第2章飛機型式的選擇與初始參數的確定飛機總體設計框架圖飛行器總體設計(二)2.1飛機型式的選擇2.1.1

概述所謂飛機型式，是指飛機幾何外形的主要特征及各種裝載布置方案的統稱。而飛機外形主要特征大致是指飛機各部件(機翼、機身、尾翼、動力裝置、起落架等)的數目、外形和相對位置的統稱。一些可能的飛機型式如下：圖飛行器總體設計(二)

不同類型飛機的布局型式是不同的：超音速戰斗機一般采用中等后掠角(50o左右)、小展弦比(2~4)薄機翼(相對厚度3~5%)的正常式、鴨式或三翼面布局型式；為了減小超音速波阻，提高亞音速機動和隱身能力，現在大都采用翼身融合的型式。圖飛行器總體設計(二)正常式布局鴨式布局三翼面布局無尾式布局飛行器總體設計(二)鴨式加前掠翼氣動布局飛行器總體設計(二)

中、遠程轟炸機要有一定的超音速突防能力，一般采用變后掠機翼。圖對于強調隱身突防能力的轟炸機，外形基本按照隱身要求設計，但不能超音速飛行，如F-117A、B-2等。圖飛行器總體設計(二)變后掠翼后掠翼飛行器總體設計(二)飛翼式布局后掠翼加V型尾翼布局鴨式布局前掠翼布局(Ju-287)飛行器總體設計(二)強擊機要求具有很好的低空低速機動性能、很大的載彈量和很強的生存力。一般采用大展弦比直機翼、雙發布局飛行器總體設計(二)

亞音速運輸機和旅客機，一般采用大展弦比(8~10)、小后掠角(35o左右)，用超臨界翼型的機翼，以獲得在大巡航馬赫數時的高升阻比。圖通用航空飛機——乘員在10人以下的亞音速小飛機，力求便宜好用，通常采用無尖削比的平直機翼，展弦比在6以上，正常式布局型式。圖飛行器總體設計(二)正常式布局、發動機翼吊正常式布局、發動機尾吊飛行器總體設計(二)

選擇飛機型式，主要要決定下列內容：

(1)機翼外形和機翼與機身的相對位置

(2)尾翼外形及其與機翼、機身的相對位置

(3)機身形狀

(4)發動機及進氣道的數目及安裝形式

(5)起落架及其收放型式及位置等

飛行器總體設計(二)

選擇飛機型式，應根據飛機設計要求，從氣動、強度、工藝、使用維護、重量等方面進行綜合分析考慮，選擇理想、恰當的飛機型式。同樣的設計要求，會有多種不同的飛機型式。飛機型式的優劣，是不能以簡單的解析式或數字來表達的。例1

例2飛行器總體設計(二)火神B-47相同類型、級別和性能的飛機可以具有完全不同的布局形式飛行器總體設計(二)

飛機總體設計的任務，就是給出能夠滿足飛機設計要求的最佳方案。這是一個漸進的過程，飛機型式的選擇是這個過程的第一步。飛機的基本型式大致可分為正常式、無(平)尾式、鴨式和三翼面等。飛行器總體設計(二)2.1.2機翼的平面形狀及在機身上的安排

I.機翼平面形狀的選擇現代飛機機翼基本的平面形狀主要有：直機翼、后掠翼和三角翼等。機翼平面形狀對飛行性能有較大的影響，應根據飛機設計要求綜合分析比較進行選擇，重點是考慮不同平面形狀對機翼氣動特性的影響。CD0~M曲線

CL~α曲線飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)(1)直機翼低速飛機一般采用大展弦比的矩形翼和梯形翼。這種機翼的特點是：低速性能良好、誘導阻力小、升阻比大。此外，低速翼型一般相對厚度大，對結構布置、剛度、強度、重量等特性有利。美國的超音速戰斗機F-104采用小展弦比的梯形直機翼。飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)采用小展弦比直機翼的超音速飛機飛行器總體設計(二)

小展弦比直機翼與三角翼和后掠翼相比，當M數較大時，其零升阻力系數CD0

較小，升阻比較大；其剛度、強度及重量特性介于三角翼和后掠翼之間。單純的小展弦比直機翼的缺點是跨音速氣動特性較差，焦點變化劇烈，因此在超音速飛機上較少采用。飛行器總體設計(二)(2)后掠翼

對亞音速飛機而言，后掠翼能有效提高臨界馬赫數，延緩局部激波的產生，避免過早出現波阻。對超音速飛機而言，后掠翼可改善其跨音速氣動性能：后掠翼的CD0~M

變化較緩，升力線斜率雖然小于直機翼但比三角翼大。飛行器總體設計(二)

后掠翼的主要缺點表現在：大后掠角和大梯形比的條件下，大迎角時翼尖先失速，使飛機的操穩特性變壞(這一問題可通過幾何/氣動扭轉、加翼刀及機翼前緣缺口等方法來改善)。后掠角越大，對結構布置、剛度、強度、重量等特性影響越不利(這一問題可以通過加大翼根弦長來改善)飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)

大后掠機翼的高速特性較好，小后掠角機翼的低速特性較好。要兼顧高速和低速性能，可采用變后掠機翼。變后掠機翼設計難點之一是飛機的平衡問題：當增大后掠角時，氣動中心后移，重心也后移，但前者移動量大，飛機會出現低頭現象，需要通過調整燃油來調整重心位置或者增加平尾向下的載荷(同時增加了配平阻力)來克服。飛行器總體設計(二)

變后掠機翼設計的另一個難點是由于轉軸機構及其集中傳力而帶來的機翼結構復雜和機翼重量的增加(機翼大致增重20%以上)以及由此引起的全機重量的增加。此外，變后掠機翼難于滿足大迎角機動性能及隱身能力等要求，因此在新一代戰斗機的設計中已經不再采用。飛行器總體設計(二)機翼后掠不僅僅是為了降低波阻，在低速飛機上還被用于配平、改善飛機縱向和橫航向安定性飛行器總體設計(二)

與后掠翼相比，前掠翼從根本上克服了翼尖先失速的缺點x-29、s-37。但前掠翼(以及斜機翼)存在氣動彈性發散(彎扭耦合)問題，需要通過各向異性材料來解決。飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)(3)三角翼三角翼具有小展弦比和大后掠角兩方面的特點，其跨音速和超音速氣動特性良好，焦點變化平穩；由于根弦較長，在翼型相對厚度相同的情況下，可以得到較大的結構高度，故其氣動、剛度、強度、重量等特性均較好，因而被超音速飛機廣泛采用。飛行器總體設計(二)

