法来获得最小诱导阻力下的机翼的弯扭设计。该方法的基本思路是，应用数学最优化原理，将
给定升力系数约束条件下的诱导阻力作为目标函数，根据求最小极值的优化方法，来求出机翼
的最佳弯扭分布的设计方法。
图6.23 给定压力分布下的翼型设计
机翼最佳弯扭设计所采用的计算空气动力学方法，目前多半为以下两种。
一种是基于小扰动线化理论的面元法，这主要用于亚超音速机翼的弯扭设计。该方法的基
本思路是，将机翼中弧面划分为适当的网格面元，在各个面元上布置涡元(面涡或马蹄涡)。根
据空气动力学有限基本解方法，建立面元几何斜率分布与面元环量分布的代数方程组:
= [ ]{Γ}
⎭ ⎬ ⎫⎩ ⎨ ⎧
∂
∂
A
x
z （6.9）
式中：[A]是空气动力影响系数矩阵。
然后，通过环量分布与升力系数、诱导阻力系数的关系，根据阻力函数的极小值优化方法
和升力系数的约束条件，求出矩阵中的环量分布，继而获得最佳翼面弦向斜率分布，从而获得
几何“变”形分布。
当然，机翼的平面形状，机翼与平尾(或鸭翼)布置及其弯扭形状也都可以进行最小诱导阻
力布局优化设计。
另一种机翼弯扭优化设计方法是采用非线性空气动力学三维流场计算方法，即可以计算出
流场速度分布和激波情况，故而多用于跨音速机翼设计。其方法是，给定机翼跨音速下的理想
压强分布(或速度发布)的要求，对原始机翼由非线性空气动力学数值离散空间网格方程组求解
· 90 ·
出翼面压强分布，再将计算压强分布与理想压强分布之差，代入气动数值方程组的边界条件，
于是得到翼面形状修正量，再重新计算，反复迭代，直至解出的压强分布与理想分布一致或波
阻系数小于指定值为止。这时修正的翼面形状即为所要设计的机翼。以上方法又称为空气动力
“反设计方法”。
§6.2 尾翼参数的初步选择
尾翼是保证飞机稳定性和操纵性的翼面，虽然尾翼对飞机的升阻特性也有一定的影响，但
影响最大、关系最直接的则是飞机的操、稳特性，所以尾翼是根据对飞机的操、稳性能要求进
行设计的。如果在飞机的设计要求中，没有对操、稳性能指标给出明确的具体规定，则应按有
关的设计规范来选定。
尾翼的设计参数与飞机的型式及全机的气动布局有关，同时，尾翼又是飞机的主要组成部
分，其参数对全机的气动外形布局又有影响，所以，尾翼的参数选择不可能一次完成，往往需
要反复多次。初步选出后，要经过全机操纵性和稳定性的估算及试验再进行修改。此外，在飞
机总体设计阶段，往往只能根据对飞机静稳定性方面的要求，来进行尾翼参数的选择，因为这
时还没有足够的关于质量分布及转动惯量等方面的数据，有关这方面的资料较难搜集，而且散
度较大，所以对飞机动稳定性和操纵性的分析计算相当困难。除非设计者具有丰富的经验，一
般都等到总体设计方案基本完成的最后阶段，才对飞机的动态特性进行全面的分析、计算和试
验，如发现问题，再次进行改进。
“主动控制技术”ACT（Active Control Technology）近年来发展很快，已经在许多飞
机上广泛采用。由于主动控制技术的不断发展和日益广泛的应用，势必促使飞机设计方法的变
革和发展，尤其是对飞机尾翼等操纵性和稳定性控制翼面以及飞机飞行控制系统的设计，已经
产生了很大的影响，有人提出了“随控布局飞机”CCV（Control Configured Vehicles）的概
念。尾翼参数的选择和控制面的设计要根据飞行控制系统的要求而定，本书仅从讲授飞机设计
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