北京市第171中学，高三（2）班
摘要：随着现代战争中军用航空器的作用与力量逐渐被发觉及利用，愈来愈多的符合自身设计定位的航空器气动类型出现，极大地带动了军用航空业的发展与进步。在现有的航空器气动类型当中，新兴的三翼面气动布局得到越来越多的关注，在军用陆基航空器、舰载航空器、无人航空器等领域展现出了自身优秀的气动特性，成为了航空器设计的良好方案。在三翼面航空器设计中，如何准确选择三翼面构型，实现整体最优是其设计难点。本文希望通过对现有三翼面构型的分析与研究，提出较好的、适应大多设计需求的三翼面具体构型设计选择方案供实际设计参考。
关键词：三翼面布局，鸭翼，边条翼，RCS，机动特性
三翼面气动布局
三翼面气动布局是航空器设计中重要的设计方案，是一种亚声速特性优良的气动布局。现有三翼面气动布局主要由两种布局方式组成，如图1所示，第一种为主翼前缘边条翼＋后掠主翼＋平尾组成；另一种为前置鸭翼＋后掠主翼＋平尾组成。两种气动布局各有优缺。另外，边条翼又可分为机身边条和机翼边条。
图1. 三翼面布局与常规布局比较.
常规三翼面气动布局与近耦合式三翼面气动布局
在三翼面布局设计中，受到航空器设计目的限制，主要产生了两种主流三翼面布局设计，其一为常规后掠三翼面设计，另一为近耦合鸭式三翼面设计。其中以常规后掠三翼面设计为气动设计的航空器较为普遍。但近些年由于四代雷达隐身航空器项目的提出与近耦合鸭式气动布局研究的深入，越来越多的近耦合鸭式气动布局设计方案被提出。由于近耦合鸭式三翼面气动较为复杂，本文将主要对常规三翼面气动布局进行研究与分析。
三翼面设计特性
三翼面气动设计越来越被作为新型航空器设计的备选方案之一，主要是由于三翼面气动布局设计自身的机动性特点和增升特性。三翼面布局的边条翼和鸭翼设计，由于在翼面上产生了一定的涡流，显著增加了机体升力，降低了航空器设计中对于发动机推重比的硬性要求。成为了现代航母舰载滑跃或弹射航空器普遍使用的气动布局。另外由于三翼面鸭式气动布局的自身特性，全动鸭翼有效提升了航空器的空中机动性，提高了航空器在空中狗斗中的存活率、有效降低了战损比，使其在空优战斗航空器中有所使用，例如俄罗斯苏霍伊设计局的Su-33、Su-37、Su-30MKI，中国沈阳飞机制造集团的歼-15等。
三翼面结构设计在实际应用中的固有缺陷
在实际三翼面机型使用过程中，也会产生一些三翼面自身气动特性所决定的缺陷。在边条翼的实际使用过程中，发现在机体进行低速和亚、跨音速小迎角飞行情况下，机体升力和阻力特性不如相同面积的无边条翼好，力矩随迎角变化不成线性。而大多中轻型战斗航空器主要执行的是国土防卫、防控拦截等无需长时间超音速巡航或亚音速飞行的任务，安装的边条翼无法达到最大效果。对于鸭式布局中的鸭翼来说，由于控制相对复杂，且从整体上导致机体可控舵面过多，机体内部安装的飞控系统重量较大，所以鸭式布局的三翼面结构大多只会用在重型制空战斗航空器上，且由于可控舵面数量多导致对飞控系统的硬性要求有所增加，也在实际使用中多次引起由于飞控故障或问题引起的鸭翼控制不当机头严重上扬导致的坠机事故。故在没有成熟且先进的飞控系统、航空器机体较大的情况下，鸭式布局的三翼面结构还是使用较少的。
三翼面气动布局翼刀的取舍与替代
翼刀作为在一代机和二代机上常用的利用物理方法阻止附面层向外翼流动以避免翼尖失速，增加航空器俯仰稳定性与飞行安全性的装置，在现有三翼面气动布局中是否可以采用？翼刀在调节航空器俯仰稳定性上效果明显，对航空器的飞行安全起到很大的作用，有效防止了超音速颤振。但翼刀的增设对重视RCS隐身的现代三翼面布局航空器来说，对于其机体的RCS值增加幅度是较大的，容易影响机体的整体RCS隐身性，减弱航空器在雷达探测情况下的存活率。现以二代歼击机翼刀面积为例计算翼刀RCS反射值。
根据RCS计算定义式δ=4πR2·Sc／Si可以计算得出翼刀所对应的RCS数值大小。但由于数据来源问题导致无法进行定义式计算，现通过简单几何形状的RCS比较进行估算，计算得出翼刀的粗略RCS反射数值。根据前文所提到的RCS计算定义式δ=4πR2·Sc／Si可看出δ与Sc／Si呈线性关系。以俄罗斯米高扬设计局MIG-25战斗机翼刀为模板，估算翼刀面积在【10-1，100】m2范围内，又根据表1：可大致估算出翼刀RCS数值在【10-1，100】m2范围内。
表1. 典型几何形状RCS（以球为比较基准，RCS=1m2）.
