【后掠机翼骨架参数设计分析案例2900字】

后掠机翼骨架参数设计分析案例1.1机翼的主要几何参数介绍图1.1.1给出了机翼的主要几何参数的定义，图中S为机翼面积(注意:是指延伸到飞机中心线的参考机翼面积),m2;b为机翼展长,m;cr,为翼根弦长,m;ct，为翼尖弦长，m;A=b2/S为机翼展弦比;Λ0为机翼前缘后掠角;λ=ct/cr;为梢根比(又称尖削比，是根梢比的倒数);t/c为翼型相对厚度(t为最大厚度);γ为扭转角(翼尖弦与翼根弦之间的夹角)。在不同的教科书或手册上，采用的符号往往是不一样的，因此必须要注意相互的对应关系。参考机翼是开始布局时的基本机翼几何形状，如图(1.1.1)所示。参考机翼是假想的，它的前后缘通过机身延伸到飞机的中心线。

对于梯形机翼,存在一根弦线,使得机翼在亚声速流中绕该弦线1/4弦点的俯仰力矩随着迎角的变化基本为一常数，该点即为机翼的“气动中心”，这根弦线即为“平均气动弦”(MeanAerodynamicChord,MAC)。平均气动弦和气动中心位置可以用如图(1.2)所示的作图法确定(其中，典型的亚声速气动中心在0.25c处，超声速气动中心在0.4c处)。图1.1.1机翼的几何参数图1.1.2平均气动弦确定方法1.2机翼参数选择1.展弦比展弦比越大，即翼展长，翼尖效应(翼尖处下面高压气流流向上翼面,减小了翼尖附近的升力)对机翼影响区比例越小,其升力线斜率及升阻比都较大。由于翼尖涡减小了翼尖处的有效迎角，所以小展弦比机翼的失速迎角大。对于大展弦比的飞机，尤其是大型的民用旅客机和军用运输机，通常采用加装翼梢小翼的方式，有效地减小翼尖涡的影响。大型民用客机和军用运输机为提高升阻比，减小升致阻力，展弦比应选在10左右。比如图1.1.1(a)中波音B787的展弦比达到了11。战斗机着眼于高机动性和减少超声速阻力,展弦比一般选1.0～4.0。图1.1.1(b)中米格-35的展弦比约为3.5。图1.1.1(a)波音B787图1.1.1（b）米格-35机翼的几何展弦比是无量纲的几何参数，并由下式确定：A=b²/S(1.1)式中b——机翼的翼展，m;S——机翼面积，m²。本文中初选机翼的翼展为11.0m，机翼面积为38m2计算可得机翼的几何展弦比为A几何=b²/S=122/38=3.791.后掠角增加后掠角(通常指的是前缘后掠角，见图(1.1.2)中的Λ0)，可以提高临界Ma数，延缓激波的产生,这是高亚声速飞机采用后掠角的根本原因。后掠角增加，可以降低气动阻力，但同时会使机翼结构重量增大。因此，后掠角的选择需要权衡气动和结构重量的影响。在图(1.1.2)中ω是机翼前缘半顶角（ω=π2−Λ0），μ是扰动锥半顶角（μ=arctan1Ma2−1）。令n=tanω/tanμ,则n<1为亚声速前缘（机翼前缘在激波锥之内），n=1图1.1.2亚声速前缘后掠翼图1.1.3前缘后掠角的经验曲线本文中设计的机翼按满足亚音速前缘的要求，设计巡航速度Ma=1.2,机翼尖点扰动锥的半顶角μ=arctan1Ma2−1=arctan11.22−13.边条翼边条是前缘尖锐后掠角很大(60°以上)的涡流控制面。边条翼在大迎角飞行时产生脱体涡(见图1.3.1),本身具有涡升力，同时还控制和改善机翼的外翼气流分离，提高机翼的升力。边条的一个作用是希望用它来产生稳定的前缘涡系。在低、亚、跨声速区域，为了使边条在大迎角下仍然保持稳定的前缘涡的流型,对前缘后掠角也有一定的限制要求。只有前缘后掠角达到70°以上，前缘涡才比较稳定。当前缘后掠角较大时，将会出现非对称涡的现象，这种涡的不对称将会引起翼面上左右两侧力的不对称，从而产生滚转力矩。研究表明,前缘后掠角小于76°可以防止非对称涡现象的出现。因此，边条前缘后掠角的选择,应该是在70°～76°之间为好。一般边条的形状有拱形、三角形和S形，如图1.3.2所示。对边条的前缘形状而言，采用曲线前缘比用直线前缘好。如果从最大升力系数及过失速升力特性出发,应选择拱形前缘边条。如果希望升阻比大一些，力矩特性好一些,而且有较好的过失速升力特性，则应该选择边条面积与基本翼面积比小一些的S型边条。一般情况下,不要选择三角形直线前缘边条[9]。边条面积越大,增升效果就越大,升力线斜率也越大,可以提高大迎角下的升阻比。边条面积的增加对机翼力矩特性的影响是,边条面积增加，焦点前移的倾向更大，上仰出现的迎角也越大，这时突然上仰的程度也越严重。边条翼力矩特性中的焦点过分前移和力矩的突然抬头是选择边条面积的主要限制因素。因此在选择边条面积时，不能采用太大的边条面积比。建议边条面积与主翼面积的比应该大于0.05,且小于0.2～0.3为好。图1.3.1边条产生的脱体涡图1.3.2三种不同的边条前缘形状根据上述分析，本文中初选边条前缘后掠角为73°，边条前缘形状为拱形，边条面积等于0.1A=0.1×38m4.机翼的増升装置和副翼（1）襟翼的主要形式襟翼是飞机主要的增升装置，其作用主要是增加翼型的相对弯度和面积,并对附面层进行控制，延迟翼面上的气流分离，目的是增加飞机升力,改善起降性能。襟翼分为后缘襟翼和前缘襟翼。图1.4.1和图1.4.2分别给出了常见的前后缘襟翼形式。图1.4.1常见后缘襟翼形式图1.4.2常见前缘襟翼形式

一般而言，战斗机多选用普通襟翼，有时甚至将襟翼与副翼合二为一,形成襟副翼。比如苏-27战斗机就采用简单襟翼,同时也是襟副翼。但是在苏-27的基础上改进的舰载机苏-33为了降低起飞和着舰速度，采用了双缝襟翼，如图5.3所示。图1.4.3苏-27（左侧）的简单襟翼和苏-35（右侧）的双缝襟翼对比前缘缝翼可以显著地提高失速迎角，从而可以获得更大的升力。从阻力方面看，前缘缝翼会带来更大的阻力，而升阻比也逊于前缘襟翼。从机构复杂度来看，前缘襟翼只需简单铰链即可，而缝翼则需要设计相应的导轨或者连杆机构等装置，机构重量、复杂度、可维护性以及成本大大增加。

因此，一般战斗机多采用前缘襟翼(见图1.4.5)，而客机多采用前缘缝翼(见图1.4.6)或者克鲁格襟翼，或者与可下偏前缘的组合形式。比如空客的A380和A350XWB的前缘增升方案均为在机翼内侧采用前缘襟翼，外侧采用前缘缝翼的设计。图5.4C-17的双缝襟翼图5.5空客A380采用单缝襟翼图5.6F-16的前缘襟翼图5.7空客A320的前缘缝翼由上述分析，本文中设计采用前缘翼和后缘简单襟翼（同时也是襟副翼）。（2）襟翼的参数选择襟翼提供的升力增量∆CL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。在选取各种参数时，可以参考如下的数据。

①襟翼