涂料降低超音速巡航时的红外辐射飞行器总体设计(二)飞机的隐身设计

红外隐身飞机红外隐身的措施A-10采用TF34高涵道比发动机采用H形尾翼遮蔽发动机喷口B-2

发动机喷口扁平

尾喷口位于机翼上方将机翼表面冷空气导入发动机中降低发动机外壁温度常规飞机躲避红外导弹的方法：施放红外诱饵飞行器总体设计(二)隐身飞机的经济特征隐身飞机的研制费用和装备费用非常高：

(1)美国第四代战斗机F-22

仅在YF-22和YF-23各2架原型机竟标的演示验证（D/E）阶段，就耗资近18亿美元。当选定F-22（洛克希德公司为主承包商）进入工程制造发展（EMD）阶段时，空军投入的合同费约110亿美元。飞行器总体设计(二)1988年定型后，美国空军原计划花650亿美元采购648架F-22。但由于军费削减，后经决定只采购442架。按照1991年的美元值计算，每架F-22的价格近6000万美元。截至2007年底，F-22的装备数量还不到200架。飞行器总体设计(二)(2)B-2隐身轰炸机研发费用超过200亿美元。1992年初决定生产20架，生产费用444亿美元，即每架B-2的采购费用为22亿美元。

(3)F-117A战斗机总费用为65.6亿美元，其中研发费用20亿美元，采购费用42.7亿美元，设施建造费用2.9亿美元。出厂价格4260万美元。包括研制、零备件和训练等费用在内的计划价格为1.12亿美元。飞行器总体设计(二)反隐身反隐身大致可以采取如下措施：

(1)扩展雷达频段；

(2)双/多基地雷达；

(3)光学防空系统；

(4)电离层反射的超视距雷达。飞行器总体设计(二)起飞翼载荷的确定

---以空优战斗机为例输入：飞机初始三面图飞行器总体设计(二)1).方案设计的输入：任务要求应对未来国外4代机对我国的威胁，取代现役3代机设计背景任务剖面飞行器总体设计(二)性能指标起飞降落地面滑跑距离300m着陆进场速度≤230km/h最大马赫数≥1.8(开加力)，≥1.4(不开加力)在10000m高空，从M0.9加速到M1.4的时间≤30秒在6000m高空，速度648km/h(350kts)时，持续盘旋角速度≥20°/s在9000m高空，M0.9，持续盘旋过载5g有效装载2枚空对空导弹(90kg)，先进航炮(180kg)，7