根据表2选择边条翼三翼面气动布局且无翼刀的航空器MIG-29作为模板进行翼刀加入计算前后整机RCS值变化的比较，得到数据如表3所示。根据数据得出，翼刀设计严重阻碍了三翼面布局的隐身性能，增加了航空器被敌方雷达发现的几率，降低了航空器的战场存活率，增加了战损比。所以，翼刀的设置在三翼面布局航空器上是无法大面积应用的。虽然翼刀的设计无法大面积应用，但对于飞行俯仰稳定性和安全性的要求是必要的，可以采用效果相对较弱但由于属于机翼的一部分而对整机侧向RCS无较大影响的机翼前缘缝翼（又称前缘襟翼）来代替翼刀行使功能。前缘缝翼结构由图2给出
表2. 经典机型RCS.
图2. 前缘缝翼结构.
机翼后缘襟翼的选择
对于航空器的起飞或降落来说，可控舵面的调节是至关重要的。以降落行为为例，主翼面的襟翼在调节降落时升力及机身整体稳定性、降落安全性上起了重要的作用。襟翼在实际航空器设计中有多种类型，不同的航空器根据自身的设计目标要求选择不同种类的襟翼设计方案。主翼面襟翼(机翼后缘襟翼)种类较多，各个类型的襟翼有自身的特性。图3给出了不同后缘襟翼类型：1.简单襟翼2.开裂襟翼3.富勒襟翼(后退式襟翼)4.单缝襟翼5.双缝襟翼6.多缝襟翼(常为三缝襟翼)。
图3. 常见后缘襟翼类型.
简单襟翼的特点是直接偏转后缘增加机翼弦向弯度，达到增升的目的。但由于在中等偏角下襟翼就产生气流分离，所以升力增加不大，阻力却相对较高。尤其在着陆状态下不能提供足够的升力。所以现今只在拥有大推重比发动机情况下采用，如美国空军F-15、前苏联空天军MIG-25上使用。
开裂襟翼的使用原理为机翼后缘下部绕铰链轴向下裂开，机翼弦向弯度增加。这时在襟翼前面下翼面的压强增加，而襟翼与翼型固定部分之间形成低压区，并从后缘传到翼上表面，使上表面的吸力增加，使机翼上下表面压强差增大，从而增加了升力。这种形式的翼结构非常简单。这种襟翼在增加升力的同时也增加阻力，所以具有在最大升力时升阻比小的特性。升阻比小导致着陆的下滑角较大，这对翼载小的航空器来说，缩短着陆滑跑距离，设计者还是乐于采用的。这种襟翼在中轻型的航空器或舰载航空器上使用较多，如美国海军A-4轻型舰载机。
单缝襟翼的原理是在其使用时其前缘与机翼后缘间形成一条窄缝，在增加弯度和面积的同时，下翼面高压气流通过缝隙流向上翼面，增加上翼面后缘气流速度，减小后缘因增大偏度时的气流分离，达到增升的效果。这种襟翼结构简单，且能同时得到比较大的升力系数和升阻比，主要用于中小型航空器上，如F/A-18、F-14、MIG-23、F-5等。
富勒襟翼在偏转的同时后退，除了具有单缝襟翼的特点外，还增加了几何弦长，因此在增加弯度的同时也增加了机翼的有效面积，产生更大的升力。它是现在大型运输机广泛使用的一种后缘增升装置。欧洲空客公司的A-310和A-320均采用了富勒襟翼。
双缝襟翼是单缝襟翼的发展与延伸，通过继续增加高压气流通过机翼后缘和襟翼前缘的缝隙达到更强的增升效果，这种襟翼可以使襟翼在更大的偏度下气流不易分离，其增升效果比单缝襟翼要高，因此，在现代大型运输机上使用较多。在实际使用中，航空器起飞阶段通常使用其单缝模式，其实升阻比相对较大。着陆时双缝襟翼全部打开，并偏转到最大角度，此时阻力最大，对缩短滑跑距离有利。
三缝襟翼可以说是单缝襟翼的加强版，在增升效果上几乎达到了最佳，但由于三缝襟翼需控制的舵面过多，导致配给飞控系统过重，导致机体重量增加，抵消了一部分的增升效果，这种襟翼目前只在重型或运量较大的航空器上使用。如美国波音公司B-737-300、B-747系列民用客机。
航空器飞行员座舱选择
