第二章 飞机初始总体参数与方案设计
2飞行器总体设计-第2章1
2.3 初步重量估计
空机重量估计
对不同类型的飞机，可以统计出一定的趋势
15
2.3 初步重量估计
空机重量估计
We /W0 =AW0C K
vs
A 0.96 1.59 2.34 0.93
{A-公制} C {0.92} {1.47} {2.11} {0.88} -0.05 -0.10 -0.13 -0.07
Wf W0
)W0 (
We )W0 W0
W0估计值
We )W0 Wcrew W payload We/W0方程 W0
W0方程
Wcrew W payload 1 (W f / W0 ) (We / W0 )
迭代计算W0 &Wfuel
任务段中不得进行有效载荷的投放 迭代通常只须几次就可以收敛
40
2.7 飞机气动布局的选择
2.7.1 正常式布局
J8
波音787
41
2.7 飞机气动布局的选择
2.7.2 鸭式布局
随着主动控制技术的发展，电传操纵技术的成熟，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 鸭式布局已成为现实。
30
2.4 权衡研究（Trade Studies）
方案研究中的一个重要环节是与用户一道 评审和仔细分析设计要求 通过对要求中的项目进行变化，可以分析 出该项目对起飞总重的影响，进而更合理 地确定要求的取值 还可以反映出新技术（如采用某种复合材 料）对设计的影响
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
31
2.4 权衡研究（Trade Studies）
对各专业基本知识的全面了解 ＋创新的思想 ＋美学观点
概念构思的体现 — 概念草图
飞机总体设计PPT课件
经济性能设计
燃油经济性
在保证飞行性能的前提下，通过 优化飞机气动外形、减轻结构重 量、提高发动机效率等措施，降 低飞机的燃油消耗率。
维护经济性
通过采用先进的维护理念和技术 手段，降低飞机的维护成本和停 场时间，提高飞机的出勤率和利 用率。
直接运营成本
包括燃油费、维护费、机组人员 工资等直接与飞机运营相关的成 本。设计中需要考虑如何降低这 些成本以提高飞机的经济性能。
采用遗传算法、模拟退火等启发 式算法，处理飞机设计中的复杂 问题，寻求全局最优解。
利用代理模型对飞机性能进行快 速评估，减少计算量，提高优化 效率。
多学科优化方法探讨
多学科设计优化（MDO）
综合考虑气动、结构、控制等多学科因素，实 现飞机总体设计的协同优化。
分解协调方法
将复杂问题分解为若干子问题，分别进行优化 后再进行协调，降低问题求解难度。
06
确保飞机满足适航法规和标准的要求，包括噪声、排放等 环保指标。
02
飞机总体布局设计
布局形式的选择与特点
常规布局
水平尾翼和垂直尾翼都 放在机翼后面的飞机尾
部。
鸭式布局
水平尾翼位于机翼的前 面，具有较好的大迎角
特性。
无尾布局
没有水平尾翼，靠机翼 后缘襟翼或扰流片等部
件实现俯仰操纵。
三翼面布局
在常规布局上增加一对 鸭翼。
垂直尾翼
主要功能是保持飞机的方 向平衡和操纵飞机的方向 运动。
V型尾翼
由左右两个倾斜的垂直尾 翼组成，像是固定在机身 尾部带大上反角的平尾。
起落架布局设计
前三点式起落架
自行车式起落架
两个主轮对称地布置在飞机重心之后， 前轮位于机身前部。
02
W i-1
Wi
初步重量估计
燃油重量估计
整个任务结束时的飞机重量Wx与初始重 量W0之比等于各段重量比的乘积 例如:
W7 W1 W2 W3 W4 W5 W6 W7 = Wo Wo W1 W2 W3 W4 W5 W6
初步重量估计
燃,起飞,爬升和着陆 忽略下降段 (Wi/Wi-1) 任务段
nz为法向过载,L,D又可写成: L=nzG
n zG D= K
(2.8) (2.9)
飞机作加速飞行,其切向过载为:
nx = FD G
(2.10)
飞机作上升和盘旋机动时,可以单位剩余功率vy*表示 CL q FD F D F 1 (2.11) vy = v = ( )v = ( )v
G G G G (m / s) g K
