《固定翼無人機(jī)技術(shù)》課件-課程教案5-第五章 機(jī)身的空氣動力特性 11-17

固定翼無人機(jī)技術(shù)固定翼無人機(jī)技術(shù)教師年級授課時(shí)間教學(xué)內(nèi)容第五章全機(jī)空氣動力特性授課類型現(xiàn)場講授學(xué)情分析教材分析教學(xué)目標(biāo)知識與技能掌握機(jī)身的空氣動力特性掌握飛機(jī)各部件的空氣動力干擾掌握全機(jī)的空氣動力特性了解地面效應(yīng)了解氣動布局過程與方法1、講授法2、討論法3、直觀演示法4、讀書指導(dǎo)法5、任務(wù)驅(qū)動法6、現(xiàn)場教學(xué)法7、自主學(xué)習(xí)法教學(xué)重點(diǎn)難點(diǎn)教學(xué)重點(diǎn)1、機(jī)身的空氣動力特性（幾何參數(shù)，空氣動力特性）2、飛機(jī)各部件的空氣動力干擾（機(jī)翼，機(jī)身，尾翼相互干擾）3、全機(jī)的空氣動力特性（全機(jī)升力，阻力特性，飛機(jī)極曲線）4、地面效應(yīng)（對空氣動力特性影響，地效飛機(jī)）教學(xué)難點(diǎn)1、機(jī)身的空氣動力特性（幾何參數(shù)，空氣動力特性）2、飛機(jī)各部件的空氣動力干擾（機(jī)翼，機(jī)身，尾翼相互干擾）3、全機(jī)的空氣動力特性（全機(jī)升力，阻力特性，飛機(jī)極曲線）知識框架圖教學(xué)過程主備從備（教師姓名）[課堂引入]引入：這一部分首先讓大家對固定翼無人機(jī)的全機(jī)的空氣動力特性有個(gè)整體了解，飛機(jī)各部件的空氣動力干擾，地面效應(yīng)等。[教學(xué)內(nèi)容]全機(jī)空氣動力特性思考：機(jī)身繞流有什么特點(diǎn)？簡述其空氣動力特性。簡述機(jī)翼與機(jī)身相互干擾對升力和阻力特性的影響。簡述上單翼、中單翼和下單翼的特點(diǎn)。簡述全機(jī)的升力特性和阻力特性。什么是地面效應(yīng)，對飛機(jī)空氣動力特性有什么影響，為什么？什么是氣動布局？簡述變后掠翼布局、鴨式布局、三翼面布局和無尾布局的特點(diǎn)和優(yōu)缺點(diǎn)。5.1機(jī)身的空氣動力特性飛機(jī)機(jī)身的基本作用是承受飛機(jī)的有效載荷和連接機(jī)翼、尾翼等組成部分，是飛機(jī)的重要部件。5.1.1機(jī)身幾何參數(shù)機(jī)身旋成體一般由圓錐（或彈頭）頭部加圓柱中間部分再加船尾形尾段，如圖5-2。其主要參數(shù)包括：R（x），旋成體半徑沿體軸的分布；D，旋成體最大直徑；Db，旋成體底圓直徑；L，旋成體全長，Lh、Lc、Lt分別為旋成體頭部、圓柱段、尾部的長度；ηt，旋成體尾部收縮比，ηt＝Db/D；Sf，旋成體最大橫截面積。λ，旋成體長細(xì)比，λ＝L/D；λh、λc、λt分別為旋成體頭部、圓柱段、尾部的長細(xì)比；5.1.2機(jī)身空氣動力特性旋成體的軸對稱流動，即勻直流以零迎角（勻直流與旋成體軸之間的夾角，定義為迎角）流過旋成體（如圖5-1）。這種軸對稱流動具有以下特點(diǎn)：第一，流體流動是在通過體軸x的平面內(nèi)運(yùn)動。第二，所有通過子午面內(nèi)的流動，其性質(zhì)是相同的。氣流以正迎角流過機(jī)身，會在機(jī)身頭部產(chǎn)生正升力，在尾部產(chǎn)生負(fù)升力，其結(jié)果為一個(gè)很小的正升力和繞形心的抬頭力矩。由于機(jī)身產(chǎn)生的升力很小，一般可以忽略不計(jì)，可以只討論阻力特性。