《飞机总体设计》学习笔记

前言概要：

本书构成：

第一部分是飞机设计工作的简介，着重于歼击机的设计；

第二部分是组成飞机设计的各专业技术，如气动力、强度、结构、动力装置、进/排气系统、起落装置、操纵、液压、电源、空调、救生、航空电子及火力控制等；

第三部分是在以上专业基础上综合成总体方案并进行分析，包括重量估算、总体布置、性能和安定操纵性分析以及最终的飞机总体参数选择。

所需预备知识：

空气动力学、飞行力学、飞机结构和强度等方面的专业知识，

第一章 绪论

1.1飞机的高技术性和复杂性

飞机因其特殊的工作环境和工作任务，在设计时需要采用先进的科技手段同时继承成功的设计经验。

机体本身专业设计涉及：空气动力学、结构力学、材料学、制造工艺

实现飞行和人规定任务：动力装置设计、飞行控制系统、液压系统、电源系统、空调系统、燃油系统、救生系统、航空电子系统以及武器和火力控制系统等

保证飞机正常使用：地面保障设备（随机设备、定检设备和场站设备等）。

飞机的设计要兼顾：可靠性安全性、维修性、技术寿命和经济成本。

1.2研制飞机的五个阶段

新飞机的研制可分成五个阶段：==论证阶段、方案阶段、工程研制阶段、设计定型阶段、生产定型阶段==。

论证阶段：拟定新飞机的战术技术要求，新飞机的总体技术方案以及研制经费、保障条件和对研制周期的预测

方案阶段：确定功能布局，选定设备、材料，绘制主要图纸并进行理论指标计算校核，制作样机进行检查。

工程研制阶段：制定飞机制造工艺总方案，并对详细设计的零、部件图纸进行工艺性审查。全系统的地面模拟试验（全机模型的风洞校核，部件与整机的静力试验，起落架的动力实验，全机地面的共振试验，全机机上电磁兼容性测试等）

设计定型阶段：飞机调整试飞，国家鉴定试飞，局部修改

生产定型阶段：工艺性的改进。进入小批量生产后首批生产的飞机也应经鉴定试飞，通过后即可进入成批生产。

1.3飞机设计的特点

==飞机设计是一个反复迭代、逐次逼近的过程。==

在论证和方案阶段基本上确定了飞机的整个构形，对研制新飞机的成功率是至关重要的。

飞机设计过程的管理方面也需要注意技术状态管理的系统性、完整性和严密性。对所有工程更改和偏离须经过严格审查、记录和及时贯彻

1.4飞机的设计要求

飞机设计要求与用途有关，而用途往往与重量有直接关系

重量	类别	过载
10t以下	轻型飞机	6以上
30t级	一般军用战术飞机（歼击机，歼击轰炸机）	8以上
80t以上	远程飞机（轰炸机，运输机，侦察、预警机）	小于4

设计要求：

一般飞行性能要求：最大飞行速度、升限、航程、上升性能、加速性、减速性、盘旋性能以及起降性能。

飞机类型	重点要求
歼击机	最大飞行速度、升限和机动性方面
轰炸机和运输机	一定装载下的航程和起降性能
多发动机的飞机	发动机部分存在受损时的飞行性能
作战飞机	装载武器和航空电子设备的具体指标和完成作战任务的要求
民用飞机	舒适性和安全性

对飞机机体结构要求除承受正、负最大过载外，还要有承受动强度和使用寿命的要求。

第二章 飞机总体设计的第一次近似

2.1概论

不同类型飞机设计的一般布局形式：

飞机类型	一般布局特征	图例
超声速歼击机	中等后掠角(50°左右)；小展弦比(2~4)的薄机翼；正常式、鸭式或三翼面布局；翼身融合的形式（减少超声速波阻，提高亚声速机动性及隐身能力）
中、远程轰炸机	要求一定的超声速冲刺突防能力，采用变后掠翼 强调隐身突防能力的轰炸机，外形基本按隐身要求设计
亚声速运输机及客机	一般采用大展弦比(8~10)、小后掠角(35°左右)，用超临界翼型的机翼
通用航空飞机	力求便宜好用，通常采用无尖削的平直机翼，展弦比在6以上

飞机的设计既有==继承==又需要==创新==。

2.2飞机主要总体参数的选择

飞行基本方程：飞机能在空中作等速直线飞行，必须使飞机的升力L与飞机的重力G(G=g)达到平衡【$L=G$】；而且发动机的推力F能克服飞机的阻力D【$F=D$】。

评价飞机气动效率的指标：升阻比【$K=C_L/C_D=L/D$】

其他两个重要指标：推重比【$F/G$】；翼载【$m/S$】

飞机布局形式中：飞机重量、发动机、飞机几何尺寸及气动特性四者是相互影响并相互依存的。

**==一般设计流程：==**先定飞机起飞重量$m_0$，然后根据性能要求统计同类飞机的起飞推重比$F_0/G_0$，选择发动机；再参照类似布局形式的统计资料选择翼载$m_0/S$，进而估算气动特性$C_L、C_D$及$K$值。

2.3初步重量估计

初步估计起飞重量算式：$m_0=m_{\mathrm{cy}}+m_{z z}+m_{\mathrm{ry}}+m_{\mathrm{kj}}$，或者$m_0=\frac{m_{\mathrm{cy}}+m_{z z}}{1-\bar{m}_{\mathrm{ry}}-\bar{m}_{\mathrm{kj}}}$

符号	说明
$m_{\mathrm{cy}}$	飞行乘员重量，一般取
$m_{z z}$	飞机上为执行任务所必须装载的武器、弹药和特种设备重量 对现代歼击机，一般执行任务需要的装载重量约在24t 轰炸机很大，300t的重型轰炸机，装载可达50~60t。 民用飞机的$m_{z z}$，一般指载客数量
$m_{\mathrm{ry}}$	机内装载燃油的重量 但较准确的估算则应根据飞机气动特性及发动机油耗特性， 按飞行剖面各航段的发动机状态、油耗特性及其飞行时间来计算 $\bar{m}_{\mathrm{ry}}=m_{\mathrm{ry}}/m_0$，对歼击机一般取 0.25~0.3，对轰炸机及运输机一般取0.4，大型客机则在0.4以上
$m_{\mathrm{kj}}$	指飞机无乘员、无任务装载及无燃油的飞机重量。 包括飞机的结构、 动力装置及机载设备等随飞机尺寸变化的重量

