總體設(shè)計(jì)c3acd2

1、3.3 機(jī)翼設(shè)計(jì)3.3.1 翼型參數(shù) 翼型是指機(jī)翼或尾翼的剖面形狀。,中弧線：翼型內(nèi)切圓圓心的連線 前、后緣：中弧線的最前點(diǎn)、最后點(diǎn) 翼弦/弦線：連接前、后緣之間的直線 弦長(zhǎng)c ：翼弦/弦線被前、后緣所截的長(zhǎng)度,,翼型厚度t：內(nèi)切圓的直徑 翼型最大厚度tmax：最大的內(nèi)切圓的直徑 翼型相對(duì)厚度t/c：,,翼型彎度 f：中弧線上各點(diǎn)到翼弦之間的距離 翼型最大彎度 fmax：

2、彎度的最大值 翼型相對(duì)彎度：,,最大厚度位置xt：最大厚度的x坐標(biāo) 最大彎度位置xf：最大彎度的x坐標(biāo),,最大厚度相對(duì)位置： 最大彎度相對(duì)位置：,,翼型參數(shù)（厚度、彎度）決定其氣動(dòng)特性。 翼型氣動(dòng)特性表征： 升力系數(shù) Cl 阻力系數(shù) Cd 力矩系數(shù) Cm,影響翼型升阻特性的主要因素： 攻角+彎度+厚度 許多氣動(dòng)特性計(jì)算中（

3、厚度不太大時(shí)），常將翼型的厚度作用和彎度作用分開：前者（厚度）主要影響翼型的型阻，后者（彎度）主要影響翼型的升力和誘導(dǎo)阻力。,翼型的氣動(dòng)特性還受雷諾數(shù)Re的影響。 Re數(shù)是流體的慣性力和受到的粘性力之比：,因此，Re數(shù)越小的流動(dòng)，粘性作用越大（相對(duì)于慣性作用來說）；Re數(shù)越大的流動(dòng)，粘性作用越小。 翼型選擇時(shí)要注意Re的匹配。 典型飛機(jī)的機(jī)翼飛行中的Re大約是一千萬。,翼型族,NACA 四位數(shù)翼型現(xiàn)在主要用于

4、尾翼。 NACA 五位數(shù)翼型將最大彎度點(diǎn)前移，以產(chǎn)生更大的最大升力。 NACA六位數(shù)翼型是層流翼型，將最大厚度點(diǎn)后移，以保證盡可能大面積的層流，多用于高速飛機(jī)。,P-51（野馬）是二戰(zhàn)最優(yōu)秀的戰(zhàn)斗機(jī)之一，歸功于其采用的層流翼型。,對(duì)稱翼型： 零迎角升力等于0 正負(fù)攻角時(shí)升力系數(shù)等大反向,層流翼型的極曲線,層流翼型的極曲線（局部）NACA65,3-215；A=0.5,層流翼型一般在層流戽斗狀態(tài)飛行，可以減

5、阻30%。 層流翼型需要鏡面蒙皮和精確的外形，導(dǎo)致機(jī)翼制造成本急劇上升。 軍用飛機(jī)的亞光迷彩漆粗糙度大，使翼型（全機(jī)）阻力增加。 層流非常脆弱，很容易轉(zhuǎn)涙成為湍流（表面灰塵、雨滴、昆蟲殘骸……）。,設(shè)計(jì)升力系數(shù) 翼型具有最大升阻比的升力系數(shù)稱為設(shè)計(jì)升力系數(shù)。 為提高氣動(dòng)效率，應(yīng)該在翼型設(shè)計(jì)升力系數(shù)附近進(jìn)行任務(wù)飛行（如巡航平飛），此時(shí)迎角較?。ń咏?°），主要靠彎度提供升力。 因

6、此，設(shè)計(jì)升力系數(shù)通常是指0°迎角時(shí)的升力系數(shù)。,設(shè)計(jì)升力系數(shù)典型值： 戰(zhàn)斗機(jī) 0.3；運(yùn)輸機(jī) 0.5；高空飛機(jī)1.0~,極曲線是評(píng)價(jià)氣動(dòng)特性的重要方面。 升阻比L/D是評(píng)價(jià)氣動(dòng)特性的重要參數(shù)。 H↑，Re↓，Cf↓，CD0↓ 超音速飛行只需要很小的CL（0.09~0.1） J7飛機(jī) L/D = 8（亞音速） 5（超音速）

