与机体的外形无关，或者说波阻仅是机体沿激波平行方向截面积的函数。所谓面积律，就是这
种研究飞机机体横截面积的分布规律与波阻之间相互关系的理论。根据这种理论，为了使飞机
在跨音速范围内的阻力最小，飞机各个部件组合在一起的横截面积的分布图形，应该相当于一
个最小阻力的当量旋成体图形。
当M ≤1 时，沿垂直于飞机纵轴方向取机体的横截面，如图6.31 所示。
（1） 不考虑面积律要求 （2）考虑面积律要求
(a) 机翼－机身组合体 （b）当量旋成体 (c)横截面积分布
图6.31 M ≤1 时当量旋成体
在超音速的情况下，激波马赫锥与飞机的纵轴成μ 的夹角。
arcsin( 1 )
M
μ = (6.25)
此时，飞机机体的横截面应该斜切与飞机的纵轴x 成μ 角，超音速斜切截面积的平均值为：
= ∫
π
θ θ
π
2
0
( , , )
2
S(x,M) 1 S x M d (6.26)
如果在选择机身外形及其与机翼、尾翼等其他部件的相互位置时，能够使沿飞机
纵轴的分布为一光滑曲线，且其一阶导数
S(x,M)
S′(x,M) 是连续的，与最小阻力旋成体的截面分布情
况相当，则在此M 数下的波阻最小。
按面积律的要求对飞机进行修形，多采用将机身中段收缩成蜂腰形，将水平尾翼、垂直尾
翼及发动机短舱等部件的纵向位置错开等办法，使曲线的高峰降低，凹坑填平，从而得
到能使全机阻力降低的光滑曲线，如图6.32 所示。
在飞机设计中，有很多应用面积律的例子。如美国的
S(x)
F −102 飞机，开始没有按面积律设
计，因跨音速时阻力太大，不能达到音速，后来按面积律修形后，达到了设计要求。我国自行
研制的J − 5型强击机和J −12 歼击机也都是应用面积律，取得了较好的效果。
· 102 ·
图6.32 美国B − 58飞机横截面积分布图
1－机身；2－机翼；3－内侧发动机短舱；4－挂架；5－外侧发动机短舱；6－挂架；7－整流包皮；8－尾翼。
图6.33 采用面积律修形对Cx0 的影响
按面积律的要求进行修形，对降低跨音速时的波阻是很有效的，有时可以使降低0.008
至0.01 之多。从图6.33 中可以明显地看出这种情况。
随着飞行
Cx0
M 数的提高，采用面积律修形减小阻力的效果逐渐降低，当M ＞1.5 以后，效
果就不显著了，当M =1.8 ~ 2.0 以后，实际上已不再起什么作用了。还应指出，上面的分析都
是相对于升力系数不很大（ =0.05～0.5）的情况而言的，当的值更大时，由于诱导阻力
（ ）占大的比例，采用面积律的影响将减小。
Cy Cy
Cxi
五、翼身融合体
翼身融合体就是将机身表面设计成与两侧机翼表面光顺融合的一种构形。现代战斗机不少
采用翼身融合体，如F-16 战斗机，苏27 战斗机，以及美国F22 新式战斗机等。
翼身融合体设计主要有以下几方面的优点：
1.提高飞机大迎角时的升力，这是由于大迎角时融合体机身产生较强的脱体涡，并对机翼
产生有利的干扰作用。
2.减小了雷达散射截面积，提高了飞机隐身性能，这是因为融合体消除了机身与机翼角反
射区的强反射。
3.增加了机身的容积。如F22 飞机将武器与外挂都装入机身内，提高了隐身效果。
· 103 ·
§6.4 起落架位置参数的选择
起落架也是很重要的部件，在总体方案设计时需选定其主要的几何参数。
在机身、机翼和尾翼等部件的主要几何参数已经选定，完成了初步的机体外形布局以后，
即可以对起落架的各项主要几何参数进行选择。此外，起落架的几何参数与飞机质量中心的位
置密切相关，因此，在确定起落架的几何参数前，还必须对飞机的质量进行初步的估算，给出
飞机质量中心的位置，做为选定起落架参数的基础。
对选择起落架几何参数的主要要求有：能保证飞机起飞和着陆时所需要的姿态；使起飞和
着陆时的滑跑距离最短；保证在地面滑跑过程中的稳定性和机动性等。
以上这些关于参数选择的基本要求，对任何型式的起落架都是共同的。对于不同型式的起
落架，在选择几何参数时所要考虑的主要问题和基本原则也都是一样。下面仅以前三点式为例
对起落架几何参数的选择做简单介绍。
前三点式起落架的主要几何参数如图6.34 所示。
图6.34 前三点式起落架参数
主要有：主轮距B 、前主轮距b 、停机角ψ 、着地角ϕ 、防后倒立角γ 和高度等。这些
参数一般都是按机轮和减震器末压缩的情况来确定的。
h
停机角ψ ——飞机的水平基准线与跑道平面之间的夹角。ψ 的大小主要是按起飞的要求
选定，其最佳值应能使起飞滑跑距离最短。飞机在起飞滑跑时的迎角起飞安装α =ψ +α ，故
起飞安装ψ =α −α 。安装α 是机翼的安装角。
通常取中ψ =0°～4°。
着地角ϕ ——主轮接地点与机身尾部最低点间的平面和地面之间的夹角。ϕ 主要是按飞机
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所需要的着陆迎角着陆α 确定。
着陆安装α =ϕ +ψ +α
ϕ =α −α −ψ 着陆安装
防后倒立角γ 一般取：γ =ϕ + (1 ~ 2 ) 。γ 角不能过小，防止发生尾部倒立事故，但也
不能过大，γ 角过大会使前轮的伸出量减小，造成前轮载荷过大，起飞时抬前轮困难，致使
起飞滑跑距离延长。
前、主轮距可按飞机在停机准备起飞时，前轮所承受的载荷为全机起飞质量6％～12％
的条件来确定。这一点要与
a
b
γ 角的确定协调，目的是保证飞机在滑跑过程中具有良好的操纵性。
此外，还应考虑飞机在滑行转弯时的性能，因此， b 与机身的长度也有关系，统计资料表
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