对于现有航空器来说，保证机身良好的气动外形至关重要，应在自身设计中尽量减少机身空气阻力带来的速度、动力、机动性损失，机身明显的突出物大都是由于飞行员座舱凸起而形成的阻力相对较大的区域。在保证飞行员正常视野情况下，降低座舱高度，改善座舱风挡倾斜角度，降低座舱对于整机空气阻力的影响是必要的。尤其在三翼面航空器设计方面，重视超音速性能的设计目的，优化飞行员座舱设计，减少跨音速难度、降低跨音速阻力，避免引起跨音速时的控制外振颤。
在座舱设计中，为了减小气动阻力，应该使座舱风挡玻璃尽量倾斜。但是这个倾斜度受视线限制，当β值（如图4所示角度）大于70°时，产生全反射效应，在这样的状态下飞行员将无法看清周围环境，视线致盲，只能看到驾驶舱内反射在座舱盖上的映像。因此，对于亚音速航空器，建议β值为【50°，55°】，而对于超音速航空器，可以适当提高到【60°，65°】。对于重视超音速特性的三翼面航空器来说，建议使用【60°，65°】的座舱倾斜角度。
图4. 驾驶舱内飞行员视线角度.
凸起的飞行员座舱盖的框架可以选择相当大的长宽比，即Klw(座舱盖的长度和宽度或高度之比)≥【4,6】，以减小空气阻力。为了使结构较好的承受密封座舱内的压力差，座舱舱盖的横截面由圆弧组成是有利的。由于三翼面气动布局航空器多用作航母舰载航空器使用，考虑到在弹射或滑跃起飞、拦截着舰等方面的强度要求，建议在衍射屏显上方加装环绕座舱横截平面的实体加强筋或或采用两段式座舱保证座舱在起飞降落过程中的结构强度。另外，对于飞行员事故逃生方面的设计，建议在驾驶控制舱安装弹射座椅或火箭喷射座椅，并辅助在座舱盖飞行员所在位置上方安装座舱爆破索或在座舱盖与驾驶舱密闭衔接处安装抛盖弹射装置。另外对于三翼面气动布局中的并列双座座舱设计，这种设计可以有效增加机组人员的驾驶及操纵舒适度，并且可以无需语言交流而在飞行员与武器操作员（WSO）进行即时信息交换，甚至在长航时任务中便于机组人员进行休息与轮换，大幅度改善机组人员工作环境。机组人员进入驾驶舱可以通过前起落架上的登机梯，穿过后壁板上的舱门进入驾驶舱（以现有三翼面布局并列座舱航空器SU-27UB、SU-34为例），在也可采用向左或向右或双向侧翻的座舱盖进入座舱，但此种方式暂无三翼面航空器使用，但在军用直升机及通用直升机领域运用较多，如俄罗斯KA-52、美国贝尔-206、欧直SA-365等。对于并列双座舱事故逃生方面，依然建议采用弹射座椅或火箭喷射座椅并加装爆破索或抛盖装置，在此基础上，应增加设计拥有相对时间差的弹射安全装置，以免机组人员在弹射救生时发生弹射过程中或在空中的剐蹭与碰撞。但由于并列双座所占机头空间较大，横截面积对比串列双座设计明显增大，造成正面雷达反射RCS明显增大，不利于航空器的雷达隐身设计。另外也一定程度上增加了机体在实际飞行过程中的空气阻力，影响飞行性能。在进行整体优化时应根据具体航空器设计需求进行选择与取舍。
三翼面布局基本进气方式选择
现代喷气式航空器设计中主流的进气方式种类较多，包括机侧进气、机腹进气、机背进气机头进气、吊挂发动机进气及翼根进气。每种进气方式都有自身的特性。
机侧进气是现今航空器设计中较为常见的一种进气设计，在轻型、中型、重型军用航空器中均有涉及，这种进气设计进气口离地面相对较高，有助于航空器在野战机场等环境较为恶略的起降场地进行起降作业。如JAS-39、JF-17、J-20等都使用了机侧进气的方式。
机腹进气通常用于中轻型航空器的设计中，这种进气方式相对简单，对于进气道的要求较小，进气量大，在不硬性要求野战机场起降的前提下，机腹进气是中轻型航空器的较好选择。如J-10、MIG-1.44、SU-27、F-16等都采用了机腹进气设计。
机背进气作为一种新兴的进气方式，技术较为不成熟，在实际设计中应用较少。但这种进气方式在处理机体隐身方面有着较为优良的特性，并且由于进气位置较高从而降低了航空器对于降落场地环境的要求。其设计使用主要针对采用飞翼或大三角翼气动布局的大型战略轰炸机（少数为战术轰炸机）方案。如B-2、B-21、F-117等都采用了机背进气方案。