三角翼的缺點是升力線斜率較小，低速時需要大迎角才能產生足夠的升力。改善三角翼的低速特性可采取一些專門措施，如Jas-39、Saab-37、J-10的近距耦合鴨式布局，“協和”/圖-144在起降時機頭下折，有的飛機將前起落架做成可伸縮的等，但要付出重量代價。飛行器總體設計(二)Tu-144協和飛行器總體設計(二)可伸縮的前起落架

帶有前緣縫翼前緣有擾流片，可延遲機翼失速飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)

此外，大迎角時，三角翼會產生強烈的氣流下洗，造成尾翼困難。如果尾翼處于機翼強烈的下洗流中時，會使飛機的操穩特性難于保證。因此，不少三角翼飛機采用無(平)尾式或鴨式布局。而只有那些后掠角較小的三角翼飛機才采用有平尾的正常式布局。飛行器總體設計(二)

三角形機翼，以其基本的形狀采用的較多，區別僅僅是前緣后掠角的大小。但是也有一些飛機，由于氣動特性和結構安排的需要，采用了改進了平面形狀的三角翼，如雙三角翼(Saab-35/37)、S形前緣的狹長三角翼(“協和”超音速客機)、前邊帶有邊條翼的三角翼(SR-71)等。飛行器總體設計(二)殲-7EMig-21Saab-35龍飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)(4)邊條翼加中等后掠角的后掠翼優點：

邊條翼可以減小波阻，因此機翼后掠角可以減小，改善了亞音速性能，解決了高、低速性能要求的矛盾邊條翼可以產生很大的渦升力，有助于改善機動性，并且實現大攻角飛行缺點：邊條翼有可能導致無法配平的上揚邊條渦可能非對稱破裂，導致滾轉、偏航邊條渦破裂后可能導致垂尾振動，導致結構疲勞、

破壞飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)

II.機翼在機身上的安裝位置機翼在機身上的上下位置，通常有3種(單翼)型式：上單翼、中單翼和下單翼。究竟選擇那一種型式，需要從氣動干擾、平尾的配置、起落架的安裝、機身容積的利用、發動機的安裝以及對結構重量的影響等方面進行分析比較，同時還要考慮對整機性能的影響。飛行器總體設計(二)

機翼與機身之間的氣動干擾問題，是在選型時首先要考慮的問題。三種型式中，中單翼的氣動干擾阻力最??；下單翼的氣動干擾阻力最大，但在機翼-機身結合部位進行整流后，可使其干擾阻力明顯下降；超音速時情況較復雜，但中單翼有利于翼-身融合，并有利于采用能降低波阻的面積律。飛行器總體設計(二)

選擇機翼的上下位置時，必須考慮機翼對正常式布局飛機的平尾的氣動干擾，鴨式布局時需注意與鴨翼之間的相互影響。這些問題比較復雜，一般只能通過風洞試驗確定。初始布局時，通常的做法是盡量將機翼與平尾位置錯開。上單翼、中單翼和下單翼的優缺點的比較見下表：飛行器總體設計(二)上單翼中單翼下單翼翼-身干擾阻力中小大結構布置難易/重量易/輕難/重較易/較輕機身容積利用率/機身高度好/低差/適中較好/高中央翼盒能否貫穿機身可以不可以可以翼吊發動機壽命/維修性長/難較長/較易短/易機翼上安裝起落架難/重較易/較輕易/輕對操穩特性影響相當于機翼上反相當于機翼下反飛行器總體設計(二)

概括地講，大型旅客機以下單翼型式居多；重型軍用運輸機一般多采用上單翼型式；戰斗機一般情況下采用中單翼型式的較多。機翼在機身上的前后位置，決定了飛機的縱向操穩特性，通常要到重心定位階段才能確定。飛行器總體設計(二)2.1.3尾翼的位置

I.水平尾翼的前后位置飛機的氣動特性取決于各承力翼面的相對位置以及相對尺寸和形狀，其中機翼是產生升力的主承力翼面，前翼、平尾等是輔助承力翼面。平尾(或輔助翼面)與機翼的前后相對位置是代表不同飛機型式的顯著的標志。飛行器總體設計(二)

根據平尾(或輔助翼面)與機翼的前后位置關系，可以將飛機型式分為4種：正常式：水平尾翼位于機翼之后鴨式：水平前翼/鴨翼位于機翼之前無尾式：沒有水平尾翼三翼面布局：機翼之前有水平前翼，機翼之后有水平尾翼飛行器總體設計(二)

不論采用何種型式，都要求飛機能進行有效的操縱和改變飛行狀態，并在新的飛行狀態下能保持平衡和穩定飛行。

(1)正常式①配平能力強：平尾升力可上可下。②為保證縱向靜穩定性，全機焦點應落在全機重心之后。飛行器總體設計(二)③為保證縱向靜操縱性，機翼安裝角應大于平尾安裝角，即機翼迎角應大于平尾迎角，也即要求機翼先失速，尾翼后失速。④從亞音速到超音速，焦點后移量大，操縱困難。⑤機翼的下洗對平尾有不利的影響，布置不當配平阻力較大。飛行器總體設計(二)

(2)鴨式①兩種形式：遠距耦合的操縱鴨翼和近距耦合的升力鴨翼JAS39，EF2000

，“陣風”，J-10。②能夠同時滿足高速飛行中對飛機外形的低阻特性和起降過程中的高升力特性。③從亞音速到超音速，全機焦點移動量小甚至可以基本不變，對操穩特性有利，比較適合以跨音速飛行為主的飛機。飛行器總體設計(二)④鴨翼宜先失速(保證縱向穩定性)，即鴨翼迎角應大于機翼迎角。⑤鴨翼的下洗對機翼的影響必須考慮。亞音速飛行時，鴨翼下洗所引起的機翼升力增量(方向向下)與鴨翼的升力大致相當。近距耦合鴨式布局可明顯改善起降性能，對飛行性能的提高也是有利的。飛行器總體設計(二)

(3)無尾式①浸濕面積小，阻力小，結構重量輕，比較適合于以超音速飛行為主的飛機。②縱向配平和操縱均靠升降副翼，升降副翼既是橫向操縱面又是縱向操縱面。為使布置在機翼后緣的升降副翼獲得盡可能大的縱向操縱力臂，同時為了為保證焦點一般采用小展弦、大后掠三角翼加邊條的形式。飛行器總體設計(二)③由于大后掠三角翼的升力線斜率小，無尾式飛機的起降性能不易保證。

