超级军网2012版空版基础知识问答贴，欢迎菜鸟提问，欢迎牛人来为 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 05:24:41
因近两天J-10的数据，空版搞的乌烟瘴气。个人跟365赌王超级版主提意见，开个2012版的空版基础知识问答贴。
欢迎大家积极参与，科普的好的，版主会有奖励。菜鸟虚心求教，老鸟耐心回答，和和气气，不允许发生口水仗。
我先开个头
展弦比
机翼展弦比计算用图[1]展弦比即机翼翼展和平均几何弦之比，常用以下公式表示：
λ=l/b=l^2/S
这里l为机翼展长，b为几何弦长，S为机翼面积。因此它也可以表述成
翼展（机翼的长度）的平方除以机翼面积，如圆形机翼就是直径的平方除以圆面积，用以表现机翼相对的展张程度。
展弦比的大小对飞机飞行性能有明显的影响。展弦比增大时，机翼的诱导阻力会降低，从而可以提高飞机的机动性和增加亚音速航程，但波阻就会增加，以致会影响飞机的超音速飞行性能，所以亚音速飞机一般选用大展弦比机翼；而超音速战斗机展弦比一般选择2.0～4.0。
如大航程、低机动性飞机——B-52轰炸机展弦比为6.5，U-2侦察机展弦比10.6，全球鹰无人机展弦比25；小航程、高机动性飞机——J-8展弦比2，Su-27展弦比3.5，F-117展弦比1.65。
展弦比还影响机翼产生的升力，如果机翼面积相同，那么只要飞机没有接近失速状态，在相同条件下展弦比大的机翼产生的升力也大，因而能减小飞机的起飞和降落滑跑距离和提高机动性。
有些资料下载不下来，只能分享到微博里面。大家可以到我的微博里看 ID：13941448186（不要乱打电话哦，那是我高中时候的，哈哈） 昵称CDer_ansson。
URL地址:http://weibo.com/wangenve
因近两天J-10的数据，空版搞的乌烟瘴气。个人跟365赌王超级版主提意见，开个2012版的空版基础知识问答贴。
欢迎大家积极参与，科普的好的，版主会有奖励。菜鸟虚心求教，老鸟耐心回答，和和气气，不允许发生口水仗。
我先开个头
展弦比
机翼展弦比计算用图[1]展弦比即机翼翼展和平均几何弦之比，常用以下公式表示：
λ=l/b=l^2/S
这里l为机翼展长，b为几何弦长，S为机翼面积。因此它也可以表述成
翼展（机翼的长度）的平方除以机翼面积，如圆形机翼就是直径的平方除以圆面积，用以表现机翼相对的展张程度。
展弦比的大小对飞机飞行性能有明显的影响。展弦比增大时，机翼的诱导阻力会降低，从而可以提高飞机的机动性和增加亚音速航程，但波阻就会增加，以致会影响飞机的超音速飞行性能，所以亚音速飞机一般选用大展弦比机翼；而超音速战斗机展弦比一般选择2.0～4.0。
如大航程、低机动性飞机——B-52轰炸机展弦比为6.5，U-2侦察机展弦比10.6，全球鹰无人机展弦比25；小航程、高机动性飞机——J-8展弦比2，Su-27展弦比3.5，F-117展弦比1.65。
展弦比还影响机翼产生的升力，如果机翼面积相同，那么只要飞机没有接近失速状态，在相同条件下展弦比大的机翼产生的升力也大，因而能减小飞机的起飞和降落滑跑距离和提高机动性。
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翼载荷：
中文名称：翼载荷
英文名称：wing loading
翼载荷是指飞机重量和机翼面积之比。通常说的翼载荷是指起飞时的翼载荷，即起飞重量和机翼面积之比。翼载荷是飞机总体设计的主要参数之一，关系着飞机的起降性能、爬升性能、机动性能、最大航程和升限等。总的来说，要求机动性好、起飞着陆速度小的飞机，采用小的翼载荷，而要求速度高的飞机采用大翼载荷。
中文名称：翼载荷
英文名称：wing loading
翼载荷是指飞机重量和机翼面积之比。通常说的翼载荷是指起飞时的翼载荷，即起飞重量和机翼面积之比。翼载荷是飞机总体设计的主要参数之一，关系着飞机的起降性能、爬升性能、机动性能、最大航程和升限等。总的来说，要求机动性好、起飞着陆速度小的飞机，采用小的翼载荷，而要求速度高的飞机采用大翼载荷。
升阻比
中文名称：升阻比
英文名称：liftdrag ratio
升阻比
解释： 又称“举阻比”、“空气动力效率”。飞机飞行中，在同一迎角的升力与阻力的比值。其值随迎角的变化而变化，此值愈大愈好，低速和亚声速飞机可达17～18，跨声速飞机可达10～12，马赫数为2的超声速飞机约为4～8。
中文名称：升阻比
英文名称：liftdrag ratio
升阻比
解释： 又称“举阻比”、“空气动力效率”。飞机飞行中，在同一迎角的升力与阻力的比值。其值随迎角的变化而变化，此值愈大愈好，低速和亚声速飞机可达17～18，跨声速飞机可达10～12，马赫数为2的超声速飞机约为4～8。
说一下基本航程吧。 这两天大家对J-10的航程和最大速度纠结的够呛。
版权不归本人，乃flight101这位仁兄的，特此注明
说一下基本航程吧。 这两天大家对J-10的航程和最大速度纠结的够呛。
224744ypih84z8ipzpue4h.jpg.thumb.jpg (30.83 KB, 下载次数: 3)
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此图乃flight101 在马不一的贴子中发布的
版权不归本人，乃flight101这位仁兄的，特此注明
欢迎大家理性提问、解惑、探讨，CD将不定期邀请专业人士与资深航空爱好者来答疑解难。
希望提问谦虚、解答者耐心。还CD空版理性技术讨论的好环境。
拒绝钓鱼、爆粗、厂/所纷争、口水、扣帽子行为，故意违反者，一经发现，永封不解释！
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讲一下隐身的事儿吧
很好的帖子。建议一下，签名档图片换一个低调些的，现在这个太热血，会弱化主题内容滴。
老天 发表于 2012-11-15 23:15 ![]()
很好的帖子。建议一下，签名档图片换一个低调些的，现在这个太热血，会弱化主题内容滴。
兄弟，多来科普科普。给大家分享点资料什么的
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J8是高机动性的飞机么？
ansson 发表于 2012-11-16 09:19 ![]()
兄弟，多来科普科普。给大家分享点资料什么的
这个事儿必须搭把手啊！过些日子准备写个关于型号试飞过程及内容的帖子。
资料俺有一些，需要啥？
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资料俺有一些，需要啥？
隐身：
1：雷达隐身
现代战机隐身，一般为雷达隐身和红外隐身。 现代战机隐身，一般通过外形隐身，吸波涂料等措施。 外形隐身通常采取折射，遮蔽，吸波等原理。 利用折射原理，使对方战机的雷达波折射到其他方向，不做镜面反射，最明显的例子就是美国F-117夜鹰，第四代战斗机的菱形机头也是这个原理。 利用遮蔽的原理，采用S型进气道，把发动机的风扇等对RCS贡献比较大的物件，给遮蔽住，使其不能直接照射到发动机的叶片等物件上面。 不仅如此，还要避免凹腔反射，使雷达波平行返回，还要采取折射，吸波等措施，使其衰弱，或者折射。 另外还要避免有尖锐的椎体以及锐角还有凹腔的设计。比如F-22的CARET进气道，与机身之间有一个明显的凹腔，可能会使雷达波平行反射回去，这样就需要对这个部位进行优化，或把凹腔的内部外形改变一下，以及利用吸波涂料吸收一部分，使其能量衰弱，最终达到理想值。 比如翼襟缝隙，会有明显的锐角，但是RCS设计和气动外形设计又比较矛盾，所以这些细节都要采取优化，达到可以接受的地步。另外起落架舱，弹舱一般都采用锯齿设计。 等等。。。
雷达隐身技术分析
http://wenku.baidu.com/view/608fbd03de80d4d8d15a4fe5.html
复杂目标雷达散射截面的分析方法
http://wenku.baidu.com/view/131ddcf24693daef5ef73dbd.html
飞机的红外隐身技术
http://wenku.baidu.com/view/598b133b87c24028915fc315.html###
反红外隐身飞机技术研究
http://wenku.baidu.com/view/d0da34778e9951e79b8927af.html###
个人水平有限，也打不出那么多字了，见谅，论坛中牛人非常多，大家可以借机提问
可能大家对百度有些偏见，确实~百度那么大，什么东西都有质量参差不齐，但是仔细的去找还是能找到一些比较有参考价值的东西的。
如果大家实在不相信百度，推荐大家几个网站，比如维普网，知网空间。 这都是比较好的网站。但是会收费的
1：雷达隐身
现代战机隐身，一般为雷达隐身和红外隐身。 现代战机隐身，一般通过外形隐身，吸波涂料等措施。 外形隐身通常采取折射，遮蔽，吸波等原理。 利用折射原理，使对方战机的雷达波折射到其他方向，不做镜面反射，最明显的例子就是美国F-117夜鹰，第四代战斗机的菱形机头也是这个原理。 利用遮蔽的原理，采用S型进气道，把发动机的风扇等对RCS贡献比较大的物件，给遮蔽住，使其不能直接照射到发动机的叶片等物件上面。 不仅如此，还要避免凹腔反射，使雷达波平行返回，还要采取折射，吸波等措施，使其衰弱，或者折射。 另外还要避免有尖锐的椎体以及锐角还有凹腔的设计。比如F-22的CARET进气道，与机身之间有一个明显的凹腔，可能会使雷达波平行反射回去，这样就需要对这个部位进行优化，或把凹腔的内部外形改变一下，以及利用吸波涂料吸收一部分，使其能量衰弱，最终达到理想值。 比如翼襟缝隙，会有明显的锐角，但是RCS设计和气动外形设计又比较矛盾，所以这些细节都要采取优化，达到可以接受的地步。另外起落架舱，弹舱一般都采用锯齿设计。 等等。。。
雷达隐身技术分析
http://wenku.baidu.com/view/608fbd03de80d4d8d15a4fe5.html
复杂目标雷达散射截面的分析方法
http://wenku.baidu.com/view/131ddcf24693daef5ef73dbd.html
飞机的红外隐身技术
http://wenku.baidu.com/view/598b133b87c24028915fc315.html###
反红外隐身飞机技术研究
http://wenku.baidu.com/view/d0da34778e9951e79b8927af.html###
个人水平有限，也打不出那么多字了，见谅，论坛中牛人非常多，大家可以借机提问
可能大家对百度有些偏见，确实~百度那么大，什么东西都有质量参差不齐，但是仔细的去找还是能找到一些比较有参考价值的东西的。
如果大家实在不相信百度，推荐大家几个网站，比如维普网，知网空间。 这都是比较好的网站。但是会收费的
老天 发表于 2012-11-16 09:57 ![]()
这个事儿必须搭把手啊！过些日子准备写个关于型号试飞过程及内容的帖子。
资料俺有一些，需要啥？
主要是空气动力学方面的知识。
这个事儿必须搭把手啊！过些日子准备写个关于型号试飞过程及内容的帖子。
资料俺有一些，需要啥？
主要是空气动力学方面的知识。
苍茫云海间 发表于 2012-11-16 09:22 ![]()
J8是高机动性的飞机么？
J-8是典型的第二代战斗机，强调截击性能，高空高速的性能。
研发背景
第二代喷气式战斗机在服役之后参加了越战和其它的一些局部战争，结果表明这些战斗机并不如设计时所设想的那样有战斗力，因为他们最为突出的高空高速性能并不是决定空战胜负的最重要的因素。研究局部战争经验的专家注意到，空战的高度范围不是扩大了，而是缩小了。朝鲜战争中，战斗机的空战曾发展到平流层。而在越南战争中，战斗机的使用高度通常不超过9000米，这是由战术航空兵遂行的任务的性质决定的。 第三代战斗机由于防空导弹技术的发展，导弹的防御高度越来越高，高空轰炸机受到的威胁越来越大。
而地空雷达系统在探测的范围上存在这地空盲区，所以为了避免进入对方防空导弹的毁伤区，轰炸机多半在低空活动，担任掩护的战斗机也必须随之降低高度；另一方面，实战说明，飞行员一般能目视观察到目标的距离为3600米左右，所以飞机的转弯半径不大于1800米较为有利，当高度超过9000米时，
第二代战斗机要以1800米的转弯半径，进行不掉高度和不减速的机动是不可能的，所以也限制了高度。越南战争的空战格斗一般发生在1500～4500米的高度范围内，这属于中低空的范围。在局部战争中，空战的速度范围也并不大，尽管双方都装备了M2一级的高速战斗机，但经常进行空战的速度范围是0.5M左右。这是由于空战开始的高度低，低空条件下飞机的速度受到飞机结构强度的限制，另外由于第二代战斗机的超音速机动性能较差，为了获得较好的机动性必须降低速度，所以经常在亚跨音速范围内进行空战。局部战争的经验证明，大部分空战仍是在双方目视的近距范围内进行的。
第二代战斗机受到要导弹不要飞机思想的影响，有的飞机甚至在设计时没有安装航炮，然而航炮在空战中也发挥了重要的作用。航炮虽没有空空导弹那样的射程，但它的备弹量多、可实施攻击的次数多。无论在越南战争，还是中东战争，航炮在空战中都发挥了相当大的作用。因而许多第二代战斗机后来都加装了航炮。在局部战争中，战斗机的绝大多空战还是编队空战，飞行员的素质对战斗的胜负仍起着决定性的作用。
度娘~
J8是高机动性的飞机么？
J-8是典型的第二代战斗机，强调截击性能，高空高速的性能。
研发背景
第二代喷气式战斗机在服役之后参加了越战和其它的一些局部战争，结果表明这些战斗机并不如设计时所设想的那样有战斗力，因为他们最为突出的高空高速性能并不是决定空战胜负的最重要的因素。研究局部战争经验的专家注意到，空战的高度范围不是扩大了，而是缩小了。朝鲜战争中，战斗机的空战曾发展到平流层。而在越南战争中，战斗机的使用高度通常不超过9000米，这是由战术航空兵遂行的任务的性质决定的。 第三代战斗机由于防空导弹技术的发展，导弹的防御高度越来越高，高空轰炸机受到的威胁越来越大。
而地空雷达系统在探测的范围上存在这地空盲区，所以为了避免进入对方防空导弹的毁伤区，轰炸机多半在低空活动，担任掩护的战斗机也必须随之降低高度；另一方面，实战说明，飞行员一般能目视观察到目标的距离为3600米左右，所以飞机的转弯半径不大于1800米较为有利，当高度超过9000米时，
第二代战斗机要以1800米的转弯半径，进行不掉高度和不减速的机动是不可能的，所以也限制了高度。越南战争的空战格斗一般发生在1500～4500米的高度范围内，这属于中低空的范围。在局部战争中，空战的速度范围也并不大，尽管双方都装备了M2一级的高速战斗机，但经常进行空战的速度范围是0.5M左右。这是由于空战开始的高度低，低空条件下飞机的速度受到飞机结构强度的限制，另外由于第二代战斗机的超音速机动性能较差，为了获得较好的机动性必须降低速度，所以经常在亚跨音速范围内进行空战。局部战争的经验证明，大部分空战仍是在双方目视的近距范围内进行的。
第二代战斗机受到要导弹不要飞机思想的影响，有的飞机甚至在设计时没有安装航炮，然而航炮在空战中也发挥了重要的作用。航炮虽没有空空导弹那样的射程，但它的备弹量多、可实施攻击的次数多。无论在越南战争，还是中东战争，航炮在空战中都发挥了相当大的作用。因而许多第二代战斗机后来都加装了航炮。在局部战争中，战斗机的绝大多空战还是编队空战，飞行员的素质对战斗的胜负仍起着决定性的作用。
度娘~
诱导阻力：由于产生升力而诱导出来的附加阻力称为诱导阻力。可以说，诱导阻力是为产生升力而额外付出的代价。
实际升力，垂直于机翼下表面流线，它可分解为“垂直于飞机飞行速度方向的分力”和“平行于飞机飞行速度方向的分力”。
“垂直于飞机飞行速度方向的分力”----升力；
“平行于飞机飞行速度方向的分力”----诱导阻力。
翼尖处，是由机翼延伸到自由空间的过渡点，没机翼了，机翼上、下表面的压力在此汇合，其压力差使此处的空气形成漩涡，一边飞行、一边形成一个个漩涡，造成“涡列”，称之为“卡门涡列”，这是诱导阻力的特例（在翼尖处的表现）。
http://baike.baidu.com/view/845527.htm诱导阻力
诱导阻力：由于产生升力而诱导出来的附加阻力称为诱导阻力。可以说，诱导阻力是为产生升力而额外付出的代价。
实际升力，垂直于机翼下表面流线，它可分解为“垂直于飞机飞行速度方向的分力”和“平行于飞机飞行速度方向的分力”。
“垂直于飞机飞行速度方向的分力”----升力；
“平行于飞机飞行速度方向的分力”----诱导阻力。
翼尖处，是由机翼延伸到自由空间的过渡点，没机翼了，机翼上、下表面的压力在此汇合，其压力差使此处的空气形成漩涡，一边飞行、一边形成一个个漩涡，造成“涡列”，称之为“卡门涡列”，这是诱导阻力的特例（在翼尖处的表现）。
http://baike.baidu.com/view/845527.htm诱导阻力
ansson 发表于 2012-11-16 10:20 ![]()
隐身：
1：雷达隐身
现代战机隐身，一般为雷达隐身和红外隐身。 现代战机隐身，一般通过外形隐身，吸波涂 ...
