总体设计c3_acd(2)

1、3.33.7 部件设计部件设计3.3 机翼设计机翼设计3.3.1 翼型参数翼型参数 翼型是指机翼或尾翼的剖面形状。 中弧线：翼型内切圆圆心的连线 前、后缘：中弧线的最前点、最后点 翼弦/弦线：连接前、后缘之间的直线 弦长c ：翼弦/弦线被前、后缘所截的长度 翼型厚度t：内切圆的直径 翼型最大厚度tmax：最大的内切圆的直径 翼型相对厚度t/c：%100/maxctct 翼型弯度 f：中弧线上各点到翼弦之间的距离 翼型最大弯度 fmax：弯度的最大值 翼型相对弯度：%100maxcff 最大厚度位置xt：最大厚度的x坐标 最大弯度位置xf：最大弯度的x坐标 最大厚度相对位置： 最大弯度相对位置：

2、%100cxxtt%100cxxff 翼型参数（厚度、弯度）决定其气动特性。 翼型气动特性表征： 升力系数 Cl 阻力系数 Cd 力矩系数 Cm 影响翼型升阻特性的主要因素： 攻角攻角+弯度弯度+厚度厚度 许多气动特性计算中（厚度不太大时），常将翼型的厚度作用和弯度作用分开：前者（厚度）主要影响翼型的型阻，后者（弯度）主要影响翼型的升力和诱导阻力。 翼型的气动特性还受雷诺数雷诺数Re的影响。 Re数是流体的惯性力和受到的粘性力之比：vlRe22322222)/()/()/()/(Rellvtllllvtllvllvvl粘性力惯性力粘性力加速度质量面积摩擦应力加速度体积密度 因此，Re数越小的流

3、动，粘性作用越大（相对于惯性作用来说）；Re数越大的流动，粘性作用越小。 翼型选择时要注意Re的匹配。 典型飞机的机翼飞行中的Re大约是一千万。翼型族翼型族 NACA 四位数翼型现在主要用于尾翼。 NACA 五位数翼型将最大弯度点前移，以产生更大的最大升力。 NACA六位数翼型是层流翼型，将最大厚度点后移，以保证尽可能大面积的层流，多用于高速飞机。P-51（野马）是二战最优秀的战斗机之一，归功于其采用的层流翼型。对称翼型： 零迎角升力等于0 正负攻角时升力系数等大反向层流翼型的极曲线层流翼型的极曲线（局部）NACA65,3-215；A=0.5 层流翼型层流翼型一般在层流戽斗状态飞行，可以减阻3

4、0%。 层流翼型需要镜面蒙皮和精确的外形，导致机翼制造成本急剧上升。 军用飞机的亚光迷彩漆粗糙度大，使翼型（全机）阻力增加。 层流非常脆弱，很容易转涙成为湍流（表面灰尘、雨滴、昆虫残骸）。设计升力系数设计升力系数 翼型具有最大升阻比的升力系数称为设计升力系数。 为提高气动效率，应该在翼型设计升力系数附近进行任务飞行（如巡航平飞），此时迎角较小（接近0），主要靠弯度提供升力。 因此，设计升力系数通常是指0迎角时的升力系数。 设计升力系数典型值： 战斗机 0.3；运输机 0.5；高空飞机1.0 极曲线是评价气动特性的重要方面。 升阻比L/D是评价气动特性的重要参数。 H，Re，Cf，CD0 超音速

5、飞行只需要很小的CL（0.090.1） J7飞机 L/D = 8（亚音速） 5（超音速）大体只有亚音速的一半左右 CDW = 0.35失速失速 某些翼型失速后升力逐渐下降；而另一些翼型失速后升力急剧下降并伴随着俯仰力矩系数的急剧变化。 厚翼型（t/c 14%）通常从后缘开始失速； 薄翼型（t/c 14% 6%t/c14% t/c 6%失速的类型 解决翼尖失速问题的措施： 几何扭转 同样的翼型，但翼尖相对于翼根低头 气动扭转 翼尖选用比翼根失速迎角大的翼型 。 I. 相对厚度相对厚度t/c 翼型的相对厚度 t/c 主要影响机翼的升力、阻力特性，同时也影响机翼的结构重量。)(c翼型越厚，临界M数越

