2.1 飛機的部件及功用

不同的飛機外形各異，包括各種部件，每種部件起到不同的功用。這里對飛機的組成部件及其功用進行介紹。

2.1.1 飛機組成部件及其功用

飛機的主要組成部件通常包括機翼、機身、尾翼、起降裝置、動力裝置和操縱系統，如圖2-1所示。

機翼是飛機產生升力的部件，機翼后緣有可操縱的活動面，外側的活動面叫做副翼（圖2-2），用于控制飛機的滾轉運動；靠近機身的活動面稱為襟翼（圖2-2），用于增加起飛著陸時的升力。飛機的機翼內部通常裝有油箱，機翼下面可外掛副油箱或各種武器，部分飛機的起落架和發動機也安裝在機翼下。

機身是飛機其他結構部件的安裝基礎。飛機的機身用來裝載人員、貨物、設備、燃料和武器等。對于采用翼身融合體設計的飛機，往往很難嚴格地區分機翼和機身，如圖2-3所示。

尾翼是平衡、安定和操縱飛機飛行姿態的部件，通常包括垂直尾翼和水平尾翼兩部分。方向舵（圖2-2）位于垂直尾翼后部，用于控制飛機的航向；升降舵（圖2-2）位于水平尾翼后部，用于控制飛機的俯仰。對于采用飛翼布局的飛機，則沒有水平尾翼（圖2-3），甚至沒有垂直尾翼。

起降裝置用于飛機停放、滑行、起飛和著陸滑跑，比較簡單的起降裝置也稱為起落架。飛機的起降裝置通常由支柱、緩沖器、剎車機輪和收放機構等組成。

動力裝置為飛機提供動力，保證它們能夠前飛和爬升等。根據產生動力的方式的不同，飛機的動力裝置有多種類型，有的直接噴氣產生推力，有的驅動螺旋槳旋轉產生推力/拉力。

操縱系統主要用于驅動舵面等部件偏轉，以對飛機進行操縱。操縱系統通常布置在飛機的內部，一般通過液壓系統或電纜或鋼索等將駕駛員的操縱指令傳遞給舵面使其偏轉。

2.1.2 機翼和機身的外形及其特點

飛機的幾何外形主要由機身、機翼和尾翼等主要部件的外形共同組成。通過前面的介紹，我們已經接觸到了各種各樣的飛機。不難發現，不同飛機其產生升力的主要翼面——機翼的外形差別還是比較大的，而作為最能代表氣動外形特征的機翼，其外形又直接決定著飛機的氣動性能。為此，有必要對機翼的平面形狀進行分類，并對機翼的一些關鍵參數進行介紹。尾翼平面形狀及其特點與機翼類似。此外，機身的外形也有一定的差別，在此一并介紹。

2.1.2.1 機翼的平面外形參數

機翼是飛機產生升力和阻力的主要部件，其幾何外形可以從機翼俯視平面形狀和翼剖面形狀兩個方面來描述，如圖2-4所示。

典型的機翼平面形狀參數主要包括翼展l、翼弦b、前緣后掠角₀等。翼展是指機翼左右翼梢之間的最大橫向距離。翼弦是指翼型前緣點和后緣點之間的連線，通常比較關心的是翼根弦長b₀和翼梢弦長b₁。前緣后掠角是機翼前緣線與垂直于翼根對稱平面的直線之間的夾角。機翼的后掠角通常也用1/4弦線后掠角_1/4表示。所謂1/4弦線是指，翼根弦上距離前緣1/4翼根弦長距離的點與翼梢弦上距離前緣1/4翼梢弦長距離的點的連線。

在實際應用中通常還以展弦比、根梢比、后掠角等參數來表示機翼的平面形狀參數，而用相對厚度來表示翼剖面形狀（稱為翼型）參數。這些參數對于飛機的氣動特性有重要的影響。

展弦比λ是指機翼展長與平均幾何弦長之比，見式（2.1）。對于圖2-4中所示前、后緣均為直線的機翼，平均幾何弦長b_av=（b₀+b₁）/2；S為整個機翼平面形狀的面積。

梢根比η是指翼梢弦長與翼根弦長之比，見式（2.2）

翼型的相對厚度是指翼型最大厚度c_max與弦長之比，見式（2.3）。

　?。?.1）

　?。?.2）

　　（2.3）

由空氣動力學理論和實驗可知，在低速情況下（0.4倍聲速以下），大展弦比平直機翼的升力系數較大，誘導阻力小；而在亞聲速飛行時（0.4～0.85倍聲速），后掠機翼可延緩激波的產生并減弱激波的強度，從而減小波阻；在超聲速飛行時（1.15倍聲速以上），激波已不可避免，但采用小展弦比機翼、三角翼、邊條機翼等對減小波阻比較有利。關于速度范圍的劃分，激波、波阻、誘導阻力等概念，以及邊條機翼，將在第三章進行介紹。