百度看着不方便，帮你贴个直观的吧：
隐身技术 (stealth technology) 改变或减弱目标辐射和反射的特征信息，使之难以被探测系统发现的技术。亦称隐形技术。
隐身的目的是为了提高武器攻击的突然性和防御的有效性。主要包括反雷达隐身技术、反红外隐身技术、反声波隐身技术、反电磁辐射隐身技术和反可见光隐身技术。其中研究最多、发展最快、应用最广的是反雷达隐身技术。飞行器(飞机、导弹等)由于突防性强，又成为反雷达隐身技术的重点。
反雷达隐身技术
主要是以电磁波散射理论为基础，从雷达方程出发，设法减小目标的雷达特征，即雷达散射截面(RCS)。
雷达散射截面与目标的几何参数和物理参数(如目标的尺寸、形状、结构和材料等)、入射雷达波的参数(如频率、极化、波形等)、目标相对于雷达的姿态角有关。主要技术途径有：
①隐身外形设计技术。电磁波的散射与散射体的几何构形相关，目标产生电磁散射的机理，有角形结构反射、凹腔结构反射、表面镜面反射、边缘和尖顶绕射、表面行波反向散射、爬行波绕射、高次散射，以及表面不连续或表面曲率不连续的散射等。其中，两个以上平面互相正交所构成的角形反射器是最强的散射源，可在一个很宽的姿态角范围内产生较大的雷达散射截面。如，一个尺寸仅为数十厘米的角形反射器就能产生与一辆重型坦克相同的雷达散射截面。飞行器的机身和机翼之间，垂尾和水平安定面之间都可以构成这种角形反射结构。平面反射波比曲面反射波强，但分布空间窄，雷达捕获、识别和跟踪目标困难。外形的合理设计是减小雷达散射截面的一个重要途径，主要措施有：
减小目标尺寸；
尽量消除角形反射器式的外形组合结构，如采用翼身融合和座舱与机身融合设计技术；
减少散射源数量，消除外露突起，如采用内嵌式武器挂架，取消吊舱和副油箱甚至机载雷达天线设备等；
采用“平行” 技术设计，消除连续的镜面反射表面，即设计机身、翼表面集中在几个方向，各边缘大都相互平行，减小全方向和规定方向上的雷达散射截面；
避免尖角连接，圆滑过渡，减小尖顶与边缘绕射场。
②隐身材料技术。主要是在目标体表面，特别是对雷达波产生强散射的部位，涂敷雷达吸波材料或雷达透波材料，降低目标的雷达散射截面。雷达吸波材料分为3类：第一类是损耗负载阻抗加载材料，如碳纤维增强塑料等，形成入射雷达波的损耗负载使电磁能转换为热能而消耗掉；第二类是各向异性介电材料，如铁氧体、放射性同位素材料等，使电磁波能量分散到目标表面各部分，减少雷达接收方向上的电磁能量；第三类是电磁波干涉材料，造成材料表面的反射波与材料底面的反射波发生干涉，回波能量相互抵消。
③自适应阻抗加载技术。在金属目标体表面形成若干槽缝，槽缝上并接腔体或分布或集总参数式阻抗元件，形成等效负载，改变目标的固有谐振特性，利用自适应控制技术调整等效负载参数，改变金属目标体表面的电流分布，达到控制目标合成散射场的变化和减小其雷达散射截面的目的。
反红外隐身技术
主要是降低、吸收和屏蔽目标的热辐射能量,使红外探测设备难以探测到目标。主要技术途径是改进目标的结构设计和应用红外物理学理论及其研究成果。飞行器的主要热辐射源是发动机，发动机喷口的喷焰是红外探测的主要对象。采用的措施有：
①使用散发热量较小的发动机;采用二元喷管，取消加力燃烧室；改进燃烧室的设计，在燃料中加入添加剂，让燃料充分燃烧，使排气中的红外辐射能量减弱；采用异形喷管以改变红外波长，使特定波长的红外探测设备失效；发动机外壳覆盖绝热材料隔热等。
②屏蔽发动机喷口喷焰。对发动机喷口喷焰进行遮挡；改变喷口喷射方向；在喷管外安装红外吸收装置；利用气溶胶技术屏蔽发动机尾流。
③冷却发动机排出的废气。如在排气中引入冷空气混合降温。
④在目标表面涂敷红外吸收涂料，抑制目标表面温升。
反可见光隐身技术
主要是减弱目标的光学可视性特征，使可见光探测系统的发现概率或发现距离减小。采用的措施有:改进目标的外形设计，减少可见光反射的角域，缩短光学探测器可瞄准与跟踪的时限；消除运动目标的尾迹。如飞机、导弹飞行的尾气,车辆的尾烟等；目标表面涂敷迷彩，使目标与背景颜色相匹配；对目标实行夜间灯火管制。控制灯火，对必要的灯光进行遮挡；控制排烟温度，减少烟迹，使烟光不暴露。
反声波隐身技术
主要是控制目标的声波辐射与散射特征。采用的措施有:
①控制噪声源。采用低噪声发动机和低噪声传动机械部件。
②采用吸声和声阻尼材料降低噪声。如用隔声罩罩住发动机；在武器装备外表装消声瓦或吸声材料蒙皮；用高分子阻尼材料涂刷于噪声源周围的舱室上，将辐射声呐的声能变为热能消耗掉。
③采用减振措施减小机械振动幅度和频率，减小噪声。如采用双弹性支承基座，浮筏式基座，橡胶及软塑料垫等。
④降低旋转桨运动对周围介质的扰动噪声。如在舰艇上设计使用大侧斜多叶螺旋桨，加设通气管系统等。
⑤采用复合材料制成武器装备外壳或在金属外壳上涂敷声波吸收层，减少对声呐信号的反射。如用高强度玻璃钢制成坦克车体；在潜艇表面涂敷声波吸收层等。
⑥采用气幕系统。在舰体水下部分周围形成气幕，吸收自身噪声源的辐射，同时吸收声呐探测信号。
反电磁辐射隐身技术
主要是减弱或屏蔽目标自身有源电子设备的电磁辐射。亦称反电子侦察隐身技术。采用的技术措施有:
①革除无线电有源辐射设备。如用全球定位系统、天文导航系统或惯性导航系统取代无线电导航系统；用激光高度表取代雷达高度表; 使用前视红外设备以及被动雷达等，使目标自身处于无源状态。
②减小电缆及电缆接头的电磁辐射。通过缩短电缆长度或用光缆取代电缆, 在电缆接头处涂敷吸收材料，防止电磁泄漏造成的电磁辐射。
③采取电磁屏蔽措施。用电磁屏蔽材料涂刷电子设备的外表。
④采用低截获概率的电子设备。如采用频率捷变技术设备，降低发射信号被捕获与被识别的概率；采用发射功率自控系统，使发射功率随捕获目标的距离的缩短而减小,降低自身被发现的概率和距离。
第二次世界大战期间，一些作战飞机就使用了迷彩涂料，以降低飞机与天空背景的对比度，减少飞机的目视特征。德国还在潜艇的通气管上涂敷电波吸收材料，这些都是早期隐身技术的运用。隐身技术的发展，以隐身飞行器为代表，大致分为3个阶段：
①基础理论研究阶段(1955～1974年)。1955年8月，由美国洛克希德公司生产的第一架U-2型高空侦察机是最早的“准”隐身飞机，飞机的翼展对微波频段雷达不发生谐振，表面使用铁氧体吸波材料涂覆，降低了雷达散射截面，机载导航系统是无源的，通信系统仅为一部简单的近程超高频电台，降低了自身的电磁辐射。
②实验研究阶段(1975～1980年)。隐身技术的研究取得了重大突破，美国研制出代号为“Stealth”的新型隐身轰炸机，苏联、英国、法国、日本等国家也都致力于隐身技术的研究。
③综合隐身技术实用阶段(1981年以后)。反雷达、红外、光、声、电子侦察等探测手段的综合隐身技术进入实际应用，研制出一批具有隐身功能的战斗机、轰炸机、侦察机、无人机和巡航导弹，其典型代表是美国的F-117A隐身攻击机。F-117A隐身攻击机的微波雷达散射截面仅为0.01～0.1平方米，只是常规战斗机雷达散射截面的0.5%左右，相当于一只小鸟的雷达散射截面，其沿方位的雷达反射面积平均值仅为0.001～0.01平方米，是迄今为止世界上雷达散射截面最小的军用飞机。
除了飞行器隐身技术外，美国和世界其他军事大国正在研究和发展各种军用水面舰艇、常规潜艇和核潜艇、火炮、坦克和战车等武器装备的综合隐身技术。如美国的“阿利·伯克”级导弹驱逐舰，俄罗斯联邦的“基洛夫”级巡洋舰、法国的“拉法耶特”级护卫舰、英国的23型护卫舰、德国专供出口的MEKO360型护卫舰，美国的M-2“布雷德利”步兵战车、M1A1坦克等，均已采用综合的隐身技术设计。
隐身：
1：雷达隐身
现代战机隐身，一般为雷达隐身和红外隐身。 现代战机隐身，一般通过外形隐身，吸波涂 ...