6、低翼型越厚，前缘半径越大，亚音速最大升力系数越大翼型越厚，亚音速分离阻力越大 (1) t/c对气动特性的影响对气动特性的影响 亚音速时，翼型的相对厚度t/c对阻力的影响较小(t/c增大时，零升阻力系数CD0略有增加，一般可不考虑)，而t/c对CLmax影响较大(图)，这是选择亚音速翼型时所要考虑的主要问题。 亚音速飞机翼型的相对厚度t/c约在1014%的范围内，取12%的较多。 高亚音速及超音速时，由于激波的出现，翼型的相对厚度t/c对阻力的影响成为主要问题。高亚音速时，减小t/c可以提高临界马赫数(图)；超音速时，减小t/c可以明显降低波阻(图1、图2) 。 高速飞机的t/c较小，一般取46

7、%，以5%较多见。 超临界翼型较厚；高空飞机也较厚（20km巡航，t/c=18%） 。超音速时翼型厚度对波阻的影响波阻大 波阻小 提高临界马赫数的手段： (1) 采用很尖的薄翼型 （对高亚音速民航机不适用） (2) 采用超临界翼型：上表面扁平，使流动加速加速缓慢，削弱激波强度，后部弯度加大增升 (2) t/c对机翼结构重量的影响对机翼结构重量的影响 翼型厚度越大，机翼结构高度越大，机翼结构重量越轻，空机重量就越小减小相对厚度50%机翼增重41%机翼重量占全机空重15%飞机空重增加6%翼型厚度对重量的影响 统计结果表明，机翼结构重量近似随机翼相对厚度的平方根成反比变化 t/c过小，将使机翼结构重

8、量增加及内部容积减小，因此，t/c不能太小。一般认为，t/c = 3% 是下限。ctWWS/1相对厚度的经验曲线 II. 相对弯度相对弯度 翼型不太厚时，常将翼型的厚度作用与弯度作用分开来考虑： 厚度影响型阻（摩擦阻力和压差阻力）； 弯度影响升力和诱导阻力。 相对弯度是按照翼型所需的设计升力系数来确定的。 )( f 翼型的设计升力系数系指飞机常用的升力系数，即在巡航飞行时的升力系数，此时迎角较小(接近于0)，主要靠弯度来提供升力。 翼型在其设计升力系数附近，具有最大的升阻比，最小的阻力。 设计升力系数的典型值为：战斗机为0.3，运输机为0.5，高空飞机为1.0。 亚音速：弯度可提高最大升力系数

9、 适当的翼型弯度可提高最大升阻比 超音速：弯度对翼型升力没有贡献，只带来波阻 对于低速飞机，巡航速度小，所需的升力系数大，应取相对弯度大的翼型。 对于高速飞机，则应选择相对弯度较小的翼型或零弯度的对称翼型。3.3.2 机翼平面形状几何参数的选择机翼平面形状几何参数的选择 I. 展弦比展弦比A () 展弦比A的大小，对机翼的诱导阻力系数CDi、零升阻力系数CD0和升力线斜率及机翼的结构重量均有影响。诱导阻力成因诱导阻力成因 (1) 低速飞机，诱导阻力占机翼阻力的大部分，而CDi与A成反比，因而增加A可以降低诱导阻力及增大升阻比。 (2) 高速飞机，波阻占很大的比例，减小展弦比A，可以使波阻系数明

10、显下降。图 (3) 展弦比A减小，升力线斜率也减小，临界迎角随之增大，起降时利用CLmax较困难。图 理论上，翼型（A=）的升力线斜率为2。 (4) 飞机亚音速(L/D)max大致随着展弦比A的平方根增加而增加（当浸湿面积比不变时）。 (5) 展弦比A减小，会使翼根弯矩减小，结构重量减轻，且在机翼面积不变的情况下，机翼弦长和厚度的绝对值增加，对受力构件的布置及内部空间的利用都有利。 机翼结构重量也大致随着展弦比A的平方根增加而增加。 对亚音速飞机，宜采用较大的展弦比A，一般在68左右，最大的可以超过10，滑翔机最大可达到3040。 对超音速飞机，其展弦比A一般在35左右，有的小到2左右。 PS