在利用统计数据时还应考虑采用先进技术所得到的减重好处，这不仅要考虑飞机结构，也要考虑各设备将来小型化的作用。

2.4确定飞机的推重比和发动机的选择

发动机的选择一方面根据统计：如歼击机一般用小涵道比的涡扇发动机，客机一般用大涵道比的涡扇发动机，通用航空飞机还常用活
塞发动机。

$F_0/G_0$是飞机方案设计中最重要的总体参数。$F_0$是发动机地面台架状态的推力值。

真正决定飞机性能指标的是其相应高度和速度的推力值F，但对于一定类型的发动机$F,F_0$是存在一定关系的，如下

$$F=F_0\cdot k_{v,H} \cdot k_{\mathrm{xh}}$$

式中: $k_{v, I I}=\frac{F_{\mathrm{ky}}}{F_{0, j 1}}$, 其中 $F_{\mathrm{ky}}$ 为可用推力, $F_{0, j 1}$ 为加力推力；$k_{\mathrm{xh}}$是飞机巡航时发动机的节流特性。

关于典型喷气飞机的巡航和巡逻待命的耗油率$C_e$,

飞机类型	耗油率
纯喷气发动机	$0.09kg/(N·h)或者0.08kg/(N·h)$
小涵道比涡扇发动机	$0.08kg/(N·h)或者0.07kg/(N·h)$
大涵道比涡扇发动机	$0.05kg/(N·h)或者0.04kg/(N·h)$

在确定了起飞推重比$F_0/G_0$或功重比$P_0/m_0$后，尽可能选用现成的发动机.如有可能得到该发动机的说明书，则可取得其==推力或功率随速度和高度变化的特性==；==耗油特性及发动机需要的进气量特性==；对螺桨发动机还得有==螺桨特性==；最后还应获得==发动机的安装外廓尺寸和重量数据==，以便进行飞机进气道及总体布置设计。

2.5飞机的气动特性和翼载

翼载：飞机重量$m$与机翼参考面积$S$之比，决定飞机性能和机动性的主要参数。通常重量都用正常起飞重量$m_0$作为衡量的基准，而机翼参考面积$S$一般都是取包括机身内的机翼的总面积$S$。$m_0/S$

由$L=D$和$L=C_DqS$ 可得水平飞行状态下 的飞行速度为 $$ v=\sqrt{\frac{2 m g}{S \rho C_L}}$$

从式可以看出要获得大速度, 应该用大的 $\mathrm{m} / \mathrm{S}$;

同时，飞机上发动机能提供的推力要能克服当时飞行的阻力 $D$，即

$$F=D=\frac{1}{2} \rho v^2 S C_D$$

从式可以看出, 当飞机重量 一定时, $m / S$ 大, 意味着机翼面积 $S$ 要小, 因而克服阻力需要的推力也小。

机动过载：$n_z=\frac{C_L q}{m g / S} $。需要$n_z$增大，若$C_L$一定， $m / S$需要小。

剩余推力(表征飞机机动能力)：$n_x=\frac{F}{m g}-\frac{C_{D .0} q}{m g / S}-\frac{A(m g / S) n_z^2}{q}$与翼载的关系则比较模糊。

对于超声速飞机$C_{D,0}$（飞机阻力系数）最重要的是波阻，除了外形设计要注意外，最重要的是控制机身最大横截面积$S_{max}$与机翼面积$S$之比，即，$\bar{S_{max}}=S{max}/S$。

飞机类型	起飞重量	$m_0/S$
通用航空飞机	$10t$左右	$50-130kg/m^2$
喷气教练机		$200 kg/m^2$
歼击机		$250-400kg/m^2$
喷气运输机和轰炸机		$600~700kg/m^2$

具体数字的选取要根据气动特性、推重比及飞机用途等因素来确定，同时与飞机的布局形式有关。

第三章 飞机的气动布局

3.1翼型的选择

翼型的基本要求:

翼型需要具有大的升阻比及高的最大升力系数而阻力系数最小，并应有小的零升力俯仰力矩。同时，兼顾结构、强度和工艺性的要求。

翼型的几何参数：

图中符号解释：

符号	解释
$b$	连接前、后缘的 直线称为弦线，被前、后缘所截长度称为弦长，以$b$表示。
$f$	中弧线与弦线距离的最大值称为最大弯度，简称弯度，$f$表示，
$c$	最大厚度，简称厚度，表示c
$r$	翼型前缘曲率半径称为前缘半径，以$r$表示。
$\tau$	后缘角定义为翼型后缘切线夹角的一半，以$\tau$表示

典型的压力分布用压力系数 $C_p$ 表示, 即 $$ C_{p i}=\frac{p_i-p_{\infty}}{\frac{1}{2} \rho_{\infty} v_{\infty}^2} $$ $p_i$ 为翼型上 $i$ 点的局部压力值,

$p_{\infty}$ 为自由来流静压力,

$p_{\infty}$ 为自由来流的密度,

$v_{\infty}$ 为自由来流速度。

在一定的迎角下，根据翼型==附面层的状态（层流或紊流）、形状和厚度==，平滑流动被破坏而出现了==气流的表面分离==，翼型上的压力分布随分离形式及其发展而变化，从而改变了==阻力、升力、俯仰力矩值==。

**影响翼型气动特性的主要参数：**前缘半径、相对厚度、弯度及$Re$数

主要参数	影响量	影响情况	应用选择
前缘半径	分离情况，最大升力，波阻	圆前缘翼型从后缘开始失 速，随迎角增加分离前移，其失速迎角大，最大升力系数也大，但超声速波阻也大。	一般亚声速飞机采用圆前缘翼型，超声速飞机采用较尖的前缘翼型。
翼型相对厚度	飞机的阻力（特别是波阻）、最大升力系数、失速特性和结构重量。	对超声速的阻力影响很大 在超声速时波阻增加约与$\bar{c}$的平方成 正比。 相对厚度对机翼结构重量的影响是随$\bar{c}$的平方根成反比变化。	最大厚度位置在弦长的 40%~45%,有利减阻。
翼型弯度	最大升力系数； 零升力低头力矩系数	最大弯度点靠前可得到高的最大升力系数。 弯度引起翼型有较大的零升力低头力矩系数$G_{m0}$	高速飞机一般不用有弯度的翼型。 对于薄机翼往往采用带弯度的翼型及有扭转角的翼型。