机头进气主要应用于二代轻型战斗航空器上，自上世纪六十年代后就很少应用了，这种进气方式对于进气道的要求达到最低，但其在航空器大迎角飞行时容易导致进气量不足进而导致发动机熄火。并且由于现代航空器安装机载雷达的要求导致其逐渐退出进气设计方案。在现代三翼面布局设计与优化中不建议采用。如MIG-21、F-86、MIG-15等采用了机头进气方案。
吊挂进气主要应用于民用客运航空器及军用大型战略轰炸机上，在战斗航空器中应用较少，由于其自身进气口 距离地面距离较近，基本不具备野战环境下起降的能力，且在超音速航空器领域暂无应用，不建议应用于三翼面布局航空器设计。如B-52、波音B-737、空客A-320、中国商飞C-919等采用了吊挂进气方案。
翼根进气在如今实际设计中较为少见，主要针对早期喷气式轰炸机及部分民用客运航空器使用。在三翼面布局设计与优化中不建议采用。如F-313、B.35/46“胜利者”等采用翼根进气方案。
对于现代四代雷达隐身航空器来说，一种特殊的机侧进气模式成为了主流，DSI蚌式进气道可以有效的减少机体正面的雷达反射RCS值并且 同时增加了发动机的进气量，改善了推力。建议可以在进气方式的优化中借鉴与使用。
三翼面航空器起落架基本选择
在航空器设计中，起落架的设计一定程度上决定了航空器特有的载重量、起降环境条件及结构外形，在近现代航空器起落架设计中主要有三类配置模式：1.前三点式布局2.后三点式布局3.自行车式布局。其中前三点式在现代喷气式航空器中应用广泛，大部分喷气式航空器均采用前三点式起落架设计；后三点式起落架常见于上世纪中后期之前的活塞式航空器，由于其起降难度相对较大，不适用于喷气式航空器，已经逐渐被淘汰，在现代航空器设计中已经很少见；自行车式起落架一般针对垂直起降喷气式航空器使用，在大多正常起降的现代航空器中不常见，本处以最适应现代航空器设计的前三点式起落架进行分析与优化。
前三点起落架的起落架结构形式多样，大致分为构架式起落架、支柱式起落架及摇臂式起落架。它们各自都有自身的特性。
构架式起落架的结构主要由受力支柱和缓冲器为缓冲支柱，既承受航空器重力，又起缓冲作用。这种起落架结构相对简单，重量也较轻。但这种起落架的外廓尺寸大，很难收入航空器内部，一般是固定不能收放的。因此，构架式起落架主要用于轻型低速航空器，对于现代高速航空器来说困难于收放，在三翼面航空器要求高速巡航的条件下不建议使用。
支柱式起落架的支柱就是由外筒和活塞杆套接起来的缓冲支柱，机轮直接装在支柱下端，支柱上端固定在机体骨架上。而支柱式起落架又分为双支柱式和单支柱式。由于双支柱式起落架的重量和体积较大，而且两个缓冲支柱的动作很难做到完全一致，因此在三翼面航空器需要压缩重量与空间的条件下不建议使用；单支柱式起落架结构相对紧凑，重量较轻，起落架收放比较容易，因此这种起落架受到广泛采用。这种形式的起落架常用于起落架较长、使用跑道路面较好、前方撞击较小的航空器上，并更多地用在主起落架上。
摇臂式起落架常用于前三点构型的前起落架，这种起落架不仅对垂直撞击，而且对前方撞击和刹车等均有不同的缓冲能力。机轮可以随摇臂前支点上下移动，提高了在不平道面上的适应性。但由于缓冲结构相对复杂，一般整体起落架质量较大，起落架前后方向的空间占用也将有所增加。因此在三翼面航空器需要压缩重量和空间的条件下不建议使用。
另外，作为常规三翼面布局设计，可以参考先前已有常规三翼面布局的起落架设计。作为典型三翼面布局代表的俄罗斯SU-34、SU-37系列的起落架也是起落架设计的可行参考。前苏联曾经在其可变后掠翼航空器MIG-23上采用了一种蟹爪式的可收放起落架，这种起落架最初的设计目标在于尽量减少起落架所占机体空间和重量，与三翼面起落架优化目标相同，建议可以采用或借鉴。
图4. 起落架参考设计.