(kg) (kg) (m2)
(kg/m2)
飞机的主要总体设计参数
符号与单位说明
参数
重量 推力 重力 推重比 翼载荷 升阻比
《飞机总体设计》
m (kg) F (N) G (N) F0/G0 m0 /S (kg/m2 ) K=CL/CD
Aircraft Design: A Conceptual Approach
对各专业基本知识的全面了 解 +创新的思想 +美学观点
概念构思的体现 — 概念草图
(Conceptual Sketch)
概念构思与概念草图
概念草图
画出多个候选方案,不要指望一开始就知道该怎么做 在可能的情况下对多个方案都进行分析和优化
概念构思与概念草图
草图的作用
确定你对要设计的方案的整体印象 勾画出气动布局 表示出在哪里布置机组,有效载荷,乘员,起 落架,发动机,燃油和主要的子系统 用于总体设计的第一次近似 —估算初始的主要总体设计参数
2013-飞机总体设计-2第二讲-设计的依据与参数选择
(kg/m2)
31
2.2.1 概念构思与概念草图
符号与单位说明
参数
重量 推力 重力 推重比 翼载荷
《飞机总体设计》
m (kg) F (N) G (N) F0/G0 m0 /S (kg/m2 )
Aircraft Design: A Conceptual Approach (mks)
W (kg) T (kg)
T/W0 W0 /S (kg/m2 )
升阻比
K=CL/CD
L/D
32
2.2.2 初步参数选择
Sizing－参数选择；定参数
33
2.2.2 初步参数选择
可根据同类飞机的统计数据获得所设计飞机的分 项重量
飞机相对重量因数统计表（战斗机）
飞机正常起飞重量， 吨 设备重量，吨 14吨 3／0.215 21吨 4.5／0.215 27.1吨（F-22） 4.25／0.169
结构重量，吨 动力装置重量，吨
燃油重量，吨 推重比
4.5／0.32 2.7／0.195
3.8／0.27 1.08~1.18
6.5／0.31 4.1／0.195
5.9／0.28 0.96~1.19
7.2／0.28 3.6／0.14
9.98／0.39 1.17
34
2.2.2 初步参数选择
飞机相对重量因数统计表（民用客机）
—候俊杰
《深入浅出MFC》
24
2.2.1 概念构思与概念草图
概念构思的形成
积累数据
• 主要的数据来源 飞机的技术说明书 简氏飞机年鉴 （Jane‘s All The World’s Aircraft） 飞机公司宣传资料 设计教科书 期刊杂志 互联网
飞机总体设计课件(2)
④ 鸭翼宜先失速(保证纵向稳定性)，即鸭翼迎角 应大于机翼迎角。 ⑤ 鸭翼的下洗对机翼的影响必须考虑。亚音速 飞行时，鸭翼下洗所引起的机翼升力增量(方向向 下)与鸭翼的升力大致相当。近距耦合鸭式布局可
明显改善起降性能，对飞行性能的提高也是有利的。
(3) 无尾式 ① 浸湿面积小，阻力小，结构重量轻，比较适 合于以超音速飞行为主的飞机。 ② 纵向配平和操纵均靠升降副翼，升降副翼既 是横向操纵面又是纵向操纵面。为使布置在机翼后 缘的升降副翼获得尽可能大的纵向操纵力臂，同时
直机翼。
小展弦比直机翼与三角翼和后掠翼相比，当M数 较大时，其零升阻力系数CD0 较小，升阻比较大； 单纯的小展弦比直机翼的缺点是跨音速气动特性 较差，焦点变化剧烈，因此在超音速飞机上较少采 用。
其刚度、强度及重量特性介于三角翼和后掠翼之间。
(2) 后掠翼
对亚音速飞机而言，后掠翼能有效提高临界马赫数，延 缓局部激波的产生，避免过早出现波阻。 对超音速飞机而言，后掠翼可改善其跨音速气动性能： 后掠翼的CD0~ M 变化较缓，升力线斜率虽然小于直机翼 但比三角翼大。
翼面，前翼、平尾等是辅助承力翼面。
平尾(或辅助翼面)与机翼的前后相对位置是代表
不同飞机型式的显著的标志。
根据平尾(或辅助翼面)与机翼的前后位置关系， 可以将飞机型式分为4种： 正常式：水平尾翼位于机翼之后 鸭 式：水平前翼/鸭翼位于机翼之前
无尾式：没有水平尾翼 三翼面布局：机翼之前有水平前翼，机翼之后有
2.1 飞机型式的选择
2.1.1 概 述
所谓飞机型式，是指飞机几何外形的主要特征及
