影响有效载荷的情况下，宽机身成为必然选择。
采用翼身融合体具有如下优点: （1）减少了雷达散射截面积, 提高了飞机隐身性能, 这是因为融合消除了机
身与机翼角反射区的强反射。
（2）在机翼、机身结合处, 能提供更大的结构高度, 减轻质量, 同时还可
以增加机身内部的容积, 飞机将武器与外挂都装入机身内, 提高了隐身效果。
（3）部分地改进了气动特性, 由于翼身融合机体增加了边条，提高了飞
机大迎角时的升力, 改善了大迎角的气动特性; 并且, 翼身融合飞机的焦点前移, 减少了静稳定度, 更便于实施主动控制, 有利于机动飞行。
中单翼偏上，机身上部与机翼融合在一起。机身侧面与垂尾平面平行，使反射波避开雷达威胁的主要方向。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下部是向内倾斜的平面与垂尾平面平行，上部略带弧度，以便与座舱盖构成融合体。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，进一步提高了大迎角时的飞行品质。机身采用超音速面积率进行优化外形设计。
3.3发动机的类型、数目和布置：
涡轮风扇发动机2台置于机身后部、二维矢量控制喷口。 推力矢量技术对战斗机的作用：（曲东牙：《推力矢量控制披术发展及关键技术分析》，《航空科学技术》2002.3）
（1） 战斗机采用推力矢量控制技术后可显著改善其垂直，短距起降性能， 以降低战斗机对机场的要求和减少对机场的依赖程度。
（2）战斗机采用推力矢量控制技术后可增大机动能力．提高空战效能。如 F_22在采用推力矢量控制技术后，迎角20o时的最大滚转角速度由65o/s提高到
110o/s，滚转360o的时间由lO.5s减少到5.7s。
（3）战斗机采用推力矢量控制技术后．可提高战斗机的隐身性能。
（4）战斗机采用推力矢量控制技术后可提高飞机的操作效率。采用二元喷 管推力矢量的飞机， 由于其喷口距飞机重心远，推力矢量能提供较大的纵向操纵力矩，并且不随迎角变化。在二元喷管推力矢量用于横—航向操纵时，低速操纵效率可提高一倍，大迎角时尤为显著，非常有利于飞机的亚音速和超音速机动能力的提高。同时，二元喷管推力矢量便于用作反推力装置和飞行中的减速设计。
3.2进气道布置
进气道设计的隐身性要求是要使入射波不能“直达”压气机，避免镜面反射。
为此我们选用低可探测型飞机广泛采用的S形进气管道。进气道唇口边缘在俯视平面前掠，其前掠角接近机翼后缘前掠角，侧视平面的后掠角与垂尾前缘平行。这样不但减小了唇口反射波的强度，而且将反射波集中在飞机的少数几个反射波束中去，造成垂直于进气口口面的入射波完全被机身遮挡，从而使雷达在任何方向上均无法检测到来自进气口的强法向回波，在雷达探测的主方向起到减小RCS的作用。而且，当飞机受到雷达波从前—下—外入射进气口时，前身的唇边对于进气道的腔体可提供有效的遮挡，当飞机受到头向入射式，斜切的进气口只产生很弱的回波，腔体虽得不到机身及前伸唇边的遮挡，但其弯度较大的S形进气管道配合使用吸波材料可以有效的吸收进入腔体的入射波及从压气机返回的反射波。
3.3机翼布局
机翼采用上单翼。 类 翼-身干扰阻力 结构布置难易/重量 机身容积利用率/机身高度 中央翼盒能否贯穿机身 翼吊发动机寿命/维修性 机翼上安装起落架 参 考 内 容 型 上单翼 中 易/轻 好/低 可以 长/难 难/重 相当于 机翼上反 中单翼 小 难/重 差/适中 不可以 较长/较易 较易/较轻 下单翼 大 较易/较轻 较好/高 可以 短/易 易/轻 相当于 机翼下反 对操稳特性影响 本机对不利因素采取的措施有：发动机置于机身后部，采用宽机身，将起落架设置在机身之内。
3.4尾翼布局
尾翼布局：水平尾翼与垂直尾翼合并为V型翼。
3.5起落架型式
起落架类型与布置：可收放式前三点起落架。 前三点式起落架的特点：
（1）具有起飞着陆时滑跑的稳定性。
（2）适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 （3）飞行员座舱视界的要求较容易满足。 （4）可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。 （5）缺点是前轮可能出现前轮“摆振”现象。
3.6隐身设计
隐身布局考虑：
(1) 在飞机布局上, 尽量采用翼身融合体结构, 使机翼、机身平滑过渡, 以减少容易产生电磁波反射的尖角、平面; 双垂尾合并为V型倾斜尾翼, 使电磁波发散;把武器(包括导弹)携带在机内,不外露。
(2)采用涡轮风扇发动机, 使内外涵道的热、冷气体混合排出, 并加以处理,
利用机身遮挡进气口，减少红外特征。 (3)减小RCS值; 屏蔽进气道和尾喷口。 (4) 表面涂覆雷达波吸收材料。
（5）采用S形进气道，防止发动机进气口直接暴露于对方红外探测器的监
测下。
第四章 部件设计
4.1机翼设计
4.1.1机翼具体参数的确定：
一些战斗机的翼型数据如下 战斗翼型 最大速机 度 F-86翼根1070kmA NACA0012(9.4)/h -64 翼尖NACA0011(8.2)-64 F-100NACA64A-007 M1.3 A 战斗机 F5A 翼型 NACA65A004.8(修) 最大速度 M1.4 F-8E F-101A F-102A 翼根NACA65A007(修) 翼尖NACA65A006 NACA0004-65 (修)弯前缘 M1.85 F-111A 翼根NACA65A006.0 翼尖NACA65A005.0 转轴NACA65004.8 翼尖NACA64A0010 翼根ε=3.36%,τ=9.6% 翼尖ε=3.36%(χ=20°),τ=9% 翼根NACA64A006.6 翼尖NACA64A203(修) 基本翼NACA64A204 M1.87 M2.5 M1.25 F-14A M2.34 F-104G 双圆弧超音速翼型 ε=3.36% rb=0.041cm 翼根NACA65A005.5 翼尖NACA65A003.7 NACA0004-65 (修)弯前缘 M2.35 F-15 M2.5 F-105D M2.1 F-16A M2 M1.4 F-106A M2 米格-19 ЦАГИ层流翼型翼根C-12C 翼根M2.4 米格M2 NACA0006.4-6-21 4 翼尖NACA0003-64 参考已知战斗机翼型，选取本机翼型为翼根NACA64A006，翼尖为NACA64A203，翼尖几何扭转-2度。 ●根梢比?
1）对气动诱导阻力的影响
▲根据Prandtl机翼理论，当升力分布为椭圆形时，诱导阻力最小；当?=2.5时，升力分布接近椭圆形，故许多低速飞机?为2.5左右。
2）对结构重量的影响
▲?增加，可减轻机翼结构重量 3）对内部容积的影响
▲?增加，有利于布置油箱和起落架 4）对于高速飞机
▲?=3～5，主要是从结构重量考虑 综合考虑以上因素，本机选取?＝4。 ●后掠角?(x)
1）对气动特性的影响 ▲缓
F-4B 翼尖C-7C ЦАГИ层流翼型C-9C ?增大，可以提高临Ma界数，延
激
波
的
产
生
；
飞机总体大作业 - 四代机设计方案2