(4)三翼面布局①在正常式布局的基礎上加上水平前翼蘇-35，綜合了正常式和鴨式布局的優點，操縱和配平特性好。②氣動載荷分配合理，機翼載荷小且結構重量輕。飛行器總體設計(二)③水平前翼和機翼前/后緣襟翼、平尾配合，有利于改善飛機的大迎角特性。④增加水平前翼使飛機零升阻力和重量均有增加。飛行器總體設計(二)

II.水平尾翼的高低位置平尾安裝在機身上時，分為3種情況：上平尾、中平尾和下平尾(類似于機翼與機身的相對位置關系)。圖平尾安裝在垂尾上時，分為2種情況：高置平尾(十字形)和T尾。選擇平尾的高低位置，主要考慮的問題是機翼和尾翼之間的氣動干擾和結構布置的難易程度。飛行器總體設計(二)(1)平尾應避開機翼尾渦的不利干擾。一般來說，機翼尾渦隨迎角增大而增強，因而將平尾布置在機翼弦平面上下不超過5%平均氣動弦長的位置，有可能滿足大迎角時的縱向操穩要求，因而現代飛機采用下平尾和中平尾的型式居多。

(2)高置平尾由于存在4個直角，阻力較大，同時垂尾重量也較大。飛行器總體設計(二)(3)T尾的優點是平尾速度阻滯系數大，效率高；同時平尾相當于垂尾的端板，也使垂尾的效率提高。這種形式的主要缺點是垂尾的結構重量較大，而且只對于平直或者小后掠的垂尾才有可能。

(4)平尾安裝在機身上有利于減輕結構重量，下平尾和上平尾在機身上的安裝和主承力構件的布置較易，重量較輕；中平尾的結構重量較重(類似于機翼與機身的上下位置關系)。飛行器總體設計(二)

III.垂直尾翼的位置

(1)垂直尾翼一般安裝在機身尾部，通常由固定在機身上的垂直安定面和可動的操縱面方向舵組成，只有極個別飛機采用全動垂尾(SR-71)。

(2)大多數飛機采用單垂尾的型式，許多高速飛機通過在機身腹部和背部加裝腹鰭和背鰭來起到增加垂尾面積的作用。飛行器總體設計(二)(3)雙垂尾的壓心較低，可以減小由側力引起的機身扭矩；但雙垂尾需較大的機身寬度，比較適合于高機動性的飛機；同時，雙垂尾有時還可以起到降低飛機雷達反射截面積(RCS)的目的(通過垂尾向內或向外傾斜一定角度的方式)。

(4)其他尾翼布置飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)2.1.4發動機數目、安裝型式及進氣道布置

I.發動機數目及安裝型式發動機數目取決于發動機推力和飛機所需的推力。單發：操縱簡單，附加設備重量輕，成本低；噴氣發動機一般安裝在機身尾段，螺旋槳發動機一般安裝在頭部。飛行器總體設計(二)

雙/多發：戰斗生存力強/使用可靠性高，采用兩側/腹部/短艙進氣時進氣道效率較高；雙發/多發的安裝型式較多。運輸機一般至少是雙發。飛行器總體設計(二)

II.進氣道布局主要有機頭進氣、兩側/腹部進氣、短艙進氣等布局型式。機頭進氣型式主要適合于機身較短、不裝或僅裝小尺寸雷達天線的戰斗機。其優點是：布置緊湊，機身截面積小，沒有機身附面層干擾，進口氣流均允、畸變小，機炮對進氣影響小，易于安裝機炮等。飛行器總體設計(二)

兩側/腹部進氣型式的優點是：進氣道短，內管道損失小，總壓恢復系數高，機頭便于安裝雷達天線，視野較好等。短艙進氣型式的優點是：進氣道短，不占機身或機翼內部空間，對內部布置及結構元件布置無干擾等。飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)2.1.5起落架型式常見的起落架的配置形式包括后三點式、前三點式和自行車式；對于大型的運輸/轟炸機，常采用多支點式。

I.后三點式：只適合于低速小型飛機，尤其是機頭裝活塞發動機的正常式布局的飛機。由于地面運行不穩定、著陸操縱困難，不能用于噴氣式飛機。飛行器總體設計(二)

II.前三點式：操縱簡單，地面運行穩定，適宜于高速飛機(當然同樣適用于低速飛機)，應用廣泛。但其著陸接地速度較大，前輪載荷較大且高速滑行時易產生擺振，整個起落架重量也較大。

III.自行車式：收藏容易，但對滑行及起降的操縱要求較高，重量也較大。飛行器總體設計(二)4.多支點式：用于大型運輸/轟炸機，多支點和多輪可減輕對跑道的壓力圖。多支點式起落架可以布置成前三點式起落架的型式圖，也可以布置成自行車式起落架的型式。2.1.6機身形狀機身形狀可分為正常式機身和尾撐式機身，主要按其使用功能要求確定。飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)2.2飛機的初始設計參數2.2.1飛機的方案草圖有了飛機的設計要求后，即應研究飛機的布局形式，首先應給出飛機方案的概念草圖。圖概念草圖是設計構思的一個粗略表示，國外稱為畫在“餐巾紙背面”的飛機外形圖。飛行器總體設計(二)

飛機方案的概念草圖應該包括機翼與尾翼的大致形狀、機身形狀、主要部分（發動機、座艙、有效載荷或客艙、起落架以及油箱等）在機內的布置等。根據方案草圖，可以估算飛機的氣動特性和重量特性。利用這些估計，通過確定必要的參數，可以得到新飛機執行任務所需要的燃油重量和起飛重量的第一次近似值，這就是飛機總體設計的“第一次近似”。飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)實例：超音速隱身攻擊機具備Ma1.3以下的超音速沖刺飛行能力具備良好的隱身飛行能力具備1000km的作戰半徑具有良好的生存能力具備優異的低空低速機動性飛行器總體設計(二)半埋入式起落架A-10近距支援攻擊機飛行器總體設計(二)A-10近距支援攻擊機采用30mm航炮飛行器總體設計(二)雙垂尾飛行器總體設計(二)遠距離布置的兩個發動機艙飛行器總體設計(二)大量的武器掛架飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)機頭處有一個用38mm防彈鋼制作的澡盆形座艙，加上機腹另有50毫米厚的裝甲，低空飛行生存力很高。全機裝甲重量達到550千克飛行器總體設計(二)Su-25對地攻擊機飛行器總體設計(二)被單兵肩扛式導彈擊中，仍然能生存座艙：24mm鈦合金裝甲發動機：5mm鋼板裝甲飛行器總體設計(二)11個掛架飛行器總體設計(二)30mm航炮飛行器總體設計(二)采用飛翼布局所有前后緣平行采用新概念折疊翼，兼顧超音速飛行和亞音速飛行的需要采用兩臺距離較遠的發動機，發動機進氣道彎曲，尾噴管位于背部較寬的機身具有較大的內掛武器艙駕駛艙具備良好的下視野皮托管式進氣道海貍尾增強縱向配平能力飛行器總體設計(二)2.2.2確定主要設計參數的方法飛機的設計參數是確定飛機總體方案的設計變量。確定飛機的設計參數，是飛機總體設計最主要的工作。確定一個總體方案，需要確定一組設計參數，包括飛機及其各個組成部分的重量，機翼和尾翼的面積、展弦比、后掠角，機身的最大直徑和長度等幾何參數以及動力裝置的推力等等。飛行器總體設計(二)