由于忽略了機(jī)身的升力，所以相應(yīng)的機(jī)身誘導(dǎo)阻力也可以忽略，這樣，整個(gè)機(jī)身的阻力系數(shù)可以表示為：（5-1）式中，CDfF為機(jī)身摩擦阻力系數(shù)；CDh為頭部壓差阻力系數(shù)；CDt為尾部壓差阻力系數(shù)；CDb為底部阻力系數(shù)，同時(shí)，有：（5-2）5.2飛機(jī)各部件的空氣動力干擾5.2.1機(jī)翼與機(jī)身的相互干擾（1）對升力的影響機(jī)身使機(jī)翼外露部分的升力增大，而使被機(jī)身遮蔽部分的升力減小。機(jī)身使機(jī)翼外露部分升力增大的原因是：當(dāng)正迎角時(shí)，在機(jī)身周圍會出現(xiàn)自下而上的側(cè)面繞流，在機(jī)翼外露部分形成上洗速度vy，使其有效迎角增大，升力增大。（2）對阻力的影響①對壓差阻力的影響在翼身結(jié)合處，一方面因邊界層增厚；另一方面，因結(jié)合處流管后半部分呈擴(kuò)散形，逆壓梯度增大，導(dǎo)致翼身結(jié)合處的邊界層提前分離，使壓差阻力增大。這一部分增大的阻力通常稱為干擾阻力。為減小干擾阻力，在翼身結(jié)合處，通常裝有整流罩。圖5-3給出了單獨(dú)機(jī)翼（曲線1）、翼身組合體（曲線2）及帶整流罩的翼身組合體（曲線3）的型阻系數(shù)曲線。可以看出，整流罩對減少阻力的作用是很大的。②對波阻的影響由于機(jī)翼機(jī)身的相互干擾，使翼身結(jié)合處局部流速增大，臨界Ma降低，波阻增大。理論研究和實(shí)驗(yàn)表明，只要組合體的橫截面積沿機(jī)身軸線分布是光滑變化的，且接近于單獨(dú)機(jī)身橫截面積的分布（圖5-5），則組合體在跨聲速時(shí)得到較小的波阻，這一規(guī)律稱為跨聲速面積律。跨聲速面積律的理論認(rèn)為：小展弦比機(jī)翼和細(xì)長旋成體機(jī)身的組合體，在跨聲速階段的零升波阻系數(shù)增量在一定條件下，主要取決于組合體橫截面積（即迎風(fēng)面積）沿機(jī)身縱軸方向的分布，而與組合體的外觀無關(guān)。5.2.2機(jī)翼、機(jī)身對尾翼的干擾機(jī)翼和機(jī)身對尾翼的干擾主要表現(xiàn)在兩個(gè)方面，一是阻滯作用，二是下洗作用。（1）阻滯作用當(dāng)氣流流過機(jī)翼機(jī)身后，因黏性作用氣流要損失一部分能量，使氣流受到阻滯。這樣流到飛機(jī)尾翼的氣流速度vt就要小于流面飛機(jī)機(jī)翼的速度v∞，其關(guān)系為（5-3）式中，Kq稱為速度阻滯系數(shù)，其大小與尾翼位置有關(guān)，一般由實(shí)驗(yàn)確定，近似計(jì)算中可取Kq＝0.85～1。（2）下洗作用亞聲速時(shí)的翼尖旋渦的誘導(dǎo)作用，以及超聲速時(shí)存在三元流區(qū)，都會使尾翼處的氣流下洗，尾翼有效迎角減小。迎角減小量（5-4）式中εα為下洗角對迎角的導(dǎo)數(shù)（計(jì)算方法見相應(yīng)文獻(xiàn)）。5.3全機(jī)的空氣動力特性圖5-7是常規(guī)布局飛機(jī)翼-身-尾組合體示意圖。機(jī)翼根弦與機(jī)身軸線的夾角φω稱為機(jī)翼安裝角。水平尾翼與機(jī)身軸線的夾角φｔω稱為水平尾翼安裝角。圖5-8是機(jī)翼一機(jī)身組合體的俯視圖。暴露在氣流中的機(jī)翼叫外露機(jī)翼，其面積S0＝2S1。若將外露的二個(gè)半翼對接起來，則其空氣動力記作Lwa（升力）和Dwa（阻力）。