百度看着不方便，帮你贴个直观的吧：
隐身技术 (stealth technology) 改变或减弱目标辐射和反射的特征信息，使之难以被探测系统发现的技术。亦称隐形技术。
隐身的目的是为了提高武器攻击的突然性和防御的有效性。主要包括反雷达隐身技术、反红外隐身技术、反声波隐身技术、反电磁辐射隐身技术和反可见光隐身技术。其中研究最多、发展最快、应用最广的是反雷达隐身技术。飞行器(飞机、导弹等)由于突防性强，又成为反雷达隐身技术的重点。
反雷达隐身技术
主要是以电磁波散射理论为基础，从雷达方程出发，设法减小目标的雷达特征，即雷达散射截面(RCS)。
雷达散射截面与目标的几何参数和物理参数(如目标的尺寸、形状、结构和材料等)、入射雷达波的参数(如频率、极化、波形等)、目标相对于雷达的姿态角有关。主要技术途径有：
①隐身外形设计技术。电磁波的散射与散射体的几何构形相关，目标产生电磁散射的机理，有角形结构反射、凹腔结构反射、表面镜面反射、边缘和尖顶绕射、表面行波反向散射、爬行波绕射、高次散射，以及表面不连续或表面曲率不连续的散射等。其中，两个以上平面互相正交所构成的角形反射器是最强的散射源，可在一个很宽的姿态角范围内产生较大的雷达散射截面。如，一个尺寸仅为数十厘米的角形反射器就能产生与一辆重型坦克相同的雷达散射截面。飞行器的机身和机翼之间，垂尾和水平安定面之间都可以构成这种角形反射结构。平面反射波比曲面反射波强，但分布空间窄，雷达捕获、识别和跟踪目标困难。外形的合理设计是减小雷达散射截面的一个重要途径，主要措施有：
减小目标尺寸；
尽量消除角形反射器式的外形组合结构，如采用翼身融合和座舱与机身融合设计技术；
减少散射源数量，消除外露突起，如采用内嵌式武器挂架，取消吊舱和副油箱甚至机载雷达天线设备等；
采用“平行” 技术设计，消除连续的镜面反射表面，即设计机身、翼表面集中在几个方向，各边缘大都相互平行，减小全方向和规定方向上的雷达散射截面；
避免尖角连接，圆滑过渡，减小尖顶与边缘绕射场。
②隐身材料技术。主要是在目标体表面，特别是对雷达波产生强散射的部位，涂敷雷达吸波材料或雷达透波材料，降低目标的雷达散射截面。雷达吸波材料分为3类：第一类是损耗负载阻抗加载材料，如碳纤维增强塑料等，形成入射雷达波的损耗负载使电磁能转换为热能而消耗掉；第二类是各向异性介电材料，如铁氧体、放射性同位素材料等，使电磁波能量分散到目标表面各部分，减少雷达接收方向上的电磁能量；第三类是电磁波干涉材料，造成材料表面的反射波与材料底面的反射波发生干涉，回波能量相互抵消。
③自适应阻抗加载技术。在金属目标体表面形成若干槽缝，槽缝上并接腔体或分布或集总参数式阻抗元件，形成等效负载，改变目标的固有谐振特性，利用自适应控制技术调整等效负载参数，改变金属目标体表面的电流分布，达到控制目标合成散射场的变化和减小其雷达散射截面的目的。
反红外隐身技术
主要是降低、吸收和屏蔽目标的热辐射能量,使红外探测设备难以探测到目标。主要技术途径是改进目标的结构设计和应用红外物理学理论及其研究成果。飞行器的主要热辐射源是发动机，发动机喷口的喷焰是红外探测的主要对象。采用的措施有：
①使用散发热量较小的发动机;采用二元喷管，取消加力燃烧室；改进燃烧室的设计，在燃料中加入添加剂，让燃料充分燃烧，使排气中的红外辐射能量减弱；采用异形喷管以改变红外波长，使特定波长的红外探测设备失效；发动机外壳覆盖绝热材料隔热等。
②屏蔽发动机喷口喷焰。对发动机喷口喷焰进行遮挡；改变喷口喷射方向；在喷管外安装红外吸收装置；利用气溶胶技术屏蔽发动机尾流。
③冷却发动机排出的废气。如在排气中引入冷空气混合降温。
④在目标表面涂敷红外吸收涂料，抑制目标表面温升。
反可见光隐身技术
主要是减弱目标的光学可视性特征，使可见光探测系统的发现概率或发现距离减小。采用的措施有:改进目标的外形设计，减少可见光反射的角域，缩短光学探测器可瞄准与跟踪的时限；消除运动目标的尾迹。如飞机、导弹飞行的尾气,车辆的尾烟等；目标表面涂敷迷彩，使目标与背景颜色相匹配；对目标实行夜间灯火管制。控制灯火，对必要的灯光进行遮挡；控制排烟温度，减少烟迹，使烟光不暴露。
反声波隐身技术
主要是控制目标的声波辐射与散射特征。采用的措施有:
①控制噪声源。采用低噪声发动机和低噪声传动机械部件。
②采用吸声和声阻尼材料降低噪声。如用隔声罩罩住发动机；在武器装备外表装消声瓦或吸声材料蒙皮；用高分子阻尼材料涂刷于噪声源周围的舱室上，将辐射声呐的声能变为热能消耗掉。
③采用减振措施减小机械振动幅度和频率，减小噪声。如采用双弹性支承基座，浮筏式基座，橡胶及软塑料垫等。
④降低旋转桨运动对周围介质的扰动噪声。如在舰艇上设计使用大侧斜多叶螺旋桨，加设通气管系统等。
⑤采用复合材料制成武器装备外壳或在金属外壳上涂敷声波吸收层，减少对声呐信号的反射。如用高强度玻璃钢制成坦克车体；在潜艇表面涂敷声波吸收层等。
⑥采用气幕系统。在舰体水下部分周围形成气幕，吸收自身噪声源的辐射，同时吸收声呐探测信号。
反电磁辐射隐身技术
主要是减弱或屏蔽目标自身有源电子设备的电磁辐射。亦称反电子侦察隐身技术。采用的技术措施有:
①革除无线电有源辐射设备。如用全球定位系统、天文导航系统或惯性导航系统取代无线电导航系统；用激光高度表取代雷达高度表; 使用前视红外设备以及被动雷达等，使目标自身处于无源状态。
②减小电缆及电缆接头的电磁辐射。通过缩短电缆长度或用光缆取代电缆, 在电缆接头处涂敷吸收材料，防止电磁泄漏造成的电磁辐射。
③采取电磁屏蔽措施。用电磁屏蔽材料涂刷电子设备的外表。
④采用低截获概率的电子设备。如采用频率捷变技术设备，降低发射信号被捕获与被识别的概率；采用发射功率自控系统，使发射功率随捕获目标的距离的缩短而减小,降低自身被发现的概率和距离。
第二次世界大战期间，一些作战飞机就使用了迷彩涂料，以降低飞机与天空背景的对比度，减少飞机的目视特征。德国还在潜艇的通气管上涂敷电波吸收材料，这些都是早期隐身技术的运用。隐身技术的发展，以隐身飞行器为代表，大致分为3个阶段：
①基础理论研究阶段(1955～1974年)。1955年8月，由美国洛克希德公司生产的第一架U-2型高空侦察机是最早的“准”隐身飞机，飞机的翼展对微波频段雷达不发生谐振，表面使用铁氧体吸波材料涂覆，降低了雷达散射截面，机载导航系统是无源的，通信系统仅为一部简单的近程超高频电台，降低了自身的电磁辐射。
②实验研究阶段(1975～1980年)。隐身技术的研究取得了重大突破，美国研制出代号为“Stealth”的新型隐身轰炸机，苏联、英国、法国、日本等国家也都致力于隐身技术的研究。
③综合隐身技术实用阶段(1981年以后)。反雷达、红外、光、声、电子侦察等探测手段的综合隐身技术进入实际应用，研制出一批具有隐身功能的战斗机、轰炸机、侦察机、无人机和巡航导弹，其典型代表是美国的F-117A隐身攻击机。F-117A隐身攻击机的微波雷达散射截面仅为0.01～0.1平方米，只是常规战斗机雷达散射截面的0.5%左右，相当于一只小鸟的雷达散射截面，其沿方位的雷达反射面积平均值仅为0.001～0.01平方米，是迄今为止世界上雷达散射截面最小的军用飞机。
除了飞行器隐身技术外，美国和世界其他军事大国正在研究和发展各种军用水面舰艇、常规潜艇和核潜艇、火炮、坦克和战车等武器装备的综合隐身技术。如美国的“阿利·伯克”级导弹驱逐舰，俄罗斯联邦的“基洛夫”级巡洋舰、法国的“拉法耶特”级护卫舰、英国的23型护卫舰、德国专供出口的MEKO360型护卫舰，美国的M-2“布雷德利”步兵战车、M1A1坦克等，均已采用综合的隐身技术设计。
老天 发表于 2012-11-16 10:32 ![]()
百度看着不方便，帮你贴个直观的吧：
嗯，好的谢谢
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ansson 发表于 2012-11-16 10:35 ![]()
嗯，好的谢谢
客气。空气动力学涉及的比较多，看大家主要关心什么问题吧，针对性地贴。
嗯，好的谢谢
客气。空气动力学涉及的比较多，看大家主要关心什么问题吧，针对性地贴。
http://gaoyongling2003.blog.163. ... 003720070269109859/
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
2.7.1 概述
隐身技术是二次大战后出现的重要军事技术之一，它的出现促使战场军事装备向隐身方向发
展。隐身技术的专业定义是：在飞机研制过程中设法降低其可探测性，使之不易被敌方发现、跟踪
和攻击的专门技术。所谓隐身能力，又称为低可探测性。
对于新的一代先进的军用飞机，一般都要求具有隐身性。隐身性包括四个方面：雷达隐身、红
外隐身、声隐身、可见光隐身。在现代技术条件下，影响军用飞机的突防能力和生存力主要是雷达
隐身和红外隐身。在超视距作战中，雷达是探测飞机的最可靠方法，减弱飞机的雷达反射信号强度，
成为飞机设计中提高隐身能力的最关键也是技术最为复杂的因素。
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对于高度隐身的飞机，“可见度”以及与其相关的问题支配着设计。评定和衡量一架隐身飞机
的最重要的参数是雷达散射截面积(RCS)，它是目标的一种折算面积，用来度量目标在雷达波照射
下所产生的回波强度大小，用σ表示。
确定雷达散射截面积，首先是通过测量或计算一个目标朝着观察者反射的雷达能量，然后，设
计师计算出可以返回同等雷达能量的反射球体(光学上的等效物可以是一个球面镜)的尺寸。这个球
体的投影面积(即圆的面积)，就是该目标的雷达散射截面积。
雷达散射截面常用平方米[m2]或分贝平方米[dB(m2)]为单位，其转换关系是：
σ[dB(m2)]＝10·lgσ[m2]
“0 分贝平方米”等于10 的0 次方，即为1m2；“20 分贝平方米”等于10 的2 次方，为100m2。
RCS 是方位角、散射体的形状、雷达波的频率、发射和接收天线极化特性的函数。
一架飞机的机体(一个非常复杂的形状)的RCS 随着观察的角度不同而变化很大（图2.7.1），所
以，任何RCS 的数值都应该以一种标准的方位和高度进行鉴定。一般都以正前方±30°范围内的
均值来描述一架飞机RCS 值的大小，即表示飞机被前向雷达探测发现的程度。RCS 值越大，表示反
射的信号越强，越易被发现。图2.7.2 为不同飞机的RCS 值。
根据雷达方程，雷达探测距离与目标(飞机)的RCS 的4 次方根成正比，以R 表示雷达探测的
距离，则
R~(σ)1/4
假设飞机RCS 为0dB(相当1m2)，其探测距离为100km；如RCS 减少10dB(达到0.1m2)其探测
距离减少44％，即为56km，减少20dB(达到0.01m2)，其探测距离减少68％，即为32km。图2.7.3
为不同RCS 值的飞机与雷达探测距离关系的示意图。
因此，具有高隐身能力的飞机在突防中，由于其RCS 值小，不易被敌方发现，可成功的穿过
由先进雷达和高炮、地对空导弹组成的防空系统，提高了飞机的生存力。在进攻中，与敌机相迎，
可实现先敌发现，先敌发射，首先消灭敌机。因此，把飞机的隐身能力作为新一代军用飞机必须具
备的重要指标之一是非常正确的。
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图2.7.1 RCS 随观察角度的变化 图2.7.2 军用飞机的RCS 值
图2.7.3 雷达对不同飞机的探测距离
一般对于第三代战斗机，要求其正前方±30°范围的RCS 应在l~2m2，对于第四代战斗机则达
到0.1~0.3m2。
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隐身设计的目的是尽可能减小RCS。RCS 的大小决定于飞机的几何面积和几何特性、雷达波
的反射方向、雷达波的反射率。其中前面两个因素由飞机的外形决定，也就是隐身气动布局设计的
问题。后一个因素取决于雷达吸波材料(RAM)和雷达吸波结构(RAS)。
RAM 是含有磁性铁颗粒的塑料，一般涂敷在飞机的表面。雷达波在RAM 中传递过程电磁能
变为热能，减弱雷达波的反射。RAS 一般是以非金属为基体填充吸波材料的复合材料，可以制成
蒙皮或蜂窝夹层结构。高频信号在表面层被吸收，下面的蜂窝结构对付低频信号。
良好的隐身性必须将隐身气动外形与RAM 和RAS 相结合。由于本课程的性质，下面只讨论
飞机气动布局设计如何考虑隐身的要求。在研究复杂的飞机外形之前，首先需要了解简单几何形状
的RCS，因为复杂的飞机外形是由一些简单几何外形组成的。
1. 实体
简单几何形状的RCS 比较见图2.7.4，其中以球体作为比较的基准，RCS＝l m2。入射波的方
向见图，对于平板为法线方向。由于平板的镜面反射作用和角面体的角反射作用，平板和直角两面
体的RCS 为球体的1 万倍。圆柱体的RCS 为球体的100 倍。将球体变为椭圆体或尖头仿锤体，由
于雷达反射波向四周的散射作用，RCS 减小。长短轴比为2:1 椭球的RCS 约为球体的十分之一，
顶角为20o仿锤体的RCS 小于球体的百分之一。而平板的RCS 为仿锤体的100 万倍以上，可见几
何形状对RCS 的重要影响。
图2.7.4 简单几何形状的RCS 比较
将圆柱体机身改为截面为融合体的机身可以降低RCS，图2.7.5 是这两种柱体的RCS 比较，以
圆柱体作为比较的基准，其RCS 为1 m2。对于融合柱体，当入射波为水平时，其RCS 为圆柱体的
百分之一左右，当入射波为垂直时，其RCS 在0.1~1.0 m2 之间。由于融合体截面形状不同，融合
柱体的RCS 在一定范围内变化。当入射波的θ 角在水平方向上下一定范围变化时，融合柱体的RCS
变化不大，对于一般融合体，θ 在30o~40o左右。垂直方向的入射波在一定角度范围内变化时也同
样如此，但变化的角度要小一些，具体取决于融合体的截面外形。融合体机身可以减小RCS。
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图2.7.5 圆柱体和融合体的RCS 比较
虽然入射波为法向时平面体的RCS 很大，如入射波与平面有一斜角时，反射波向相反的方向
折射，可降低雷达接收信号的强度。图2.7.6 为入射波方位角对平板RCS 的影响，当方位角为10o
时RCS 减小到千分之一。如入射波对平板有两个方向的斜角(方位和俯仰)，则RCS 将进一步减小。
2. 空腔体
飞机的进气道、喷管和舱盖都是空腔体，在进气道和喷管的内端头有高速旋转的压气机和涡轮，
对于雷达波来说相当一个平板。如空腔是直的管道，入射波从管口进入管道后形成镜面反射，再加
上入射波在管道内的折射，形成很强的雷达回波。另外进气道的唇口对雷达波也有极强的散射，如
唇口较钝，反射的信号更强。座舱内的座椅和仪表板等是由平板和角面体构成，对雷达波有强反射，
而不经RAM 处理的舱盖可以透过雷达波。所以，进气道、喷管和座舱盖对飞机的RCS 有重要的
影响。
图2.7.7 是战斗机各种部件对RCS 贡献的示意图。进气道和喷管的空腔有较大的RCS(进气道
的RCS 包括唇口影响)，而压气机和涡轮的RCS 更高。采用S 形进气管道使入射波不能“直达”
