【正文】 盡可能高的總壓恢復(fù)系數(shù)； （ 2） 壓氣機(jī)進(jìn)口處的速度場(chǎng)要足夠均勻； （ 3） 在各種使用工作狀態(tài)下都能穩(wěn)定地工作 （ 沒(méi)有嚴(yán)重的氣流分離 和壓力脈動(dòng) ） ； （ 4）外部阻力盡可能小。 98 推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì) 亞音速進(jìn)氣道 設(shè)計(jì)和使用亞音速進(jìn)氣道所積累的經(jīng)驗(yàn)使這類(lèi)進(jìn)氣裝置已可以達(dá)到很高的總壓恢復(fù)系數(shù)值： σ BX＝ ～ 。 亞音速進(jìn)氣道 99 推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì) 超音速進(jìn)氣道 圖 形成激波的不同方式 a－外壓式進(jìn)氣道； b－混合式進(jìn)氣道； c－內(nèi)壓式進(jìn)氣道 100 進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)的相容性 在出現(xiàn)各種可能的不穩(wěn)定因素時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)仍能保持穩(wěn)定的特性，以穩(wěn)定和過(guò)渡狀態(tài)工作，就叫做與進(jìn)氣道具有相容性。 推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì) 101 F－ 15飛機(jī)的進(jìn)氣道調(diào)節(jié)系統(tǒng) 推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì) 102 F15 103 進(jìn)氣道在飛機(jī)上的布置 推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì) 附面層的吸除 F22 104 推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì) 排氣系統(tǒng) 降低底阻 可調(diào)節(jié)尾噴管的截面圖 105 空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的反推力 多用途戰(zhàn)斗機(jī)上發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)引射器和反推力裝置 a－進(jìn)氣活門(mén)打開(kāi)； b－進(jìn)氣活門(mén)關(guān)閉； c－反推力裝置打開(kāi) 推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì) 106 空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的反推力 推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì) SAAB 37 107 起落架設(shè)計(jì) 起落架型式的選擇 飛機(jī)上采用的起落架有四種型式：后三點(diǎn)式起落架 、前三點(diǎn)式起落架 、 機(jī)翼下帶支點(diǎn)的自行車(chē)式起落架及多支點(diǎn)式起落架 108 起落架設(shè)計(jì) 起落架型式的選擇 109 起落架設(shè)計(jì) 起落架型式的選擇 110 起落架設(shè)計(jì) 起落架型式的選擇 多支柱 式起落架 111 起落架設(shè)計(jì) 起落架主要幾何參數(shù)的選擇 前三點(diǎn)式起落架的主要幾何參數(shù)有： （ 1） 縱向輪距 b； （ 2） 主輪距 B； （ 3） 主輪伸出量 e； （ 4） 前輪伸出量 a； （ 5） 主輪伸出角 r； （ 6） 防擦地角 φ； （ 7）停機(jī)角 ψ 。 112 飛機(jī)初步設(shè)計(jì)實(shí)例 為了加深對(duì)本章內(nèi)容的了解，下面以 150座噴氣式飛機(jī)為例進(jìn)行初步設(shè)計(jì)。 （省略） 113 1. 飛機(jī)型式選擇的主要內(nèi)容是什么？ 2. 簡(jiǎn)述飛機(jī)鴨式、無(wú)尾式和三翼面布局的特點(diǎn)。 3. 簡(jiǎn)述方案設(shè)計(jì)初期選擇戰(zhàn)斗機(jī)和亞音速運(yùn)輸機(jī)翼型的基本原則。 4. 飛機(jī)機(jī)翼的主要平面參數(shù)有哪些？ 5. 如何初步確定飛機(jī)的后掠角？ 復(fù) 習(xí) 題 114 6. 用作圖法表示出機(jī)翼、鴨翼和平尾平均氣動(dòng)弦的確定方法，并標(biāo)出機(jī)翼的亞音速氣動(dòng)中心位置。 7. 分別說(shuō)明上單翼和下單翼布置在氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)上的特點(diǎn)。 8. 簡(jiǎn)述在尾翼布置中如何考慮改出尾旋的需要。 9. 簡(jiǎn)述飛機(jī)外形隱身設(shè)計(jì)的基本原則。 復(fù) 習(xí) 題 115 尾翼及其操縱面的設(shè)計(jì) 尾翼初步設(shè)計(jì) 初步確定尾翼及操縱面的位置和尺寸的步驟 第 1步：作為一般原則，平尾不應(yīng)直接放在推進(jìn)器滑流中。 第 2步：確定尾翼的位置。 第 3步：確定尾翼尺寸。 第 4步：確定尾翼的平面幾何形狀。 第 5步：繪制尾翼平面形狀尺寸圖 。 第 6步：確定縱向和航向操縱面的尺寸和位置。 第 7步：簡(jiǎn)明地用報(bào)告說(shuō)明第 1到第 6步，并給出標(biāo)注有尺寸的圖。 116 尾翼及其操縱面的設(shè)計(jì) 縱向靜穩(wěn)定性估算（縱向 X圖法）： 下 圖給出了一些例子的縱向站位圖，注意圖中的兩個(gè) X分別代表 : （ 1） . 代表當(dāng)平尾 (鴨翼 )改變位置時(shí) ， 重心 前后移動(dòng)的距離 。 （ 2） . 代表當(dāng)平尾 (鴨翼 )改變位置時(shí)，焦點(diǎn) . 相對(duì)機(jī)翼平均氣動(dòng)力弦前后移動(dòng)的距離。 117 航向靜穩(wěn)定性估算（航向 X圖法）： 下圖給出了一個(gè) X圖的例子。 尾翼外形的選擇 操縱面外形及參數(shù)的選擇 尾翼及其操縱面的設(shè)計(jì) 118 隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響 概述 隱身技術(shù) 的專(zhuān)業(yè)定義是：在飛機(jī)研制過(guò)程中設(shè)法降低其可探測(cè)性，使之不易被敵方發(fā)現(xiàn)、跟蹤和攻擊的專(zhuān)門(mén)技術(shù)。所謂隱身能力，又稱(chēng)為低可探測(cè)性。 隱身性包括 四個(gè)方面 ：雷達(dá)隱身、紅外隱身、聲隱身、可見(jiàn)光隱身。 評(píng)定和衡量一架隱身飛機(jī)的最重要的參數(shù)是雷達(dá)散射截面積 (RCS)，它是目標(biāo)的一種折算面積，用來(lái)度量目標(biāo)在雷達(dá)波照射下所產(chǎn)生的回波強(qiáng)度大小，用σ表示。 119 RCS隨觀察角度的變化 軍用飛機(jī)的 RCS值 隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響 120 雷達(dá)對(duì)不同飛機(jī)的探測(cè)距離 隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響 121 隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響 1. 實(shí)體 簡(jiǎn)單幾何形狀的 RCS比較見(jiàn)下圖，其中以球體作為比較的基準(zhǔn)， RCS＝ l m2。 122 隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響 2. 空腔體 飛機(jī)的進(jìn)氣道、噴管和艙蓋都是空腔體，在進(jìn)氣道和噴管的內(nèi)端頭有高速旋轉(zhuǎn)的壓氣機(jī)和渦輪，對(duì)于雷達(dá)波來(lái)說(shuō)相當(dāng)一個(gè)平板。 下圖是戰(zhàn)斗機(jī)各種部件對(duì) RCS貢獻(xiàn)的示意圖。 入射波方向?qū)?RCS的影響 戰(zhàn)斗機(jī)各部件的 RCS示意圖 123 隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響 3. 邊緣和縫隙 機(jī)翼前緣對(duì)雷達(dá)入射波產(chǎn)生散射，其中一部分能量成為雷達(dá)的反射信號(hào)。 下圖為運(yùn)輸機(jī)各種部件對(duì) RCS貢獻(xiàn)的示意圖。 邊緣和縫隙的雷達(dá)散射波 運(yùn)輸機(jī)各部件的 RCS示意圖 124 隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響 考慮隱身性能的氣動(dòng)布局原則和措施 1. 考慮隱身性能的氣動(dòng)布局原則 (1) 消除能夠成角反射器的外形布局，如垂直側(cè)面機(jī)身與機(jī)翼采用翼身融合體設(shè)計(jì)，單立尾與平尾的角反射器采用傾斜的雙立尾來(lái)消除，如圖 。 (2) 變后向散射為非后向散射，如 F22采用帶棱邊的機(jī)頭，將機(jī)身平側(cè)面改成傾斜側(cè)面，在突防時(shí)將雷達(dá)天線傾斜一個(gè)角度等，如圖 。 (3) 采用一個(gè)部件對(duì)另一強(qiáng)散射部件的遮擋措施，如采用背部進(jìn)氣道，用機(jī)身和機(jī)翼遮擋了進(jìn)氣道，例如 F117飛機(jī)的進(jìn)氣道；但這種布置進(jìn)氣道，大迎角特性不好。利用機(jī)翼及邊條對(duì)機(jī)身的遮擋可減小側(cè)向的 RCS值。 125 隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影 響 (4) 將全機(jī)各翼面的棱邊都安排在少數(shù)幾個(gè)非重要的照射方向上去 (大于正前方 40176。 以外 )，如 F2 F23的機(jī)翼、平尾、立尾的前緣和后緣都互相平行，如圖 。 圖 垂尾傾斜消除角反射 126 圖 變后向散射為非后向散射 隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響 127 翼面前后緣平行可減小雷達(dá)反射 斜切口及 S形進(jìn)氣道 隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響 128 隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響 (5) 消除強(qiáng)散射源。 (6) 結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)。 (7) 當(dāng)某些部件或部位不能使用外形隱身措施時(shí)，必須采取其他措施來(lái)彌補(bǔ)。 2. 考慮隱身性能的氣動(dòng)布局措施 本節(jié)將結(jié)合現(xiàn)有的隱身飛機(jī)介紹隱身氣動(dòng)設(shè)計(jì)的主要措施?，F(xiàn)在世界上在役的隱身飛機(jī)有 3種：對(duì)地攻擊機(jī) F117(圖 )，戰(zhàn)略轟炸機(jī) B2(圖 )，第四代戰(zhàn)斗機(jī) F22(圖 )，曾經(jīng)和 F22共同參與美國(guó) ATF(先進(jìn)技術(shù)戰(zhàn)斗機(jī) )競(jìng)標(biāo)的原型機(jī) YF23(圖 )也是一種隱身飛機(jī)，在此一并介紹。 129 隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響 130 B2 131 F22 132 F117 133 YF23 134 謝 謝！