延長外露機(jī)翼前、后緣在主對稱面上相交，這樣構(gòu)成的機(jī)翼稱為全機(jī)翼或原始機(jī)翼，其面積S＝S2＋2S1，其空氣動力記為Lw和Dw。機(jī)身在全機(jī)翼的部分稱為翼段；在全機(jī)翼前面部分稱為前體；在全機(jī)翼后面的部分稱為后體。翼身組合體的空氣動力記為Lwf和Dwf。在翼身組合體中，全機(jī)翼的空氣動力（包括機(jī)翼在機(jī)身上誘起的空氣動力）記為Lws和Dws；機(jī)翼外露部分的空氣動力記為Lw0和Dw0。在翼身組合體中，機(jī)翼根弦水平面與通過機(jī)身軸線水平面之間的垂直距離，稱為機(jī)翼高度。按照機(jī)翼高度的不同，可以分為中單翼、上單翼和下單翼，見圖5-9。上單翼布局干擾阻力小，有很好的向下視野，機(jī)身離地面近，便于貨物裝運(yùn)，發(fā)動機(jī)離地面較高，可以免受地面飛起的沙石損傷，大部分軍用運(yùn)輸機(jī)、轟炸機(jī)以及螺旋槳運(yùn)輸機(jī)等通常采用這種布局。上單翼的問題是起落架的安置，如果裝在機(jī)翼上則起落架很長，增加重量；如果裝在機(jī)身上，則兩個(gè)起落架的間距寬度不夠，影響飛機(jī)在地面上運(yùn)動的穩(wěn)定性，要增加距離就要增大機(jī)身截面，使阻力增大。下單翼飛機(jī)機(jī)翼離地面近，起落架可以做短一些，兩個(gè)起落架之間的間距較寬，增加了降落的穩(wěn)定性，起落架容易在翼下的起落架艙收放，從而減輕重量。此外發(fā)動機(jī)和機(jī)翼離地面較近，做維修工作方便。下單翼翼梁在機(jī)身下部，機(jī)艙空間不受影響。缺點(diǎn)是下單翼飛機(jī)干擾阻力大，機(jī)身離地高，裝運(yùn)貨物不方便，向下視野不好。目前大部分民航運(yùn)輸機(jī)是下單翼飛機(jī)，如波音737、777、787和空客A320、A330、A380，以及我國的C919等。中單翼飛機(jī)的氣動外形好，但是大型飛機(jī)的翼梁必須從機(jī)身內(nèi)穿過，使機(jī)身容積受到嚴(yán)重影響，所以大型飛機(jī)一般不采用中單翼。采用中單翼有F-16和Su-27等。5.3.1全機(jī)升力特性對于中等以上展弦比機(jī)翼，由于機(jī)身和水平尾翼產(chǎn)生的升力相對較小，可以忽略不計(jì)。因而全機(jī)的升力就等于翼身組合體的升力，也等于單獨(dú)全機(jī)翼的升力，即：（5-5）從而，全機(jī)的升力系數(shù)也就等于機(jī)翼的升力系數(shù)：（5-6）對于小展弦比的機(jī)翼，則應(yīng)計(jì)算機(jī)身和水平尾翼的升力（5-7）其中，Lf為機(jī)身升力，Lht為水平尾翼升力。根據(jù)機(jī)身、全機(jī)翼和水平尾翼的升力系數(shù)，可以得到全機(jī)升力系數(shù)為：（5-8）其中，CLws為全機(jī)翼升力系數(shù)，CLf為機(jī)身升力系數(shù)，CLht為水平尾翼升力系數(shù)，Sm為機(jī)身投影面積，Sht為水平尾翼面積。各分項(xiàng)升力系數(shù)的計(jì)算方法見相應(yīng)文獻(xiàn)。5.3.2全機(jī)阻力特性對中等以上展弦比機(jī)翼的飛機(jī)，可以認(rèn)為全機(jī)的零升阻力在考慮相互干擾影響時(shí)，應(yīng)等于各部件零升阻力放大1.1倍，即（5-9）式中，D0wa為外露機(jī)翼零升阻力，D0f為機(jī)身零升阻力，D0ht為水平尾翼零升阻力，D0vt為垂直尾翼零升阻力，Dad為附加物阻力。