特别是对高速战斗机设计，不必花太多的时间去精选合适的翼型，经常是利用已有气动实验数据的翼型，从中选择比较合适的。

对大展弦比、小后掠的亚声速运输机的机翼则应十分重视选用翼型。

3.2机翼外形设计

设计要求：

在起飞、着陆和空中机动状态下有尽可能大的升力及高的升阻比；

在巡航状态和大速度下有尽可能小的气动阻力；

在全包线范围内有良好的纵向及横侧向的操纵安定特性，特别是在低速时要有线性的俯仰力矩特性、较高的副翼效率及横向特性。

机翼的几何参数：

符号	含义	单位
$S$	机翼参考面积; ，m; ，m; 翼尖弦长，m; S一；	$m^2$
$l$	机翼展长	$m$
$b_0$	翼根弦长	$m$
$b_1$	翼尖弦长	$m$
$\lambda =l^{2}/S$	机翼展弦比
$X$	机翼前缘后掠角
$\eta=b_0/b_1$	根梢比
$\bar{c}$	翼型相对厚度($\bar{c}=c/b$,$c$为最大厚度)
$\varphi$	扭转角（翼尖弦与翼根弦之间的夹角）

展弦比对机翼升力的影响：

升力产生时伴随上下表面压力差，翼尖处下表面高压气流流向上翼面，减小了翼尖附近的升力。

展弦比增大，翼尖效应的影响范围小，升力线斜率和升阻比大。同时，由于翼尖涡减小了翼尖处的有效迎角，因此小展弦比机翼的失速迎角大。

机翼前缘后掠角的影响：

机翼前缘后掠主要用于减缓跨、超声速的不利影响。

根梢比的影响：

该参数影响机翼的升力沿展向分布的规律。

机翼后掠使空气流向外侧，使翼尖载荷增大，为保持椭圆形升力分布，应增大根梢比，但是，根梢比太大会加剧翼尖失速。

机翼后掠角和展弦比综合作用：

在一起对单独机翼的俯仰力矩特性有很大影响，特别是引起“上仰”即俯仰力矩不安定。

边条的影响：

在中等到大迎角范围，边条产生强的==脱体涡==，除本身有高的涡升力增量外，还能控制和改善基本机翼的外翼部分的分离流动，从而提高飞机的升力。

3.3翼身组合

机身主要参数：长度$l$，直径$d_{js}$，最大横截面积$S_{js}$以及长细比。

机身的长细比尽可能的大，以减小超声速波阻；头部应平滑收缩；尾部为轴对称旋成体，且收缩要缓和。

为减小干扰阻力，超声速飞机翼身组合体的设计采用==面积律修型==及==翼身融合体==。

**【面积率】**飞机所有部件的横截面叠在一起的分布（从机头到机尾）应该相当一个最小阻力的当量旋成体横截面积的分布（或分布曲线比较光滑而无不规则变化)。为保证飞机在高亚声速和跨超声速范围内的阻力最小。

【翼身融合体】：机翼和机身之间以==光滑的曲线==连成一体。增加结构空间；光滑连接，利于隐身。

【翼身整流】：为提高气动效率，当不能采用翼身融合体时，需在机翼和机身连接处采用机翼==“整流包皮”==光滑连接。

3.4变后掠机翼

可变后掠机翼：将整个机翼或其外翼，可前后转动，使机翼后掠角可以变化，主要应用于==超声速战斗轰炸机==。

低速时：转向小后掠角、大展弦比，其升力及升阻比明显增加，起降及巡航性能明显改善；

超声速时：转向大后掠、小展弦比，其被阻小，超声速性能良好。

3.5机翼的增升装置

==【概念解释】==：增升装置或襟翼是一种可增加升力的活动翼面。通过活动式的机翼前后缘，改变机翼剖面弯度和面积，增加飞机升力，改善起降性能。

**后缘襟翼：**后缘襟翼的升力增量△C与其面积、偏度、后退襟翼的后退量、带缝襟翼的缝隙形式有关。

**前缘襟翼：**随着迎角增大，机翼前缘偏转一定角度而使翼型具有一定的弯度，消除或延缓大迎角时机翼前缘的气流分离，从而增大$C_{mx}$值。机翼前缘增升形式包括：前缘缝翼，克鲁格襟翼和可偏转的机翼前缘（机动襟翼）。

3.6副翼及横侧操纵面

横侧操纵通常用副翼、襟副翼、扰流片、差动平尾来实现。

对操纵面的设计要求：要提供飞机所需要的滚转力矩和具有较小的铰链力矩，力求其滚转力矩和铰链力矩随偏度呈线性变化及有较小弹性变形影响。

**副翼：**最为常用，设置在机翼后缘靠近翼尖部分。影响副翼效率的参数有：副翼相对机翼的面积、副翼在机翼上的位置、副翼弦长及转轴位置、气动补偿形式（为减小舵面铰链力矩）等。

在副翼效率不足的时候也可以采用扰流片和差动平尾的方式进行辅助。

**扰流片：**位于襟翼之前，机翼上表面最大厚度后面的平板。工作时，向上偏转产生扰流，减小一边机翼的升力，可以产生滚转力矩。

3.7减速板的气动设计

**减速板作用：**在近距格斗和瞄准射击时要求飞机有良好的减速性，它对空战胜负有重要影响。

减速板的设计要求：

• 具有髙的阻力效率，即放减速板时的阻力增量要大（>70%）。
• 放减速板时不允许飞机产生低头力矩，应保持飞机飞行姿态不变或稍有拾头趋势；
• 放减速板后飞机不应有强烈的振动。

**设计：**位置一般设计在机身下半部的两侧和机身背部。面积一般占机翼面积的4%-6%。形状为长方形（长边在顺气流方向），开度30°-50°较为适宜。配置时需要考虑力矩平衡并进行风洞试验确定具体位置。

3.8保证俯仰安定性和操控性的气动布局

俯仰安定性和操纵性是保障安全飞行的最重要的飞行品质。俯仰操纵用升降舵、全动平尾和前翼来实现。：

设计要求：

• 在飞机处于前重心位置时，能满足抬前轮、起飞及着陆操纵的要求。
• 对静安定飞机，在重心后有最小允许的纵向静安定度余量；对静不安定飞机，可提供足够的恢复平衡的低头俯仰力矩。
• 在做机动时能保证飞机达到所规定的最大过载。

平尾和前翼的主要作用是平衡机翼产生的纵向力矩，它们所能提供的力矩效率与其产生的升力及力臂成正比；而升力与其面积成正比。因此，尾翼或前翼效率与其面积和尾臂的乘积成正比。这个乘积定义为尾容量$A_{\mathrm{H}}$。

$$A_{\mathrm{H}}=l_{\mathrm{H}} S_{\mathrm{H}} /\left(b_{\mathrm{A}} S_{\mathrm{w}}\right)$$

式中:

