北航研究生_气动设计课程大作业 _苏33与F18气动布局比较

苏-33与F-18气动设计对比
苏-33和F-18分别作为俄罗斯和美国的主力舰载机，在气动设计上的差异体现了二者设计目标和飞行性能的不同。

苏-33
苏-33机长21.2米，翼展14.7米，折叠后7.4米，机翼面积67.8米2，空重18.4吨。

采用了中单翼、翼身融合体、机翼翼根边条、中弧面可变弯度的前/后缘机动襟翼、整流尾锥、差动平尾和双发双垂尾气动外形，并采用了放宽静稳定度技术。

整个机体有前机身、中段机身/机翼和后机身三段组成。

前机身由可向上折反的雷达天线整流罩、前设备仓、可伸缩的空中受油管、座舱、前起落架舱和后部设备舱、前条翼组成。

苏-33对机身主要承重部件进行了加强，前起落架支柱直接与机身主要承力梁相连接，前轮起落架改为倒T字梁双轮式，可满足着舰时巨大的纵向过载要求，提高抗冲击过载强度。

苏33上增加了可动的前小翼，能满足舰上的低速起降性能。

前小翼的偏转角为+7°～-70°，左右两小翼由同一根轴相连接，只能同向偏转而不能反向差动，与主翼布局在同一个平面上。

前小翼与前边条在大的可控迎角下形成可控脱体涡，对主翼的上表面实现有利干扰，增大了升力系数，提高了飞机机动飞行时的纵向俯仰操纵性能和在舰上的起降能力。

苏-33的主翼为常规第三代战斗机通用的中等后掠翼，机翼的前缘后掠角为42°，后缘为15°，1/4弦线为37°，翼型为常规的非超临界翼型，翼根相对厚度为6%，翼梢为4%，外翼前缘装有全翼展机动襟翼，后缘装有副襟翼，在四余度电传飞控下可以自动控制机翼弯度，改变飞行时的升阻比。

为了增加飞机在舰上的起降能力，苏-33较苏-27增加了主翼面积，并把苏-27后缘半翼展的整体式副襟翼改为机翼内侧的两块双开缝增升襟翼。

在外翼内侧的双开缝增升襟翼之间的位置上安装有机翼折叠铰链，通过液压折叠机构把外翼分为固定翼段和可折叠翼段两部分，通过布置在机翼折叠机构开缝处后段的液压作动筒来控制机翼的打开和折叠，有利于减小在甲板上放置的面积，相应增加了甲板上的战机容量。

苏-33发动机的进气道位于主机翼翼身融合体的前下方平滑区内，在过渡翼身融合体的屏蔽下，即使在大迎角下流场中仍能保持顺畅稳定。

进气道下表面设有格栅式开缝辅助进气口，可以为保证在大迎角条件下发动机正面流场的气流不发生大的畸变而设计的。

苏-33的尾翼由一对双垂尾和水平尾翼组成。

垂尾由垂直安定面和方向舵组成，且垂直地布置在两台发动机的外侧，垂尾的前缘后掠角为40°，垂直向下延伸成腹鳍，提供足够的侧向稳定性，保证在侧风条件下能顺利起降。

水平尾翼为全动式平尾，布置在垂尾后缘和发动机舱之间，既可同向偏转以满足俯仰操纵要求，又可反向差动偏转以提高横向操作性能。

苏-27系列飞机之所以能完成“眼镜蛇”机动动作，除反映出其放宽静不安定和高大垂尾侧向稳定设计外，平尾优异的俯仰操纵权限和实时反应能力，特别是瞬时作用力矩功不可没。

F/A-18E/F
“超级大黄蜂”F/A-18E/F采用气泡式座舱、半硬壳式结构、前边条翼、中等后掠角中单翼、中等展弦比中弧面、可变弯度的前/后缘机动襟翼、差动平尾和双发双垂尾气动外形和放宽静稳定度技术。