7、大體只有亞音速的一半左右 CDW = 0.35,失速 某些翼型失速后升力逐漸下降；而另一些翼型失速后升力急劇下降并伴隨著俯仰力矩系數(shù)的急劇變化。 厚翼型（t/c > 14%）通常從后緣開始失速； 薄翼型（t/c < 6%）通常從前緣開始失速； 中等厚度翼型（6%≤t/c≤14%）通常先前緣分離，之后附著在表面，到大迎角后立即失速。,t/c > 14%

8、 6%≤t/c≤14% t/c < 6%失速的類型,解決翼尖失速問題的措施： 幾何扭轉(zhuǎn) 同樣的翼型，但翼尖相對(duì)于翼根低頭 氣動(dòng)扭轉(zhuǎn) 翼尖選用比翼根失速迎角大的翼型 。,I. 相對(duì)厚度t/c 翼型的相對(duì)厚度 t/c 主要影響機(jī)翼的升力、阻力特性，同時(shí)也影響機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量。,翼型越厚，臨界M數(shù)越低,翼型越厚，前緣半徑越大，亞音速最大升力系數(shù)越大,翼型越厚，亞音速分離

9、阻力越大,(1) t/c對(duì)氣動(dòng)特性的影響 亞音速時(shí)，翼型的相對(duì)厚度t/c對(duì)阻力的影響較小(t/c增大時(shí)，零升阻力系數(shù)CD0略有增加，一般可不考慮)，而t/c對(duì)CLmax影響較大(圖)，這是選擇亞音速翼型時(shí)所要考慮的主要問題。 亞音速飛機(jī)翼型的相對(duì)厚度t/c約在10~14%的范圍內(nèi)，取12%的較多。,高亞音速及超音速時(shí)，由于激波的出現(xiàn)，翼型的相對(duì)厚度t/c對(duì)阻力的影響成為主要問題。高亞音速時(shí)，減小t/c可以提高臨界馬赫數(shù)(

10、圖)；超音速時(shí)，減小t/c可以明顯降低波阻(圖1、圖2) 。 高速飛機(jī)的t/c較小，一般取4~6%，以5%較多見。 超臨界翼型較厚；高空飛機(jī)也較厚（20km巡航，t/c=18%） 。,超音速時(shí)翼型厚度對(duì)波阻的影響,波阻大 波阻小,提高臨界馬赫數(shù)的手段： (1) 采用很尖的薄翼型 （對(duì)高亞音速民航機(jī)不適用） (2) 采用超臨界翼型：

11、上表面扁平，使流動(dòng)加速加速緩慢，削弱激波強(qiáng)度，后部彎度加大增升,(2) t/c對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量的影響 翼型厚度越大，機(jī)翼結(jié)構(gòu)高度越大，機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量越輕，空機(jī)重量就越小,翼型厚度對(duì)重量的影響,統(tǒng)計(jì)結(jié)果表明，機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量近似隨機(jī)翼相對(duì)厚度的平方根成反比變化 t/c過小，將使機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量增加及內(nèi)部容積減小，因此，t/c不能太小。一般認(rèn)為，t/c = 3% 是下限。,相對(duì)厚度的經(jīng)驗(yàn)曲線,II. 相對(duì)彎度 翼型不太厚時(shí)，

12、常將翼型的厚度作用與彎度作用分開來考慮： 厚度影響型阻（摩擦阻力和壓差阻力）； 彎度影響升力和誘導(dǎo)阻力。 相對(duì)彎度是按照翼型所需的設(shè)計(jì)升力系數(shù)來確定的。,翼型的設(shè)計(jì)升力系數(shù)系指飛機(jī)常用的升力系數(shù)，即在巡航飛行時(shí)的升力系數(shù)，此時(shí)迎角較小(接近于0°)，主要靠彎度來提供升力。 翼型在其設(shè)計(jì)升力系數(shù)附近，具有最大的升阻比，最小的阻力。 設(shè)計(jì)升力系數(shù)的典型值為：戰(zhàn)斗機(jī)為0.3，運(yùn)輸機(jī)為0.5，高

13、空飛機(jī)為1.0。,亞音速：彎度可提高最大升力系數(shù) 適當(dāng)?shù)囊硇蛷澏瓤商岣咦畲笊璞?超音速：彎度對(duì)翼型升力沒有貢獻(xiàn)，只帶來波阻,對(duì)于低速飛機(jī)，巡航速度小，所需的升力系數(shù)大，應(yīng)取相對(duì)彎度大的翼型。 對(duì)于高速飛機(jī)，則應(yīng)選擇相對(duì)彎度較小的翼型或零彎度的對(duì)稱翼型。,3.3.2 機(jī)翼平面形狀幾何參數(shù)的選擇,I. 展弦比A (λ) 展弦比A的大小，對(duì)機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力系數(shù)CDi、零升阻力系數(shù)