11、：大飞机，A增加0.1，大致相当于S增加2m2。 II. 尖削比尖削比 尖削比和根梢比()互为倒数。 选择尖削比(或根梢比)，低速时主要考虑对升力分布(使诱导阻力最小)的影响(图1、图2)，高速时主要考虑对结构强度/刚度和重量的影响。 大部分低速机翼的尖削比大致为0.40.5 (根梢比22.5)；大部分后掠翼的尖削比为0.20.3。 诱导阻力最小的机翼是环量呈椭圆形分布的机翼 III. 后掠角后掠角 增大机翼后掠角，可以提高临界马赫数，同时在一定的速度范围内，可改善阻力特性(图)，但会对机翼结构重量带来不利影响。 PS：采用变后掠机翼，将使空机重量大致增加4%。)( 通常根据飞行速度选择后掠角

12、，要避开音速前缘而采用亚音速前缘(M1.6)： (图) 亚音速前缘对降低阻力和提高升力有利 超音速前缘对减轻结构重量有利 音速前缘的波阻最大 同时，要考虑后掠角和尖削比、后掠角和展弦比对飞机的综合影响，这些影响一般通过经验数据给出： 后掠角的经验值 后掠角与尖削比的相互影响 不是很严格，初选参数时用不是很严格，初选参数时用 后掠角与展弦比的影响 不是很严格，初选参数时用不是很严格，初选参数时用 机翼后掠与前掠没有什么区别，只是前掠翼需要采用复合材料等措施解决气动弹性发散问题。 IV. 安装角安装角 安装角是机翼（或翼型）相对于机身的偏角。 如果机翼没有扭转，则机翼安装角就是翼弦与机身轴线的夹角

13、；如果存在扭转，则安装角通常是外露翼翼根弦线与机身轴线的夹角。 选择安装角的原则是为了在某种飞行状态下（一般为巡航状态）机身在最小阻力的迎角下飞行，同时机翼在要求的迎角下飞行。 在巡航（平飞）状态下，圆柱段机身在0迎角附近时阻力最小（机身基本处于水平状态），同时旅客机也要求巡航时机身处于水平状态。 而此时机翼可能需要1的迎角（当然设计好的话0迎角就能满足，靠弯度产生升力）才能满足设计升力系数的要求，这是机翼就需要有1的安装角。 运输机机翼的安装角大约为1，军机大约为0。 V. 扭转扭转 扭转是为了防止翼尖失速(要求翼尖失速迎角小于翼根，尤其对后掠翼)，并改善升力分布(椭圆形)。 一般机翼的扭转

14、角在05之间。 几何扭转几何扭转是不同剖面采用相同的翼型，但安装角不同。一般翼尖相对于翼根低头，称为外洗。 气动扭转气动扭转是通过在不同剖面采用不同的翼型，在翼尖采用失速迎角大的翼型。可能同时有几何扭转。 VI. 上反角上反角 从机头看过去，机翼与水平面之间的夹角。 机翼上反可以增加飞机的横向静稳定性。 10的后掠角大体上可提供大约1的上反效应。 上单翼能提供上反效应，下单翼则相反。 常见的形式是上单翼带下反，而下单翼带上反。 下单翼的地面效应明显，旅客机常用（带上反）。 J-7机翼上反角-2；J-7E上反角0（无上反）。 VII. 翼尖翼尖 不同的翼尖，会影响浸湿面积，但更重要的是影响翼尖涡

15、的位置，进而影响诱导阻力。 利用尖锐边缘（前视）的翼尖，可以降低翼尖气流的上翻，减小诱导阻力。 霍纳翼尖、上翘/下垂翼尖，均可以在不增加实际展长的前提下，增加机翼有效展弦比。 端板可以减小诱导阻力，但其增加有效展弦比的作用有限（有效展长的增量80%端板长度）。 翼梢小翼作用与端板类似，但明显优于端板，可以利用翼尖涡明显减小端板阻力。 翼梢小翼提供的有效展长的增量，可以达到将翼梢小翼的高度加到翼展上带来的展长增量的2倍。 一般来说，翼梢小翼通常用于对现有机翼的改进；新设计的飞机往往利用增加展弦比来改善气动性能。3.3.3 增升装置与副翼参数的选择增升装置与副翼参数的选择 I. 增升装置增升装置