寫成系數(shù)形式為：（5-10）式中，Stw、Svt、Sad分別為水平尾翼、垂直尾翼外露部分面積及附加物最大迎風(fēng)面積。一般飛機(jī)的CD0是Ma和Re的函數(shù)，常畫成用高度H為參數(shù)的CD0～Ma曲線，如圖5-10。5.3.2飛機(jī)極曲線計(jì)算飛機(jī)飛行性能時(shí)，經(jīng)常使用極曲線。極曲線是在得到各種Ma下飛機(jī)的CD和CL后，建立起函數(shù)關(guān)系：（5-11）式中，A為誘導(dǎo)阻力因子，它與Ma和升力系數(shù)有關(guān)，可由飛機(jī)技術(shù)說明書中查得。飛機(jī)極曲線是根據(jù)平衡狀態(tài)下CD和CL的關(guān)系畫出的。極曲線的形狀和Ma及高度H相關(guān)，一般均是在某高度下的Ma為參數(shù)給出，見圖5-12和圖5-13，極曲線與橫軸的交點(diǎn)就是CD0（Ma，H）。一般CDi只是Ma的函數(shù)而與H無關(guān)。通過飛機(jī)極曲線，可求出飛機(jī)升阻比（5-12）5.4地面效應(yīng)5.4.1地面效應(yīng)對空氣動力特性的影響飛機(jī)在起飛、著陸階段，由于貼近地面飛行時(shí)，流經(jīng)飛機(jī)的氣流會受到地面的影響，導(dǎo)致氣流的方向發(fā)生改變，致使飛機(jī)的空氣動力發(fā)生變化，這種現(xiàn)象稱為地面效應(yīng)。由于地面效應(yīng)的影響，機(jī)翼升力沿展向分布也發(fā)生變化。對于直機(jī)翼來說，地面效應(yīng)使翼根部分下洗速度減小較多，有效迎角增加較多，升力系數(shù)增加較多。地面效應(yīng)對直機(jī)翼的升力系數(shù)展向分布的影響如圖5-15所示。對于后掠翼來說，由于翼尖更靠近地面些，使翼尖部分的有效迎角增加較多，升力系數(shù)增加較多。地面對后掠翼升力系數(shù)展向分布的影響如圖5-14所示。地面效應(yīng)引起的升力系數(shù)增量（ΔCLg）取決于機(jī)翼后緣到地面的相對高度，。地面效應(yīng)一般在飛行高度低于一個(gè)翼展時(shí)（）開始顯現(xiàn)，大于0.5～1.0時(shí)，地面效應(yīng)影響不大，ΔCLg不超過0.1～0.15。相對高度較小時(shí)，ΔCLg可能達(dá)到0.2～0.3，甚至更大，如圖5-16所示。地面效應(yīng)還會使水平尾翼的下洗角和下洗速度減小，在平尾上額外產(chǎn)生了一部分正升力，對飛機(jī)重心形成下附力矩，對飛機(jī)的力矩平衡造成影響。平尾面積越大，安裝位置越低，影響越明顯。5.4.2地效飛機(jī)地效飛行器由于在飛行中不僅受地面效應(yīng)影響，還會受到海情、浪高等許多隨機(jī)因素的影響，在整個(gè)航行過程中大都處于非定常飛行狀態(tài)，空氣動力原理十分復(fù)雜，特別對飛行器操穩(wěn)特性的控制和操縱面的設(shè)計(jì)帶來很大難度，因此這種飛行器的設(shè)計(jì)大量依靠風(fēng)洞試驗(yàn)和水面實(shí)際試航。此外，還有發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)、飛行器材料等許多對安全性和舒適性有很大威脅的因素，給地效飛行器的設(shè)計(jì)帶來了很大的挑戰(zhàn)。5.5氣動布局簡介在飛機(jī)氣動布局設(shè)計(jì)中，首先要確定的就是氣動布局的形式，即不同氣動部件的安排形式。全機(jī)氣動特性取決于各氣動部件的相互位置及其大小和形狀。