机体减速装置基本选择
现代航空器在空中进行常规飞行时需要一定的减速装置以维持飞行速度。现代航空器机体减速装置主要有减速板和其它特殊减速装置。
减速板作为现代航空器减速装置的一种得到了很多的设计采用，基本减速板安放位置有以下几种：1.机翼后缘2.机翼翼端3.机身两侧4.机身后部5.机腹下部6.机身尾部7.机身背部虽然在先前的航空器设计中减速板作为主要设计方案出现，但由于其在展开时对机体整体的雷达反射RCS值影响较大，故在三翼面航空器（有雷达隐身设计需求的）不建议采用。在民用客运航空器设计中常采用以机翼后缘舵面兼顾减速舵面使用，但这种设计减速效果欠佳，达不到军用航空器的机动减速效果，且由于舵面过多所导致的控制系统增多也将在一定程度上增加机体重量，故不建议采用。值得注意的是，在俄罗斯苏霍伊设计局的SU-35上运用了一种较为新颖的减速舵面设计，其减速舵面与垂尾控制舵面相结合，采用左右垂尾同时向外蹬舵的方式使舵面对称向机身外两侧倾斜，达到减速效果，这种减速设计在没有增加新舵面的同时保证了较好的减速效果，建议可以参考此种减速设计进行三翼面布局航空器的减速优化。
机体垂尾基本选择
在现代常规布局航空器气动设计中，垂尾的选择至关重要，对于机体整体的布局影响相对明显，在保持航空器机体飞行稳定性中占据主要地位，现代航空器设计主流的垂尾设计方案大致分为三种：1.单垂尾方案2.双垂尾方案3.外倾双垂尾方案。
单垂尾方案主要运用在中轻型的军用航空器上，这种垂尾设计相对较为简单，结构简易，需控制的舵面较少，但在保持航态稳定时效果没有另外两种垂尾设计有效。如美国空军F-16、F-4、F-5等均采用了单垂尾设计。在三翼面布局气动较为复杂的前提下不建议采用此种设计方案。
双垂尾方案在重型军用战斗航空器上使用较多，这种方案的优点在于相较于单垂尾有更好的航态稳定能力，也可在行使垂尾功能时由其控制多面兼顾执行减速板作用。如前苏联空天军MIG-25、MIG-29、SU-27系列等都采用了双垂尾设计。在三翼面布局设计中也曾经采用过双垂尾设计。
外倾双垂尾方案是一种较为新颖的垂尾设计方案，这种垂尾设计可以帮助有效减少机体侧面雷达反射RCS的数值，达到一定的雷达隐身效果。但其需要更大的翼面面积来等效双垂尾对于稳定机体航态的效果。如美国空军F/A-18、F-22、YF-23等均采用了外倾双垂尾设计。在三翼面布局优化中可以进行借鉴。
三翼面布局尾椎选择
尾椎在苏式军用航空器上采用较多，如苏霍依设计局的SU-27系列均有采用，但用途有所不同。尾椎的设计主要是为了增加机体的流线型外形并且作为机体配种来配平机体重量，保持飞行稳定。但在有些SU-27系列设计中还在尾椎中增加了着陆减速伞仓和导弹告警系统。在三翼面布局设计中，由于三翼面布局气动相对复杂，考虑到有配平机体的需要且在尾椎中安装的雷达告警系统提高了航空器的战场生存能力；而减速伞设计则有效的保证了航空器降落的安全性。在三翼面布局优化中建议可以借鉴和使用。
结论
三翼面布局作为新兴的航空器设计气动布局，拥有许多的优点，但在各部分进行组合成型时一些自身的缺陷有所显现，如要尽量避免或减少整体缺陷，整机的优化设计是必要且重要的。