各种装载布置方案的统称。而飞机外形主要特征大
致是指飞机各部件(机翼、机身、尾翼、动力装置、
起落架等)的数目、外形和相对位置的统称。
Y12F型飞机起落架结构设计_第2章起落架总体布局研究
（ 2-2）
（ 2-3）
（ 2-4）
（ 2-5）
=10.5+10.5 =21kN 承受最大总载荷的25.4%
-9-
哈尔滨工业大学工程硕士学位论文
步骤8：初步选择轮胎。 主起落架分为左、右主起落架，每个主起落架有一个支柱，每个支柱装一个 轮胎；前起落架有一个支柱，该支柱上装两个轮胎。
襟翼 图 2-2 主起侧向位置影响因素
其他
-6-
第 2 章 起落架总体布局研究
步骤1：确定该型飞行器平均气动力弦 MAC位置。 由机翼外形计算出飞机平均气动力弦 MAC，平均气动力弦 MAC的确定由总 体气动设计人员提供 步骤2：飞机重心在前限及后限位置。 该极限由飞机总体部门提供 参考基准面„„„„„„机头前 1.000m（3.28ft）处垂直于飞机纵轴的平面 后重心限制„„„„„„„„„„„„全重量基准面后 8.007m（ 26.27 ft） 前重心限制„„„„„„„ 4800 kg(10582 lb) 或以下时的前重心在基准面后 7.551m(24.774ft) ；直线变化到 6200 kg(13668 lb) 时的基准面之后的 7.613m(24.977ft ） ；直线变化到 8400 kg(18520 lb) 时的基准面之后的 7.800m(25.591ft) 。 平均气动力弦长度„„„„„„„„„„„„„„„„„ 2.074 m(8.871 ft) 平均气动力弦前缘位置„„„„„„„„„„„„„„ 7.281 m（23.888 ft） 重心限制详见图 2-3。
- 10 -
第 3 章 起落架总体方案分析与确定
第 3 章 起落架总体方案分析与确定
3.1 引言
本章是在第二章的基础上进行进一步的细化设计及工程计算。在第二章未 考虑起落架空间几何，收放形式，上下位锁，作动形式，结构尺寸，缓冲性能， 刹车及地面操纵性能等问题的情况下，本章主要对结构尺寸、缓冲性能和刹车 三个方面进行具体分析和详细设计。 起落架结构尺寸设计是与起落架各种功能密切相关的，例如起落架主支柱 外筒设计，其直径是与缓冲器有直接关系的。支柱外径尺寸由乘以一定系数确 定，而主支柱缓冲器内径可通过计算缓冲器压气面积得到。
飞机总体设计参数估算（精）
1 = 0.124 ＝1－ 1.142
算例：单通道客机重量估算
燃油系数的计算
算例：单通道客机重量估算
算例：单通道客机重量估算
算例：单通道客机重量估算
算例：单通道客机重量估算
最终求得的重量数据：
计算燃油系数的简化方法
燃油系数公式：
WFuel ln Wto
ESAR = ⎛ a ⎞⎛ L ⎞ ⎜ ⎟⎜ M ⎟ ⎝ C ⎠⎝ D ⎠
关键：性能～翼载和推重比的计算模型
计算模型（起飞距离）
• 起飞距离
– 正常起飞情况（发动机正常工作）的计算公式：
k ToL = e CLUS ⎛ T ⎞ ⎜ ⎟ ⎝ Mg ⎠
−1.35
⎛ Mg 0 ⎞ ⎛ Mg ⎞ 6 + ⎜ ⎟ ⎜ ⎟ SC ⎝ S ⎠0 ⎝ LUS ⎠
1/ 2
⎡ ⎛ T ⎞ ⎤ + H1 ⎢1 − ⎜ ⎟ ⎥ Mg ⎝ ⎠0 ⎦ ⎣
升阻比
16.0 15.3 18.5 17.2 15.6 18.2 13.0 15.6
关于发动机耗油率
涡扇发动机的耗油率
装机后 耗油率
涵道比
算例：单通道客机重量估算
设计要求
算例：单通道客机重量估算
飞行任务剖面图
算例：单通道客机重量估算
• 在重量估算中，关键是估算巡航阶段燃油系数。 • 根据设计要求：
军用喷气运输机/轰炸机的重量统计数据
军用喷气运输机/轰炸机重量统计数据拟合
运输机的统计数据
拟合出的统计关系
燃油系数的计算
• 燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定，其它阶段 巡航阶段以外）的燃油系数为：
• 巡航阶段燃油系数可用Breguet航程方程确定
飞机总体设计参数估算
（m）
计算模型（进场速度 ）
• 进场速度
进场速度的计算公式为：