在總體設計的初期，如果想一下子就把各項參數都選擇好是不現實的，而往往需要用一定的方法進行初步的選擇。這些方法主要包括原準統計法和統計分析法。

(1)所謂原準統計法，即參照原準機和有關的統計資料，憑設計者的經驗和判斷，初步選出飛機的設計參數。飛行器總體設計(二)

原準統計法簡單方便，在用這種方法時，一是原準機選擇要合適，二是統計資料工作要做好。

(2)所謂統計分析法，即利用統計資料和科學研究實驗結果作為原始數據，建立分析計算的數學模型，利用計算機進行反復迭代、分析計算，求解出合理的設計參數。飛行器總體設計(二)

不論是哪一種方法都需要深入地了解飛機主要的設計參數與飛機性能之間的關系，以及在進行參數選擇時的決策原則。飛機主要設計參數的選擇也是一個反復迭代、逐步細化的過程。飛行器總體設計(二)2.2.3飛機的三個主要設計參數在眾多的飛機設計參數中，最主要的有3個：

(1)飛機的正常起飛重量W0或WTO(或正常起飛質量m0)；

(2)動力裝置的海平面凈推力T0或P0；

(3)機翼面積S。這3個參數對飛機的總體方案具有決定性、全局性的影響。這3個參數一改變，飛機的總體方案就要大變，所以稱之為飛機的主要參數。飛行器總體設計(二)

由這3個參數可以引出2個相對參數：

(1)起飛翼載荷W/S

，(2)起飛推重比T/W

，飛行器總體設計(二)2.3飛機起飛重量的計算2.3.1起飛重量的構成起飛重量W0或WTO在總體設計的不同階段，劃分的詳細程度是不同的。在最初階段，可將起飛重量分為3部分：有效載荷重量、燃油重量和空機重量，即飛行器總體設計(二)

Wp為有效載荷(含乘員)重量，其由飛機設計要求給定；

Wf

為燃油重量，包括任務燃油(可用燃油)、備份燃油(安全余油)及死油三部分；

We為空機重量，主要包括結構(機體、起落架、操縱系統等)重量、動力裝置重量及設備重量三部分。

Wp基本與W0無關，Wf

和We與W0有關。飛行器總體設計(二)因為：飛行器總體設計(二)其中：Wf/W0、We/W0分別稱為燃油重量系數、空機重量系數。在有效載重Wp已知的情況下，求出空機重量系數We/W0和燃油重量系數Wf/W0(或燃油重量Wf)，就可求出W0

。所以：飛行器總體設計(二)沒有載荷投放時的W0的求解的思路:燃油系數（Wf/W0）需要根據任務段重量比求出

其間需要求出發動機耗油率、最大升阻比由于W0出現在等式左右，因此需要迭代求解飛行器總體設計(二)2.3.2空機重量系數We/W0

空機重量系數We/W0

采用統計方法給出，其值大致為0.3~0.7，其中戰斗機為0.50~0.65，噴氣運輸機為0.45~0.55。

We/W0隨飛機起飛重量的增加而減小。對于用常規金屬材料制造的飛機，可以得到空機重量系數We/W0的擬合公式飛行器總體設計(二)A(lb)A(kg)CA(lb)A(kg)C滑翔機-不帶動力0.860.83-0.05雙渦輪螺槳飛機0.960.92-0.05滑翔機-帶動力0.910.87-0.05飛船1.091.05-0.05自制飛機-金屬/木材1.191.11-0.09噴氣教練機1.591.47-0.10自制飛機-復合材料0.990.92-0.09噴氣戰斗機2.342.11-0.13通用航空飛機-單發2.362.05-0.18軍用貨機/轟炸機0.930.88-0.07通用航空飛機-雙發1.511.40-0.10噴氣運輸機1.020.97-0.06農用飛機0.740.72-0.03空機重量系數

飛行器總體設計(二)

由于We/W0隨起飛重量W0的增加而減小，所以C<0。采用變后掠翼時，We/W0會增加；采用先進復合材料結構時，We/W0會減小。飛行器總體設計(二)2.3.3燃油重量系數Wf/W0

飛機所需要的燃油量，取決于飛行任務(航程/活動半徑)、飛機外形(氣動特性)、發動機特性(耗油率、推力)及飛行狀態(速度、迎角)等。

Wf或Wf/W0一般不能采用統計方法給出(誤差太大)，通常用飛行剖面分析法來確定，不同飛行剖面的耗油量是不同的。飛行器總體設計(二)

I.飛機的典型任務剖面

在相關規范中，規定了不同種類飛機的典型任務剖面。如GJB34-85《有人駕駛飛機飛行性能和圖表資料》中規定了18種典型任務剖面及12種最大效能任務剖面。不同類型的飛機適用不同的任務剖面。飛行器總體設計(二)

II.任務段重量比Wi/Wi-1

將任務剖面分成若干段，每段結束時的飛機重量Wi與該段開始時的飛機重量Wi-1之比Wi/Wi-1稱為該段的任務重量比。對于簡單的轉場/巡航任務剖面(沒有集中載荷的投放)，各段的任務重量比可初步確定如下：飛行器總體設計(二)(1)發動機啟動、暖機、滑行及起飛