2.1.2.2 基于平面形狀的機翼分類

機翼的外形主要以其平面形狀來區分。按照平面形狀的不同，通?？蓜澐譃槿N基本型：平直翼、后掠翼、三角翼，如圖2-5所示。

（1）平直翼

平直翼通常是指機翼的1/4弦線后掠角很小的機翼（圖2-6～圖2-8）。平直翼多用在低速和亞聲速飛機上。這類機翼的展弦比通常為8～12，相對厚度為0.12～0.15。平直翼根據弦長的展向分布不同，又可分為矩形機翼（圖2-6）、梯形機翼（圖2-7）、橢圓形機翼（圖2-8）。

（2）后掠翼

后掠翼通常是指機翼1/4弦線后掠角在20°以上的機翼。后掠翼多用于高亞聲速飛機（圖2-9）和部分超聲速飛機。高亞聲速飛機后掠翼的常用參數范圍是：后掠角30°～35°，展弦比6～8，相對厚度約 0.10，梢根比0.25～0.3。對于超聲速飛機，后掠角超過35°，展弦比3～4，相對厚度0.06～0.08，梢根比小于0.3。也有一些超聲速戰斗機采用向前掠的機翼（圖2-10），其機翼掠角的定義和后掠翼相似，但符號相反。

平直機翼低速飛行性能好，有利于起飛和降落，但高亞聲速和超聲速飛行性能不好；后掠翼有利于高亞聲速和超聲速飛行，但是低速飛行性能較差。因此，有些飛機為了既能實現超聲速、高亞聲速飛行，又有較好的起降性能，往往采用變后掠機翼，如美國的F-14（圖2-11）、B-1B（圖2-12）以及蘇聯的米格-23、圖-160等（圖2-13）。這種變后掠機翼可以在飛行中改變后掠角，起飛著陸時后掠角小，高速飛行時后掠角大。但變后掠機翼也有它的缺點，那就是要付出很大的結構重量來實現機翼后掠角的變化，因此這種變后掠機翼在現代飛機設計中已經基本不再使用了。

（3）三角翼

三角翼通常是指機翼前緣后掠角非常大，后緣基本無后掠，俯視投影呈三角形的機翼。三角翼通常用于超聲速飛機（圖2-14、圖2-15），尤以無尾飛機采用最多。

2.1.2.3 機身的外形參數

機身的外形參數包括機身的長度l_js和機身的最大直徑d_js（或寬度和高度），如圖2-16。機身的直徑往往是沿機身長度方向變化的。不同類型飛機的機身外形往往有較大差別；有些飛機的機身粗而短，如民航客機；而有些飛機的機身又長又細，如超聲速飛機。

如何對不同的飛機機身進行統一表述，這就涉及機身的一個主要幾何外形參數——長細比。長細比也用于描述短艙（如發動機短艙）的幾何外形。

長細比是指機身長度與機身最大直徑之比，見式（2.4）。

　　（2.4）

對于低速和亞聲速飛機，機身一般采用不大的長細比（6～9）；而對于超聲速飛機，機身一般采用較大的長細比（10～20）。在另一方面，長細比小有利于提高機身結構抵抗彎曲的能力。

2.1.3 舵面及其功用

飛機不僅要直線飛行，而且要改變飛行狀態，實現起飛、降落和機動飛行。為了實現飛行狀態的改變，飛機上安裝有各種用于操縱或增加升力的舵面（也稱操縱面），包括副翼、升降舵、方向舵、襟翼等，如圖2-2所示。

在介紹各個舵面的功用之前，這里先簡單介紹一下飛機的三軸：俯仰軸（也稱橫軸）、滾轉軸（也稱縱軸）、偏航軸（也稱立軸），如圖2-17所示。通常，采用沿這三軸的平動和繞這三軸的轉動來描述飛機在空中的運動。繞俯仰軸的轉動，稱為俯仰運動；繞滾轉軸的轉動，稱為滾轉運動；繞偏航軸的轉動，稱為偏航運動；沿俯仰軸的平動，稱為側向運動；沿偏航軸的平動，稱為沉浮運動；沿滾轉軸的平動，通常稱為前后運動，直升機可以實現前飛和后飛，而飛機通常只能進行前飛。此外，直升機還可以進行側向運動，而飛機則不能。