14、CD0和升力線斜率及機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量均有影響。,誘導(dǎo)阻力成因,誘導(dǎo)阻力成因,(1) 低速飛機(jī)，誘導(dǎo)阻力占機(jī)翼阻力的大部分，而CDi與A成反比，因而增加A可以降低誘導(dǎo)阻力及增大升阻比。 (2) 高速飛機(jī)，波阻占很大的比例，減小展弦比A，可以使波阻系數(shù)明顯下降。圖 (3) 展弦比A減小，升力線斜率也減小，臨界迎角隨之增大，起降時(shí)利用CLmax較困難。圖 理論上，翼型（A=∞）的升力線斜率為2π。,(4) 飛機(jī)亞音速(L

15、/D)max大致隨著展弦比A的平方根增加而增加（當(dāng)浸濕面積比不變時(shí)）。 (5) 展弦比A減小，會(huì)使翼根彎矩減小，結(jié)構(gòu)重量減輕，且在機(jī)翼面積不變的情況下，機(jī)翼弦長(zhǎng)和厚度的絕對(duì)值增加，對(duì)受力構(gòu)件的布置及內(nèi)部空間的利用都有利。 機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量也大致隨著展弦比A的平方根增加而增加。,對(duì)亞音速飛機(jī)，宜采用較大的展弦比A，一般在6~8左右，最大的可以超過10，滑翔機(jī)最大可達(dá)到30~40。 對(duì)超音速飛機(jī)，其展弦比A一般在3~5左

16、右，有的小到2左右。 PS：大飛機(jī)，A增加0.1，大致相當(dāng)于S增加2m2。,II. 尖削比λ 尖削比λ和根梢比(η)互為倒數(shù)。 選擇尖削比(或根梢比)，低速時(shí)主要考慮對(duì)升力分布(使誘導(dǎo)阻力最小)的影響(圖1、圖2)，高速時(shí)主要考慮對(duì)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度/剛度和重量的影響。 大部分低速機(jī)翼的尖削比大致為0.4~0.5 (根梢比2~2.5)；大部分后掠翼的尖削比為0.2~0.3。,誘導(dǎo)阻力最小的機(jī)翼是環(huán)量呈橢圓形分布的

17、機(jī)翼,III. 后掠角Λ 增大機(jī)翼后掠角，可以提高臨界馬赫數(shù)，同時(shí)在一定的速度范圍內(nèi)，可改善阻力特性(圖)，但會(huì)對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量帶來不利影響。 PS：采用變后掠機(jī)翼，將使空機(jī)重量大致增加4%。,通常根據(jù)飛行速度選擇后掠角，要避開音速前緣而采用亞音速前緣(M1.6)： (圖) 亞音速前緣對(duì)降低阻力和提高升力有利 超音速前緣對(duì)減輕結(jié)構(gòu)重量有利 音速前緣的波阻最大,同時(shí)，要考慮后掠角和尖削比、后掠角和展弦

18、比對(duì)飛機(jī)的綜合影響，這些影響一般通過經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)給出： 后掠角的經(jīng)驗(yàn)值 后掠角與尖削比的相互影響 不是很嚴(yán)格，初選參數(shù)時(shí)用 后掠角與展弦比的影響 不是很嚴(yán)格，初選參數(shù)時(shí)用 機(jī)翼后掠與前掠沒有什么區(qū)別，只是前掠翼需要采用復(fù)合材料等措施解決氣動(dòng)彈性發(fā)散問題。,IV. 安裝角 安裝角是機(jī)翼（或翼型）相對(duì)于機(jī)身的偏角。 如果機(jī)翼沒有扭轉(zhuǎn)，則機(jī)翼安裝角就是翼弦與機(jī)身軸線的夾角；如果存在扭轉(zhuǎn)，則安裝角

19、通常是外露翼翼根弦線與機(jī)身軸線的夾角。 選擇安裝角的原則是為了在某種飛行狀態(tài)下（一般為巡航狀態(tài)）機(jī)身在最小阻力的迎角下飛行，同時(shí)機(jī)翼在要求的迎角下飛行。,在巡航（平飛）狀態(tài)下，圓柱段機(jī)身在0°迎角附近時(shí)阻力最?。C(jī)身基本處于水平狀態(tài)），同時(shí)旅客機(jī)也要求巡航時(shí)機(jī)身處于水平狀態(tài)。 而此時(shí)機(jī)翼可能需要1°的迎角（當(dāng)然設(shè)計(jì)好的話0°迎角就能滿足，靠彎度產(chǎn)生升力）才能滿足設(shè)計(jì)升力系數(shù)的要求，這是機(jī)翼就