$l_{\mathrm{H}}-$ 平尾力臂, 是平尾 $1 / 4$ 平均气动弦点至机翼 $1 / 4$ 平均气动弦点间的距离, $\mathrm{m}$;

$b_{\mathrm{A}}$ 一机翼平均气动弦长, $\mathrm{m}$;

$S_{\mathrm{H}}$ 一平尾外露面积, $\mathrm{m}^2$;

$S_{\mathrm{w}}$ 一一机翼全面积, $\mathrm{m}^2$ 。

平尾的平面参数主要是前缘后掠角、展弦比及翼型相对厚度。平尾的位置直接影响其对安定性的贡献，布置尾翼要尽量减小下洗及速度阻滞的影响。

3.9保证侧安定性和操纵性的气动力布局

飞机的方向安定性和操纵性是用立尾、腹鳍及方向舵来实现的。

同平尾一样，立尾效率与其面积和尾臂的乘积成正比。该乘积定义为尾容量$A_v$。

$$A_{\mathrm{v}}=l_{\mathrm{v}} S_{\mathrm{v}} /\left(l_{\mathrm{}} S_{\mathrm{w}}\right)$$

$l_v$ 立尾力臂, 是立尾 $1 / 4$ 平均气动弦点至机翼 $1 / 4$ 平均气动弦点间的距离, $\mathrm{m}$;

$l$ 一机翼翼展面积, ;$\mathrm{m}^2$

$S_{\mathrm{v}}$ 一立尾外露面积, $\mathrm{m}^2$;

$S_{\mathrm{w}}$ 一一机翼全面积, $\mathrm{m}^2$ 。

立尾效率是其升力线斜率及尾容量的函数，立尾的展弦比、后掠角、尖削比等对升力线斜率有影响。低速大迎角时立尾受翼身涡的影响而效率下降，增大立尾高度及向前移立尾对大迎角方向安定性有利。

单双立尾的选择主要考虑后机身的形状。

立尾形式	适用情况
单立尾	单发且后机身近似圆形的战斗机，隐身性能较差
双立尾	装两台发动机的战斗机，由于后机身比较宽，立尾间不利干扰小，双立尾外倾对隐身有较大好处。

立尾选定后，确定方向舵几何尺寸主要考虑因素是：侧风着陆的最小控制速度及单发动机横向控制停车的作用；有足够的效率来配平不对称外挂载荷，并提高对方向扰动的阻尼。

3.10外挂物布局

外挂物布局的基本设计要求：

• 要求在飞机重心附近配置外挂物，以免投放后飞机产生较大的配平重心变化；
• 配置时要考虑飞机的面积分布及挂装形式，以尽力减少外挂阻力；
• 外挂之间要有一定的间隙，保证足够的装卸工作空间；
• 布置导弹时要考虑导弹排气对飞机进气道及结构的影响。

外挂物的挂装形式：

挂装形式	介绍	图例
外部式	在机翼和机身下有硬点连接武器挂架，用于挂装附加的武器和油箱
半埋式	半埋式的武器是其中一半明显的在飞机机身凹槽里，只适用于一种外形的弹，缺少更换种类的灵活性。
内埋式	武器全部埋在飞机机身的凹槽中。
共形式	共形挂装方式是把武器安装在机翼或机身底部与外表面平齐，它不破坏飞机结构

3.11飞机的气动布局形式

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、立尾等是辅助承力面，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：

气动布局形式	特征介绍	图示
正常式布局（边条翼）	水平尾翼在机翼之后，一种主流、普遍的布局形式。 边条翼对纵向气动特性的影响：边条翼在大迎角时使升力增加，诱导阻力减小，跨音速时延缓波阻的增加，减小超声速的波阻（相对厚度减小）。边条翼仅边条产生脱体涡，基本翼仍是分离流，属于混合流型。
鸭式布局	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。 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。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。一种高机动性的气动布局形式。
无尾飞机	飞机只有一对机翼，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，增生需要和低头力矩影响造成操纵困难和配平阻力增加。飞机气动性能受限，使用较少。其优点是超声速阻力小。
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（即前翼十机翼十平尾）。 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。在一起可进行直接控制及保证大迎角有足够的低头恢复力矩，改善大迎角特性，提高最大升力；其缺点是因加前翼而使零升阻力和重量稍增加。

3.12隐身对气动布局的影响

隐身能力，又称为其可探测性，表示减低自身被雷达、红外、可见光和声等信号特征的能力。

雷达散射截面（简称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$\sigma $表示。常用平方米或分贝平方米为单位。“0分贝平方米”等于10的0次方，即为$1m^2$;“20分贝平方米”等于10的2次方，为$100m^2$。

其随着照射方向的不同而改变，一般都以正前方士30°范围内的均值来描述一架飞机RCS值的大小。RCS值越大，表示反射的信号越强，越易被发现。

**隐身设计的基本原则：**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)。

设计方法	解释	图例
消除能够成角反射器的外形布局	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
变后向散射为非后向散射	F一22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
采用一个部件对另一强散射部件的遮挡措施	采用背部进气道，用机身和机翼遮挡了进气道 利用机翼及边条对机身侧向的遮挡可减小侧向的RCS值。
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一22、F一23的机翼、平尾、立尾的前缘和后缘互相平行。翼面前后缘平行可使雷达波反射尖峰叠在一起减少强尖峰个数
消除强散射源的措施	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，又可使多次电磁波减弱回波。 对于外挂物，将中、近距导弹及炸弹都埋挂在机身舱内。
结构细节设计	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为锯齿形。
隐射吸波材料	可在有机玻璃上蒸镀或溅打一层金属薄膜，使电磁波产生漫反射而减小RCS。在机翼、平尾各翼面前缘涂吸波材料来减小翼面的RCS。

第四章 飞机的强度设计

4.1飞机的强度设计情况

**概述：**飞机总体设计中，须根据飞机的战术技术要求，对气动布局所确定的飞机布局外形，确定将要承受的载荷情况，以拟定各部件的结构传力形式，选择结构材料，形成基本可靠而重量最轻的结构方案。

飞机承受的载荷包括：空气动力载荷，惯性力载荷。

决定载荷大小和分布的因素：大气环境（空气温度、密度、湿度和流动特性等。）和飞机自生特性（构形、重量、重心、惯量、重量分布等）。

飞机的载荷分析需要在繁杂的受载组合中找到各部件最大受载的大小和发生的情况。值得注意的是，受载大小与零件位置和飞行状况均存在联系，分析无疑是困难的，需要结合经验和推断，制定出飞机设计强度规范。