Va = 1.3Vstall
其中Vstall飞机失速速度，由下式确定：
Vstall = nM ld 1 ρ SCL max, L 2
(m/s)
Mld 飞机最大着陆重量； ρ 机场空气密度，一般为标准大气压下海平面空气密度。 S 机翼面积； CLmax,L 为着陆状态时机可以达到的最大升力系数。 n 法向过载系数，取0.88
军用喷气运输机/轰炸机的重量统计数据
军用喷气运输机/轰炸机重量统计数据拟合
运输机的统计数据
拟合出的统计关系
燃油系数的计算
• 燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定，其它阶段 巡航阶段以外）的燃油系数为：
• 巡航阶段燃油系数可用Breguet航程方程确定
Breguet航程方程
对于喷气为推力的飞机，航程计算公式为：
界限线和地毯图
界限线图
根据给定各项性能指标，形成一个关于能满足设计要求的推 重比和翼载的可选区域。
起飞距离 = f1(T0/ Wto, Wto/S) 着陆距离＝f2(T0/ Wto, Wto/S) 升限 = f3(T0/ Wto, Wto/S) 第二阶段爬升= f4(T0/ Wto, Wto/S) V进场 = f5(T0/ Wto, Wto/S) ……
关键：性能～翼载和推重比的计算模型
计算模型（起飞距离）
• 起飞距离
– 正常起飞情况（发动机正常工作）的计算公式：
k ToL = e CLUS ⎛ T ⎞ ⎜ ⎟ ⎝ Mg ⎠
−1.35
⎛ Mg 0 ⎞ ⎛ Mg ⎞ + 6⎜ ⎟ ⎜ ⎟ SCLUS ⎠ ⎝ S ⎠0 ⎝
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第二章 飞机初始总体参数与方案设计2.1 方案设计的任务和过程本章的目的是为了使航空专业的学生能熟悉飞机设计过程中所用的设计决策方法，了解飞机设计的任务来源与如何进行最初阶段的设计工作。
“初始总体参数的确定”和“方案设计”这两个词表示的便是这一阶段的设计。
初始设计阶段之后的情况很大程度上取决于初始设计阶段的结果和研制成本。
如果初始设计阶段的结果可以满足预定的设计要求，则可以进行飞机的详细设计，如果初始设计的结果中发现了某些问题（如某种技术上的不足，或缺乏数据库等），那么就要进一步的改进初始方案、研究解决问题的方案，直到问题被解决之后，形成最终设计任务书，进行飞机的全尺寸发展研制。
如果研制表明在可接受的周期和费用内不能解决这些问题，该设计项目将被取消。
方案设计的任务主要是确定如下飞机总体参数： (1)起飞总重W TO ；(2)最大升力系数 C lmax ；(3)零升阻力系数 C D0 ； (4)推重比 T/W ； (5)翼载 W/S 。
本章中假设飞机的任务要求是已知的，任务书中定义的典型参数有： (1)装载和装载类型； (2)航程或待机要求； (3)起飞着陆场长； (4)爬升要求； (5)机动要求；(6)鉴定基准（例如：实验、航标或军用标准）。
2.2 重量估算飞机必须在带有装载物的情况下达到航程、航时、速度和巡航速度的目标。
估算为了完成任务阶段的飞机最小重量和燃油重量是很重要的。
对一定的任务要求，本节提供了一种快速估计起飞总重W TO 、空重W E 、任务油重W F 的方法。
该方法适用于如下 12种飞机： (1)自制螺旋桨飞机； (2)单发螺旋桨飞机； (3)双发螺旋桨飞机； (4)农业飞机； (5)公务机；(6)涡轮螺旋桨支线飞机； (7)喷气运输机； (8)军用教练机； (9)战斗机；(10)军用巡逻机，轰炸机和运输机； (11)水陆两用飞机； (12)超音速巡航飞机。
2.2.1 方法的概述可以将飞机起飞总重表示为如下几项： W TO =W OE +W F +W PL（2.2.1）其中：W OE ——飞机使用空重 W F ——飞机任务油重W PL ——飞机有效装载重量 而 W OE 通常记为：W OE =W E +W tfo +W crew （2.2.2）其中：W E ——空重； W tfo ——死油重； W crew ——乘员重。