W1

/W0=0.97(統計值)(2)爬升至巡航高度

W2/W1=0.985(統計值)飛行器總體設計(二)(3)巡航(Breguet航程方程)其中R為航程，C為動力裝置的耗油率，v為巡航速度，L/D為巡航時的升阻比。這些參數中，R、v是已知的，當知道C和L/D時，即可求出W3

/W2。飛行器總體設計(二)(4)待機或巡邏其中E為待機或續航時間，其余同(3)。

(5)著陸

W5

/W4=0.995(統計值)

此處我們忽略了下降段，而認為巡航段結束于下降段，并把下降段所飛過的水平距離作為航程的一部分。飛行器總體設計(二)

III.發動機的耗油率C

發動機的耗油率C較易確定：若是現有發動機，則按發動機手冊給出的值代入；若是待定發動機，則可以按典型的統計值代入：發動機類型巡航耗油率待機耗油率渦輪噴氣0.9(1/h)0.8(1/h)低涵道比渦扇0.8(1/h)0.7(1/h)高涵道比渦扇0.5(1/h)0.4(1/h)飛行器總體設計(二)

IV.升阻比L/D

升阻比是氣動效率的衡量。在方案設計初期，升阻比L/D只能按照統計方法估算。亞音速時，升阻比L/D直接取決于2個設計因素：機翼翼展（或展弦比）和浸濕面積。機翼翼展（或展弦比）決定誘導阻力的大小，而浸濕面積決定摩擦阻力的大小。飛行器總體設計(二)

或者可以認為升阻比L/D取決于1個設計因素：浸濕展弦比。圖飛行器總體設計(二)

L/D最大(最大升阻比)時氣動效率最高。不同飛行狀態需要不同的升阻比L/D：最大航程最大航時

噴氣飛機0.866(L/D)max(L/D)max

螺槳飛機(L/D)max0.866(L/D)max`飛行器總體設計(二)理論依據飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)

V.燃油重量系數Wf/W0

或燃油重量Wf

(1)對于沒有集中載荷投放的任務剖面，例如上面的簡單轉場/巡航任務剖面，任務燃油重量系數為：

飛行器總體設計(二)

如果安全余油為總油量的5%，死油為總油量的1%，則總的燃油重量系數為：飛行器總體設計(二)(2)對于有集中載荷投放的任務剖面，例如空戰/轟炸任務剖面，則必須首先計算出飛機在各飛行階段消耗的燃油重量：然后計算出總的任務燃油重量：飛行器總體設計(二)

同樣考慮安全余油(5%)、死油(1%)，則總的燃油重量為：飛行器總體設計(二)2.3.4全機重量計算求出空機重量系數We/W0及燃油重量系數Wf/W0后(或燃油重量Wf)，即可代入下式迭代求解全機重量W0

：飛行器總體設計(二)2.3.5算例及其說明

I.設計實例：反潛機●設計要求反潛機(ASW)的任務要求：能在距離起飛點1500nmile(2778km)處巡邏飛行3h(任務剖面)，并采用電子設備搜索和跟蹤潛艇。設巡航速度為M0.6(高度9km)；機組需要4名成員，其重量為800lb(363kg)；設備重量為10000lb(4536kg)。飛行器總體設計(二)2.3.5算例及其說明S-3Viking典型的反潛機：飛行器總體設計(二)2.3.5算例及其說明典型的反潛機：“獵迷”反潛機飛行器總體設計(二)●方案草圖考慮4種方案：方案一是常規布局，類似于現役的洛克希德公司的S-3A：高置機翼；發動機吊掛在機翼下；低置平尾時平尾處于發動機的尾流之中。方案二與方案一類似，只是發動機置于機翼上面，離地面較高，壽命長，但維修不便。飛行器總體設計(二)

方案三和四是鴨式布局，鴨式布局具有減小配平阻力的潛力和較寬的重心變化范圍。方案三機翼低置；發動機放在機翼上；主起落架可以收在機翼根部。方案四中，機翼高置；發動機吊在機翼下，其位置合適，值得進一步研究。

最后方案草圖。飛行器總體設計(二)●最大升阻比(L/D)max

的估算機翼的展弦比大致選為11，同時考慮到主翼和鴨翼的面積，組合展弦比(翼展的平方除以主翼與鴨翼面積之和)大約為8。比較方案草圖與浸濕面積比統計圖，浸濕面積比大致為5.5；浸濕展弦比約為8/5.5即1.45。

最大升阻比(L/D)max

可望達到17，巡航時的升阻比為0.866(L/D)max=15。飛行器總體設計(二)●發動機耗油率C的估算亞音速飛機采用高涵道比渦輪風扇發動機時可得到最佳的SFC，其典型值為0.5(巡航狀態)、0.4(巡邏/待機狀態)。●任務段重量比Wi/Wi-1的計算

(1)暖機和起飛：W1/W0=0.97(統計值)(2)爬升：W2

/W1=0.985(統計值)

飛行器總體設計(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飛行器總體設計(二)(4)巡邏

E=3h=10,800s

C=0.4(1/h)=0.0001111(1/s)L/D=17飛行器總體設計(二)(5)返航同(3)：W5

/W4=0.8684(6)待機

E=20min=1,200s，其余同(4)飛行器總體設計(二)(7)著陸：W7

/W6=0.995(統計值)●燃油重量系數計算：

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飛行器總體設計(二)

●空機重量系數We/W0的計算按照軍用貨機/轟炸機類飛機計算●全機重量計算飛行器總體設計(二)W0初值We

/W0

W0計算值重量差250000.4331233881612233880.435223616228236160.43492358333235830.4349235885235880.4349235871235870.4349235870飛行器總體設計(二)經過第一輪近似計算，得到飛機的起飛總重量為23.587噸類似的S-3A飛機，起飛總重量為23.83噸可見，只要統計參數和方法正確，第一輪估算可以得到“不離譜”的估算結果，我們采用的計算方法是可行的對估算精度的分析飛行器總體設計(二)●權衡處理計算表

(1)航程(R)權衡（有效載重不變，航程變化）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飛行器總體設計(二)●權衡處理計算表

(1)航程(R)權衡飛行器總體設計(二)(2)載荷(Wp)權衡（航程不變，有效裝載變化）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

有效裝載重量的變化速度小于起飛總重量的變化速度，即：杠桿作用使飛機重量變化被放大飛行器總體設計(二)(2)載荷(Wp)權衡飛行器總體設計(二)(3)空機重量系數(We/W0)權衡航程不變：R=2778km(1500nm),