飞机结构强度计算中的常用术语：

术语(名称及符号)	含义解释
使用载荷$P_{sy}$	飞机在实际使用中可能遇到的最大载荷
设计载荷$P_{sj}$	飞机机构设计时常取高于使用载荷的负载进行设计，并且保持一个安全裕度。结构不发生破坏所承受的最大载荷称为设计载荷或极限载荷。使用载荷与设计载荷的关系如下：$P_{sj}=fP_{sy}$
安全系数$f$	军用飞机强度和刚度规范中规定，安全系数f通常取==1.5==。这个值是根据硬铝合金的极限拉伸强度值与其屈服强度的比值确定的。为增大安全性和刚度，对有磨损或在其他恶劣条件下工作的结构，安全系数要适当增大。
过载	过载称为载荷因数。除重力外，作用在飞机某方向上的所有外力之合力与当时飞机重力之比值，称为该方向上的过载。
剩余强度$\eta $	剩余强度是说明结构的实际安全裕度，是结构材料的许用应力[σ]和结构工作应力σ的比值

军用飞机载荷计算原始数据：原始数据主要包括：重量、重心、惯矩、速度、高度和过载包线等。

【飞行包线】飞机的飞行包线是允许飞机飞行的高度、速度范围。

4.2飞机的载荷

载荷的类别：(1)机动载荷；(2)突风载荷；(3)其它载荷（如操纵系统载荷、发动机载荷、座舱内外压力以及鸟撞载荷等）；(4)地面载荷（如着陆载荷、滑行载荷等）；(5)惯性载荷；(6)水上飞机的着水载荷等。

飞机各部位实际遇到的最大载荷是各不相同的。

几类载荷的主要特征：

分类	描述
飞行机动载荷	对称机动（飞机在对称平面内的机动飞行）： ①稳定俯仰机动：所产生的载荷主要用于检查机翼、机身、水平尾翼等部件的强度。 ②急剧俯仰机动：主要考虑有俯仰角加速度的载荷，用于检查机翼、机身、水平尾翼、升降舵等部件的强度。 非对称机动（飞机在横向操纵和（或）航向操纵下作非对称机动飞行）： ①滚转机动：机翼上除受大的弯矩外，还有大的扭矩。常是机翼的主要设计情况；而机身和尾翼都将受弯矩和扭矩联合作用。 ②侧滑和偏航机动：一边发动机停车时，立尾配平所承受的载荷，还应考虑急滚时引起的侧滑所产生的立尾载荷。
突风载荷	飞机在不平稳的大气中飞行，由扰动气流引起的附加载荷 离散突风：飞机处于水平直线无侧滑飞行，并且有相应的水平尾翼平衡载荷和立尾配平载荷。 连续突风：大气中普遍存在的突风，实际上是一个波形与频率随时间连续变化的随机函数。
进气道荷载	空中飞行的冲压载荷 地面发动机开车时产生的管道吸力：
着陆载荷	最主要的影响因素：飞机着陆重量$m$和重心位置$X_τ$、下沉速度$v$,、飞机着陆速度、飞机着陆姿态、地面摩擦因数等。 飞机着陆姿态分类：对称着陆、起转和回弹、偏航着陆、单轮着陆、
水上飞机的着水载荷	机身底部呈船舶形状，承受着水撞击的压力和高速滑行时的水动压力。 载荷受海浪状况、下沉速度、飞机进场着水速度、配平姿态角、重量和重心位置、结构弹性影响

部件气动载荷分布：

研究气动载荷需要综合确定受载情况和解决力的分布问题。

载荷的平衡和综合：

飞机运动过程当中的动平衡状态不仅需要考虑由强度规范求出的飞机在飞行时各个部件的气动载荷、发动机推力等，还需要考虑由飞机的平移和转动所产生的惯性力。

飞机各部分的内力分布：

当飞机在垂直平面内机动时，机身对称平面内的外载荷有机翼升力、平尾平衡和机动载荷、机身上的气动力以及结构、设备引起的惯性力。

飞机的结构内力包括剪力$Q$、弯矩$M$、扭矩$M_k$的分布情况。

4.3气动弹性设计

气动力和惯性力会引起结构静、动态弹性变形，同时这种弹性变形又会反向作用气动力和惯性力

气动弹性问题：

气动弹性问题	解释	解决措施	图例
操纵面反效	飞机飞大表速偏转副翼后，由于机翼的扭转变形而造成副翼作用降低；如果机翼扭转刚度太小，偏副翼时会产生副作用，即为副翼反效。	增加机翼结构的扭转刚度：加强承扭构件，改变机翼平面形状（减小后掠角、展弦比），操纵面类型（扰流片，全动翼尖内移成襟翼副）。
机翼发散	是飞机在大表速下，由于机翼剖面压心前移造成剖面迎角增大，随之而来剖面抬头扭矩继续增加，直至结构破坏。	采用复合材料结构，利用其各向异性可以控制变形方向，就可以防止发散。
颤振	气动力、结构弹性力和惯性力耦合作用下的自激振动问题，一般都在大表速下发生	提高结构刚度；改变结构的质量分布，即在机翼前缘、翼尖等处加配重；对于操纵面也可采用加配重的同样办法，以改变振型从而改变颤振模态，达到提高颤振临界速度的目的。

由于气动力作用下结构的变形，还会导致飞机静安定性和其他操纵面效率的降低。总之，结构设计在保证强度的同时，还要保证有足够的刚度。

气动设计要求：

飞机设计、制造、材料应使飞机及其部件在全部飞行包线内的各种外挂物组合、重量、装载以及引起较大刚度损失的机动飞行等条件下，飞行速度直到1.15倍极限速度$v_{max,max}$都不发生颤振、发散、嗡鸣以及他动态气动弹性和气动伺服弹性不稳定现象。

4.4防止气动加热的设计

气动加热概述：

所谓气动加热问题，通常指：飞机外表面与附面层间的热交换、结构内部的热传递、结构材料的性能变化、结构的防热设计以及高温下结构刚度、强度分析等诸多方面的问题。飞机的外部热源以气动加热为主，内部热源主要发动机的热量。

确定结构外表面气流附面层的特征温度：

气动加热在结构设计重中的主要问题：

影响	详细说明
高温对结构材料的影响	(1)高温拉伸、压缩强度随着温度的提高，一般情况下材料的拉伸或压缩强度缓慢降低 (2)热暴露后材料的室温、高温性能以上所提到的高温强度
受热结构的强度特性	外载荷引起的应力或温度产生的热应力共同作用下，结构元件中会出现局部屈服现象。 刚度变化的原因：一是温度的升高，结构材料的弹性模量(E或G)减小；二是由于在不稳定加热过程中所产生的热应力在结构中引起附加的弯曲变形或扭转变形。