機(jī)翼是最主要的氣動部件，它是產(chǎn)生升力的主要部件，水平前翼、水平尾翼、垂直尾翼等是輔助氣動部件，主要用于保證飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性。根據(jù)各輔助翼面和機(jī)翼的相對位置以及輔助面的多少，氣動布局的形式主要有以下幾種：常規(guī)布局，水平尾翼在機(jī)翼之后；變后掠翼布局，機(jī)翼后掠角可以在飛行過程中不斷調(diào)整變化；鴨式布局，水平前翼在機(jī)翼之前，稱之為鴨翼；三翼面布局，機(jī)翼前面有水平前翼（鴨翼），機(jī)翼后面有水平尾翼；無尾布局，飛機(jī)無尾翼和鴨翼；以及飛翼布局和前掠翼布局等。下面介紹幾種非常規(guī)布局的特點(diǎn)。5.5.1變后掠翼布局變后掠翼（或可變后掠翼）是指在飛行過程中機(jī)翼后掠角可以隨飛機(jī)飛行高度、速度變化而改變的機(jī)翼。變后掠翼飛機(jī)最大的優(yōu)點(diǎn)在于飛行中可以通過改變機(jī)翼后掠角來改進(jìn)飛機(jī)升力、阻力特性，使飛機(jī)飛行性能在高速、低速都能得到優(yōu)化。在一定程度上可以提高飛機(jī)的升阻比，在相同的航程情況下，可以節(jié)省燃油量，提高經(jīng)濟(jì)效益。5.5.2鴨式布局超聲速飛機(jī)的出現(xiàn)，由于其機(jī)翼采用大后掠角引起飛機(jī)氣動中心后移，同時(shí)由于發(fā)動機(jī)功率增大引起發(fā)動機(jī)重量增加，而大多數(shù)軍用飛機(jī)發(fā)動機(jī)都安裝在機(jī)身后部，這些因素使飛機(jī)的重心越來越靠后，平尾力臂不斷減小，這就需要增大平尾面積，因而導(dǎo)致重心后移和增加平尾面積的惡性循環(huán)。而鴨式布局飛機(jī)的鴨翼在后掠機(jī)翼的前面，可以得到較長的力臂，因而有較好的操縱性。所以此時(shí)鴨式布局又引起人們的重視，特別是對于軍用飛機(jī)。例如，美國在20世紀(jì)60年代研制的可以在高度21，500米、以馬赫數(shù)3飛行的試驗(yàn)轟炸機(jī)XB-70就采用了鴨式布局。根據(jù)鴨翼距機(jī)翼的相對位置，鴨式布局可以分為遠(yuǎn)距鴨式布局和近距鴨式布局兩種形式，如圖5-19所示。而圖5-20則是采用近距鴨式布局的瑞典戰(zhàn)斗機(jī)JAS-39“鷹獅”的三視圖。不管是遠(yuǎn)距還是近距鴨式布局的飛機(jī)，與常規(guī)布局的飛機(jī)相比，其受力形式大不相同。對于靜穩(wěn)定的飛機(jī)，重心在氣動中心之前，平尾的平衡力方向向下，對全機(jī)來說起著降低升力的作用；而鴨式布局的飛機(jī)則相反，鴨翼的平衡力向上，提高了全機(jī)的升力，如圖5-21所示。而近距鴨式布局則進(jìn)一步利用鴨翼和機(jī)翼前緣分離漩渦的有利相互干擾作用（圖5-22），使漩渦系更加穩(wěn)定，推遲漩渦的分裂，這樣就提高了大迎角時(shí)的升力。為了充分利用漩渦的作用，近距鴨式布局一般采用大后掠角小展弦比的鴨翼和機(jī)翼。因?yàn)檫@種升力面的特點(diǎn)是在較小的迎角時(shí)就產(chǎn)生前緣渦系（脫體渦流型），而且它的漩渦強(qiáng)度大，比較穩(wěn)定。而中等或小后掠角、中等展弦比機(jī)翼在迎角增大時(shí)氣流分離并不形成漩渦，或者產(chǎn)生弱的或不穩(wěn)定的漩渦。近距鴨式布局在氣動上的最大特點(diǎn)就是它能與機(jī)翼產(chǎn)生有利干擾，推遲機(jī)翼的氣流分離，大幅度提高飛機(jī)大迎角的升力并減小阻力，對提高飛機(jī)的機(jī)動性有很大好處。