2012-飛機(jī)總體設(shè)計(jì)4第四講總體布局設(shè)計(jì)part

1、 飛機(jī)系航空科學(xué)與工程學(xué)院飛機(jī)總體設(shè)計(jì)第四講 飛機(jī)總體布局設(shè)計(jì)（第二部分）1第四講 飛機(jī)總體布局設(shè)計(jì) 4.1 飛機(jī)型式的含義與內(nèi)容 4.2 飛機(jī)配平形式選擇4.3 隱身對(duì)布局設(shè)計(jì)的影響4.4 機(jī)翼參數(shù)選擇4.5 尾翼布置及參數(shù)選擇24.4 機(jī)翼參數(shù)選擇4.4.1 翼型選擇4.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì) 4.4.3 邊條 4.4.4 機(jī)翼的增升裝置和副翼 3翼型是構(gòu)成翼面的重要部分，直接影響到飛機(jī)的性能和飛行品質(zhì)選擇翼型時(shí)不僅要滿足氣動(dòng)要求，還須兼顧結(jié)構(gòu)、強(qiáng)度及工藝的需要4.4.1 翼型選擇4 翼型的參數(shù)中弧線 基本厚度分布 弦長(zhǎng)b 最大彎度f相對(duì)彎度f/b 最大厚度c相對(duì)厚度c/b 最大厚度的 相對(duì)

2、位置Xc/b 前緣半徑r 后緣角4.4.1 翼型選擇5參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響前緣半徑前緣半徑小，前緣在小迎角時(shí)就開始分離，隨迎角增加再附著，前緣半徑越小越易分離，最大升力系數(shù)小，但波阻也小適于超音速飛機(jī)前緣半徑大，圓前緣翼型從后緣開始失速，隨迎角增加分離前移，失速迎角大，最大升力系數(shù)大，但波阻也大適于亞音速飛機(jī)4.4.1 翼型選擇64.4.1 翼型選擇參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響相對(duì)厚度直接影響飛機(jī)的阻力（特別是波阻）、最大升力系數(shù)、失速特性和結(jié)構(gòu)重量。相對(duì)厚度對(duì)亞音速阻力影響不大，而超音速時(shí)波阻增加約與 的平方成正比 。超音速戰(zhàn)斗機(jī)的 一般在4%6%，如太小則影響結(jié)構(gòu)高度與機(jī)翼的可用容積；最大

3、厚度位置在40%-45%，有利減阻74.4.1 翼型選擇參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響相對(duì)厚度隨著翼型相對(duì)厚度增加，最大升力系數(shù)先增大，然后減小。對(duì)于每一種翼型，有一個(gè)最佳的相對(duì)厚度，范圍大約為10%14%，亞音速飛機(jī)翼型的相對(duì)厚度多在此范圍內(nèi)。超臨界翼型有助于 推遲激波的形成， 并減小給定相對(duì) 厚度翼型的阻力相對(duì)厚度經(jīng)驗(yàn)曲線 84.4.1 翼型選擇參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響相對(duì)彎度彎度的確定通常是保證翼型在正常的巡航速度飛行時(shí)處于設(shè)計(jì)升力系數(shù)狀態(tài)。設(shè)計(jì)升力系數(shù)指的是具有最小阻力時(shí)的升力系數(shù)。對(duì)于任何一種翼型，在其設(shè)計(jì)升力系數(shù)附近，有最有利的壓力分布，阻力最小，升阻比最大對(duì)于低速飛機(jī)，巡航速度比較小，

4、所需的升力系數(shù)要大，應(yīng)當(dāng)采用相對(duì)彎度較大的翼型，對(duì)于高速飛機(jī)則應(yīng)選取相對(duì)彎度較小的翼型或無彎度的對(duì)稱翼型。平尾、立尾等翼面需要在正負(fù)迎角、正負(fù)側(cè)滑角下工作，因此這些翼面都要采用對(duì)稱翼型94.4.1 翼型選擇高速戰(zhàn)斗機(jī)的方案設(shè)計(jì)初期不必花太多的時(shí)間去精選合適的翼型，經(jīng)常是利用已有氣動(dòng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的翼型，從中選擇比較合適的，如NACA64A或65A的對(duì)稱翼型，確定好相對(duì)厚度；而前緣半徑、彎度和扭轉(zhuǎn)，則可在詳細(xì)設(shè)計(jì)時(shí)根據(jù)不同的任務(wù)要求和機(jī)翼平面形狀再進(jìn)行精修設(shè)計(jì)大展弦比、小后掠的亞音速運(yùn)輸機(jī)一般采用自己設(shè)計(jì)的超臨界翼型，如美國(guó)的NASA SC(2)-0614，西工大的跨音速飛機(jī)用的NPU-S73613還