结构元件或部件温度高的部分产生受压的热应力，则会导致热应力和外载荷压应力作用方向相同，结构可能引起失稳。在结构的整体稳定性计算时，需要考虑高温下的材料性能降低。

4.5飞机结构强度的设计思想

发展过程中出现的几种结构强度设计思想：

设计思想	思想内涵
静强度设计思想	结构在给定设计载荷作用下不发生破坏；经使用载荷作用，卸载后没有可见的永久变形。
安全寿命设计思想	在原静强度设计思想的基础上，对结构在长期使用中安全性要求的补充。
安全寿命/破损安全设计思想	结构中出现了由本身初始缺陷引发的疲劳裂纹，但整体结构仍能承受所规定的外载荷，以便能继续承载直到下次维修时能发现这些损伤，采取补救措施。
安全寿命/损伤容限设计思想	归纳为两类结构：缓慢裂纹扩展结构（在预定的使用期内不允许缺陷或裂纹发生不稳定的快速扩展）和破损安全结构（使不稳定裂纹扩展限制在局部范围内。）
耐久性/损伤容限设计思想	在整个使用寿命期内，不会因疲劳、腐蚀和意外损伤而造成灾难性破坏；同时，保证结构具有良好的寿命特性和维修的经济性。

结构疲劳设计：

采用安全寿命准则，即只考虑裂纹形成寿命，不考虑裂纹扩展寿命。疲劳设计的破坏判据是：在循环载荷作用下，结构出现工程可检裂纹即为破坏。

疲劳寿命的估算中较为常用的是：线性累积损伤理论（Miner理论）各级交变应力引起的疲劳损伤可以单独计算，然后再线性叠加起来，总损伤等于各级损伤的总和，当总损伤等于1时结构发生疲劳破坏。

结构耐久度设计：

耐久性：指飞机在规定的期限内，机体结构抵抗疲劳开裂（包括应力腐蚀开裂和氢脆所引起的开裂)、腐蚀、热退化、剥离、脱层、磨损和外来物损伤作用的能力。

耐久性设计目标：通过合理选择材料、工艺、控制应力水平、设计细节、检查及防护，以满足经济修理要求和降低使用维护费用，提高飞机的备用性，提高寿命和可靠性。

耐久性设计方法主要是：确定性裂纹扩展分析方法、概率断裂力学法和裂纹萌生法。

第五章 飞机的结构布局设计

5.1飞机结构布局设计的基本原则和要求

**飞机结构结构设计的三个层次：**飞机结构布局，结构元件参数选择（选择、优化各结构元件的尺寸和材料），结构细节设计（开孔、连接、圆角等）。

飞机通常用结构重量系数（飞机结构重量/飞机正常起飞重量）来表示结构设计水平。

飞机机构设计的要求：

(1)能满足静强度要求，即能承受飞机各种飞行和地面的设计载荷；
(2)能满足飞机使用寿命要求；
(3)能满足耐振性和耐噪声要求；
(4)能满足气动力对飞机结构外形的要求；
(5)能满足飞机颤振和静气动弹性要求；
(6)能满足飞机隐身的要求；
(7)能满足飞机生存力的要求；
(8)能满足飞机结构工艺性的要求；
(9)能满足飞机使用维护性及可靠性的要求；
(10)能满足飞机结构的经济性要求。

5.2飞机结构布局设计

飞机结构布局的主要步骤：

5.3飞机结构总体布局设计

在满足装载和使用维护要求情况下，确定机翼、尾翼、机身、起落架等最主要结构的安排。

结构总体方案的确定：

飞机总体结构方案确定的原则是：①结构布局设计力求综合满足各种设计要求，结构传力合理；②结构总体方案力求重量最轻。

全机结构的布局形式：

布局形式	特征介绍	图例
1.机翼翼盒穿过机身布局	上、下单翼布局的飞机，一般采用机翼主受力盒穿过机身的布局结构。 左右机翼弯矩直接相互平衡，这样机身只承受机翼通过接头传来的剪力和扭矩。
2.通过加强框传递机翼载荷布局	由于气动力要求，高速飞机常采用中单翼布局。机翼翼盒无法穿过机身，机翼上的载荷只能通过结头传递给机身框。 这样机身的加强框要传递机翼上的弯矩、扭矩和剪力。
3.翼梁穿过机身的布局	通过穿过机身的梁自身平衡机翼的弯矩，剪力和扭矩通过机身框接头传递
4.带外撑杆的布局	该结构多用于轻型低速飞机布局。 这种布局在机翼与机身间允许布置撑杆。 该撑杆使机翼上的弯矩卸载，大大降低了机翼弯矩。 机身结构通过机翼接头与撑杆接头传递机翼的弯矩、扭矩和剪力，受力十分合理，是结构重量最轻的布局方案。

确定设计分离面：

具体工作：确定设计分离面及各分离面间的连接形式。

确定分离面：1.根据运输要求；2.根据经常维修和更换的部分（如起落架）；3.根据使用要求（如座舱盖）

确定设计分离面的连接形式：1集中接头连接，通过梁时接头（拆卸比较方便，适用于集中传力布局）；2.周边连接形式，通过螺栓连接（拆卸比较困难，但适用于以蒙皮或壁板传弯矩的机翼结构布局）。

5.4部件结构布局设计

主要工作内容：

(1)部件结构形式选择；
(2)结构传力路线的确定及主要传力结构的布置；
(3)工艺分离面的确定及主要接合面形式的确定；
(4)主要维护方式及口盖布局。

结构工艺分型面的确定：

工艺分离面是根据部件生产、试验、检测要求安排的结构分离面，并非使用维护要求安排的分离面。

• 确保载荷能够合理传递；
• 确保分离面设计不影响飞机的使用维护要求，如口盖、舱门位置等；
• 单独加工、试验、检测的结构划分出工艺分离面，如机翼整体油箱、战斗机气密座舱等；

5.5机翼结构布局

机翼是飞机产生升力和滚转操纵力矩的主要部件。它一般由机翼主盒、襟翼、扰流片、副翼、前缘襟翼、发动机吊挂等部分组成。

机翼结构布局一般是，先按强度要求进行布局，再检查是否满足气动弹性要求，最后根据分析结果改进布局。

翼面结构	布局要求
翼面根部	结构承受弯矩最大，其结构布局主要取决于强度要求。
翼面中部	结构布局主要取决于颤振要求。
外翼部分，后缘副翼	主要设计情况是翼面静气动弹性要求，即满足副翼效率要求