有效載重不變：Wp=4899kg(10800lb)W0=23587kg飛行器總體設計(二)W0(1)=28695kg

重量變化百分比：

空機重量系數增加10%，其他參數不變，則飛行器總體設計(二)W0(2)=19876kg

重量變化百分比：

空機重量系數減小10%，其他參數不變，則飛行器總體設計(二)結論：空機重量(或結構重量)增加/減少10%，導致飛機起飛重量增加/減少10%以上，這就是重量的“杠桿效應”，也稱為“雪球效應”。由于有杠桿效應，因此減輕飛機結構重量對控制飛機起飛重量和尺寸有著重要的意義飛行器總體設計(二)

II.說明

(1)計算時注意單位的統一。

(2)W0的初值一般可取為Wp

的5倍，迭代精度一般取為1‰。

(3)可以對多項指標(重量、航程、耗油率……)進行權衡處理。

(4)可以從另外一方面對重量的“杠桿效應”進行分析：飛行器總體設計(二)

設：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

。飛行器總體設計(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)飛行器總體設計(二)

如果結構重量系數增加10%，其他參數不變，則

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%飛行器總體設計(二)

如果結構重量系數減小10%，其他參數不變，則

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%飛行器總體設計(二)有載荷投放的飛機起飛總重量

此時需要專門考慮投放物重量

需要事先求解翼載荷和推重比飛行器總體設計(二)2.4翼載荷和推重比的確定2.4.1翼載荷和推重比對飛行性能的影響飛機的阻力系數：其中：CD0

為零升阻力(廢阻力)系數，CL

為升力系數；K為誘導阻力因子，A為機翼展弦比，e為奧斯瓦爾德效率因子。飛行器總體設計(二)

渦噴式發動機的推重比估算公式：其中：為速度v、高度H的推重比為0速度、0高度的推重比為速度特性系數：σ

為空氣的相對密度：飛行器總體設計(二)飛行包線飛行器總體設計(二)

(1)翼載荷、推重比對最大平飛速度的影響

其他條件相同時，推重比和翼載荷越大，最大平飛速度越大基本方程：推力=阻力飛行器總體設計(二)飛機最大最小速度與推力/阻力的關系飛行器總體設計(二)定直平飛時飛機的受力飛行器總體設計(二)密度比飛行器總體設計(二)(2)推重比對靜升限的影響飛行器總體設計(二)其他條件相同時，推重比越大，則相對密度越小，即飛機的靜升限越高。飛行器總體設計(二)

(3)翼載荷、推重比對起飛滑跑距離的影響基本方程飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)Ta

為起飛平均推力，Ta=0.9T0其中：為跑道的滾動摩擦阻力系數，為起飛平均推重比，飛行器總體設計(二)其他條件不變時，推重比越大，翼載荷越小，則起飛滑跑距離越短。飛行器總體設計(二)(4)翼載荷對著陸距離的影響其他條件不變時，翼載荷越小，則著陸速度越小，著陸滑跑距離越短。其他條件不變時，最大升力系數越大，則著陸速度越小，著陸滑跑距離越短。飛行器總體設計(二)改善飛機起降性能的措施飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)(5)翼載荷和推重比對持續盤旋機動性能的影響定常盤旋時飛機的受力與操縱壓桿滾轉操縱桿回中拉桿拉攻角推油門蹬方向舵飛行器總體設計(二)相同條件下，推重比越大，過載越大飛行器總體設計(二)相同速度下，過載越大，轉彎半徑越小，盤旋角速度越大相同條件下，過載越大，翼載荷越小飛行器總體設計(二)其他條件不變時：

推重比越大，過載越大，持續盤旋角速度越大，盤旋半徑越小，機動性越好

翼載荷越小，過載越大，持續盤旋角速度越大，盤旋半徑越小，機動性越好誘阻因子越小，過載越大，持續盤旋角速度越大，盤旋半徑越小，機動性越好，加大展弦比有助于改善機動性

速度越大，速壓q越大，過載越大，容易出現

結構破壞飛行器總體設計(二)(6)翼載荷對瞬間機動性能的影響最大盤旋角速度下，不要求高度不變和推力等于阻力，且升力系數為最大可用升力系數飛行器總體設計(二)其他條件不變時：

翼載荷越小，瞬間盤旋角速度越大，瞬間盤旋機動性越好最大可用升力系數越大，瞬間盤旋角速度越大，瞬間盤旋機動性越好飛行器總體設計(二)改善盤旋機動性的措施飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)不同類型飛機的翼載荷飛行器總體設計(二)

推重比（T/W）和翼載（W/S）是影響飛機性能的兩個最重要的參數。在初始設計階段，對推重比和翼載荷要進行基本可信的估計，否則，優化后的飛機會與初始設計相差太遠，不得不重新設計。推重比和翼載荷是相互影響的，不是兩個獨立的變量，一般不能獨立求解。飛行器總體設計(二)2.4.2

起飛推重比

T/W直接影響飛機的性能。一架飛機的T/W越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能夠達到的最大速度也越高，轉彎角速度也越大。另一方面，發動機越大，執行全部任務中的油耗也越多，從而使完成設計任務的飛機的起飛總重增加。飛行器總體設計(二)

T/W不是一個常數。在飛行過程中，隨著燃油消耗，飛機重量在減小。另外，發動機的推力也隨高度和速度變化。當提到飛機的推重比時，通常指的是在海平面靜止狀態（零速度）和標準大氣條件下、而且是在設計起飛重量和最大油門狀態下的推重比。對于戰斗機，另一個常被提到的推重比是格斗（作戰）時的推重比。飛行器總體設計(二)●影響起飛推重比的主要性能指標有：

(1)起飛性能

(2)最大平飛速度

(3)加速性

(4)巡航性能

(5)爬升性能

(6)盤旋性能

(7)最小平飛速度飛行器總體設計(二)●推重比估算的幾點說明：

(1)為滿足各個性能指標的要求，需根據各個性能指標所確定的推重比的最大值來確定全機的推重比。

(2)在起飛翼載荷W/S

確定的情況下，可以由起飛性能要求（起飛滑跑距離）來估算起飛推重比T/W。

(3)起飛推重比T/W

也可以用統計方法給出：飛行器總體設計(二)推重比的統計值飛機類型典型裝機推重比噴氣教練機0.4

噴氣戰斗機(空中格斗飛機)0.9

噴氣戰斗機(其它)0.6

軍用運輸/轟炸機0.25

噴氣運輸機0.25飛行器總體設計(二)(4)起飛推重比T/W

也可以用相關性能指標統計給出的經驗公式來計算：AC噴氣教練機0.4880.728噴氣戰斗機(空中格斗飛機)0.6480.594噴氣戰斗機(其它)0.5140.141軍用運輸/轟炸機0.2440.341噴氣運輸機0.2670.363飛行器總體設計(二)(5)有些性能指標既與起飛推重比T/W有關，也與起飛翼載荷W/S有關，因此起飛推重比T/W和起飛翼載荷W/S不是兩個相互獨立的參數，一般不能獨立求解，需要一起進行優化。飛行器總體設計(二)2.4.3