20、需要有1°的安裝角。 運(yùn)輸機(jī)機(jī)翼的安裝角大約為1°，軍機(jī)大約為0°。,V. 扭轉(zhuǎn) 扭轉(zhuǎn)是為了防止翼尖失速(要求翼尖失速迎角小于翼根，尤其對(duì)后掠翼)，并改善升力分布(橢圓形)。 一般機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)角在0~5°之間。 幾何扭轉(zhuǎn)是不同剖面采用相同的翼型，但安裝角不同。一般翼尖相對(duì)于翼根低頭，稱為外洗。 氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)是通過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

21、?？赡芡瑫r(shí)有幾何扭轉(zhuǎn)。,VI. 上反角 從機(jī)頭看過去，機(jī)翼與水平面之間的夾角。 機(jī)翼上反可以增加飛機(jī)的橫向靜穩(wěn)定性。 10°的后掠角大體上可提供大約1°的上反效應(yīng)。 上單翼能提供上反效應(yīng)，下單翼則相反。 常見的形式是上單翼帶下反，而下單翼帶上反。 下單翼的地面效應(yīng)明顯，旅客機(jī)常用（帶上反）。 J-7機(jī)翼上反角-2°；J-7E上反角0°（無上反

22、）。,VII. 翼尖,不同的翼尖，會(huì)影響浸濕面積，但更重要的是影響翼尖渦的位置，進(jìn)而影響誘導(dǎo)阻力。 利用尖銳邊緣（前視）的翼尖，可以降低翼尖氣流的上翻，減小誘導(dǎo)阻力。 霍納翼尖、上翹/下垂翼尖，均可以在不增加實(shí)際展長(zhǎng)的前提下，增加機(jī)翼有效展弦比。 端板可以減小誘導(dǎo)阻力，但其增加有效展弦比的作用有限（有效展長(zhǎng)的增量~80%端板長(zhǎng)度）。,翼梢小翼作用與端板類似，但明顯優(yōu)于端板，可以利用翼尖渦明顯減小端板阻力。

23、 翼梢小翼提供的有效展長(zhǎng)的增量，可以達(dá)到將翼梢小翼的高度加到翼展上帶來的展長(zhǎng)增量的2倍。。 一般來說，翼梢小翼通常用于對(duì)現(xiàn)有機(jī)翼的改進(jìn)；新設(shè)計(jì)的飛機(jī)往往利用增加展弦比來改善氣動(dòng)性能。,3.3.3 增升裝置與副翼參數(shù)的選擇 I. 增升裝置 增升裝置主要是增加翼型的相對(duì)彎度，并對(duì)附面層進(jìn)行控制，推遲翼面上的氣流分離，其目的都是增大機(jī)翼的CLmax；對(duì)后退式襟翼，還增大了機(jī)翼面積。,(1) 后緣襟翼 后緣襟翼

24、一般布置在機(jī)翼后緣的內(nèi)側(cè)，目前主要的形式有開裂式、簡(jiǎn)單式、后退式、開縫式(單縫、雙縫、多縫)等。(圖1、圖2) 后緣襟翼的主要幾何參數(shù)是：相對(duì)弦長(zhǎng)(襟翼弦長(zhǎng)與機(jī)翼弦長(zhǎng)之比)和偏轉(zhuǎn)角，它們的取值可按下列經(jīng)驗(yàn)值初步選擇：,襟翼的展長(zhǎng)，通常是與外側(cè)副翼的展長(zhǎng)協(xié)調(diào)考慮。,機(jī)翼后緣襟翼主要參數(shù)初選值,襟翼的效率，與機(jī)翼的幾何參數(shù)有關(guān)： 機(jī)翼的展弦比和根梢比較大時(shí)，襟翼的效率較高； 而后掠角尤其是后緣后掠角較大時(shí)，襟翼的效

25、率較低。 (2) 前緣襟翼和前緣縫翼 圖,II. 副翼 副翼是橫向操縱面，其作用是提供滾轉(zhuǎn)操縱力矩，保證橫向操縱性的要求。 副翼的主要參數(shù)： (1) 相對(duì)面積 Sai/S = 5 ~ 7% (2) 相對(duì)弦長(zhǎng) cai/c = 20 ~ 25% (3) 相對(duì)展長(zhǎng) bai/b = 30 ~ 40% (4) 最大偏角 -25°(上偏) ~ +15°(下偏)