压气机，可以显著降低进气道和压气机的RCS。排气管只能是直的，但二维喷管对入射波和反射波
都有一定的阻挡作用，可以明显降低喷管和涡轮的RCS，特别是宽高比很大的喷口作用更为明显。
图2.7.6 入射波方向对RCS 的影响 图2.7.7 战斗机各部件的RCS 示意图
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图2.7.8 边缘和缝隙的雷达散射波 图2.7.9 运输机各部件的RCS 示意图
3. 边缘和缝隙
机翼前缘对雷达入射波产生散射，其中一部分能量成为雷达的反射信号(图2.7.8)。当翼型为钝
头和厚度很大时，这种反射信号也比较强。雷达波照射时，机翼和机身表面吸收的电磁波向后流动，
当遇到不连续的部位，如操纵面或口盖的缝隙以及机翼的后缘时亦会产生散射波，当然这种散射波
的强度相对较弱。
图2.7.9 为运输机各种部件对RCS 贡献的示意图。可见入射波在前缘和后缘的法线方向时，机
翼和垂尾都会产生相当强的反射信号。但前后缘反射信号的方向性很强，只在一个比较窄的方向角
内起作用。还需要注意，当入射波垂直于机翼或平尾的尖弦时，翼尖也产生相当强度的反射信号。
由于超音速战斗机机翼的相对厚度小，前缘也较尖削，其前后缘的雷达反射信号比运输机弱得
多(图2.7.6 中未示出)，但在隐身气动布局设计中也不容忽视。
从图2.7.6、图2.7.7 和图2.7.9 可看出，飞机的雷达反射信号强度，也就是RCS 的大小，有很
大的方向性。即使即使最好的隐身设计也不可能在空间的任何方向都具有很好的隐身性，因为不同
方位的隐身要求对飞机设计往往是互相矛盾的。平面部件(机翼、尾翼都可近似的视为平面部件)虽
然在入射斜角大时RCS 很小，可是在法线方向镜面反射就很强，RCS 的差别可能达到千倍或万倍。
因此在隐身飞机的设计前，首先要研究可能的雷达威胁方向，在威胁的主要方向对隐身性要求应高，
在次要威胁方向隐身性标准可以适当降低。例如对战略轰炸机或远程攻击机，主要威胁是前方和侧
方的地面雷达波，由于飞机的飞行高度相对雷达的探测距离较小，所以重点要求在前方上下不太大
的俯仰角和侧方上下不太大的滚转角范围内(上方是考虑敌预警机和战斗机的雷达)有良好的隐身
性。现代空空导弹有全方位的攻击能力，而超音速巡航的首次攻击一般是在前方或侧前方，因此对
于战斗机同样要求前方和侧方有很好的隐身性。由于战斗机要机动作战，后半球也要有较好的隐身
性。另外，空中机动作战可能与敌机形成相当大的高度差，因此隐身的方向角有更高的要求。对于
隐身性的方向角度要求在使用方提出的设计要求中会有明确的规定。
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2.7.2 考虑隐身性能的气动布局原则和措施
1. 考虑隐身性能的气动布局原则
隐身技术的发展和应用使飞机气动力设计产生重大变化，如何在保证基本气动特性前提下，尽
量减小飞机的RCS(即如何有效地控制和减小飞机的目标信号特征)就成为飞机设计师的重要任务。
本节仅介绍与气动外形设计有关的一些基本原则。
(1) 消除能够成角反射器的外形布局，如垂直侧面机身与机翼采用翼身融合体设计，单立尾与
平尾的角反射器采用倾斜的双立尾来消除，如图2.7.10 所示。
图2.7.10 垂尾倾斜消除角反射
图2.7.11 变后向散射为非后向散射
(2) 变后向散射为非后向散射，如F-22 采用带棱边的机头，将机身平侧面改成倾斜侧面，在突
防时将雷达天线倾斜一个角度等，如图2.7.11 所示。
(3) 采用一个部件对另一强散射部件的遮挡措施，如采用背部进气道，用机身和机翼遮挡了进
气道，例如F-117 飞机的进气道；但这种布置进气道，大迎角特性不好。利用机翼及边条对机身侧
向的遮挡可减小侧向的RCS 值。
(4) 将全机各翼面的棱边都安排在少数几个非重要的照射方向上去(大于正前方40°以外)，如
F-22、F-23 的机翼、平尾、立尾的前缘和后缘都互相平行，如图2.7.12 所示。
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图2.7.12 翼面前后缘平行可减小雷达反射 图2.7.13 斜切口及S 形进气道
(5) 消除强散射源的措施：
(i) 对于进气道，采用进气口斜切以及将进气管道设计成S 弯形，既可遮挡电磁波直射到压气
机叶片上，又可使进入进气道内的电磁波经过4~5 次反射(如图2.7.13 所示)，使回波减弱，从而有
效的减小了进气道的RCS。F-22 及F-18 改进型都采用了斜切进口及S 弯形进气道。
(ii) 对于外挂物，将中、近距导弹及炸弹都埋挂在机身舱内，如F-22、B-2 那样，但会增大机
身截面积而使阻力增加；也可采用保形外挂，如EF-2000 那样，将导弹贴在机身上。
(6) 结构细节设计。对于隐身飞机，当强散射源已减弱后，弱散射将起主要作用，如机身的口
盖、舵面的缝隙、台阶、铆钉等都是弱散射源，都应采取措施。一般是将口盖及缝隙设计成锯齿形，
如F-22 那样。
(7). 当某些部件或部位不能使用外形隐身措施时，必须采取其他措施来弥补。例如雷达波能透
过座舱盖玻璃，而座舱内的仪表板和座椅等有镜面反射和角反射器效应，飞行员头盔也是一个强散
射源，这些都是无法改变的。唯一的办法是在玻璃上蒸镀一层透明的薄金属膜，阻挡雷达波的射入
和使电磁波产生漫反射而减小RCS。雷达舱也是类似的情况，雷达罩是透波材料，雷达舱内的天线
为镜面反射，雷达组件盒也形成角反射器或镜面反射。这也只能采取其他办法解决，如采用相控阵
天线，组件盒上涂以吸波材料、智能雷达罩（只能透过自己的雷达波）等。
在关键部位（并非全部导电表面）使用吸波材料，例如在机翼、平尾等翼面前缘涂吸波材料，
在进气口、S 型进气道腔体使用吸波材料等均可以起到降低RCS 的作用。
2. 考虑隐身性能的气动布局措施
本节将结合现有的隐身飞机介绍隐身气动设计的主要措施。现在世界上在役的隐身飞机有3
种：对地攻击机F-117(图2.7.14)，战略轰炸机B-2(图2.7.15)，第四代战斗机F-22(图2.7.16)，它们
都是美国研制的。除此之外，曾经和F-22 共同参与美国ATF(先进技术战斗机)竞标的原型机
YF-23(图2.7.17)也是一种隐身飞机，在此一并介绍。
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图2.7.14 隐身攻击机F-117 图2.7.15 隐身轰炸机B-2
图2.7.16 第四代战斗机F-22 图2.7.17 ATF 竞标的原型机YF-23
(1) 机翼
从隐身的角度应选用后掠大、展弦比小和根梢比大的机翼。小展弦比机翼由于展长的减小，有
降低雷达信号的作用。大根梢比机翼的根弦长，对机身侧面的遮蔽效果明显，而侧面是机身反射波
最强的方向。最突出的例子是F-117 攻击机，它的基本机翼参数为Λ0＝67.5o，A＝2.0，F-117 是远
程亚音速攻击机，从气动力观点最合理的选择应是小后掠、大展弦比的机翼，而F-117 为保证良好
的隐身性而牺牲气动效率。为弥补大后掠、小展弦比机翼气动效率低的缺点，在大约40％半翼展
以内，机翼后缘改为前掠约50o (图2.7.14)，增大机翼面积，同时便于内翼后缘作为发动机喷口(后
面将介绍)。内翼后缘前掠增大机翼根弦的长度，在侧向对整个机身起遮蔽作用。
B-2 是远程轰炸机，由于技术的进展已经不需像F-117 攻击机那样牺牲气动效率的设计。它的
特点是去掉了平尾和垂尾，采用大展弦比的“飞翼”式布局，得到良好的隐身性和气动效率的结合。
为保证机翼后缘的航向操纵面的效率，机翼前缘后掠角不大(33o)。B-2 机翼的特点是多折线后缘，
形成左右两个“M”形，这种后缘是综合考虑几方面要求的结果：
􀁺 有利于隐身性。几段后缘只有两种后掠角，分别平行左右机翼前缘，使飞机的反射波形成
4 个波束(图2.7.12)，提高隐身性能。
􀁺 提高俯仰和航向操纵面的效率，对于“飞翼”式布局，保证后缘操纵面有足够的力臂是一
个困难问题，一般的解决方法是增大机翼后掠角，但这与亚音速巡航效率有矛盾。在前缘
后掠不太大的前提下，双“M”形后缘可以使靠近翼尖后缘的航向操纵面和内侧后缘的俯
仰操纵面得到较大的力臂。
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􀁺 最大限度地增大翼根弦长，既保证了座舱、武器舱和发动机的安排，又增大了根部结构高
度，对结构受力和减轻重量有利。
F-22 和YF-23 是超音速巡航战斗机，从机翼设计来看，YF-23 更富有特色。YF-23 的机翼为标
准的菱形，前缘后掠40o后缘前掠40o，展弦比2.0，根梢比12.5。“燕形”尾翼俯视投影的前后缘
后掠角与机翼相同，构成典型的接近45o的四反射波束。而F-22 基本为三角机翼，从隐身的角度
YF-23 的机翼更为优越。YF-23 机翼的展弦比和尖削比均比F-22 机翼(A＝2.23，λ＝8.3)小，因此
根弦相对较长，不但对机身的遮蔽长度较大，有利于隐身性能，而且机翼的结构特性也较好。
从隐身角度翼型不但相对厚度要小，而且前缘要尖削，前缘半径要小，最好是尖头。F-117 攻
击机就是采用平板前后缘削尖的翼型，这种翼型虽然隐身特性好，但在小迎角时前缘即发生分离，
诱导阻力大，对于亚音速远航程的飞机很不利。可以说F-117 是为获得良好的隐身性而牺牲气动效
率的一个典型。
B-2、F-22 和YF-23 的机翼前缘不完全是尖的，有不大的前缘半径，综合照顾随身和气动效率
的要求。
(2) 机身
F-117 攻击机的机身由多面体构成(图2.7.14 和图2.7.18)，这是一种非常奇特的绝无仅有的设计，
出发点还是从隐身考虑。机身的每块平面有空间倾角，垂直平面倾斜角和水平平面内的后掠角都较
大，周围来的雷达波都向上折射，地面雷达和水平面上敌机的雷达都接收不到，对降低机身的雷达
反射信号强度有明显的作用。但这种多棱边机身很容易产生气流分离，阻力的代价很大，结构受力
也不利。
B-2 轰炸机(图2.7.15 和图2.7.19)的机身在机翼上表面类似一个流线型的大鼓包，从前到后宽
度基本保持不变。机身的两侧为发动机短舱。从侧面看，机身外型接近翼型。突出机翼下表面的机
身在展向与机翼下表面和缓地过渡，没有明显的界限。总的来说，机身与机翼有很好的融合，外形
过渡和缓光滑，将良好的隐身性与气动外形结合在一起。
F-22 战斗机(图2.7.16 和图2.7.20)为上单翼，机身上部与机翼融合在一起。机身侧面为向内倾
斜约35o的平面，使反射波避开雷达威胁的主要方向(一般认为侧面在30o以内)。机身下部基本为
平面，有武器舱门。在进气口以前的前机身截面类似菱形；下部也是向内倾斜约35o的平面。上部
略带弧度，以便与座舱盖构成融合体。座舱盖的侧面与机身也形成倾斜约35o的曲面。F-22 机身外
形的隐身设计主要靠倾斜的平面和机身上部的融合体。F-117 和F-22 都是洛克希德公司为主设计的，
F-22 机身的隐身设计继承了F-117 倾斜平面的思路，并且有所发展，隐身性和气动性能有更好的结
合，F-22 机头倾斜的平面在两侧形成棱边，大迎角时能保持左右旋涡的对称，对防止失控和提高大
迎角飞行品质有好处。
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图2.7.18 F-117 攻击机的多面体机身
图2.7.19 B-2 轰炸机照片
图2.7.21 F-22 战斗机照片
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图2.7.22 YF-23 战斗机照片
YF-23(图2.7.17 和图2.7.21)的机身设计与F-22 有明显不同。F-22 采用窄间距双喷管布局，两
个发动机靠在一起，从前到后形成一个完整的机身。YF-23 采用宽间距双喷管布局，形成两个明显
的发动机短舱。机身外形为一个两头尖的流线体，后端在机翼中部结束。机身和发动机短舱与机翼
构成融合体外形，前机身也是一个理想的融合体外形，并且与座舱盖融合在一起。YF-23 主要利用
融合体外形隐身，而且将一个机身分为三个较小的短舱也有助于提高隐身性。YF-23 和B-2 飞机都
是诺斯罗普公司为主设计的，YF-23 的机身和发动机短舱的布局以及隐身设计的思路继承了B-2 飞
机的研究成果。
(3) 尾翼
按照隐身的要求最好是去掉尾翼(平尾和垂尾)，B-2 轰炸机就是这样做的。去掉尾翼有两个前
提，一是有非常可靠的主动控制系统确保飞机的稳定性；二是飞机机动性要求不高。因此高机动性
战斗机目前还不能完全去掉尾翼。
F-117 飞机取消了平尾，由于是大后掠机翼，俯仰操纵利用机翼外侧的后缘操纵面。双垂尾向
外倾斜40o，反射波避开了主要威胁的雷达方向。
YF-23 是将平尾和垂尾合并，成为“燕尾”形尾翼，同时具备俯仰和航向操纵的能力。双尾翼
在发动机舱后端的两侧，相距很远，外倾47o。尾翼前后缘俯视投影的后掠和前掠角与机翼完全相
同。从隐身性的角度，YF-23 尾翼的布局是一个比较好的设计，特点是：(1)去掉了平尾；(2)很大
的外倾角，在侧向很大范围内避开威胁的雷达；(3)尾翼前后缘分别与机翼平行，使侧向反射波成
为典型的4 波束系；(4)对发动机短舱在侧面形成较好的遮蔽作用。
F-22 为常规的尾翼布局，双垂尾外倾27o，能躲开大部分侧向雷达的探测（在水平面上下30o
范围内的雷达探测对飞机的威胁最大）。平尾与机翼在同一水平面上并与机翼后缘相邻，对机身侧
面起遮蔽作用，降低RCS 平尾的前后缘与机翼的前后缘平行，垂尾前缘俯视投影的后掠角与机翼
前缘相同(后缘不相同)，这有助于将翼面前后缘的反射波集中在少数几个方向，对隐身有好处。但
F-22 机翼后缘前掠角17o，与前缘后掠角47o不一致，形成8 个主要反射波束。而且垂尾后缘前掠
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角与其他翼面不一致，隐身性能不及F-22 的典型4 波束系。
(4) 进气道
进气道隐身性的一个重要要求是要使入射波不能“直达”压气机，避免镜面反射。F-117 采用
在进气口加隔波栅板的办法，栅板由吸波材料制成。电磁波不能进入进气道。其他几种飞机都是采
用S 形的进气管道来解决这个问题，S 形管道同时有削弱雷达反射波强度的作用。
唇口也是进气道的强反射源，有两种措施：一是减小唇口半径，使唇口比较尖锐，这几种飞机
都注意到这点；二是使进气口边缘斜掠，这与加大机翼后掠减小回波强度的道理相同。F-117 进气
道唇口边缘在俯视平面的后掠角接近机翼前缘后掠角，侧视平面的后掠角与风挡前棱边平行。F-22
比F-117 有进一步的改进，俯视平面的唇口后掠与机翼完全相同，侧视平面唇口后掠角与垂尾后缘
平行。YF-23 的进气唇口在两个方向也都有后掠角。B-2 轰炸机采取的是另一种方法，将上下唇口
做成锯齿形，锯齿边缘分别平行机翼前缘和后缘。这样不但可以减小唇口反射波的强度，而且将反
射波集中在飞机的少数几个反射波束中去，起到减小RCS 的作用；
在进气道的内部安装导流片(需要一定宽度)可阻挡电磁波在管道内部的反射而降低空腔的
RCS，美国的B-1 轰炸机就采取这种措施.