5、需注意翼型的配置，翼尖用失速性能好的翼型，翼根則用升阻比高、相對(duì)厚度大的翼型104.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)機(jī)翼設(shè)計(jì)的依據(jù)滿足設(shè)計(jì)要求的飛機(jī)性能為主要依據(jù)，即應(yīng)保證在起飛、著陸和空中機(jī)動(dòng)狀態(tài)下有盡可能大的升力及高的升阻比；在巡航狀態(tài)和大速度下有盡可能小的氣動(dòng)阻力；在全包線范圍內(nèi)有良好的縱向及橫側(cè)向的操縱安定特性，特別是在低速時(shí)要有線性的俯仰力矩特性、較高的副翼效率及橫向特性。滿足強(qiáng)度和氣動(dòng)彈性要求，使機(jī)翼具有足夠的結(jié)構(gòu)剛度和較輕的結(jié)構(gòu)重量及較大的顫振速度。11機(jī)翼幾何形狀定義 S 機(jī)翼參考面積 ； l 機(jī)翼展長(zhǎng)； b0 翼根弦長(zhǎng)； b1 翼尖弦長(zhǎng) ； 機(jī)翼展弦比 ； 機(jī)翼前緣后掠角； 根梢比（梯形

6、比）; 翼型相對(duì)厚度; 扭轉(zhuǎn)角 4.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)12機(jī)翼幾何形狀定義 美英等國(guó)的表示符號(hào) s b c根 c尖 A； LE 尖削比（梢根比）=1/ t/c; S 機(jī)翼參考面積 ； l 機(jī)翼展長(zhǎng)； b0 翼根弦長(zhǎng)； b1 翼尖弦長(zhǎng) ； 機(jī)翼展弦比 ； 機(jī)翼前緣后掠角； 根梢比（梯形比）; 翼型相對(duì)厚度; 扭轉(zhuǎn)角 4.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)13機(jī)翼的平均氣動(dòng)弦翼型在亞音速流中的俯仰力矩?cái)?shù)據(jù)通常相對(duì)于1/4弦點(diǎn)給出。翼型繞該點(diǎn)的俯仰力矩隨著迎角的變化基本為一常數(shù)，該點(diǎn)即為翼型的“氣動(dòng)中心”完整梯形機(jī)翼的氣動(dòng)中心落在“平均氣動(dòng)弦”上，其位置如右圖確定： =(2/3)C根（1+2 ）/（1+） =（

7、b/6）(1+2)/(1+)典型的氣動(dòng)中心=0.25 亞音速 =0.4 超音速4.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)14主要參數(shù)選取展弦比 展弦比越大，即翼展長(zhǎng)，翼尖效應(yīng)（翼尖處下面高壓氣流流向上翼面，減小了翼尖附近的升力）對(duì)機(jī)翼影響區(qū)比例越小，其升力線斜率即升阻比都較大由于翼尖渦減小了翼尖處的有效迎角，所以小展弦比機(jī)翼的失速迎角大4.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)15主要參數(shù)選取展弦比 大型民用旅客機(jī)和軍用運(yùn)輸機(jī)為提高升阻比，減小升致阻力，展弦比選在10左右戰(zhàn)斗機(jī)著眼于高機(jī)動(dòng)性和減少超聲速阻力，展弦比一般選2.04.04.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)164.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)主要參數(shù)選取后掠角 增加后掠角，可以提高臨界M

8、a數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生，這是高亞音速飛機(jī)采用后掠角的根本原因。后掠角增加，可以降低氣動(dòng)阻力，但同時(shí)會(huì)使機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量增大，選擇后掠角時(shí)應(yīng)避開音速前緣，采用亞音速或超音速前緣 亞音速前緣的后掠機(jī)翼令 n= tg(r) /tg(u)n1 為超音速前緣 r :機(jī)翼前緣半頂角 :擾動(dòng)錐半頂角 174.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)主要參數(shù)選取后掠角 當(dāng)飛行Ma2時(shí)，如果采用亞音速前緣，則后掠角可能很大，這樣會(huì)引起機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量過份增大，同時(shí)翼梢分離更為嚴(yán)重。這時(shí)應(yīng)當(dāng)避開音速前緣，采用超音速前緣。選取前緣后掠角的經(jīng)驗(yàn)曲線184.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)主要參數(shù)選取根梢比 根梢比影響機(jī)翼的升力沿展向分布的規(guī)律，大部分低速平直