整个机体由前机身、中央翼和后机身三段组成。

机长18.3米，折叠后9.3米，机翼面积46.5米2，空重13.4吨。

F/A-18E/F前机身由可向旁边折反的雷达天线整流罩、前设备舱、机炮舱、
可伸缩的空中受油管、座舱、前起落架舱和后部设备舱及前条翼组成。

F/A-18E/F 对机身主要承重部件进行了加强，前起落架支柱直接与机身主要承力梁相连接，起落架与苏-33一样，也为倒T字梁双轮式。

F/A-18E/F的机翼前缘边条的面积相对于C/D增加了34%，提高了飞机的最大升力系数，改善了飞机在大迎角下的机动性能。

通过对边条翼翼形进行修型，可以对进气道起一定的遮蔽作用，降低大迎角飞行中进气道对迎角和侧滑角的敏感性；同时边条翼的下表面对空气还有预压缩的作用，改善了飞行过程中进气道空气动态畸变给发动机带来的不利影响。

前边条翼与后面的外侧垂尾遥相呼应，在大迎角下边条翼产生的脱体涡正好打在靠前的外侧垂尾上，提高了方向舵在大迎角下的工作效率。

F/A-18E/F的机翼也采用梯形中等后掠机翼，与苏-33不同的是其前缘后掠角不大，后缘稍向前掠。

前缘为带锯尺型的机动襟翼，最大下偏角为30°，增加锯齿的前缘机动襟翼拉出的脱体涡不但可以改善飞机上表面的气动流场，增加升力，推迟大迎角下翼尖的失速时间，还可以提高副翼效率，提高飞机滚转操纵性能。

后缘为大面积单缝襟翼，最大偏角为45°。

机翼两端的副翼亦可与襟翼同角度转偏，起到全翼展副襟翼的作用；两侧的副襟翼也可同时差动偏转，保证飞机在大迎角下有很好的滚转能力；机翼的前后缘襟翼由计算机进行控制，较大的可变弯度不仅增大了飞机机翼的升力系数，还改善了飞机在低速时的可控性。

与
C/D型相比，F/A-18E/F扩大了机翼和边条面积，同时增加了机翼的展弦比，这些改进除了提高着舰有效负荷外，在起降性能上也有了一定的提高。

F/A-18E/F的进气道采用应用在F-22“猛禽”上的CARET双斜面外压式楔形进气道，利用超音速激波增压导流原理设计，内部装有一块涂有吸波材料的屏蔽发动机风扇叶片的斜板。

采用这种进气道不需要安装复杂的进气调节控制系统，减轻了进气道的结构重量，同时显著地增加了总恢复系数，提高了进气效率，降低迎角和侧滑角的敏感度，还显著地降低了飞机的雷达散射截面（RCS），具有优异的隐身能力。

F/A-18E/F的尾翼由全动式水平尾翼和两块垂尾组成，垂尾靠前且向外倾斜，外偏角为20°，不仅具有普通垂尾的侧向安定性和偏航的作用，也可具有部分水平尾翼和副翼作用，加上放宽的静不稳定度，F/A-18E/F具有最佳可控大迎角低速和过失速机动能力；同时，通过先进的电传飞控系统控制，方向舵和副翼协调连动，以两个方向舵进行反向偏转和副翼同向偏转产生的耦合阻力来降低飞机的飞行速度，取代了原来背部庞大沉重的减速板，既减轻了飞机的结构重量又增加了机内空间。

这种外倾设计还巧妙地解决了飞机垂尾高度问题和窄机尾布局的双垂尾间的气动干扰问题，显著地降低了飞机侧向的雷达散射截面，利于隐身。

总结
苏-33和F-18E/F都采用边条翼设计布局，边条翼布局可以提高最大升力系数和飞机的机动性、减小干扰阻力和激波阻力，但F-18E/F采用边条翼的面积比苏-33大，其边条翼占机翼总面积的20%以上；苏-33采用了翼身融合体布局，具有较大的内部可利用空间的优势。

在主翼面设计上，苏-33后掠角比F-18E/F大，能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，高速飞行时阻力小，适合高速飞行；而F-18E/F机翼升力大，低速盘旋机动性能好。

两者设计着眼点不同，飞机的飞行性能也不同。

在进气道设计上，F/A-18E/F的进气道采用的是CARET双斜面外压式楔形进气道，其结构重量、总压恢复系数、进气率，相对于苏-33的二元、多波系进气道，F/A-18E/F隐身能力要好很多。