(5) 喷管
喷管是飞机后部雷达波的重要反射源，有两个原因：空腔反射和涡轮的镜面反射。F-117 攻击
机在喷口上采取了很独特的措施，将机翼内侧后缘变为二维喷口，喷口的高度15cm，宽度183cm，
宽高比达到12.2。喷口的高度很小，而且在宽度方向还有许多隔板，喷管还呈S 形弯曲。入射波不
但不能直达涡轮，而且进出都受到阻挡，使喷管的RCS 大幅度降低。喷流在喷出前有进气道多余
的冷空气渗入，由于喷口的宽高比很大，喷流与外部空气有大面积的接触，喷流的温度据说只有
60℃，使红外信号大为减小，具有红外隐身性。采取这些措施后，F-117 的喷口有很好的雷达和红
外隐身性；但推进效率显然有牺牲。
F-22 为提高过失速的操纵性，采用俯仰矢推的二维喷管，同时带来降低雷达和红外信号强度的
好处。喷管的上下缘做成锯齿形，进一步减小喷管的RCS。
YF-23 喷管的隐身设计基本沿用了B-2 的思路。YF-23 未采用矢推喷管，虽然发动机的喷管是
圆形，但在发动机喷口之后，飞机上有一段延伸的矩形外罩，可能有类似二维喷管减小雷达和红外
信号的作用。为减小边缘的反射信号，YF-23 的喷管上下缘也是锯齿形。
(6) 部件的相互遮蔽
利用机翼对机身的侧向遮蔽减小RCS 在前面已经提到。对于远距攻击机和轰炸机，防范地面
雷达的探测是主要矛盾，因此最好是将机身和发动机短舱等突出物完全置于机翼之上，使整个飞机
的下表面为平坦的平面。飞机的飞行高度相对雷达探测距离很小，需要考虑的雷达波入射角(相对
于法线)一般不小于45o。平坦的机翼下表面相对这么大角度的入射波会将大部分的电磁能量折射
开，雷达接收到的反射信号很弱。当然，如入射波接近法线方向，机翼表面的镜面反射会使RCS
增大很多，但这种机会和延续的时间都极小。
F-117 飞机是这方面的典型，机翼前缘延伸至对称线，将机身完全遮蔽。B-2 轰炸机也采取这
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种措施，虽其机身和发动机短舱有一部分突出于机翼下表面，但用非常和缓的整流过渡，与机翼下
表面融合在一起。对于战斗机来说，主要是对空作战，对仰视和俯视的雷达都需要防范，因此一般
不采用这种方法。
(7) 口盖和舱门
口盖和舱门的边缘对缝，对表面的电磁波是不连续的介质，会引起散射波。当飞机的主要部件
都采取了隐身设计，反射波信号强度大为减弱的时候，这些强度较弱的散射波的危害性增大。解决
的措施有两种：一是在对缝中敷设导电填充剂；另一种是将垂直入射波方向的对缝作成锯齿形，相
对于直边缘，锯齿边缘散射波的强度较弱。如将锯齿边平行于机翼的前后缘，则缝隙反射波进入飞
机的主要反射波束，危害性大为降低。现在的隐身飞机普遍采用这种方法。
(8) 外挂
前面已经谈到，外挂是飞机的强反射源，一是外挂物本身的RCS，二是外挂与机体形成的角
反射效应。最彻底的办法是将武器内挂，前面介绍的几种隐身飞机都采用这种措施。但这要付出相
当大的代价，增大飞机的尺寸和重量，而且影响武器装载的灵活性。另外一种方法是保形外挂(贴
合式、半埋式和整流罩式)，适当降低隐身要求，换来武器装载的灵活性(类型和数量)。假如武器本
身也采取隐身措施，效果会更好些。
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
2.7.1 概述
隐身技术是二次大战后出现的重要军事技术之一，它的出现促使战场军事装备向隐身方向发
展。隐身技术的专业定义是：在飞机研制过程中设法降低其可探测性，使之不易被敌方发现、跟踪
和攻击的专门技术。所谓隐身能力，又称为低可探测性。
对于新的一代先进的军用飞机，一般都要求具有隐身性。隐身性包括四个方面：雷达隐身、红
外隐身、声隐身、可见光隐身。在现代技术条件下，影响军用飞机的突防能力和生存力主要是雷达
隐身和红外隐身。在超视距作战中，雷达是探测飞机的最可靠方法，减弱飞机的雷达反射信号强度，
成为飞机设计中提高隐身能力的最关键也是技术最为复杂的因素。
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对于高度隐身的飞机，“可见度”以及与其相关的问题支配着设计。评定和衡量一架隐身飞机
的最重要的参数是雷达散射截面积(RCS)，它是目标的一种折算面积，用来度量目标在雷达波照射
下所产生的回波强度大小，用σ表示。
确定雷达散射截面积，首先是通过测量或计算一个目标朝着观察者反射的雷达能量，然后，设
计师计算出可以返回同等雷达能量的反射球体(光学上的等效物可以是一个球面镜)的尺寸。这个球
体的投影面积(即圆的面积)，就是该目标的雷达散射截面积。
雷达散射截面常用平方米[m2]或分贝平方米[dB(m2)]为单位，其转换关系是：
σ[dB(m2)]＝10·lgσ[m2]
“0 分贝平方米”等于10 的0 次方，即为1m2；“20 分贝平方米”等于10 的2 次方，为100m2。
RCS 是方位角、散射体的形状、雷达波的频率、发射和接收天线极化特性的函数。
一架飞机的机体(一个非常复杂的形状)的RCS 随着观察的角度不同而变化很大（图2.7.1），所
以，任何RCS 的数值都应该以一种标准的方位和高度进行鉴定。一般都以正前方±30°范围内的
均值来描述一架飞机RCS 值的大小，即表示飞机被前向雷达探测发现的程度。RCS 值越大，表示反
射的信号越强，越易被发现。图2.7.2 为不同飞机的RCS 值。
根据雷达方程，雷达探测距离与目标(飞机)的RCS 的4 次方根成正比，以R 表示雷达探测的
距离，则
R~(σ)1/4
假设飞机RCS 为0dB(相当1m2)，其探测距离为100km；如RCS 减少10dB(达到0.1m2)其探测
距离减少44％，即为56km，减少20dB(达到0.01m2)，其探测距离减少68％，即为32km。图2.7.3
为不同RCS 值的飞机与雷达探测距离关系的示意图。
因此，具有高隐身能力的飞机在突防中，由于其RCS 值小，不易被敌方发现，可成功的穿过
由先进雷达和高炮、地对空导弹组成的防空系统，提高了飞机的生存力。在进攻中，与敌机相迎，
可实现先敌发现，先敌发射，首先消灭敌机。因此，把飞机的隐身能力作为新一代军用飞机必须具
备的重要指标之一是非常正确的。
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图2.7.1 RCS 随观察角度的变化 图2.7.2 军用飞机的RCS 值
图2.7.3 雷达对不同飞机的探测距离
一般对于第三代战斗机，要求其正前方±30°范围的RCS 应在l~2m2，对于第四代战斗机则达
到0.1~0.3m2。
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隐身设计的目的是尽可能减小RCS。RCS 的大小决定于飞机的几何面积和几何特性、雷达波
的反射方向、雷达波的反射率。其中前面两个因素由飞机的外形决定，也就是隐身气动布局设计的
问题。后一个因素取决于雷达吸波材料(RAM)和雷达吸波结构(RAS)。
RAM 是含有磁性铁颗粒的塑料，一般涂敷在飞机的表面。雷达波在RAM 中传递过程电磁能
变为热能，减弱雷达波的反射。RAS 一般是以非金属为基体填充吸波材料的复合材料，可以制成
蒙皮或蜂窝夹层结构。高频信号在表面层被吸收，下面的蜂窝结构对付低频信号。
良好的隐身性必须将隐身气动外形与RAM 和RAS 相结合。由于本课程的性质，下面只讨论
飞机气动布局设计如何考虑隐身的要求。在研究复杂的飞机外形之前，首先需要了解简单几何形状
的RCS，因为复杂的飞机外形是由一些简单几何外形组成的。
1. 实体
简单几何形状的RCS 比较见图2.7.4，其中以球体作为比较的基准，RCS＝l m2。入射波的方
向见图，对于平板为法线方向。由于平板的镜面反射作用和角面体的角反射作用，平板和直角两面
体的RCS 为球体的1 万倍。圆柱体的RCS 为球体的100 倍。将球体变为椭圆体或尖头仿锤体，由
于雷达反射波向四周的散射作用，RCS 减小。长短轴比为2:1 椭球的RCS 约为球体的十分之一，
顶角为20o仿锤体的RCS 小于球体的百分之一。而平板的RCS 为仿锤体的100 万倍以上，可见几
何形状对RCS 的重要影响。
图2.7.4 简单几何形状的RCS 比较
将圆柱体机身改为截面为融合体的机身可以降低RCS，图2.7.5 是这两种柱体的RCS 比较，以
圆柱体作为比较的基准，其RCS 为1 m2。对于融合柱体，当入射波为水平时，其RCS 为圆柱体的
百分之一左右，当入射波为垂直时，其RCS 在0.1~1.0 m2 之间。由于融合体截面形状不同，融合
柱体的RCS 在一定范围内变化。当入射波的θ 角在水平方向上下一定范围变化时，融合柱体的RCS
变化不大，对于一般融合体，θ 在30o~40o左右。垂直方向的入射波在一定角度范围内变化时也同
样如此，但变化的角度要小一些，具体取决于融合体的截面外形。融合体机身可以减小RCS。
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图2.7.5 圆柱体和融合体的RCS 比较
虽然入射波为法向时平面体的RCS 很大，如入射波与平面有一斜角时，反射波向相反的方向
折射，可降低雷达接收信号的强度。图2.7.6 为入射波方位角对平板RCS 的影响，当方位角为10o
时RCS 减小到千分之一。如入射波对平板有两个方向的斜角(方位和俯仰)，则RCS 将进一步减小。
2. 空腔体
飞机的进气道、喷管和舱盖都是空腔体，在进气道和喷管的内端头有高速旋转的压气机和涡轮，
对于雷达波来说相当一个平板。如空腔是直的管道，入射波从管口进入管道后形成镜面反射，再加
上入射波在管道内的折射，形成很强的雷达回波。另外进气道的唇口对雷达波也有极强的散射，如
唇口较钝，反射的信号更强。座舱内的座椅和仪表板等是由平板和角面体构成，对雷达波有强反射，
而不经RAM 处理的舱盖可以透过雷达波。所以，进气道、喷管和座舱盖对飞机的RCS 有重要的
影响。
图2.7.7 是战斗机各种部件对RCS 贡献的示意图。进气道和喷管的空腔有较大的RCS(进气道
的RCS 包括唇口影响)，而压气机和涡轮的RCS 更高。采用S 形进气管道使入射波不能“直达”
压气机，可以显著降低进气道和压气机的RCS。排气管只能是直的，但二维喷管对入射波和反射波
都有一定的阻挡作用，可以明显降低喷管和涡轮的RCS，特别是宽高比很大的喷口作用更为明显。
图2.7.6 入射波方向对RCS 的影响 图2.7.7 战斗机各部件的RCS 示意图
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图2.7.8 边缘和缝隙的雷达散射波 图2.7.9 运输机各部件的RCS 示意图
3. 边缘和缝隙
机翼前缘对雷达入射波产生散射，其中一部分能量成为雷达的反射信号(图2.7.8)。当翼型为钝
头和厚度很大时，这种反射信号也比较强。雷达波照射时，机翼和机身表面吸收的电磁波向后流动，
当遇到不连续的部位，如操纵面或口盖的缝隙以及机翼的后缘时亦会产生散射波，当然这种散射波
的强度相对较弱。
图2.7.9 为运输机各种部件对RCS 贡献的示意图。可见入射波在前缘和后缘的法线方向时，机
翼和垂尾都会产生相当强的反射信号。但前后缘反射信号的方向性很强，只在一个比较窄的方向角
内起作用。还需要注意，当入射波垂直于机翼或平尾的尖弦时，翼尖也产生相当强度的反射信号。
由于超音速战斗机机翼的相对厚度小，前缘也较尖削，其前后缘的雷达反射信号比运输机弱得
多(图2.7.6 中未示出)，但在隐身气动布局设计中也不容忽视。
从图2.7.6、图2.7.7 和图2.7.9 可看出，飞机的雷达反射信号强度，也就是RCS 的大小，有很
大的方向性。即使即使最好的隐身设计也不可能在空间的任何方向都具有很好的隐身性，因为不同
方位的隐身要求对飞机设计往往是互相矛盾的。平面部件(机翼、尾翼都可近似的视为平面部件)虽
然在入射斜角大时RCS 很小，可是在法线方向镜面反射就很强，RCS 的差别可能达到千倍或万倍。
因此在隐身飞机的设计前，首先要研究可能的雷达威胁方向，在威胁的主要方向对隐身性要求应高，
在次要威胁方向隐身性标准可以适当降低。例如对战略轰炸机或远程攻击机，主要威胁是前方和侧
方的地面雷达波，由于飞机的飞行高度相对雷达的探测距离较小，所以重点要求在前方上下不太大
的俯仰角和侧方上下不太大的滚转角范围内(上方是考虑敌预警机和战斗机的雷达)有良好的隐身
性。现代空空导弹有全方位的攻击能力，而超音速巡航的首次攻击一般是在前方或侧前方，因此对