9、機(jī)翼的根梢比在22.5，后掠機(jī)翼的根梢比多在26范圍內(nèi)除三角翼外，一般根梢比小于5，以避免翼尖失速194.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)主要參數(shù)選取其他參數(shù) 扭轉(zhuǎn)角機(jī)翼扭轉(zhuǎn)可以防止翼尖失速，改善升力分布，減小升致阻力，改善巡航特性。一般翼根、翼尖的相對(duì)扭轉(zhuǎn)角為3左右。安裝角機(jī)翼相對(duì)于機(jī)身的偏角工程上常常給出翼根和翼尖處的安裝角，并將兩者之間的差值定義為扭轉(zhuǎn)對(duì)多數(shù)初始設(shè)計(jì)，可假定通用航空飛機(jī)和自制飛機(jī)的安裝角約2 ，運(yùn)輸機(jī)約1 ，軍用飛機(jī)約為零度204.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)主要參數(shù)選取其他參數(shù) 上（下）反角上反角可提供橫向安定效應(yīng)，下反角減少橫向安定效應(yīng)對(duì)于后掠機(jī)翼，為防止過大的橫向安定性，大后掠時(shí)一般選

10、12下反角。粗略地說，10 的后掠角可提供大約1 的有效上反214.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的垂直位置 三種形式：上單翼、中單翼、下單翼224.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的垂直位置氣動(dòng)干擾問題 中單翼的氣動(dòng)干擾阻力最小，下單翼的干擾阻力最大。如果下單翼布局采用整流蒙皮，則可以大大降低氣動(dòng)干擾。中單翼對(duì)飛機(jī)的橫滾力矩特性影響不大，上單翼使系數(shù)變大，其效果相當(dāng)于機(jī)翼具有較大的上反角，下單翼正好相反。234.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的垂直位置上單翼結(jié)構(gòu)布置 機(jī)身更加接近地面，這對(duì)運(yùn)輸機(jī)來說是很明顯的優(yōu)點(diǎn)，因?yàn)檫@簡(jiǎn)化了裝卸貨物的過程 應(yīng)急著陸時(shí)，機(jī)翼不能對(duì)機(jī)身起到保護(hù)作用，水上迫

11、降時(shí)，機(jī)身在水面下，應(yīng)急疏散旅客困難機(jī)翼可以貫穿機(jī)身，機(jī)翼的升力自身可以平衡，減輕了飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量由于機(jī)翼的位置很高，無法裝起落架，起落架只能裝到機(jī)身上，這時(shí)，起落架 難以保證滑跑的穩(wěn)定性，因?yàn)槠鹇浼艿妮喚嗖蝗菀妆ＷC在滑跑時(shí)的側(cè)向穩(wěn)定性很好。一些上單翼飛機(jī)往往采用下反來減少滑跑時(shí)的過分穩(wěn)定 244.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的垂直位置中單翼結(jié)構(gòu)布置中單翼主要的不足是結(jié)構(gòu)上的。對(duì)上單翼和下單翼布局來說，機(jī)翼可以貫穿機(jī)身，這種安排不會(huì)影響內(nèi)部裝載的布置，而中單翼會(huì)受到機(jī)身內(nèi)部裝載布置的強(qiáng)烈影響中單翼布局通常采用環(huán)形加強(qiáng)隔框來傳遞機(jī)翼的載荷，或采用折梁，修形的方式穿過機(jī)身，這樣可能會(huì)增加機(jī)翼的

12、結(jié)構(gòu)重量25機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的垂直位置下單翼結(jié)構(gòu)布置有利于起落架的設(shè)計(jì)，起落架可以直接收回機(jī)翼中。對(duì)雙螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)來說，起落架可方便的收回到發(fā)動(dòng)機(jī)短艙。但需考慮發(fā)動(dòng)機(jī)和螺旋槳槳葉的離地高度，會(huì)造成起落架長(zhǎng)度增加，重量增大。 為了增加側(cè)向穩(wěn)定性，機(jī)翼需要上反。 下單翼在應(yīng)急著陸時(shí)對(duì)機(jī)身起到保護(hù)作用；水上迫降時(shí)，機(jī)身在水面上，應(yīng)急疏散旅客比較方便。 機(jī)翼可以貫穿機(jī)身，降低飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量。 機(jī)身離地高度較大，裝卸貨物不便。 4.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)264.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)選擇上下位置時(shí)，必須認(rèn)真分析不同布局的特點(diǎn)，結(jié)合飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求才能確定。一般來說，輕型飛機(jī)采用下單翼，軍用戰(zhàn)斗機(jī)采用中單翼，軍用運(yùn)

