可以看出，水平尾翼的贡献虽然与气动导数、及速度阻滞系数等有关，但
最主要的还取决于尾容量的大小， 是代表平尾特性的一个相对参数，初步设计时可
按表6.5 给定的统计数据选取。
α
平尾y C αy
C 平尾k
平尾A 平尾A
表6.5 尾容量统计值的范围
飞机型式 平尾A 垂尾A 平尾L / bA ～ / 垂尾L bA
装涡轮螺桨发动机的干线客机 0.80～1.1 0.05～0.08 2.0～3.0
装涡轮喷气和涡轮风扇发动机
的干线客机
0.65～0.80 0.08～0.12 2.5～3.5
后掠翼重型非机动飞机 0.50～0.60 0.06～0.10 2.5～3.5
直机翼重型非机动飞机 0.45～0.55 0.05～0.09 2.0～3.0
高速机动飞机 0.40～0.50 0.05～0.08 1.5～2.0
对于军用飞机，也可以从本节最后的尾翼参数统计表（表6.6）所列数据中选取。
应当注意，如果取平尾的全面积，即包括机身阴影部分的面积，则为全面积尾
容量；如果取水平尾翼的外露面积，则即为外露面积尾容量。表6.5 所列为全面积
尾容量，但有些资料中，可能给出的是外露面积的尾容量。因现代超音速飞机多采用全动平尾，
故有的资料把取全动平尾的面积。
平尾S 平尾A
平尾S 平尾A
平尾S
选取时，应同时考虑满足飞机的纵向静稳定性和操纵性两方面的要求。 平尾A
关于考虑稳定性方面，主要是应能保证飞机在低空、高亚音速飞行时，仍有足够的纵向静
稳定度。如果在飞机设计指标中，静稳定度取得比较大，或是在飞行使用过程中，质量中心变
化范围取得比较大时，则要选取较大的值，反之则可以取小一些。 平尾A
保证飞机具有足够纵向静稳定度的条件可以用下式表示：
Cy
z
y
y
G F m
C
C
x x k A (1 ) ≤ min
∂
∂
− − −
α
ε
α
α
平尾
后限翼身平尾平尾 （6.12）
式中： xG后限——飞机的质心后限； xF翼身——翼身组合体的气动焦点位置； ——
允许的最小飞机纵向静稳定度，为负值。
min
y Cz
m
关于要满足纵向操纵性的要求，显然指的是外露面积的尾容量。主要是要保证在飞机质心
处于前限位置的情况下，当放下襟翼、大迎角进行着陆时，平尾的偏度不能用尽，而应留有一
定的备用偏度。
飞机着陆时，纵向力矩平衡方程为：
0 + + = 0 着陆着陆平尾φφz
C
mz mz Y m (6.13）
φ α
z平尾q 平尾y平尾m = −k A C
· 92 ·
式中：φ 平尾——使用平尾偏度，mz0着陆——着陆状态下的零升力纵向力矩系数，
Cy ——着陆时的纵向静稳定度（按50％余油来计算）。
z m 着陆
从上式可得出：
1 ( )
0着陆着陆着陆
平尾平尾
平尾y
C
z z
q y
m m C
k A C
= − + y α φ
1 ( )
0着陆着陆着陆
平尾平尾
平尾y
C
z z
q y
m m C
k C
A ≥ + y
α φ
（6.14）
如果所选取的值能够基本满足上述要求，就可以用此值作为选择平尾几何参数的依
据。选定后，要进一步考虑安排平尾的位置，因为
平尾A
平尾A 平尾平尾平尾A = S L ，所以为了得到所必
需的值，可采用较大的面积和较小的力臂，或者相反，采用较大的力臂和较小的面积。
如果本来机身的长度就比较长，从提高水平尾翼效率的角度来看，显然应使尾力臂尽量
长一些， 小一些，随之平尾的结构质量和气动阻力都可减小。但这要受到机身长度的限
制，因为如果仅仅是为了尾力臂的需要，而专门增加机身的长度，这常常比增大平尾面积所增
加的结构质量更大，所以尾翼面积和力臂的选择，应与机翼、机身的设计相协调。
平尾A
平尾L
平尾S
尾翼及其舵面的效率，不仅取决于其面积和尾臂，而且还决定于其气动特性，
主要是其升力系数和其对迎角的导数。这些导数，基本上决定于平尾的几何外形。
平尾S 平尾L
Cy平尾α
Cy平尾
平尾的平面形状和翼型，在一定程度上又取决于已经选定的机翼的平面形状和翼型。在选
择平尾的平面形状、后掠角平尾χ 、展弦比平尾λ 、及其翼型相对厚度平尾C 等几何参数时，必须
保证在机翼所有可能的迎角下，尾翼都有足够的效率，或者说尾翼不能比机翼先失速，并且还
应保证尽量使平尾的临界M 数大于机翼的临界M 数。
有的飞机采用三角形机翼，而平尾则采用后掠的平尾。选用后掠平尾的优点是，由于与
三角形平尾相比，其展弦比比较大， 较大，同时其也比较高，这样既可以在阻力
增加较小的条件下，获得较大的，并且还由于后掠，可以使尾臂稍有增长。
α
Cy平尾临界M
α
Cy平尾
平尾翼型的相对厚度，也应从保证使平尾具有较大的和的需要来选择。一般，
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