除此以外，近距鴨式布局還有下列一系列優(yōu)點(diǎn)。1）現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)一般都采用主動控制技術(shù)，亞聲速采用放寬靜穩(wěn)定性技術(shù)，可以減小鴨翼載荷，減小配平阻力，提高配平能力。2）對重心安排有利?，F(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的推重比高，發(fā)動機(jī)重量大，重心靠后；另外由于超聲速性能的需要，一般都采用大后掠角小展弦比的機(jī)翼。由于這兩個(gè)因素的影響，常規(guī)布局飛機(jī)的平尾尾臂減小，為保證穩(wěn)定性和操縱的要求，需要增大平尾面積，對重量和重心都不利。鴨式布局飛機(jī)則鴨翼在機(jī)翼之前，不存在此問題。3）鴨式布局飛機(jī)一般都采用大后掠角三角形機(jī)翼，其縱向面積分布較好；另外由于沒有平尾及其支撐機(jī)構(gòu)，機(jī)身后部外形光滑且流線型好。這些原因造成鴨式布局飛機(jī)的超聲速阻力較小。4）鴨式布局飛機(jī)比常規(guī)布局飛機(jī)和無尾布局飛機(jī)更容易實(shí)現(xiàn)直接力控制，這對提高戰(zhàn)斗機(jī)的對空和對地作戰(zhàn)能力有很大好處。比如，鴨翼差動配以方向舵操縱可以實(shí)現(xiàn)直接側(cè)力控制；鴨翼加后緣襟翼控制可實(shí)現(xiàn)直接升力控制和阻力調(diào)節(jié)。5）鴨式布局飛機(jī)的低空乘坐品質(zhì)較好，因?yàn)轼喪讲季诛w機(jī)一般采用大后掠角小展弦比機(jī)翼，它的升力線斜率較低，鴨翼位置靠近飛行員，有利于陣風(fēng)減緩系統(tǒng)的應(yīng)用。6）現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)一般采用推力矢量控制，這對于彌補(bǔ)大迎角操縱能力的不足，提高機(jī)動性和實(shí)現(xiàn)短距起降都很有好處。由于鴨翼離發(fā)動機(jī)噴口很遠(yuǎn)，鴨式布局飛機(jī)的重心離噴口距離也較遠(yuǎn)，不但推力矢量的操縱效率較高，比較容易實(shí)現(xiàn)配平，而且鴨翼配平力的方向與推力矢量的方向一致，因此鴨式布局飛機(jī)更適合于推力矢量控制的應(yīng)用。7）鴨式布局飛機(jī)的俯仰操縱除了依靠鴨翼外，還可用后緣襟翼做輔助操縱，因此鴨翼的面積可以較小，再加上鴨式布局飛機(jī)一般采用大后掠角小展弦比機(jī)翼，這些對減小重量都有好處。在相同重量的情況下，與常規(guī)布局飛機(jī)相比，鴨式布局飛機(jī)的翼載較?。ǔＲ?guī)布局飛機(jī)的機(jī)翼要承擔(dān)全機(jī)重量的102％，而鴨式布局飛機(jī)的機(jī)翼只承擔(dān)飛機(jī)重量的80％，其余由鴨翼承擔(dān)），不但可以改善鴨式布局飛機(jī)因不能充分使用后緣襟翼而使著陸性能變差的缺點(diǎn)，而且對提高飛機(jī)的機(jī)動性也很有好處。鴨式布局飛機(jī)的缺點(diǎn)和問題主要有：1）鴨翼處在機(jī)翼的上洗氣流中，在大迎角或鴨翼大偏度時(shí)有失速問題，影響操縱和配平的能力。為此鴨翼一般采用大后掠角小展弦比的平面形狀，雖然這樣可以緩和失速，但同時(shí)帶來鴨翼操縱效率降低的問題。2）鴨式布局飛機(jī)的起飛著陸性能受鴨翼配平能力的限制，不能使用后緣襟翼，或者只能使用很小的偏度。