起飛翼載荷翼載荷是飛機重量除以機翼面積。與推重比一樣，翼載荷通常是指起飛時的值，但也可以指格斗或其它飛行條件下的翼載。飛行器總體設計(二)●影響起飛翼載荷的主要性能指標有：

(1)失速速度

(2)起飛性能

(3)著陸性能

(4)最優巡航性能

(5)機動性能(瞬時機動和持續機動)(6)爬升和下滑性能

(7)最大升限飛行器總體設計(二)

●翼載荷估算的幾點說明：

(1)為滿足所有性能指標的要求，需選擇各個性能指標所確定的翼載荷的最小值作為飛機的起飛翼載荷W/S

。

(2)在許多情況下，起飛翼載荷W/S的臨界設計要求是失速速度，即可以由失速速度確定起飛翼載荷W/S

。飛行器總體設計(二)(3)起飛翼載荷W/S

決定了設計升力系數CLopt，并通過對浸濕面積以及翼展的影響而影響飛機的阻力。同時，翼載荷對飛機的起飛重量也有很大的影響。如果翼載荷減小，機翼就要變大，這雖然可改善性能，但由于機翼較大，會引起附加的阻力和空機重量，將導致為完成任務而增加起飛總量。飛行器總體設計(二)(4)起飛翼載荷W/S也可以用統計方法初步選取。飛機類型

W/S(kg/m2)

飛機類型

W/S(kg/m2)滑翔機30雙渦輪螺旋槳飛機200自制飛機50噴氣教練機250通用航空飛機－單發80噴氣戰斗機350通用航空飛機－雙發130噴氣運輸機/轟炸機600飛行器總體設計(二)(5)起飛翼載荷W/S

的值一般不能太低，否則可能導致太大的機翼面積。如果某項性能指標要求的翼載荷太低時，可考慮采用其他方法來滿足該項性能要求?，F有飛機的T/W和W/S的數值如圖所示。先進飛機的T/W和W/S的范圍如下圖：飛行器總體設計(二)300400500600700W/S

(kg/m2)1.21.00.80.60.40.20T/W先進戰斗機：T/W=1.1~1.2W/S=300~400kg/m2先進運輸機：T/W=0.2W/S=700kg/m2飛行器總體設計(二)2.5飛機的隱身設計隱身設計的必要性二戰時，德軍不重視雷達的作用，在海獅計劃中損失慘重巴拿馬戰爭、海灣戰爭、南斯拉夫戰爭和伊拉克中，美軍依靠隱身飛機取得了近乎零傷亡的戰績隱身飛機可使對方防空系統變得千瘡百孔飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

隱身的類型

視覺隱身

紅外隱身

雷達隱身聲學隱身飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計隱身飛機的優缺點

優點

生存能力很強

作戰效能很高

缺點

以犧牲氣動性能為代價—氣動隱身一體化設計隱身涂層非常嬌貴，需要恒溫恒濕的機庫

背部隱身性能差，在下視雷達面前容易暴露

各國都在研制發現隱身飛機的雷達飛行器總體設計(二)2.5飛機的隱身設計

視覺隱身

飛機表面涂抹迷彩在燃油中添加化學物，降低飛機尾跡特征光學視覺隱身技術處于起步階段，存在實現的可能飛行器總體設計(二)飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

視覺隱身國外很多大學（Duke大學）和機構（如洛克希德-馬?。┚鶎Υ碎_展研究

哈利波特的魔毯有可能成為現實飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身的必要性F-1171989年參加巴拿馬戰爭1991年參加第一次海灣戰爭擊中巴格達電訊大樓45分鐘后，才響起防空警報36架飛機完成高危險的任務1271次，投彈2000多噸，無一損傷1998年南斯拉夫戰爭曾經被擊落一架2008年全線退役飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身雷達基本工作原理雷達波的散射

散射強度與波長的四次方成反比

如果雷達波長遠小于目標，則雷達波散射與可見光反射相似，成像清晰（可對面包大小的物體成像）

如果雷達波長遠大于物體尺寸，則只能形成模糊的目標影像

現代雷達多為厘米波/分米波雷達，故雷達隱身的研究主要針對波長遠小于目標尺寸的情況

雷達將雜亂的電磁波中，穩定的回波分離出來，從而探測并鎖定目標

隱身飛機使雷達回波閃爍，從而縮短被雷達發現鎖定的距離飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身雷達基本工作原理雷達發射機產生電磁能量通過天線輻射出去目標遇到波束產生散射一部分電磁波的能量返回天線反射波能量被天線獲取，送給接收機形成回波信號接收機將信號放大、處理，測出目標方位、距離和速度

在空氣或者真空中的導電物體，如金屬和碳纖維物體均是良好的雷達波反射體短波長雷達波照射到物體上時，會出現鏡面反射和散射，雷達多數靠散射波發現目標雷達波照射到物體表面，還會在物體表面產生電磁流動，形成表面波和爬行波，從而造成雷達回波飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身

實體形狀對雷達反射面積的影響要減小RCS，則必須避免與雷達波束垂直的平面、縫隙和邊緣

垂直于雷達波束的平板，其反射面積是圓球的10000倍角反射器，其反射面積是圓球的10000倍飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身

實體形狀對雷達反射面積的影響要減小RCS，機身可采用帶有尖側緣的融合體形狀

具有尖側緣下部扁平的融合柱體比圓柱體RCS更小

使入射波變成表面波，降低散射飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身角反射器與腔體（進氣道、座艙）使雷達波原路返回要減小RCS，則必須消除角反射器和腔體

角反射器和空腔體對雷達反射面積的影響飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身雷達波誘導的表面波和爬行波在遇到結構邊緣、翼面后緣和縫隙時，會產生原路返回的雷達回波要減小RCS，則必須使飛機盡量光滑，減少邊緣和縫隙要減小RCS，則必須使邊緣和后緣后掠表面不連續和縫隙對雷達反射面積的影響飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身