于战斗机同样要求前方和侧方有很好的隐身性。由于战斗机要机动作战，后半球也要有较好的隐身
性。另外，空中机动作战可能与敌机形成相当大的高度差，因此隐身的方向角有更高的要求。对于
隐身性的方向角度要求在使用方提出的设计要求中会有明确的规定。
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2.7.2 考虑隐身性能的气动布局原则和措施
1. 考虑隐身性能的气动布局原则
隐身技术的发展和应用使飞机气动力设计产生重大变化，如何在保证基本气动特性前提下，尽
量减小飞机的RCS(即如何有效地控制和减小飞机的目标信号特征)就成为飞机设计师的重要任务。
本节仅介绍与气动外形设计有关的一些基本原则。
(1) 消除能够成角反射器的外形布局，如垂直侧面机身与机翼采用翼身融合体设计，单立尾与
平尾的角反射器采用倾斜的双立尾来消除，如图2.7.10 所示。
图2.7.10 垂尾倾斜消除角反射
图2.7.11 变后向散射为非后向散射
(2) 变后向散射为非后向散射，如F-22 采用带棱边的机头，将机身平侧面改成倾斜侧面，在突
防时将雷达天线倾斜一个角度等，如图2.7.11 所示。
(3) 采用一个部件对另一强散射部件的遮挡措施，如采用背部进气道，用机身和机翼遮挡了进
气道，例如F-117 飞机的进气道；但这种布置进气道，大迎角特性不好。利用机翼及边条对机身侧
向的遮挡可减小侧向的RCS 值。
(4) 将全机各翼面的棱边都安排在少数几个非重要的照射方向上去(大于正前方40°以外)，如
F-22、F-23 的机翼、平尾、立尾的前缘和后缘都互相平行，如图2.7.12 所示。
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图2.7.12 翼面前后缘平行可减小雷达反射 图2.7.13 斜切口及S 形进气道
(5) 消除强散射源的措施：
(i) 对于进气道，采用进气口斜切以及将进气管道设计成S 弯形，既可遮挡电磁波直射到压气
机叶片上，又可使进入进气道内的电磁波经过4~5 次反射(如图2.7.13 所示)，使回波减弱，从而有
效的减小了进气道的RCS。F-22 及F-18 改进型都采用了斜切进口及S 弯形进气道。
(ii) 对于外挂物，将中、近距导弹及炸弹都埋挂在机身舱内，如F-22、B-2 那样，但会增大机
身截面积而使阻力增加；也可采用保形外挂，如EF-2000 那样，将导弹贴在机身上。
(6) 结构细节设计。对于隐身飞机，当强散射源已减弱后，弱散射将起主要作用，如机身的口
盖、舵面的缝隙、台阶、铆钉等都是弱散射源，都应采取措施。一般是将口盖及缝隙设计成锯齿形，
如F-22 那样。
(7). 当某些部件或部位不能使用外形隐身措施时，必须采取其他措施来弥补。例如雷达波能透
过座舱盖玻璃，而座舱内的仪表板和座椅等有镜面反射和角反射器效应，飞行员头盔也是一个强散
射源，这些都是无法改变的。唯一的办法是在玻璃上蒸镀一层透明的薄金属膜，阻挡雷达波的射入
和使电磁波产生漫反射而减小RCS。雷达舱也是类似的情况，雷达罩是透波材料，雷达舱内的天线
为镜面反射，雷达组件盒也形成角反射器或镜面反射。这也只能采取其他办法解决，如采用相控阵
天线，组件盒上涂以吸波材料、智能雷达罩（只能透过自己的雷达波）等。
在关键部位（并非全部导电表面）使用吸波材料，例如在机翼、平尾等翼面前缘涂吸波材料，
在进气口、S 型进气道腔体使用吸波材料等均可以起到降低RCS 的作用。
2. 考虑隐身性能的气动布局措施
本节将结合现有的隐身飞机介绍隐身气动设计的主要措施。现在世界上在役的隐身飞机有3
种：对地攻击机F-117(图2.7.14)，战略轰炸机B-2(图2.7.15)，第四代战斗机F-22(图2.7.16)，它们
都是美国研制的。除此之外，曾经和F-22 共同参与美国ATF(先进技术战斗机)竞标的原型机
YF-23(图2.7.17)也是一种隐身飞机，在此一并介绍。
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图2.7.14 隐身攻击机F-117 图2.7.15 隐身轰炸机B-2
图2.7.16 第四代战斗机F-22 图2.7.17 ATF 竞标的原型机YF-23
(1) 机翼
从隐身的角度应选用后掠大、展弦比小和根梢比大的机翼。小展弦比机翼由于展长的减小，有
降低雷达信号的作用。大根梢比机翼的根弦长，对机身侧面的遮蔽效果明显，而侧面是机身反射波
最强的方向。最突出的例子是F-117 攻击机，它的基本机翼参数为Λ0＝67.5o，A＝2.0，F-117 是远
程亚音速攻击机，从气动力观点最合理的选择应是小后掠、大展弦比的机翼，而F-117 为保证良好
的隐身性而牺牲气动效率。为弥补大后掠、小展弦比机翼气动效率低的缺点，在大约40％半翼展
以内，机翼后缘改为前掠约50o (图2.7.14)，增大机翼面积，同时便于内翼后缘作为发动机喷口(后
面将介绍)。内翼后缘前掠增大机翼根弦的长度，在侧向对整个机身起遮蔽作用。
B-2 是远程轰炸机，由于技术的进展已经不需像F-117 攻击机那样牺牲气动效率的设计。它的
特点是去掉了平尾和垂尾，采用大展弦比的“飞翼”式布局，得到良好的隐身性和气动效率的结合。
为保证机翼后缘的航向操纵面的效率，机翼前缘后掠角不大(33o)。B-2 机翼的特点是多折线后缘，
形成左右两个“M”形，这种后缘是综合考虑几方面要求的结果：
􀁺 有利于隐身性。几段后缘只有两种后掠角，分别平行左右机翼前缘，使飞机的反射波形成
4 个波束(图2.7.12)，提高隐身性能。
􀁺 提高俯仰和航向操纵面的效率，对于“飞翼”式布局，保证后缘操纵面有足够的力臂是一
个困难问题，一般的解决方法是增大机翼后掠角，但这与亚音速巡航效率有矛盾。在前缘
后掠不太大的前提下，双“M”形后缘可以使靠近翼尖后缘的航向操纵面和内侧后缘的俯
仰操纵面得到较大的力臂。
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􀁺 最大限度地增大翼根弦长，既保证了座舱、武器舱和发动机的安排，又增大了根部结构高
度，对结构受力和减轻重量有利。
F-22 和YF-23 是超音速巡航战斗机，从机翼设计来看，YF-23 更富有特色。YF-23 的机翼为标
准的菱形，前缘后掠40o后缘前掠40o，展弦比2.0，根梢比12.5。“燕形”尾翼俯视投影的前后缘
后掠角与机翼相同，构成典型的接近45o的四反射波束。而F-22 基本为三角机翼，从隐身的角度
YF-23 的机翼更为优越。YF-23 机翼的展弦比和尖削比均比F-22 机翼(A＝2.23，λ＝8.3)小，因此
根弦相对较长，不但对机身的遮蔽长度较大，有利于隐身性能，而且机翼的结构特性也较好。
从隐身角度翼型不但相对厚度要小，而且前缘要尖削，前缘半径要小，最好是尖头。F-117 攻
击机就是采用平板前后缘削尖的翼型，这种翼型虽然隐身特性好，但在小迎角时前缘即发生分离，
诱导阻力大，对于亚音速远航程的飞机很不利。可以说F-117 是为获得良好的隐身性而牺牲气动效
率的一个典型。
B-2、F-22 和YF-23 的机翼前缘不完全是尖的，有不大的前缘半径，综合照顾随身和气动效率
的要求。
(2) 机身
F-117 攻击机的机身由多面体构成(图2.7.14 和图2.7.18)，这是一种非常奇特的绝无仅有的设计，
出发点还是从隐身考虑。机身的每块平面有空间倾角，垂直平面倾斜角和水平平面内的后掠角都较
大，周围来的雷达波都向上折射，地面雷达和水平面上敌机的雷达都接收不到，对降低机身的雷达
反射信号强度有明显的作用。但这种多棱边机身很容易产生气流分离，阻力的代价很大，结构受力
也不利。
B-2 轰炸机(图2.7.15 和图2.7.19)的机身在机翼上表面类似一个流线型的大鼓包，从前到后宽
度基本保持不变。机身的两侧为发动机短舱。从侧面看，机身外型接近翼型。突出机翼下表面的机
身在展向与机翼下表面和缓地过渡，没有明显的界限。总的来说，机身与机翼有很好的融合，外形
过渡和缓光滑，将良好的隐身性与气动外形结合在一起。
F-22 战斗机(图2.7.16 和图2.7.20)为上单翼，机身上部与机翼融合在一起。机身侧面为向内倾
斜约35o的平面，使反射波避开雷达威胁的主要方向(一般认为侧面在30o以内)。机身下部基本为
平面，有武器舱门。在进气口以前的前机身截面类似菱形；下部也是向内倾斜约35o的平面。上部
略带弧度，以便与座舱盖构成融合体。座舱盖的侧面与机身也形成倾斜约35o的曲面。F-22 机身外
形的隐身设计主要靠倾斜的平面和机身上部的融合体。F-117 和F-22 都是洛克希德公司为主设计的，
F-22 机身的隐身设计继承了F-117 倾斜平面的思路，并且有所发展，隐身性和气动性能有更好的结
合，F-22 机头倾斜的平面在两侧形成棱边，大迎角时能保持左右旋涡的对称，对防止失控和提高大
迎角飞行品质有好处。
- - 46
图2.7.18 F-117 攻击机的多面体机身
图2.7.19 B-2 轰炸机照片
图2.7.21 F-22 战斗机照片
- - 47
图2.7.22 YF-23 战斗机照片
YF-23(图2.7.17 和图2.7.21)的机身设计与F-22 有明显不同。F-22 采用窄间距双喷管布局，两
个发动机靠在一起，从前到后形成一个完整的机身。YF-23 采用宽间距双喷管布局，形成两个明显
的发动机短舱。机身外形为一个两头尖的流线体，后端在机翼中部结束。机身和发动机短舱与机翼
构成融合体外形，前机身也是一个理想的融合体外形，并且与座舱盖融合在一起。YF-23 主要利用
融合体外形隐身，而且将一个机身分为三个较小的短舱也有助于提高隐身性。YF-23 和B-2 飞机都
是诺斯罗普公司为主设计的，YF-23 的机身和发动机短舱的布局以及隐身设计的思路继承了B-2 飞
机的研究成果。
(3) 尾翼
按照隐身的要求最好是去掉尾翼(平尾和垂尾)，B-2 轰炸机就是这样做的。去掉尾翼有两个前
提，一是有非常可靠的主动控制系统确保飞机的稳定性；二是飞机机动性要求不高。因此高机动性
战斗机目前还不能完全去掉尾翼。
F-117 飞机取消了平尾，由于是大后掠机翼，俯仰操纵利用机翼外侧的后缘操纵面。双垂尾向
外倾斜40o，反射波避开了主要威胁的雷达方向。
YF-23 是将平尾和垂尾合并，成为“燕尾”形尾翼，同时具备俯仰和航向操纵的能力。双尾翼
在发动机舱后端的两侧，相距很远，外倾47o。尾翼前后缘俯视投影的后掠和前掠角与机翼完全相
同。从隐身性的角度，YF-23 尾翼的布局是一个比较好的设计，特点是：(1)去掉了平尾；(2)很大
的外倾角，在侧向很大范围内避开威胁的雷达；(3)尾翼前后缘分别与机翼平行，使侧向反射波成
为典型的4 波束系；(4)对发动机短舱在侧面形成较好的遮蔽作用。
F-22 为常规的尾翼布局，双垂尾外倾27o，能躲开大部分侧向雷达的探测（在水平面上下30o
范围内的雷达探测对飞机的威胁最大）。平尾与机翼在同一水平面上并与机翼后缘相邻，对机身侧
面起遮蔽作用，降低RCS 平尾的前后缘与机翼的前后缘平行，垂尾前缘俯视投影的后掠角与机翼
前缘相同(后缘不相同)，这有助于将翼面前后缘的反射波集中在少数几个方向，对隐身有好处。但
F-22 机翼后缘前掠角17o，与前缘后掠角47o不一致，形成8 个主要反射波束。而且垂尾后缘前掠
- - 48
角与其他翼面不一致，隐身性能不及F-22 的典型4 波束系。
(4) 进气道
进气道隐身性的一个重要要求是要使入射波不能“直达”压气机，避免镜面反射。F-117 采用
在进气口加隔波栅板的办法，栅板由吸波材料制成。电磁波不能进入进气道。其他几种飞机都是采
用S 形的进气管道来解决这个问题，S 形管道同时有削弱雷达反射波强度的作用。
唇口也是进气道的强反射源，有两种措施：一是减小唇口半径，使唇口比较尖锐，这几种飞机
都注意到这点；二是使进气口边缘斜掠，这与加大机翼后掠减小回波强度的道理相同。F-117 进气
道唇口边缘在俯视平面的后掠角接近机翼前缘后掠角，侧视平面的后掠角与风挡前棱边平行。F-22
比F-117 有进一步的改进，俯视平面的唇口后掠与机翼完全相同，侧视平面唇口后掠角与垂尾后缘
平行。YF-23 的进气唇口在两个方向也都有后掠角。B-2 轰炸机采取的是另一种方法，将上下唇口
做成锯齿形，锯齿边缘分别平行机翼前缘和后缘。这样不但可以减小唇口反射波的强度，而且将反
射波集中在飞机的少数几个反射波束中去，起到减小RCS 的作用；
在进气道的内部安装导流片(需要一定宽度)可阻挡电磁波在管道内部的反射而降低空腔的
RCS，美国的B-1 轰炸机就采取这种措施.