13、輸機(jī)采用上單翼，旅客機(jī)采用下單翼274.4.2 機(jī)翼外形設(shè)計(jì)機(jī)翼的縱向位置需要根據(jù)飛機(jī)的重心和飛機(jī)的穩(wěn)定性操縱性的指標(biāo)來確定尾翼在后的穩(wěn)定飛機(jī)，機(jī)翼的最初位置應(yīng)使飛機(jī)重心位于30% MAC處；考慮機(jī)身和尾翼的影響后，重心應(yīng)大致在25% MAC處有后尾翼的不穩(wěn)定飛機(jī)，機(jī)翼位置取決于所選擇的不穩(wěn)定水平，通常應(yīng)使重心位于MAC的40%處對(duì)于鴨式飛機(jī)，由于鴨翼下洗對(duì)機(jī)翼的影響，這些經(jīng)驗(yàn)法則很不可靠。對(duì)于帶有計(jì)算飛控系統(tǒng)的操縱型鴨翼(即不穩(wěn)定飛機(jī))，機(jī)翼最初應(yīng)布置在使飛機(jī)重心位于機(jī)翼MAC大約1520%處284.4.3 邊條“邊條”是前緣尖銳，后掠角很大（達(dá)60以上）的渦流控制面邊條翼在大迎角飛行時(shí)產(chǎn)生

14、脫體渦，本身具有渦升力，同時(shí)還控制和改善機(jī)翼的外翼氣流分離，提高機(jī)翼的升力294.4.3 邊條邊條的渦升力容易引起俯仰力矩發(fā)生上仰。隨著主動(dòng)控制技術(shù)的發(fā)展，采用放寬靜穩(wěn)定性可以有效解決縱向力矩不穩(wěn)定的問題。304.4.4 機(jī)翼的增升裝置和副翼增升裝置的作用與類型作用主要是增加翼型的相對(duì)彎度和面積，并對(duì)附面層進(jìn)行控制，延遲翼面上的氣流分離，目的都是增加飛機(jī)升力，改善起降性能一般分為后緣襟翼 和前緣襟翼右圖中各種后緣 襟翼的增升作用 逐漸增加，但結(jié) 構(gòu)復(fù)雜性也增加(a)開裂式襟翼 (b)簡(jiǎn)單襟翼 (c)開縫襟翼 (d)后退開裂式襟翼 (e)單縫后退襟翼 (f)多縫后退襟翼314.4.4 機(jī)翼的增升

15、裝置和副翼增升裝置的作用與類型（續(xù)）前緣襟翼包括前緣縫翼、克魯格襟翼和可偏轉(zhuǎn)的機(jī)翼前緣（機(jī)動(dòng)襟翼） 1沒有增升裝置的機(jī)翼 2具有前緣縫翼的機(jī)翼 3具有普通襟片的機(jī)翼 4具有滑動(dòng)式多開縫襟翼的機(jī)翼 5同4,增加克魯格前緣襟翼 6同4,增加前緣縫翼不同型式機(jī)翼增升裝置的升力增量迎角曲線（以教材圖3.25為準(zhǔn)）324.4.4 機(jī)翼的增升裝置和副翼襟翼參數(shù)選取后緣襟翼的升力增量CL與其面積、偏度、后退襟翼的后退量、帶縫襟翼的縫隙形式有關(guān)后緣襟翼面積相對(duì)機(jī)翼面積一般在10%15%；襟翼的展長(zhǎng)受副翼位置的限制，一般不能超過機(jī)翼展長(zhǎng)的60%；為了增加面積，只能增加弦長(zhǎng)：開裂式襟翼相對(duì)弦長(zhǎng)在25% 左右簡(jiǎn)單襟