為解決這一問題，有時(shí)要在鴨翼上采用前、后緣襟翼，甚至采用吹氣襟翼，使結(jié)構(gòu)復(fù)雜化，重量增加。常規(guī)布局飛機(jī)使用差動平尾加副翼操縱可以得到很高的操縱效率。而鴨式布局飛機(jī)一般采用大后掠角小展弦比的鴨翼，差動時(shí)的橫向操縱效率不高，而且機(jī)翼后緣的后緣襟副翼往往還要當(dāng)作俯仰操縱面使用，著陸時(shí)還可能要做增升襟翼。這些都限制了后緣襟副翼的橫向操縱能力，因此鴨式布局飛機(jī)的橫向操縱能力比常規(guī)布局飛機(jī)的要差。5.5.3三翼面布局近距鴨式布局應(yīng)用在現(xiàn)代作戰(zhàn)飛機(jī)上有許多優(yōu)點(diǎn)，將鴨翼加到常規(guī)布局飛機(jī)上，能否還保持鴨式布局飛機(jī)的優(yōu)點(diǎn)？鴨式布局飛機(jī)在穩(wěn)定性、操縱性和配平能力上還存在一些問題，將鴨翼和平尾結(jié)合，是否能綜合這兩種布局的優(yōu)點(diǎn)，而克服各自的缺點(diǎn)？基于以上思路導(dǎo)致三翼面布局的出現(xiàn)。三翼面布局由前翼（鴨翼）、機(jī)翼和水平尾翼構(gòu)成，可以綜合常規(guī)布局和鴨式布局的優(yōu)點(diǎn)，經(jīng)過仔細(xì)設(shè)計(jì)，有可能得到更好的氣動特性，特別是操縱和配平特性。美國“先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)技術(shù)綜合”（AFTI）項(xiàng)目的AFTI-15在F-15飛機(jī)上加裝鴨翼而構(gòu)成三翼面布局后，機(jī)動性能明顯改善；俄羅斯在蘇-27上加小鴨翼改為艦載型蘇-33（圖5-23），機(jī)動性得到很大提高。這些說明三翼面布局具有較大優(yōu)勢。三翼面布局雖然可以綜合利用常規(guī)布局和鴨式布局的優(yōu)點(diǎn)，但也有一些問題值得注意和需要進(jìn)一步研究解決：1）三翼面布局的優(yōu)點(diǎn)主要來自于漩渦的有利干擾，但在迎角增大到一定程度時(shí)，漩渦會發(fā)生破裂，導(dǎo)致飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的突然變化，以及非線性氣動力的產(chǎn)生。2）由于增加了一個(gè)升力面，三翼面布局飛機(jī)在小迎角時(shí)的阻力比兩翼面的要大，超聲速狀態(tài)增加的更多。因此，對于強(qiáng)調(diào)超聲速性能的飛機(jī)，三翼面布局是否是一種很好的選擇需要綜合衡量。3）雖然三翼面布局飛機(jī)的氣動載荷在幾個(gè)翼面上的分配更為合理，對減小結(jié)構(gòu)重量有好處，但由于增加了一個(gè)升力面（同時(shí)也是操縱面）和相應(yīng)的操縱系統(tǒng)，三翼面布局最終能否減小全機(jī)重量，需要通過具體的飛機(jī)設(shè)計(jì)才能澄清。三翼面布局有優(yōu)點(diǎn)也有缺點(diǎn)。但無論如何，三翼面布局為高機(jī)動作戰(zhàn)飛機(jī)和現(xiàn)有飛機(jī)的設(shè)計(jì)改進(jìn)提供了一種可選擇的途徑。5.5.4無尾布局通過人們對多種常規(guī)布局、鴨式布局和無尾布局飛機(jī)方案的研究發(fā)現(xiàn)，相對于常規(guī)布局飛機(jī)和鴨式布局飛機(jī)而言，在同樣的設(shè)計(jì)要求下，無尾布局飛機(jī)的重量最輕，結(jié)構(gòu)和制造也相對簡單，從而成本和價(jià)格較低；機(jī)動飛行性能中的穩(wěn)態(tài)盤旋性能和加減速性能也最好。