飛機各個部件對RCS的貢獻飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身

飛機各個部件對RCS的貢獻

戰斗機

在前方，座艙、進氣道和發動機壓氣機是主要的RCS貢獻者

在側前方，機翼是主要RCS貢獻者

在側面，機身和垂尾是主要RCS貢獻者

在尾部，發動機渦輪和尾噴管式主要的RCS貢獻者飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身

飛機各個部件對RCS的貢獻

運輸機

在前方，機身、機翼和發動機短艙是主要的RCS貢獻者

在側前方，機翼、機翼前緣和垂尾前緣是主要RCS貢獻者

在側面，機身、機翼和平尾翼尖是主要RCS貢獻者

在尾部，機翼垂尾后緣、機身和發動機短艙是主要RCS貢獻者飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身

為了減小RCS，首先要對主要威脅方向加以評估

主要思路：減小雷達波的反射將雷達波向其他方向反射使雷達波轉化成表面波避免角反射器和空腔減小表面波和爬行波造成的回波使回波集中在很少的幾個方向，減少被探測的概率采用雷達吸波材料

降低RCS的措施飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身

采用傾斜的雙垂尾，或去除垂尾

采用S形和背部進氣道，用金屬網隱藏發動機風扇

采用扁平的尾噴管，隱藏發動機渦輪

座艙蓋鍍膜1.減小雷達波反射的措施飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身采用帶通雷達罩（只有特定頻率才能穿透的雷達罩）采用后掠/前掠的翼面前后緣取消外掛物，采用內部彈倉（空戰時并不隱身）采用低可探測性內嵌式天線和特殊設計的壓力傳感器1.減小雷達波反射的措施飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身

采用DSI進氣道1.減小雷達波反射的措施飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身為了避免與水平方向雷達入射波相垂直的平面，將機身側面傾斜采用帶有側邊緣的菱形截面機身1.減小雷達波反射的措施飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身2.減小表面波和爬行波造成的回波

采用前掠/后掠的翼面后緣

采用鋸齒形/菱形的艙蓋門F-22和F-35均采用鋸齒形或菱形艙門飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身3.使回波集中在很少的幾個方向，減少被探測的概率

使所有的邊緣都后掠，且平行飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身4.采用雷達吸波材料

鐵氧體吸波材料

涂料中含有外部包裹著鐵氧體的小球，將電磁能轉換成熱能

經常被涂抹于三代半飛機的機體關鍵部位上，以降低RCS飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

雷達隱身雷達隱身的效果飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

紅外隱身

紅外尋的導彈是重要的空戰武器AIM-9屬于紅外非成像制導導彈AIM-9X具備焦平面成像導引頭ASRAAM的特點

帶有128X128像素的紅外成像導引頭，抗干擾能力和擊中要害能力很強射程達到15km尺寸小、重量輕飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

紅外隱身

紅外尋的導彈是重要的空戰武器AA-11的特點

世界上最先進的紅外尋的導彈之一具備45-60度的離軸角可以與頭盔瞄準具連接飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

紅外隱身現代先進戰斗機普遍裝備紅外探測器探測蒙皮、發動機噴口等部位的紅外信號并成像紅外探測器屬于被動式探測器隱蔽性好可在強電磁干擾條件下工作

可與激光、雷達、電視等融合，實現精確打擊和夜間低空導航飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

紅外隱身飛機紅外隱身的措施最有效的方法：設法降低發動機噴口溫度

方法之一：采用大涵道比發動機（對戰斗機不適用）方法之二：利用尾翼屏蔽發動機噴口方法之三：采用扁和薄的尾噴口，使空氣與外部氣流快速混合方法之四：使用降低紅外特征的涂層方法之五：將座艙邊緣做成平直的，避免紅外探測器持續跟蹤F-117扁平的、被遮蔽的尾噴口可以有效降低紅外信號特征F-22將平尾置于尾梁，并利用雙垂尾遮蔽尾噴口

F-22利用冷空氣噴流冷卻尾噴口F-22采用波音公司的TOPCOAT涂料降低超音速巡航時的紅外輻射飛行器總體設計(二)飛機的隱身設計

紅外隱身飛機紅外隱身的措施A-10采用TF34高涵道比發動機采用H形尾翼遮蔽發動機噴口B-2

發動機噴口扁平

尾噴口位于機翼上方將機翼表面冷空氣導入發動機中降低發動機外壁溫度常規飛機躲避紅外導彈的方法：施放紅外誘餌飛行器總體設計(二)隱身飛機的經濟特征隱身飛機的研制費用和裝備費用非常高：

(1)美國第四代戰斗機F-22

僅在YF-22和YF-23各2架原型機竟標的演示驗證（D/E）階段，就耗資近18億美元。當選定F-22（洛克希德公司為主承包商）進入工程制造發展（EMD）階段時，空軍投入的合同費約110億美元。飛行器總體設計(二)1988年定型后，美國空軍原計劃花650億美元采購648架F-22。但由于軍費削減，后經決定只采購442架。按照1991年的美元值計算，每架F-22的價格近6000萬美元。截至2007年底，F-22的裝備數量還不到200架。飛行器總體設計(二)(2)B-2隱身轟炸機研發費用超過200億美元。1992年初決定生產20架，生產費用444億美元，即每架B-2的采購費用為22億美元。

(3)F-117A戰斗機總費用為65.6億美元，其中研發費用20億美元，采購費用42.7億美元，設施建造費用2.9億美元。出廠價格4260萬美元。包括研制、零備件和訓練等費用在內的計劃價格為1.12億美元。飛行器總體設計(二)反隱身反隱身大致可以采取如下措施：

(1)擴展雷達頻段；

(2)雙/多基地雷達；

(3)光學防空系統；

(4)電離層反射的超視距雷達。飛行器總體設計(二)起飛翼載荷的確定

---以空優戰斗機為例輸入：飛機初始三面圖飛行器總體設計(二)1).方案設計的輸入：任務要求應對未來國外4代機對我國的威脅，取代現役3代機設計背景任務剖面飛行器總體設計(二)性能指標起飛降落地面滑跑距離300m著陸進場速度≤230km/h最大馬赫數≥1.8(開加力)，≥1.4(不開加力)在10000m高空，從M0.9加速到M1.4的時間≤30秒在6000m高空，速度648km/h(350kts)時，持續盤旋角速度≥20°/s在9000m高空，M0.9，持續盤旋過載5g有效裝載2枚空對空導彈(90kg)，先進航炮(180kg)，7