2.1.3.1 副翼

副翼是用于飛機滾轉操縱的舵面，通常位于每個機翼后緣靠近翼尖的位置，兩側的運動方向相反。通過副翼的偏轉可以使飛機產生滾轉運動。

2.1.3.2 升降舵

升降舵是用于飛機俯仰操縱的舵面，通常位于機身尾部水平尾翼的后緣。它們一同向上或向下偏轉。通過升降舵的偏轉可以使飛機產生俯仰運動。一些飛機為了提高俯仰操縱性，往往還使用全動平尾來取代升降舵，如圖2-18所示。

2.1.3.3 方向舵

方向舵是用于航向操縱的舵面，通常位于機身尾部垂直尾翼的后緣。

為了減少舵面的鉸鏈力矩，通常還在升降舵和方向舵的翼尖處向前緣伸出一段結構，稱為氣動補償片，如圖2-19所示。在舵面不偏轉時，氣動補償片就好比安定面的翼尖結構。

關于副翼、升降舵和方向舵的操縱方式與規律將在第三章詳細介紹。

2.1.3.4 襟翼

襟翼包括后緣襟翼和前緣襟翼，如圖2-20所示。一般情況下襟翼就是指后緣襟翼。前緣襟翼通常也稱為前緣縫翼。后緣襟翼通常安裝在機翼后緣靠近翼根的地方。前緣襟翼向下和向前下方偏移，后緣襟翼向下或后下方偏移，可以增加機翼的彎曲度，提高升力系數（表示升力大小的無量綱參數），使得機翼的升力增加，同時這也會使機翼的失速速度（低于該速度飛機升力迅速降低）降低；當然也會導致阻力的急劇增加。

襟翼一般在低速、高飛行迎角的情況下使用，如著陸前的下降過程中，既增加升力系數從而降低飛行速度，又增加阻力使得著陸滑跑距離減小。起飛時為了增加升力也會使用襟翼，但其偏移量較小，以減小阻力的增加。一些飛機上還設有襟副翼，兼有襟翼和副翼的雙重功能，在起飛和降落時起襟翼的作用，在巡航飛行時可代替副翼用作滾轉操縱，以彌補副翼在高速飛行時操縱效能的降低。

在飛機上，后緣襟翼有多種形式，通常分為簡單式襟翼、開裂式襟翼、開縫式襟翼和后退式襟翼，如圖2-21所示。

（1）簡單式襟翼

簡單式襟翼的形狀與副翼相似，其構造比較簡單，如圖2-22所示。簡單式襟翼在不偏轉時形成機翼后緣的一部分，當向下偏轉時，相當于增大了機翼翼型的彎度，從而使升力增大。在著陸時這種襟翼往往偏轉不能超過60°，這時大約能使升力系數增加65％～75％。簡單式襟翼結構簡單，制造和維護成本低，因而被廣泛使用。

（2）開裂式襟翼

開裂式襟翼像一塊薄板，緊貼于機翼后緣下表面并形成機翼的一部分，如圖2-23所示。使用時向下偏轉，在后緣與機翼之間形成一個低壓區。這個低壓區對機翼上表面的氣流有吸引作用，使上表面的氣流流速增大從而壓強減小，最終增大了機翼上下表面的壓強差，使升力增大。除此之外，襟翼下放后，增大了機翼翼型的彎度，同樣可提高升力。這種襟翼一般可把機翼的升力系數提高75％～85％。

（3）開縫式襟翼

開縫式襟翼是在簡單式襟翼的基礎上改進而成的，如圖2-24所示。這種襟翼打開時與機翼之間有一道縫隙，除了起簡單式襟翼的增升作用外，下表面的高壓氣流還可以通過這道縫隙以高速流向上表面，從而推遲上翼面后緣氣流分離，保持良好的增升效果。由于開縫式襟翼相對于簡單式襟翼只是增加了一道縫隙，因此有時候也很難嚴格區分簡單式襟翼和開縫式襟翼。開縫式襟翼的增升效果較好，一般可使升力系數增大85％～95％。

（4）后退式襟翼

后退式襟翼在下放前是機翼后緣的一部分，當其下放時，一邊向下偏轉一邊向后移動，既加大了機翼翼型的彎度，又增大了機翼面積，從而使升力增大，如圖2-25所示。這種襟翼的增升效果比前三種的增升效果都好，一般可使翼型的升力系數增加110％～140％，甚至更大。這種襟翼一般在起飛重量較大的客機和運輸機上使用，且襟翼由2～3片構件組成。

2.1.3.5 擾流片

運輸類飛機通常還在機翼后緣的上表面布置擾流片，如圖2-26所示，用于巡航飛行時的陣風減緩和姿態調整操縱，在降落時還可以用作減速板。