机翼外载荷和内力：

作用的外载荷：气动力载荷、结构重量载荷及固定在机翼上的部件载荷。

机翼结构组成：

机翼由蒙皮（用于保持外形、传递气动力和承载，主要由平板、加筋板、夹层板组成）和结构骨架（转化气动力为总体载荷并向外传到，由梁、墙、加强条等组成）两部分组成。

按强度要求机翼结构形式选择：

翼面主受力盒结构有以下几种形式：加筋板盒结构、多墙结构、蜂窝夹层板盒结构、全高度夹层盒结构、横向加筋板结构和梁式结构。

按照强度要求选择机翼结构布局，主要是采用“满应力”的方法，即结构的工作应力$σ$(通过有限元分析得到的，与外荷载准确性有关)力求与结构的许用应力$[σ_0]$（通过结构的合理布局及参数选择得到的）相等。

==【结构载荷参数K】==：描述载荷特征，是作用在受力翼盒上的弯曲外载荷与结构特征组合。

结构传力路线的确定及主要传力结构的布置：

结构布局	适用工况	传力路线	布局原则	图例
夹层盒结构布局 主要由上下夹层板壁板，前后梁和若干翼肋组成。	在翼面相对厚度比较大，载荷参数K小的情况。机动过载比较小的侦察机翼面	弯曲载荷一部分由夹层壁板传递，大部分由前后梁来传递；剪力由梁腹板传递；扭矩由夹层板和前后梁组成的壁室来传递。 该结构布局主要是要合理安排夹层板厚度、前后梁位置及翼肋间距。	由于这种结构不宜承受集中载荷，在机翼与机身对接处一般不采用集中式接头形式，多采用周边连接方式；但梁要与机身接头相连接，传递机翼的剪切载荷和部分弯矩。
梁式结构布局	相对厚度大、载荷参数K比较小	突缘承弯；采用梁集中传递弯矩和剪力，并通过接头将机翼载荷传给机身；在没有大开口的翼面，采用前后梁与蒙皮组成的翼盒传扭；对于翼面大开口的情况，要安排加强肋，将外翼传来的扭矩传给梁架，靠梁的参差弯矩方式传递扭矩。	梁式结构一般与机身采用接头形式连接，并传递翼面的弯矩、扭矩和剪力载荷，
加筋板翼盒结构布局	多用于翼面开口少、中等相对厚度翼面、中等载荷参数K	由加筋板传递主要弯矩，剪力由前后墙来传递，扭矩由加筋板蒙皮与前后墙组成的翼盒来传递。	在机翼根部过渡成梁式结构，用接头将集中力传给机身；也可以以周边连接方式将力传给机身；或采用翼盒结构穿越机身。
多墙结构翼面布局	承扭刚度大，适用于高速飞机薄机翼，常被设计为整体油箱	通过蒙皮传递翼面绝大多数弯矩载荷，用墙传递机翼剪力，由上下蒙皮及墙组成的壁室传递扭矩。	一般多采用翼盒穿过机身方式与机身结构相连，或采用周边接头连接方式与机身相连。
夹层盒结构布局 由蜂窝夹芯与蒙皮组成	高应力水平和轻的结构重量，多用于无装载的外翼结构	由蒙皮传递弯矩，剪力由蜂窝夹芯和前后墙传递，扭矩由蒙皮与前后墙组成的闭室传递	夹层盒结构由蒙皮承弯，一般采用周边连接与根部翼肋连接再将载荷传给机身。

5.6机身结构布局

机身结构包括机身、短舱、尾撑等筒形结构。该结构主要用于装载和传力。机身结构要承受机翼、尾翼等部件传来的力，并与机身本身载荷平衡。

结构组成：

机身结构一般由蒙皮和内部骨架组成。内部骨架由纵向元件，如纵向加筋条、梁和横向骨架，如普通框、加强框组成。机身上的纵向与横向弯矩由梁与加筋板来传递；剪力主要由机身侧壁组成的闭室来传递。

战斗机机身结构布局：

为保证飞机良好的维修性，机身结构的==开口率==（起落架、內埋武器舱、托装发动机）需要得到保证，而这又会使结构传力路线的布置出现困难。在总体布局时，特别要综合处理好维护性与合理传力的矛盾。

机身部位	组成与设计要求	图例
前机身布局	主要是由雷达罩（满足透波性能的非金属罩）、设备舱（由横纵隔板组成的受力骨架）、座舱（密封舱结构）、进气道（需注意压力脉动引起的蒙皮抖动和疲劳问题）、油箱（整体式油箱结构）、前起落架舱等组成。
中机身布局	一般由进气道、袖箱、部分发动机舱、设备舱和武器舱组成。身处于与机翼相联结部位，是机身受力最大部位，一般力求减少开口。
后机身布局	后机身主要是用于支持尾翼（确保结构刚度，满足颤振设计要求）、装载发动机（后机身下部大开口形式，方便向下脱出，同时考虑隔热和通风）及部分设备。

大型飞机机身结构布局：

大型飞机除需要承受惯性载荷和机翼载荷外，还需要满足起降时的增减压疲劳载荷作用，并保证气密要求。

多采用单块式结构布局并力求减少机身开口，舱门和边框是设计中最困难的部位。常用的布局形式包括：龙骨梁布局；加筋板布局；梁式布局

5.7尾翼结构布局

尾翼和机翼同属于翼面结构形式。

立尾与平尾分别与机身连接布局情况：

这种布局的立尾载荷比较小，其主要设计情况是保证飞机方向安定性的刚度要求。结构形式选择要在首先满足刚度要求情况下进行强度校核。由于载荷比较小、翼面内很少开口，因而多采用加筋板结构形式布局。

T型尾翼布局和U型尾翼布局：

该布局的立尾要承受平尾的气动载荷，立尾结构设计仍首先按照强度要求布局，再进行刚度要求检查。平尾气动弹性设计时，要考虑立尾支持刚度的影响

5.8全机承力系统综合检查

进行全机承力系统综合检查应遵守的原则：

• (1)承力结构综合利用；
• (2)结构传力路线短且直接，避免承力结构中间转折、偏心、截面突变以及不连续等现象；
• (3)重要受力区要避免开口盖，保证重要承力件结构连续，有良好的传力路线；
• (4)在静不定结构中，调整结构刚度比和改变结构刚度，使载荷在结构中合理分配；
• (5)设计结构主传力路线物理概念必须清晰，以围绕实现主传力路线进行结构布局。