但這種氣動布局也有不少缺點(diǎn)。由于無尾布局飛機(jī)沒有鴨翼和尾翼，如果飛機(jī)的縱向操縱和配平僅僅靠機(jī)翼后緣的升降舵來實(shí)現(xiàn)，則由于力臂較短，操縱效率不高；在起飛著陸時(shí)，增加升力需升降舵下偏較大角度，由此帶來下俯力矩，為配平又需升降舵上偏，因而限制了飛機(jī)的起飛著陸性能，特別是著陸性能，而且改進(jìn)余地不大。5.5.5飛翼布局飛翼布局的飛機(jī)只有機(jī)翼。與常規(guī)布局相比，飛翼布局的氣動優(yōu)勢主要表現(xiàn)在兩個(gè)方面：一是飛翼，二是無尾（尾即垂尾、平尾及安裝在后機(jī)身的組合件，亦稱尾部）。1）一體化飛行器的優(yōu)勢飛翼布局具有一體化設(shè)計(jì)的最大優(yōu)勢。由于無尾，只剩下機(jī)翼和機(jī)身，最適宜采用一體化設(shè)計(jì)技術(shù)。一體化設(shè)計(jì)技術(shù)包括兩個(gè)方面：一是機(jī)體內(nèi)部空間的一體化設(shè)計(jì)和利用；二是機(jī)翼和機(jī)身的相互融合設(shè)計(jì)。一體化設(shè)計(jì)的結(jié)果是飛機(jī)不但無尾，而且無機(jī)身。這樣，從機(jī)體內(nèi)部看，內(nèi)部空間得到了最大的利用，如翼、身融合部位空間被充分利用，各種機(jī)載設(shè)備埋裝在機(jī)體內(nèi)，有利于飛機(jī)隱身。各種機(jī)載設(shè)備均可順著機(jī)翼剛性軸沿翼展方向布置，與機(jī)翼的氣動載荷分布基本一致。如美國的B-2隱身轟炸機(jī)（圖5-27），兩側(cè)機(jī)翼的外段是整體油箱，起落架艙、發(fā)動機(jī)艙和武器艙從外到內(nèi)依次排開，沿著展向布置得緊湊合理，這不僅有利于飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的增加和結(jié)構(gòu)重量的減小，而且有利于承受高機(jī)動產(chǎn)生的過載。從氣動外形看，翼身融為一體，整架飛機(jī)是一個(gè)升力面，可以大大增加升力；翼、身光滑連接，沒有明顯的分界面，可大幅度降低干擾阻力和誘導(dǎo)阻力。另外，機(jī)體結(jié)構(gòu)主要由先進(jìn)復(fù)合材料制造，外形光滑，又無外掛等突出物，加上氣動外形隱身設(shè)計(jì)，大大減小了雷達(dá)截面積（RCS）。總之，無尾布局一體化設(shè)計(jì)，可大大增升減阻，減小重量和翼載，對延長續(xù)航時(shí)間和提高機(jī)動性等飛行性能極為有利，也提高了經(jīng)濟(jì)性，同時(shí)大大減小了雷達(dá)截面積。其中氣動外形隱身設(shè)計(jì)可使全機(jī)的雷達(dá)截面積減小80％以上，增強(qiáng)其隱身性。2）無尾優(yōu)勢飛翼布局無尾部，可以減小飛機(jī)的重量。由于無尾，飛機(jī)結(jié)構(gòu)可以大大簡化，重量自然比有尾飛機(jī)小。一般來說尾翼部位離飛機(jī)重心最遠(yuǎn)。據(jù)統(tǒng)計(jì)，尾部質(zhì)量減小1千克相當(dāng)于機(jī)體部位質(zhì)量減小2千克，而尾部重量一般占全機(jī)最大起飛重量的6%～7%。由于取消了尾部，全機(jī)重量更合理地轉(zhuǎn)移到機(jī)翼翼展分布，從而減小了機(jī)翼的彎曲和扭轉(zhuǎn)載荷，使得結(jié)構(gòu)重量進(jìn)一步