空重有时又可写成如下形式： W E = W S + W FEQ + W EN（2.2.3）其中：W S ——为飞机结构重量； W FEQ ——为固定设备重量； W EN ——动力装置重量。
设计起飞总重”是指飞机在设计确定任务开始时的总重量，它不一定与“最大起飞重量”相同。
许多军用飞机的装载可以超过其设计重量，但将损失包括机动性在内的主要性能。
除特殊说明外，起飞总重或W TO 假定为设计重量。
固定设备重量可以包括航电设备、空调设备、特殊雷达设备、辅助动力装置（ APU ）、内部装置和内部装饰和其他用于完成该任务而带的设备的重量。
设计起飞重量包括空机重量和全部载重（如图 2.2.1所示）。
图 2.2.1 飞机起飞重量分类对于一般飞机，起飞总重可以表示为如下形式：W TO =W crew +W F +W PL +W E （2.2.4） 也可以写为：1crew PL TO F ETO TO W W W W W W W +=--（2.2.5）式中：ETO W W =m e ——空机重量系数；FTO W W =m f——燃油重量系数。
表 2.2.1给出了常规起落飞机的结构、动力装置、设备及操纵和燃油的相对重量。
飞机种类W S /WW EN /W FEQ /W F /W T此时有两点值得注意：（1）. 从最底层考虑，估算需要的燃油重量 WF 是不难的；（2）. 统计数据表明，对先前提及的 12种飞机， log 10W TO 和 log 10W E之间存在线性关系。
基于这两点，求 W TO 、W E 和 W F 将包含以下 7个步骤： 第一步：确定任务装载重量 W PL第二步：猜测一个起飞重量值 W TO guess 第三步：确定任务油重 W F第四步：确定 W OE 的试探值： W OE tent =W To guess -W F –W PL （2.2.6） 第五步：求 W E 的试探值： W E tent =W OE tent -W tfo –W crew （2.2.7）W tfo 大约为 W TO 的 0.5%或更多，通常可以忽略不计。
W crew 数值根据设计要求或使用要求决定。
第六步：按 2.2.5节中的方法求 W E 的许可值。
第七步：比较 W E tent 和第五、第六步得来的的值，然后改变 W TO guess 的值，重复 3～6步，一直迭代下去，直到 W E tent 和 W E 的差值小于指定的误差值。
在这一阶段，误差值通常取 0.5%。
2.2.2 确定飞机装载重量 W PL ，和人员重量 W crew飞机装载重量 W PL 通常已在任务要求中给出。
W PL 包括以下各项的一部分：（1）乘员和行李 （2）货物（3）军用装载，如：弹药、炸弹、导弹和各种外挂物。
对于作短程飞行的旅客机，每个旅客重 35kg ，带行李 10kg ，对远程飞行每个旅客带行李 15kg 。
机组人员重量 W crew 是由如下方式确定的：旅客机：机组人员包括驾驶舱内的乘员和飞机乘务人员，人员数目还取决于旅客总数。
对机组成员，一般重量为 80kg ，所带行李 10kg 。
军用飞机：对军机飞行员，重量取为 100kg ，因为他们带有附加设备。
2.2.3 对起飞总重量 W TO的估计WTO guess 的初始值通常是按具有类似任务和类型的飞机重量类比而来，如果无法类比，则任意给一个猜测值。
2.2.4 任务油重的确定在 2.2.1节中，第一步曾表明确定 WF 是不难的，本节将提供求 WF 的方法：任务油重 WF 可被写为：W F =W F used +W F res (2.2.8) 其中：W F used ——任务期间耗去的燃油重量 W F res ——执行任务所必须的余油 任务余油量通常按下列方式规定： (1)作为消耗燃油的一部分(2)使飞机可以抵达另外机场的附加航程需要 (3)满足待机时间要求的油量 为了确定执行飞行任务时耗去的油量，通常采用燃油系数法，即飞行任务被分成若干段（见图 2.2.2）。
每一段的油耗按简单计算公式或由经验确定。
给定某一飞机的任务剖面，把任务剖面分成许多任务段，每一段给予编号并给出起始重量和结束重量。
每个任务段燃油系数是段末重量与本段开始时的重量之比。