(5) 喷管
喷管是飞机后部雷达波的重要反射源，有两个原因：空腔反射和涡轮的镜面反射。F-117 攻击
机在喷口上采取了很独特的措施，将机翼内侧后缘变为二维喷口，喷口的高度15cm，宽度183cm，
宽高比达到12.2。喷口的高度很小，而且在宽度方向还有许多隔板，喷管还呈S 形弯曲。入射波不
但不能直达涡轮，而且进出都受到阻挡，使喷管的RCS 大幅度降低。喷流在喷出前有进气道多余
的冷空气渗入，由于喷口的宽高比很大，喷流与外部空气有大面积的接触，喷流的温度据说只有
60℃，使红外信号大为减小，具有红外隐身性。采取这些措施后，F-117 的喷口有很好的雷达和红
外隐身性；但推进效率显然有牺牲。
F-22 为提高过失速的操纵性，采用俯仰矢推的二维喷管，同时带来降低雷达和红外信号强度的
好处。喷管的上下缘做成锯齿形，进一步减小喷管的RCS。
YF-23 喷管的隐身设计基本沿用了B-2 的思路。YF-23 未采用矢推喷管，虽然发动机的喷管是
圆形，但在发动机喷口之后，飞机上有一段延伸的矩形外罩，可能有类似二维喷管减小雷达和红外
信号的作用。为减小边缘的反射信号，YF-23 的喷管上下缘也是锯齿形。
(6) 部件的相互遮蔽
利用机翼对机身的侧向遮蔽减小RCS 在前面已经提到。对于远距攻击机和轰炸机，防范地面
雷达的探测是主要矛盾，因此最好是将机身和发动机短舱等突出物完全置于机翼之上，使整个飞机
的下表面为平坦的平面。飞机的飞行高度相对雷达探测距离很小，需要考虑的雷达波入射角(相对
于法线)一般不小于45o。平坦的机翼下表面相对这么大角度的入射波会将大部分的电磁能量折射
开，雷达接收到的反射信号很弱。当然，如入射波接近法线方向，机翼表面的镜面反射会使RCS
增大很多，但这种机会和延续的时间都极小。
F-117 飞机是这方面的典型，机翼前缘延伸至对称线，将机身完全遮蔽。B-2 轰炸机也采取这
- - 49
种措施，虽其机身和发动机短舱有一部分突出于机翼下表面，但用非常和缓的整流过渡，与机翼下
表面融合在一起。对于战斗机来说，主要是对空作战，对仰视和俯视的雷达都需要防范，因此一般
不采用这种方法。
(7) 口盖和舱门
口盖和舱门的边缘对缝，对表面的电磁波是不连续的介质，会引起散射波。当飞机的主要部件
都采取了隐身设计，反射波信号强度大为减弱的时候，这些强度较弱的散射波的危害性增大。解决
的措施有两种：一是在对缝中敷设导电填充剂；另一种是将垂直入射波方向的对缝作成锯齿形，相
对于直边缘，锯齿边缘散射波的强度较弱。如将锯齿边平行于机翼的前后缘，则缝隙反射波进入飞
机的主要反射波束，危害性大为降低。现在的隐身飞机普遍采用这种方法。
(8) 外挂
前面已经谈到，外挂是飞机的强反射源，一是外挂物本身的RCS，二是外挂与机体形成的角
反射效应。最彻底的办法是将武器内挂，前面介绍的几种隐身飞机都采用这种措施。但这要付出相
当大的代价，增大飞机的尺寸和重量，而且影响武器装载的灵活性。另外一种方法是保形外挂(贴
合式、半埋式和整流罩式)，适当降低隐身要求，换来武器装载的灵活性(类型和数量)。假如武器本
身也采取隐身措施，效果会更好些。
2.6 飞机气动布局的选择
飞机的气动布局通常是指其不同的气动力承力面的安排形式。全机气动特性取决于各承力面
之间的相互位置以及相对尺寸和形状。机翼是主承力面，它是产生升力的主要部件，前翼、平尾、
垂尾等是辅助承力面，主要用于保证飞机的安定性和操纵性。
根据各辅助翼面与机翼相对位置及辅助面的多少，有以下几种气动布局形式：
——正常式布局，水平尾翼在机翼之后；
——鸭式布局，水平前翼在机翼的前面；
——无尾或“飞翼”，飞机只有一对机翼；
——三翼面布局，机翼前面有水平前翼，机翼后面有水平尾翼。
其共同点是对不同的升力值都能进行配平，在给定某一升力值时都能保持稳定的运动。操纵
性和稳定性是实现飞机任何一种气动布局型式的基础，因此，上面所谈到的四种基本型式又叫做飞
机配平的布局型式。它们可以由呈平面的承力面组成，这时“无尾”式只能配平有限的纵向静稳定
度（中立稳定）。
采用“扭转”的承力面，可以在保持飞机稳定性的条件下合理地（升阻比损失最小）对所有
各种布局型式进行配平。
2.6.1 正常式布局
多数战斗机都采用正常式布局。现代战斗机更强调中、低空机动性，要求飞机具有良好的大
迎角特性。在20 世纪70 年代发展了边条机翼，在中到大迎角范围边条产生的脱体涡除本身具有高
的涡升力增量外，还控制和发展了基本翼的外翼分离流动，从而提高了基本翼对升力的贡献（如图
2.6.1 所示）。
- - 33
图2.6.1 正常式布局飞机
2.6.2 鸭式布局
随着主动控制技术的发展，电传操纵技术的成熟，把前翼设计得比较大（相对面积8％～15
％）并靠近机翼构成所谓近耦合鸭式布局已成为现实。在中、大迎角时，前翼和机翼前缘同时产生
脱体涡，两者相互干扰，使涡系更稳定而产生很高的涡升力。它与边条翼不同之处在于其主翼（基
本翼后掠角也大）也产生脱体涡，两个脱体涡产生强有利干扰，属于脱体涡流型；而边条翼仅边条
产生脱体涡，基本流仍是分离流，属于混合流型。由于其大迎角特性优越，也是一种具有高机动性
能的气动布局型式，典型代表机种有瑞典的JAS－39、法国的“阵风”、欧洲四国的EF－2000（如
图2.6.2 所示）。
鸭式布局的难点是鸭翼位置的选择以及大迎角俯仰力矩上仰的问题。因鸭翼面积大产生的大
升力在重心之前，俯仰力矩在大迎角时上仰严重，由于无平尾，如何保证在大迎角具有足够的低头
操纵力矩成为难题，有时在后机身加边条（X－29）或限制放宽静稳定度；当推力矢量技术成熟后，
该问题就容易解决了。
- - 34
图2.6.2 近距耦合鸭式布局
为了在配平的条件下保证飞机的纵向静稳定度（ 0 L m C C ⋅ < ），必须满足“纵向Ⅴ法则”的要
求，即：任何由两个串列翼面组成的空气动力系统，在配平的条件下（ 0 m C = ），为了保证其纵向
静稳定度，前翼面的迎角1
α 必须大于后翼面的迎角2 α 。对于鸭式飞机，此规则相当于鸭翼的迎角
大于机翼的迎角；对于正常式飞机，此规则相当于机翼的迎角大于平尾的迎角。
2.6.3 无尾式布局
由于无尾飞机没有前翼和平尾，其飞机的纵向操纵和配平仅靠机翼后缘的升降舵来实现，其
一尾臂较短，效率不高；其二在飞机起降时，增加升力需下偏较大角度，由此带来低头力矩，为了
配平又需上偏，造成操纵困难和配平阻力增加，因而限制了飞机的气动性能，现代飞机比较少用，
仅有法国的幻影Ⅲ和SR－71 为无尾飞机，其优点是超音速阻力小。有了电传操纵系统后，可放宽
静稳定度，纵向操纵及配平问题得以解决，但大迎角气动特性不好，因此，一般第三代高机动战斗
机都不采用，仅幻影2000 和B－2 隐身轰炸机采用了飞翼型式，现在进一步发展无垂尾的飞机如
美国的试验机X－36（如图2.6.3 所示）。
- - 35
图2.6.3 无尾飞机机种
2.6.4 三翼面布局
三翼面布局是在正常式布局的基础上增加一个水平前翼而构成的（即前翼+机翼+平尾），因此，
它综合了正常式和鸭式布局的优点，经过仔细设计，有可能得到更好的确定特性，特别是操纵和配
平特性。F－15 加前翼构成三翼面布局（AFTI－15 布局），其机动性改善是明显的；俄罗斯把苏－
27 加小前翼改为舰载型，又把苏－27 加大前翼改成苏－35，其机动性得到更大提高，主要得益于
升力的增加（如图2.6.4 所示）。
在正常式布局的机翼前面加一个前翼，使气动载荷分配更合理，从而可以减轻机翼上的载荷，
减少结构重量。此外，增加一个前翼操纵自由度，它与机翼的前、后缘襟翼及水平尾翼结合在一起
可进行直接控制及保证足够的低头恢复力矩，改善大迎角特性，提高最大升力；其缺点是因增加前
翼而使零升阻力和重量稍有增加。
图2.6.4 三翼面布局典型机种
综上所述，各种布局型式特点不同，选择确定布局型式是一个综合、折衷的过程。根据经验，
- - 36
鸭式和无尾式布局用于超音速为基本飞行状态的飞机是合理的，而常规式布局则用于亚音速飞机或
以亚音速飞行状态为主，超音速飞行状态为次的飞机最合适。
2.6.5 选择飞机布局时要考虑的其它因素
在选择飞机布局时，除选择气动配平的型式外，还要考虑其它因素。首先要选择机翼的平面
形状、尾翼的尺寸和在飞机上的安装位置，然后是选择起落架的型式及其在飞机上的安装位置。
在飞机气动阻力中称为干扰阻力的部分决定于飞机各部分之间的相互影响，最主要的中机翼
和机身之间的相互干扰。
中单翼的干扰阻力最小。只要中央翼段不妨碍机身内的货舱和发动机进气道的安排，则大多
数军用飞机都采用中单翼布局。
旅客机和货机实际上不可能采用这种布局，因为中央翼段穿过机身中间，不能构成统一的客
舱和货舱。
上单翼飞机的干扰阻力特性与中单翼飞机的差不多。上单翼布局在布局上和构造上有以下缺
点：
——起落架不能装在机翼内，或者（在不大的飞机上）起落架的主支柱很长、很重。在这种
情况下，起落架通常是装在机身内，机身要承受很大的集中力。这些力和气密机身的载荷加在一起，
会大大地增加其结构的重量和缩短其使用寿命。
——在应急着陆时，机翼（尤其是其上装有发动机时）可能压坏支撑它的机身和货舱或客舱。
为了避免这种情况，在安装机翼处机身的结构要加强，这将使其重量大为增加。
——当在水上应急降落时，机身在水面以下，应急疏散旅客困难。
上单翼布局有个很大的优点——机身距离地面的高度小。这使得现在所有军用运输机都采用
上单翼布局，从而保证能够从机身前面或后面下部的舷梯或斜板（货桥），轻易地装卸武器、装备
和人员。
下单翼的干扰阻力最大。在机翼和机身连接处安装整流片可以减小阻力。
下单翼的优点有：可以在机翼内安装起落架和在应急着陆时保证飞机安全。下单翼的缺点是
机翼距地面较近，在机翼下面吊装喷气发动机和在机翼上安装涡轮螺旋桨发动机都困难。因为机翼
离地面太近，故需要有上反角，从而在现代飞机上还需要有航向和横向的自动操纵装置。
飞机的气动布局通常是指其不同的气动力承力面的安排形式。全机气动特性取决于各承力面
之间的相互位置以及相对尺寸和形状。机翼是主承力面，它是产生升力的主要部件，前翼、平尾、
垂尾等是辅助承力面，主要用于保证飞机的安定性和操纵性。
根据各辅助翼面与机翼相对位置及辅助面的多少，有以下几种气动布局形式：
——正常式布局，水平尾翼在机翼之后；
——鸭式布局，水平前翼在机翼的前面；
——无尾或“飞翼”，飞机只有一对机翼；
——三翼面布局，机翼前面有水平前翼，机翼后面有水平尾翼。
其共同点是对不同的升力值都能进行配平，在给定某一升力值时都能保持稳定的运动。操纵
性和稳定性是实现飞机任何一种气动布局型式的基础，因此，上面所谈到的四种基本型式又叫做飞
机配平的布局型式。它们可以由呈平面的承力面组成，这时“无尾”式只能配平有限的纵向静稳定
度（中立稳定）。
采用“扭转”的承力面，可以在保持飞机稳定性的条件下合理地（升阻比损失最小）对所有
各种布局型式进行配平。
2.6.1 正常式布局
多数战斗机都采用正常式布局。现代战斗机更强调中、低空机动性，要求飞机具有良好的大
迎角特性。在20 世纪70 年代发展了边条机翼，在中到大迎角范围边条产生的脱体涡除本身具有高
的涡升力增量外，还控制和发展了基本翼的外翼分离流动，从而提高了基本翼对升力的贡献（如图
2.6.1 所示）。
- - 33
图2.6.1 正常式布局飞机
2.6.2 鸭式布局
随着主动控制技术的发展，电传操纵技术的成熟，把前翼设计得比较大（相对面积8％～15
％）并靠近机翼构成所谓近耦合鸭式布局已成为现实。在中、大迎角时，前翼和机翼前缘同时产生
脱体涡，两者相互干扰，使涡系更稳定而产生很高的涡升力。它与边条翼不同之处在于其主翼（基
本翼后掠角也大）也产生脱体涡，两个脱体涡产生强有利干扰，属于脱体涡流型；而边条翼仅边条
产生脱体涡，基本流仍是分离流，属于混合流型。由于其大迎角特性优越，也是一种具有高机动性
能的气动布局型式，典型代表机种有瑞典的JAS－39、法国的“阵风”、欧洲四国的EF－2000（如
图2.6.2 所示）。
鸭式布局的难点是鸭翼位置的选择以及大迎角俯仰力矩上仰的问题。因鸭翼面积大产生的大
升力在重心之前，俯仰力矩在大迎角时上仰严重，由于无平尾，如何保证在大迎角具有足够的低头
操纵力矩成为难题，有时在后机身加边条（X－29）或限制放宽静稳定度；当推力矢量技术成熟后，
该问题就容易解决了。
- - 34
图2.6.2 近距耦合鸭式布局
为了在配平的条件下保证飞机的纵向静稳定度（ 0 L m C C ⋅ < ），必须满足“纵向Ⅴ法则”的要
求，即：任何由两个串列翼面组成的空气动力系统，在配平的条件下（ 0 m C = ），为了保证其纵向
静稳定度，前翼面的迎角1
α 必须大于后翼面的迎角2 α 。对于鸭式飞机，此规则相当于鸭翼的迎角
大于机翼的迎角；对于正常式飞机，此规则相当于机翼的迎角大于平尾的迎角。
2.6.3 无尾式布局
由于无尾飞机没有前翼和平尾，其飞机的纵向操纵和配平仅靠机翼后缘的升降舵来实现，其
一尾臂较短，效率不高；其二在飞机起降时，增加升力需下偏较大角度，由此带来低头力矩，为了
配平又需上偏，造成操纵困难和配平阻力增加，因而限制了飞机的气动性能，现代飞机比较少用，
仅有法国的幻影Ⅲ和SR－71 为无尾飞机，其优点是超音速阻力小。有了电传操纵系统后，可放宽
静稳定度，纵向操纵及配平问题得以解决，但大迎角气动特性不好，因此，一般第三代高机动战斗