16、翼30%后退襟翼及單縫襟翼在2535%;若采用襟副翼，其相對(duì)展長(zhǎng)可達(dá)70%80%，相對(duì)弦長(zhǎng)在20%左右。334.4.4 機(jī)翼的增升裝置和副翼襟翼參數(shù)選?。ɡm(xù)）后緣襟翼的偏角因襟翼形式不同而不同，一般情況下：一般無縫襟翼偏度應(yīng)小于25單縫襟翼偏度在3035雙縫襟翼偏度可達(dá)4050開裂襟翼可達(dá)60。簡(jiǎn)單襟翼用于起降和 巡航狀態(tài)增升，單、 雙縫襟翼僅用于起降 增升。 344.4.4 機(jī)翼的增升裝置和副翼襟翼參數(shù)選?。ɡm(xù)）若前緣襟翼展長(zhǎng)在0.8翼展范圍，可分內(nèi)、外兩段前緣襟翼根弦在15%20%，翼尖弦在20%30%（相對(duì)當(dāng)?shù)貦C(jī)翼弦長(zhǎng)）襟翼順氣流偏角一般不超過30：一般在起飛著陸時(shí)，前緣偏10，后緣偏3

17、0左右；巡航狀態(tài)前、后緣偏5左右；大機(jī)動(dòng)時(shí)前緣偏2530，后緣偏510。35副翼布置在機(jī)翼后緣兩側(cè)的橫向操縱面，其作用是提供足夠大的滾轉(zhuǎn)力矩，保證滿足飛機(jī)對(duì)橫向操縱性的要求。4.4.4 機(jī)翼的增升裝置和副翼36副翼的初步參數(shù)選取副翼面積相對(duì)機(jī)翼面積一般在5%7%；副翼相對(duì)弦長(zhǎng)約為20%25%；如采用襟副翼，即后緣 襟翼與副翼合成一塊， 其相對(duì)展長(zhǎng)可達(dá) 60%80%。一般副翼偏角a 不超過25。4.4.4 機(jī)翼的增升裝置和副翼副翼選取曲線范圍37尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，是飛機(jī)縱向和側(cè)向上的平衡、穩(wěn)定及操縱機(jī)構(gòu)。尾翼設(shè)計(jì)的成敗，直接關(guān)系到飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性，同時(shí)在一定程度上影響飛機(jī)的飛行性能

18、，如速度、升限等，所以尾翼是根據(jù)飛機(jī)的操縱 、穩(wěn)定性要求進(jìn)行設(shè)計(jì)的。4.5 尾翼布置及參數(shù)選擇384.5.1 尾翼的布置后置尾翼變化情況394.5.1 尾翼的布置常規(guī)型尾翼通?？稍谥亓孔钶p的情況，提供足夠的穩(wěn)定性和操縱性T型比常規(guī)型重得多，因?yàn)槲惨肀仨毤訌?qiáng)，以支撐平尾由于存在端板效應(yīng)，T型的垂尾可以較小T型把平尾抬高，避開了機(jī)翼尾流和螺旋槳滑流，使其效率提高，從而減小平尾尺寸T型減小了平尾顫振，從而減輕了結(jié)構(gòu)和飛行員的疲勞十字型是介于上述二者之間的這種方案：既避免噴流對(duì)平尾或方向舵的干擾，又減小重量代價(jià)；但無法利用端板效應(yīng)來減小尾翼的面積404.5.1 尾翼的布置雙立尾可以把方向舵設(shè)置得離開飛

19、機(jī)中心線，通常比具有同等面積的單垂尾重，但往往更有效，也直接減少了所需的高度在大迎角下，雙立尾可能被機(jī)翼或前機(jī)身?yè)踝‰p立尾外傾對(duì)隱身有較大好處，一般外傾角在1525之間V型尾翼是為了減小浸濕面積，與常規(guī)平尾和垂尾上對(duì)應(yīng)的力是V型尾翼上的力在水平和垂直方向的投影NACA研究表明，要獲得滿意的操穩(wěn)性，V尾的尺寸需增大到其面積大約與所需的平尾和垂尾分開時(shí)的面積的總和相等，且操縱動(dòng)作復(fù)雜，不過干擾阻力可以較低414.5.1 尾翼的布置平尾位置對(duì)失速特性的影響失速時(shí)，如果尾翼位于機(jī)翼尾流區(qū)，它將失去操縱能力，并進(jìn)一步加劇上仰一般尾力臂短的飛機(jī)，平尾都布置在機(jī)翼弦平面翼以下，或在機(jī)翼弦平面上但帶有上反角4

