图3.1(a) 一些可能的飞机型式
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图3.1(b) 一些可能的飞机型式
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图3.1(c) 一些可能的飞机型式
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最好的飞机型式，应该在技术经济上能最有效地满足飞机设计的要求。但是由于飞机设
计工作的复杂性和飞机设计要求及飞机型式的多样性，在设计开始时又往往很难准确地判断
出哪一种飞机型式最好。这是因为飞机的设计要求和飞机的型式之间，虽然存在着深刻的内
在联系，但却没有简明的解析关系，更不存在什么单值的解析解。一些实际飞机的情况也表
明，在设计要求完全一样或基本一样的情况下，实际飞机的型式也可能完全不同。美国的B-47
和英国的“火神”（Vulcan）喷气轰炸机，法国的“幻影-2000”（Mirage-2000）和美国的F-16
战斗机就是两个很典型的例子。图3.2 是美国B-47 和英国“火神”的三面图。
美国的B-47 和英国的“火神”都是在40 年代至50 年代研制和生产的中程战略轰炸机，
“火神”一直是英国的主要轰炸机，B-47 美国生产了将近2000 架，它们的起飞质量、载弹
量、最大平飞速度和航程等主要设计要求基本相同：
Vulcan B-47
起飞质量 81.6 T 79 T
载弹量 9.5 T 10 T
最大速度 1038 km/h 1050 km/h
航程 7650 km 6500 km
图3.2 B-47 与“火神”飞机的三面图
但其型式却完全不同，“火神”采用的是无尾三角翼的布局形式，机翼面积为368.3m2；
四台发动机装在机翼根部，采用翼根进气的型式，起落架采用前三点式。而B-47 则采用后掠
角为35°、展弦比为9.5 的后掠翼的布局型式，机翼面积为132.7m2，六台发动机分别装在
翼下吊舱内，自行车式起落架，前、后轮均向前收入机身内。
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图3.3 是美国F-16 和法国幻影-2000 的三面图。
这两种飞机是美国和法国正在服役的、设计相当成功的战斗机，其基本飞行性能也很相
近，但可以看出它们在布局型式上是截然不同的，幻影-2000 采用的是无尾三角翼布局型式，
继承了法国研制幻影系列无尾三角翼的实践经验，机翼前缘后掠角为58°，多梁下单翼，并
用变弯度的翼型，全翼展的自动前缘襟翼与机翼后缘的升降副翼联动，机身按面积律设计成
蜂腰形，一台发动机装在机身尾段，采用机身两侧的进气道，进气道旁边设有进气的导流片，
其机翼面积有40m2，翼载荷较低，只有220kg／m2。
F-16 是采用带全动水平尾翼的正常式的布局型式，前缘后掠角为40°的切角三角形的中
单翼，采用翼身融合体的形式使机翼与机身的连接园滑过渡，从机翼根部前缘沿机身两侧有
向前延伸的大后掠的边条翼，水平尾翼有25°的下反角，虽然也是一台发动机装在机身尾段
内，但不是机身两侧进气，而是采用的机身腹部进气，为了防止在地面滑跑时吸入杂物，前
起落布置在进气口后面。
上面例子中，究竟哪一种型式最好，很难一概而论。在设计时要由设计师自己去判断，
要根据飞机的设计要求，遵照全面综合的原则，选定最有利的型式。在进行初步选择飞机型
式时，需重点考虑和决定的大问题有以下几个方面，现分述如下。
图3.3 F-16 和幻影-2000 飞机的三面图
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§3.2 尾翼的位置和布局设计
一、水平尾翼的前后位置
水平尾翼与机翼的前后相对位置是代表不同飞机型式最显著的标志，可以分为三种不同
的型式：即正常式（水平尾翼位
于机翼之后）、鸭式（水平前翼位
于机翼之前）、和无尾式。图3.4
给出了这三种不同的飞机型式示
意图。
这三种型式，实际上是飞机
最基本的气动布局型式。不论是
哪一种型式，都必须能保证飞机
具有良好的操纵性和稳定性，也
就是说，要求每一种型式都能使
飞机进行有效地操纵和改变其飞
行状态，并在新的飞行状态下，
保持平衡和稳定的飞行。通常所
说的尾翼等操纵面要能够使飞机在各种飞行姿态下得以配平，也是这个意思，因此，这三种
不同的型式实际上是三种不同的使飞机上的气动力如何配平的型式。下面进行简要的分析。
（a）正常式飞机 (b)无尾飞机 (c)鸭式飞机
图3.4 按平尾前后位置不同的三种飞机型式
（一）正常式
在正常式飞机上，空气动力的作用情况如图3.5 所示。
图3.5 正常式飞机
在配平的情况下，ΣY = nymg ； ，飞机各部分升力的合力Y 通过飞机的质量
中心， 即。而因迎角改变而产生的气动力增量则总是通过飞机焦点的，即
ΣMz = 0
xP = xG
xP (Δα ) = xF 。从而得到以下的平衡方程式：
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机翼平尾Y = nymg = Y ＋Y (3.1）
Mz = Y(xG − xP )
( ) ＝0 机翼无尾平尾平尾= Y xG − xF − Y L （3.2）
当迎角改变Δα 时，升力和纵向力矩的增量表达式为：
Δ (Δα ) = Δ = Δ (Δα ) + Δ (Δα ) 机翼平尾Y nymg Y Y （3.3）
ΔMz = ΔY(Δα )(xG − xF )
= Δ (Δα )( − ) − Δ （Δα ) 机翼无尾平尾平尾Y xG xF L Y （3.4）
其中水平尾翼升力的增量，需考虑机翼下洗的影响。
α
α
ε
α Δ
∂
∂
Δ Δ = − 平尾平尾平尾平尾Y Ca k qS
( ) y (1 )
从(3.2）式可知，当机翼的升力为正值时，水平尾翼所提供的升力的方向是向上还是向
下，决定于飞机重心和无平尾飞机焦点的相对位置。
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