机都不采用，仅幻影2000 和B－2 隐身轰炸机采用了飞翼型式，现在进一步发展无垂尾的飞机如
美国的试验机X－36（如图2.6.3 所示）。
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图2.6.3 无尾飞机机种
2.6.4 三翼面布局
三翼面布局是在正常式布局的基础上增加一个水平前翼而构成的（即前翼+机翼+平尾），因此，
它综合了正常式和鸭式布局的优点，经过仔细设计，有可能得到更好的确定特性，特别是操纵和配
平特性。F－15 加前翼构成三翼面布局（AFTI－15 布局），其机动性改善是明显的；俄罗斯把苏－
27 加小前翼改为舰载型，又把苏－27 加大前翼改成苏－35，其机动性得到更大提高，主要得益于
升力的增加（如图2.6.4 所示）。
在正常式布局的机翼前面加一个前翼，使气动载荷分配更合理，从而可以减轻机翼上的载荷，
减少结构重量。此外，增加一个前翼操纵自由度，它与机翼的前、后缘襟翼及水平尾翼结合在一起
可进行直接控制及保证足够的低头恢复力矩，改善大迎角特性，提高最大升力；其缺点是因增加前
翼而使零升阻力和重量稍有增加。
图2.6.4 三翼面布局典型机种
综上所述，各种布局型式特点不同，选择确定布局型式是一个综合、折衷的过程。根据经验，
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鸭式和无尾式布局用于超音速为基本飞行状态的飞机是合理的，而常规式布局则用于亚音速飞机或
以亚音速飞行状态为主，超音速飞行状态为次的飞机最合适。
2.6.5 选择飞机布局时要考虑的其它因素
在选择飞机布局时，除选择气动配平的型式外，还要考虑其它因素。首先要选择机翼的平面
形状、尾翼的尺寸和在飞机上的安装位置，然后是选择起落架的型式及其在飞机上的安装位置。
在飞机气动阻力中称为干扰阻力的部分决定于飞机各部分之间的相互影响，最主要的中机翼
和机身之间的相互干扰。
中单翼的干扰阻力最小。只要中央翼段不妨碍机身内的货舱和发动机进气道的安排，则大多
数军用飞机都采用中单翼布局。
旅客机和货机实际上不可能采用这种布局，因为中央翼段穿过机身中间，不能构成统一的客
舱和货舱。
上单翼飞机的干扰阻力特性与中单翼飞机的差不多。上单翼布局在布局上和构造上有以下缺
点：
——起落架不能装在机翼内，或者（在不大的飞机上）起落架的主支柱很长、很重。在这种
情况下，起落架通常是装在机身内，机身要承受很大的集中力。这些力和气密机身的载荷加在一起，
会大大地增加其结构的重量和缩短其使用寿命。
——在应急着陆时，机翼（尤其是其上装有发动机时）可能压坏支撑它的机身和货舱或客舱。
为了避免这种情况，在安装机翼处机身的结构要加强，这将使其重量大为增加。
——当在水上应急降落时，机身在水面以下，应急疏散旅客困难。
上单翼布局有个很大的优点——机身距离地面的高度小。这使得现在所有军用运输机都采用
上单翼布局，从而保证能够从机身前面或后面下部的舷梯或斜板（货桥），轻易地装卸武器、装备
和人员。
下单翼的干扰阻力最大。在机翼和机身连接处安装整流片可以减小阻力。
下单翼的优点有：可以在机翼内安装起落架和在应急着陆时保证飞机安全。下单翼的缺点是
机翼距地面较近，在机翼下面吊装喷气发动机和在机翼上安装涡轮螺旋桨发动机都困难。因为机翼
离地面太近，故需要有上反角，从而在现代飞机上还需要有航向和横向的自动操纵装置。
ansson 发表于 2012-11-16 10:29 ![]()
J-8是典型的第二代战斗机，强调截击性能，高空高速的性能。
研发背景
看完也没发现说明8爷是高机动性的飞机哇。。。。话说要是8爷是高机动性的飞机，也就没有两妻嘛事儿了。
高空高速截击机才是8爷的活儿吧
J-8是典型的第二代战斗机，强调截击性能，高空高速的性能。
研发背景
看完也没发现说明8爷是高机动性的飞机哇。。。。话说要是8爷是高机动性的飞机，也就没有两妻嘛事儿了。
高空高速截击机才是8爷的活儿吧
苍茫云海间 发表于 2012-11-16 10:38 ![]()
看完也没发现说明8爷是高机动性的飞机哇。。。。话说要是8爷是高机动性的飞机，也就没有两妻嘛事儿了。
...
第三代战斗机的研发背景就是如此。人们认识到，空战一般发生在中低空，亚音速战斗。 而第二代战斗机恰恰在这方面非常薄弱。 第三代战斗机，主要是针对第二代战斗机的不足重新设计的一代战机。 而且一般都采用翼身融合体技术。
第二代战斗机中，蔡国庆也算不错了。 航电改改，能发射主动弹了，发动机换换机动性能也改善了一些。可以和第三代战斗机拼一下。
看完也没发现说明8爷是高机动性的飞机哇。。。。话说要是8爷是高机动性的飞机，也就没有两妻嘛事儿了。
...
第三代战斗机的研发背景就是如此。人们认识到，空战一般发生在中低空，亚音速战斗。 而第二代战斗机恰恰在这方面非常薄弱。 第三代战斗机，主要是针对第二代战斗机的不足重新设计的一代战机。 而且一般都采用翼身融合体技术。
第二代战斗机中，蔡国庆也算不错了。 航电改改，能发射主动弹了，发动机换换机动性能也改善了一些。可以和第三代战斗机拼一下。
老天 发表于 2012-11-16 10:37 ![]()
客气。空气动力学涉及的比较多，看大家主要关心什么问题吧，针对性地贴。
比如说鸭翼方面的，边条翼方面的。 还有什么超音速面积率等等。
客气。空气动力学涉及的比较多，看大家主要关心什么问题吧，针对性地贴。
比如说鸭翼方面的，边条翼方面的。 还有什么超音速面积率等等。
提问：空战推重比怎么计算的？
苍茫云海间 发表于 2012-11-16 10:38 ![]()
看完也没发现说明8爷是高机动性的飞机哇。。。。话说要是8爷是高机动性的飞机，也就没有两妻嘛事儿了。
...
说歼八是高空高速截击机不算过分。
当年方案论证，确定歼八的作战对象主要是敌轰炸机和高空侦察机，如美国的B-58和F-105、“火蜂”等；此需求决定了设计强调高空高速性能、增大航程、提高爬升率、加强火力（由于配套雷达和空空弹一直未能研制成功，导致歼八长时间没有形成设计作战能力），以弥补歼七在这一方面存在的作战时间短、作战半径小的缺点。
当然，后来的歼八II及歼八II改型的设计则强调中低空机动性能和航电的完善，属于脱胎换骨的型号了。
看完也没发现说明8爷是高机动性的飞机哇。。。。话说要是8爷是高机动性的飞机，也就没有两妻嘛事儿了。
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说歼八是高空高速截击机不算过分。
当年方案论证，确定歼八的作战对象主要是敌轰炸机和高空侦察机，如美国的B-58和F-105、“火蜂”等；此需求决定了设计强调高空高速性能、增大航程、提高爬升率、加强火力（由于配套雷达和空空弹一直未能研制成功，导致歼八长时间没有形成设计作战能力），以弥补歼七在这一方面存在的作战时间短、作战半径小的缺点。
当然，后来的歼八II及歼八II改型的设计则强调中低空机动性能和航电的完善，属于脱胎换骨的型号了。
GDI2000 发表于 2012-11-16 10:50 ![]()
提问：空战推重比怎么计算的？
我可以理解为夺取制空权进行空战时的推重比吗？
首先推重比是 发动机军用推力/飞机结构重量的比值
因为这个推重比的值，不是固定的。比如燃油少一点，武器少一点。飞机的重量就小一点。那么推重比就较高
而发动机的最大推力不变。 可以说，推重比是和飞机重量成反比。
一般“空战时”载油是内油的50%-60%，武器是空优配置，4枚中距拦射导弹，2枚近程格斗导弹。还有机炮。
用发动机的军用推力和最大推力除以飞机此时的重量，就是空战推重比。
提问：空战推重比怎么计算的？
我可以理解为夺取制空权进行空战时的推重比吗？
首先推重比是 发动机军用推力/飞机结构重量的比值
因为这个推重比的值，不是固定的。比如燃油少一点，武器少一点。飞机的重量就小一点。那么推重比就较高
而发动机的最大推力不变。 可以说，推重比是和飞机重量成反比。
一般“空战时”载油是内油的50%-60%，武器是空优配置，4枚中距拦射导弹，2枚近程格斗导弹。还有机炮。
用发动机的军用推力和最大推力除以飞机此时的重量，就是空战推重比。
鸭式布局飞机的发展 宋文骢
http://www.docin.com/p-238683712.html
http://www.docin.com/p-238683712.html
鸭翼后掠角对鸭翼展向吹气增升效果的实验研究
http://www.docin.com/p-235830653.html
http://www.docin.com/p-235830653.html
近耦合鸭式布局鸭翼展向吹气涡控技术数值模拟研究
http://www.docin.com/p-234423080.html
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10增升装置与副翼设计
http://www.docin.com/p-8209547.html
http://www.docin.com/p-8209547.html
北航空气动力学
http://www.docin.com/p-448419314.html
http://www.docin.com/p-448419314.html
http://www.docin.com/p-414327471.html
北航空气动力学课件第二章
北航空气动力学课件第二章
http://www.docin.com/p-242422977.html
北航空气动力学课件第3章
北航空气动力学课件第3章
北航空气动力学课件第4章
http://www.docin.com/p-242423659.html
http://www.docin.com/p-242423659.html
空气动力学基本原理
http://www.docin.com/p-177552592.html
http://www.docin.com/p-177552592.html
高速空气动力学
http://wenku.baidu.com/view/f74e99d5360cba1aa811da45.html
http://wenku.baidu.com/view/f74e99d5360cba1aa811da45.html
飞机原理与构造
http://wenku.baidu.com/view/4843099d51e79b896802263c.html
飞机原理与构造第二讲低速空气动力学基础
http://wenku.baidu.com/view/c5a7d6e39b89680203d82547.html
飞机原理与构造第三讲低速空气动力学基础(2)
http://wenku.baidu.com/view/0de5e81eff00bed5b9f31d47.html
飞机原理与构造第四讲 高速空气动力学基础
http://wenku.baidu.com/view/ef3512ed81c758f5f61f67e2.html
http://wenku.baidu.com/view/4843099d51e79b896802263c.html
飞机原理与构造第二讲低速空气动力学基础
http://wenku.baidu.com/view/c5a7d6e39b89680203d82547.html
飞机原理与构造第三讲低速空气动力学基础(2)
http://wenku.baidu.com/view/0de5e81eff00bed5b9f31d47.html
飞机原理与构造第四讲 高速空气动力学基础
http://wenku.baidu.com/view/ef3512ed81c758f5f61f67e2.html
请问防空时要是敌机突破了远程截击，那是放地空导弹呢还是我机继续缠斗呢？这样不是很容易误伤吗？
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dxj3272 发表于 2012-11-16 11:56 ![]()
请问防空时要是敌机突破了远程截击，那是放地空导弹呢还是我机继续缠斗呢？这样不是很容易误伤吗？
你说的是，PAC-3误击超级大黄蜂的事件吧。那个主要是因为操作的问题。
关于这个问题，我不是很了解，但是你可以在CNTV，找一下国防大学李莉教授的视频，专门讲这个的
而这样的状况，目前已经得到解决。 主要是验证的机制。通过这种验证，达到敌我识别的目的。误击的可能性很小，但是如果距离过近的话，导弹爆炸的破片肯定会波及到己方的战机。
这个情况可能空军和地面防空部队需要协调。 三军联合作战，协调机制必须要搞好。
请问防空时要是敌机突破了远程截击，那是放地空导弹呢还是我机继续缠斗呢？这样不是很容易误伤吗？
你说的是，PAC-3误击超级大黄蜂的事件吧。那个主要是因为操作的问题。
关于这个问题，我不是很了解，但是你可以在CNTV，找一下国防大学李莉教授的视频，专门讲这个的
而这样的状况，目前已经得到解决。 主要是验证的机制。通过这种验证，达到敌我识别的目的。误击的可能性很小，但是如果距离过近的话，导弹爆炸的破片肯定会波及到己方的战机。
这个情况可能空军和地面防空部队需要协调。 三军联合作战，协调机制必须要搞好。
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