翼刀作为二代军用航空器设计中的基本设计部分，在现代三翼面布局航空器中由于大幅度影响其机体雷达隐身RCS值而不再适合航空器整体优化，故将其舍弃并使用机翼前缘对于RCS值影响较小的缝翼进行等效的替换。
后缘襟翼作为增升的主要装置，对其进行一定的优化是必要的。由于简单襟翼增升效果相对不明显；三缝襟翼与富勒襟翼结构较为复杂，重量相对较高，不适合三翼面布局襟翼的使用与优化，故将这三种襟翼形式淘汰，剩余可选择襟翼模式依照航空器自身设计目标做出最终的选择与使用。
座舱作为飞行员对外界情况的探测窗口与可视飞行的重要工具，在发挥正面作用的同时展现出了其由较大空气阻力的缺陷，所以座舱形状与风挡角度的优化是有必要的。在正常的座舱风挡设计角度（不发生全反射）范围内即β=【50°，65°】时，由于三翼面布局注重跨音速和超音速飞行性能，故建议采用【60°，65°】的β值范围对风挡角度进行设计。在形状设计上，可采用Klw(座舱盖的长度和宽度或高度之比)≥【4,6】，以减小空气阻力。为了使结构较好的承受密封座舱内的压力差，座舱舱盖的横截面由圆弧组成也是有利的优化设计。并且由于起降过程中对于座舱的强度要求较大，建议加装座舱盖的加强筋已达到优化效果。在飞行员逃生方面建议加装弹射座椅或火箭喷射座椅以及座舱盖上的抛盖装置或爆破索来达到对于飞行员逃生设施的优化。如果座舱设计采用了并列双座设计，则意味着座舱整体所占机身横截面积加大，故需要更多地优化机体其他部分以平衡并列双座的设计。
在进气设计方面，由于三翼面布局自身的特性和要求，建议采用先前有过的机侧和机腹进气方式进行进气设计的整体优化与选择。另外，作为新兴的DSI蚌式进气方式，也可以在进行进气方式的优化时加以采用。
起落架作为航空器起降作业的重要工具，对其进行优化是必要的。由于三翼面布局航空器采用喷气式发动机作为动力，建议采用前三点起落架布局中的主起落架为支柱式起落架，前起落架为摇臂式起落架。但由于在MIG-23上有所使用的蟹爪式起落架性能优异，重量、所占空间相对较小，也建议采用蟹减速装置是航空器在飞行中保持飞行速度的重要装置，对其进行优化是有必要的。由于减速板在实际使用中对机体雷达反射RCS值影响较大，故建议舍弃，改用垂尾可控舵面同时向外偏转的方式设置模拟减速板，起到较好的机体减速作用。
垂尾作为机体飞行稳定性保持的重要组成部分，对其进行优化是必要的。由于三翼面布局航空器一般为重型航空器，建议采用对于航态稳定更有效的双垂尾设计和相对等效双垂尾且可减小机体雷达反射RCS的外倾双垂尾设计对垂尾进行整体优化。
由于尾椎可以进行有效的机体配平，且其加装设备如导弹告警系统可提高航空器战场生存能力；减速伞设计可提高航空器降落作业的安全性，建议在对整机进行优化时加装尾椎。
参考文献
[1] 李桦, 田正雨, 潘沙. 飞行器气动设计, 科学出版社.
[2] 李为吉. 飞机总体设计, 西北工业大学出版社.
[3] 刘让贤, 晏初宏, 宋斌. 新航空概论, 航空工业出版社.
论文作者:刘梓宸
论文发表刊物:《科技新时代》2018年8期
论文发表时间:2018/10/18
标签：襟翼论文; 航空器论文; 起落架论文; 布局论文; 座舱论文; 机体论文; 后缘论文; 《科技新时代》2018年8期论文;