26、副翼展長(zhǎng)和弦長(zhǎng)的選取范圍的經(jīng)驗(yàn)值,副翼一般要采用氣動(dòng)補(bǔ)償，以減小舵面鉸鏈力矩： 軸式補(bǔ)償時(shí)，補(bǔ)償面積與副翼面積之比S軸補(bǔ)/Sai =25~28%，轉(zhuǎn)軸一般位于20%~25%副翼相對(duì)弦長(zhǎng)處； 采用翼內(nèi)腔補(bǔ)償時(shí)，S內(nèi)補(bǔ)/Sai =30~31%。 如果副翼效率不足時(shí)，可以采用擾流片或差動(dòng)平尾來輔助。 副翼應(yīng)有完全的重量補(bǔ)償。,3.4 尾翼設(shè)計(jì) 尾翼是保證飛機(jī)操穩(wěn)特性的翼面，雖然其對(duì)飛機(jī)的升阻特性、阻尼特

27、性等方面有一定的影響，但一般根據(jù)飛機(jī)的操縱性、穩(wěn)定性要求對(duì)尾翼進(jìn)行設(shè)計(jì)。 尾翼的功用：①配平、 ②穩(wěn)定、 ③操縱。 如果設(shè)計(jì)要求中沒有對(duì)操穩(wěn)指標(biāo)給出明確要求，則應(yīng)按照規(guī)范來進(jìn)行設(shè)計(jì)。,3.4.1 平尾參數(shù)的選擇 平尾設(shè)計(jì)，主要根據(jù)平尾尾容量(平尾靜面矩系數(shù))確定其主要幾何參數(shù)。 平尾尾容量為：,尾容量的統(tǒng)計(jì)值,確定CHT 時(shí)，應(yīng)同時(shí)考慮滿足縱向靜穩(wěn)定性和操縱性要求： (1) 穩(wěn)定性：主要是應(yīng)能夠保

28、證飛機(jī)在低空、高亞音速飛行時(shí)，仍有足夠的縱向靜穩(wěn)定性。 (2) 操縱性：主要是應(yīng)能夠保證在飛機(jī)重心前限位置情況下，和當(dāng)襟翼放下、大迎角著陸時(shí)，平尾的偏度不能用盡，應(yīng)留有一定的余量。,選定CHT 后，平尾面積及尾力臂的確定應(yīng)與機(jī)翼、機(jī)身設(shè)計(jì)相協(xié)調(diào)。 一般應(yīng)盡可能選擇大的尾力臂，小的平尾面積，以減輕結(jié)構(gòu)重量和減小配平阻力。 選擇平尾幾何參數(shù)時(shí)，必須保證在機(jī)翼所有可能的迎角下，平尾都有足夠的效率，即平尾不能比機(jī)翼先失速

29、，且平尾的臨界馬赫數(shù)應(yīng)比機(jī)翼的大。,一般可取：,3.4.2 垂尾參數(shù)的選擇 選擇垂尾參數(shù)的方法與平尾類似，主要考慮： (1) 保證飛機(jī)具有良好的橫航向穩(wěn)定性： 主要是要有足夠的方向穩(wěn)定性，當(dāng)M>2以后，方向穩(wěn)定性降低，這是垂尾設(shè)計(jì)的主要情況； 飛機(jī)的橫向靜穩(wěn)定性和航向靜穩(wěn)定性要保持一定的比例，其比值不能過大或過小。,(2) 保證飛機(jī)具有良好的橫航向操縱性： 主要要求飛機(jī)在所有可能的飛行狀態(tài)下

30、，都滿足橫航向機(jī)動(dòng)性的要求； 側(cè)向壓桿后，飛機(jī)的滯后反應(yīng)不應(yīng)超過允許的范圍； 在側(cè)風(fēng)著陸和單發(fā)停車時(shí)，應(yīng)保證有配平的能力和足夠的橫航向操縱性。,垂尾尾容量為： 初步設(shè)計(jì)時(shí)，CVT(外露面積)可在0.075~0.14之間選取。對(duì)于小展弦比機(jī)翼和長(zhǎng)機(jī)身飛機(jī)， CVT取上限；雙垂尾時(shí)， CVT要加大20%。,尾容量的統(tǒng)計(jì)值,精品課件！,精品課件！,通常垂尾為對(duì)稱翼型，主要參數(shù)： SVT/S = 13 ~