16、增升装置主要是增加翼型的相对弯度，并对附面层进行控制，推迟翼面上的气流分离，其目的都是增大机翼的CLmax；对后退式襟翼，还增大了机翼面积。 (1) 后缘襟翼 后缘襟翼一般布置在机翼后缘的内侧，目前主要的形式有开裂式、简单式、后退式、开缝式(单缝、双缝、多缝)等。(图1、图2) 后缘襟翼的主要几何参数是：相对弦长(襟翼弦长与机翼弦长之比)和偏转角，它们的取值可按下列经验值初步选择：襟翼型式相对弦长偏转角CLmax开裂式25%50600.60.8后退式3040%40501.31.4双缝式3040%40501.41.5多缝式3545%50601.61.8 襟翼的展长，通常是与外侧副翼的展长协调考虑

17、。机翼后缘襟翼主要参数初选值 襟翼的效率，与机翼的几何参数有关： 机翼的展弦比和根梢比较大时，襟翼的效率较高； 而后掠角尤其是后缘后掠角较大时，襟翼的效率较低。 (2) 前缘襟翼和前缘缝翼 图 II. 副翼副翼 副翼是横向操纵面，其作用是提供滚转操纵力矩，保证横向操纵性的要求。 副翼的主要参数： (1) 相对面积 Sai/S = 5 7% (2) 相对弦长 cai/c = 20 25% (3) 相对展长 bai/b = 30 40% (4) 最大偏角 -25(上偏) +15(下偏) 副翼展长和弦长的选取范围的经验值 副翼一般要采用气动补偿，以减小舵面铰链力矩： 轴式补偿时，补偿面积与副翼面积之

18、比S轴补/Sai =2528%，转轴一般位于20%25%副翼相对弦长处； 采用翼内腔补偿时，S内补/Sai =3031%。 如果副翼效率不足时，可以采用扰流片或差动平尾来辅助。 副翼应有完全的重量补偿。 3.4 尾翼设计尾翼设计 尾翼是保证飞机操稳特性的翼面，虽然其对飞机的升阻特性、阻尼特性等方面有一定的影响，但一般根据飞机的操纵性、稳定性要求对尾翼进行设计。 尾翼的功用：配平、 稳定、 操纵。 如果设计要求中没有对操稳指标给出明确要求，则应按照规范来进行设计。HTHTWHTWHTWWHTHTHTLSCLSSCSLSC3.4.1 平尾参数的选择平尾参数的选择 平尾设计，主要根据平尾尾容量(平尾

19、静面矩系数)确定其主要几何参数。 平尾尾容量为：飞机类型CHTCVTLHT/CW LVT/CW涡桨干线客机0.801.10 0.050.082.03.0涡喷/涡扇干线客机0.650.80 0.080.122.53.5后掠翼重型非机动飞机0.500.60 0.060.102.53.5直机翼重型非机动飞机0.450.55 0.050.092.03.0高速机动飞机0.400.50 0.050.081.52.0尾容量的统计值尾容量的统计值 确定CHT 时，应同时考虑满足纵向静稳定性和操纵性要求： (1) 稳定性：主要是应能够保证飞机在低空、高亚音速飞行时，仍有足够的纵向静稳定性。 (2) 操纵性：主要是应能够保证在飞机重心前限位置情况下，和当襟翼放下、大迎角着陆时，平尾的偏度不能用尽，应留有一定的余量。 选定CHT 后，平尾面积及尾力臂的确定应与机翼、机身设计相协调。 一般应尽可能选择大的尾力臂，小的平尾面积，以减轻结构重量和减小配平阻力。 选择平尾几何参数时，必须保证在机翼所有可能的迎角下，平尾都有足够的效率，即平尾不能比机翼先失速，且平尾的临界马赫数应比机翼的大。小展弦比机翼大展弦比机翼325 . 45 . 3HTA5 . 03 . 0HT超音速飞机低速飞机%63%1210)/(HTct 一般可取：3.4.