在完成以上结构布局综合后，要根据结构选材要点，完成飞机主受力结构选材。

5.9结构选材要点

选材要根据结构部位考虑强度、刚度、材料密度、疲劳断裂、蠕变、抗腐蚀、耐温、工艺性、维修性、成本和易采购性等综合要求。

选材同时要注意结构应力水平、疲劳和损伤容限、热处理状态、材料三向特性（纵向、横向、高向）。

翼面结构选材：

机翼上表面主要承受压缩载荷，因此疲劳问题就不突出。为提高结构承载能力，厚蒙皮翼结构面受压破坏许用应力比较高，可选择高强度的铝合金。下翼面主要按疲劳强度要求设计，一般选择抗疲劳性能好的铝合金。

==复合材料==因其疲劳性能与隐身性能兼具，成为新一代飞机翼面设计材料的首选。但是，复合材料依旧存在抗冲击损伤能力很差，修复困难，成本比较高的问题。目前的制造技术：二维编织和缝纫工艺。材料健康监控技术的同步发展，使损伤得及时发现和处理。

==钛合金==常被冀面设计师选为主要结构受力部位的材料。

机身结构选材：

机身结构一般应力水平较机翼低，但座舱增压带来较多的疲劳问题，机身结构选材更多考虑选用疲劳特性好的铝合金材料。

主要受力框和机身主梁往往也选用结构钢材料，某些部位结构，特别在后机身发动机区的框为减轻重量和耐高温，选用钛合金材料。不锈钢材料也广泛用于高温受力构件设计中。

现代飞机的选材情况：

飞机的选材需要兼顾：高的结构效率（减重）；长寿命和高可靠性；低成本；材料更新迭代。

在目前使用中的民用飞机上，铝合金仍是主要结构材料，说明民用飞机从安全、寿命和经济性考虑，选用新材料较军用飞机更加慎重；但随着年代的发展，铝合金与钢的比例在下降，钛合金和复合材料的用量在增加。

第六章 机舱及装载布置

6.1舱室的布置

仓室	布置注意	大体布置形貌
驾驶舱	驾驶舱==视界==必须保证飞机在目视飞行时飞行员能够获得足够的外部目视信息。 驾驶舱的尺寸取决于飞机机组的人数，进一步说明是取决于飞机工作任务。
客舱布置	民航客机布置是需要着重考虑舒适性的问题，其中又包含：空间、装置、微气候控制、噪声、必要设施安排、加速度影响。 具体的布置又包括：机身的截面尺寸和长度；座椅布置；过道宽度；生活间和行李架；应急出口。 不同的布置设计均有与其对应的设计要求，或根据现有飞机设计的统计数据，或参考飞机适航条例等有关规定进行设计。
货舱布置	货运的方式，一种是将货物装在客机腹部，另一种是专用货机。货物空运一般采用专用集装箱或货架形式载运。

6.2武器装载的布置

武器、弹药在飞机上的装载布置形式：内装式一武器舱；外挂式一机翼、机身下运载。

一些飞机为了满足大机动、低阻、超声速巡航、隐身等目的会着重选择弹舱形式，取消外挂式布局。

炮舱：

炮舱—航炮及其弹药的装载舱；

几乎都会设置在前机身的下部，同时考虑重心位置和使用维修。

也有一部分布置在机身-机翼上部，可以避免射击时燃气进入飞机发动机。

主要结构组成：航炮、弹箱、输弹道、排链道、抛壳道和固定航炮的主交点、校靶机构及炮口装置等，某些航炮（如转膛炮）还须有驱动装置。

设计要求：

设计要求	具体说明
结构强度	保证后坐力的承载和传导。当调大射速使得后坐力增加时，可以采用软性安装（用弹簧或液压式的后坐缓冲器）
调校设计	对于固定方式安装的航炮，一般要求上、下，左、右各士30’可调余量。定期或换装新炮时都要重新校靶。
炮口装置的设计	用来消除射击时燃气对飞机发动机的影响及反作用力对飞机航向的影响。
通风排气	炮舱的设计应充分地保证舱内有良好的通风排气性，以防止连续射击时瓦斯气体在舱内集聚，产生二次燃爆。
耐振和疲劳设计	航炮的射击与之伴随的冲击、振动、激波、声压会对周边结构、蒙皮、设备 造成影响。
动态可靠性	输弹道、排壳道、排链道等应保证其传输物畅通无阻，特别是在飞机飞行射击情况下，不得有卡滞现象。
使用维护性	为应为舱内装置定期的拆装、维护和检查，在射击舱门位置与其样式时需要具备良好的可达性和方便性。

弹舱：

弹舱一炸弹、导弹装载舱。

在机身空间可利用的情况下，为获得低阻和隐身的效果，采用弹舱运载武器是最好的办法。

弹舱的部位选择：靠近飞机的重心，避免武器装载和分离时影响飞机的动态响应特性。

弹舱的主要结构组成：挂弹架（或挂弹钩）、吊装机构和舱门机构，某些带有弹射发射机构。

设计要求：

设计要求	具体说明
弹舱的结构必须有足够的强度和刚度	弹舱和舱门的设计需要保证飞机的结构性能不变。
安装间隙	弹舱的设计应保证弹体之间、弹与结构、弹与地之间有间隙76.2m。保证大震动下的安全性。
舱壁斜角	弹体顺利下落，弹舱的侧壁应设计成向外有10°的斜角形式，弹舱的前后也应留有相似余量。
舱门设计	大小应满足多弹药集装和分离不受阻碍；减少气动载荷和振动；准时可靠的开闭。
使用维护性	设计时必须保证使用中的可接近性、可维护性和便于进行可靠性的检查。
弹架设计	有限空间，更大的载弹量，更丰富的载弹品种。大装填密度。 专用悬挂装置：整体起挂式箱式炸弹架、旋转式导弹发射架和伸缩式导弹（红外）发射架
弹舱设计	弹舱设计应结合飞机的气动布局、机身结构及军械系统等专业进行一体化设计。解决武器合理运载和安全分离的关键问题。

武器的外挂

优点：更大的载弹空间，良好的维护性以及预先的目标定位。

缺点：较大的空气阻力，阻碍超声速飞行；引起气动弹性问题，伴随颤振和抖振；气动热使外挂物不稳定；飞机隐身呢性能降低

外挂物的低阻设计：包含最佳安装高度、最佳弹体间距、弹体的安装角度 、外挂物的合理布局，改进外挂方式（半埋式悬挂、保形悬挂）等设计项目。在设计需要建立在大量计算和风洞试验基础上，同时参考资料中的统计值。