下一步是为每一任务段的燃油系数分配一个数，这可以按如下方法进行：图 2.2.2 典型飞机任务剖面第一步：发动机启动和暖机起始重量为 W TO ，终止重量为 W 1，本段燃油系数为 W 1/ W TO 。
该系数的参考数据约为 0.99～0.998。
第二段：滑跑开始重量为 W 1，终止重量为 W 2，燃油系数为 W 2/W 1。
该系数的参考数据约为 0.99～0.998。
第三段：起飞 开始重量为 W 2，终止重量为 W 3，本段燃油系数为 W 3/W 2。
该系数的参考数据约为 0.99～0.998。
第四段：爬升到巡航高度并加速到巡航速度 开始重量为 W 3，终止重量为 W 4，本段燃油系数 W 4/W 3的参考数据约为 0.98～0.995。
第五段：巡航 起始重量为 W 4，终止重量为 W 5，本段燃油系数 W 5/W 4的参考数据约为 0.863～0.99。
第六段：待机 起始重量 W 5，终止重量为 W 6，本段燃油系数 W 6/W 5的各种飞机参考数据约为 0.99～0.995。
第七段：下降 开始重量为 W 6，终止重量为 W 7。
该系数的参考数据约为 0.985～0.995。
第八段：着陆、滑行和关机起始重量为 W 7，终止重量 W 8，该系数的参考数据约为 0.99～0.998。
这样即可求出任务燃油系数 M ff ：M ff =（W 1/W TO ）Πi=1,7（W i +1/W i ） (2.2.9) 式中W TO ——起飞总重W i ——发动机启动和暖机阶段末的飞机重量W i 、W i+1——飞行剖面中每一个任务段的起始和终止重量 任务中使用的燃油， W Fused 为：W Fused =（1- M ff ）W TO (2.2.10) 任务燃油重量， W F 最终为：W F =（1- M ff ）W TO +W Fres （2.2.11）2.2.6 空机重量的估算空机重量系数 m e 可以根据图 2.2.3所示的经验曲线，按统计规律估算。
空机重量系数大约在0.3～0.7之间变化，并随飞机总重增加而递减。
图 2.2.3空机重量系数与飞机起飞总重的关系由图可见，飞机类型的影响也很大。
飞船的空机重量系数最大，远程军用飞机的空机重量系数最小。
飞船之所以重，是因为它需要携带相当于整个船体重量的附加重量。
还应注意到，不同类型的飞机所对应的空机重量系数随飞机重量变化的曲线斜率也不同。
空机重量系数原则上是随飞机尺寸而变化的，但对有些电子设备重量是不变的。
也可以把这些设备的重量统计到空机重量中去，这只适用于 20世纪 80年代以前的飞机。
对于新一代飞机，在使用这些统计数据时要考虑增加W PL 而减小W E 。
总的趋势是飞机总重越小，装载的能力就越小。
2.2.7 确定起飞重量将空机重量系数和燃油重量系数代入式（ 2.2.5）中，得到关于起飞重量的迭代关系式，对该式进行迭代，就可求得起飞重量。
也就是先假定一个起飞重量，计算统计空机重量系数，再计算起飞总重，如果结果与假定值不一致，则取两数之间的某一个值作为下一个假定值，重新进行计算，直到WE tent 和WE的差值小于指定的误差值。
在这一阶段，误差值通常取0.5%。
2.3 飞机升阻特性估算2.3.1 确定最大升力系数最大升力系数取决于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其展长、前缘缝翼及缝翼几何形状，Re数、表面光洁度以及来自飞机其它部件的影响，如：机身、发动机短舱或挂架的干扰。
平尾提供的配平力将增加或减小最大升力，这取决于配平力的方向。
如果螺旋桨洗流或喷气洗流冲击到机翼或襟翼上，那么在发动机工作条件下，也会对最大升力产生重要影响。
大多数飞机在起飞和着陆时，使用不同的襟翼状态。
在着陆过程中，襟翼偏转到最大位置，以提供最大的升力和阻力。
不过，起飞用的最大襟翼偏角可能会引起比快速加速和爬升时所期望的阻力还要大。
因此，这时的襟翼将使用大约一半的最大偏角，这样一来，着陆时的最大升力系数将比起飞时的大。
一般地，起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的80％。