20、24.5.1 尾翼的布置為改出尾旋的尾翼布置尾旋時(shí)，飛機(jī)基本上是垂直下落，同時(shí)導(dǎo)致繞一垂直軸旋轉(zhuǎn)，此時(shí)必須制止旋轉(zhuǎn)并減小側(cè)滑角，從而要求有足夠的方向舵操作大迎角下，平尾失速，產(chǎn)生紊流尾跡，并以大約45 的角度向上擴(kuò)展。作為經(jīng)驗(yàn)法則，方向舵至少應(yīng)有三分之一必須在尾跡之外434.5.1 尾翼的布置為改出尾旋的尾翼布置（續(xù)）將平尾上移也也可減小平尾尾跡對(duì)方向舵的影響，但需要提防上仰背鰭因產(chǎn)生一個(gè)附著于垂尾上的渦而改善了大側(cè)滑角下的尾翼效率，這可防止在尾旋中所遇到的那種大側(cè)滑角，并在尾旋中增大方向舵操縱腹鰭可以防止大側(cè)滑角，且不會(huì)被機(jī)翼尾跡淹沒，還用于避免高速飛行中的航向不穩(wěn)定性 444.5.2 尾翼

21、的布置F/A-18E尾翼的錯(cuò)開J-10的雙腹鰭454.5.2 尾翼參數(shù)選擇初步選擇通常是參照同類飛機(jī)的統(tǒng)計(jì)資料選擇適當(dāng)?shù)奈踩萘?平尾LHT（Lh）-尾力臂SHT-平尾面積 鴨翼全面積外露面積Cw（bA） -機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)Sw-機(jī)翼全面積464.5.2 尾翼參數(shù)選擇初步選擇通常是參照同類飛機(jī)的統(tǒng)計(jì)資料選擇適當(dāng)?shù)奈踩萘?立尾LVT(Lv) -尾力臂SVT-立尾面積，雙立尾面積為二者之和bw（l） -機(jī)翼翼展Sw-機(jī)翼全面積47根據(jù)尾容量系數(shù)和尾力臂的值可以計(jì)算尾翼面積尾容量系數(shù)的統(tǒng)計(jì)值典型值平尾CHT垂尾CVT噴氣教練機(jī)0.700.06噴氣戰(zhàn)斗機(jī)0.400.07軍用運(yùn)輸機(jī)轟炸機(jī)1.000.08噴

22、氣運(yùn)輸機(jī)1.000.094.5.2 尾翼參數(shù)選擇48尾容量系數(shù)的修正對(duì)于全動(dòng)尾翼，尾容量系數(shù)可減小1015%對(duì)T型尾翼，立尾尾容量系數(shù)由于端板效應(yīng)可減小約5%，而平尾尾容量系數(shù)由于處于無擾動(dòng)氣流中可減小5%H型尾翼（A-10）的平尾尾容量系數(shù)可減小5%尾力臂可以用機(jī)身長(zhǎng)度的百分?jǐn)?shù)來作初步的估算對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)裝在機(jī)翼上的飛機(jī)，尾翼力臂約為機(jī)身長(zhǎng)度的5055%對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在后部的飛機(jī)，尾翼力臂約為機(jī)身長(zhǎng)度的 4550%對(duì)采用主動(dòng)控制技術(shù)的飛機(jī)，可將根據(jù)統(tǒng)計(jì)值算出的尾翼面積減小大約10%4.5.2 尾翼參數(shù)選擇49對(duì)于V型尾翼的飛機(jī)，首先分別估算所需的水平和垂直尾翼尺寸，然后計(jì)算V型尾翼的總面積以提供與常規(guī)尾翼需要相同的面積；V型尾翼的上反角應(yīng)調(diào)整到所需的垂尾和平尾面積之比的平方根的反正切，該角度應(yīng)接近454.5.2 尾翼參數(shù)選擇50鴨式布局飛機(jī)的鴨翼尺寸對(duì)操縱型鴨翼的鴨式布局，機(jī)翼提供大部分的升力，而鴨翼主要用于操縱。根據(jù)現(xiàn)有的該類飛機(jī)數(shù)據(jù)，平尾尾容量系數(shù)約為0.1，尾力臂的變化范圍大約為機(jī)身長(zhǎng)度的3550%對(duì)升力型鴨翼的鴨式布局，鴨翼和機(jī)翼一起產(chǎn)生升力，此時(shí)尾容量系數(shù)法不適用，應(yīng)按照所需的總機(jī)翼面積進(jìn)行分配，通常是鴨翼占25%，機(jī)翼