机翼设计
飞机机翼的结构轻量化设计与优化
飞机机翼的结构轻量化设计与优化随着航空工业的快速发展，飞机的性能和质量要求也越来越高。
在飞机的设计中，机翼作为飞行中最重要的组件之一，起到了支撑机身、提供升力和控制飞行姿态等关键作用。
为了提高飞机的飞行性能和燃油效率，飞机机翼的结构轻量化设计和优化成为了一个重要的研究方向。
一、轻量化设计的概念和意义轻量化设计是指在满足机翼结构强度、刚度等基本要求的前提下，尽可能地减少机翼的重量。
轻量化设计的意义主要体现在以下几个方面：1. 提高飞机性能：机翼的轻量化设计可以显著减少飞机的重量，降低飞行阻力，提高飞机的爬升率和速度，提高燃油效率和航程。
2. 减少材料成本：采用轻量化设计可以减少所需材料的数量和成本，降低制造成本。
3. 增强结构可靠性：轻量化设计可以减少机翼内部受力集中的问题，降低机翼的应力水平，提高结构的寿命和可靠性。
二、飞机机翼轻量化设计的方法1. 材料选择优化：在轻量化设计中，选择合适的材料是非常重要的。
常见的材料包括铝合金、复合材料和钛合金等。
根据机翼的实际工作条件和要求，选择适当的材料可以实现轻量化设计的目标。
2. 结构形式优化：采用合理的结构形式可以减少机翼的重量。
例如，采用空腔结构可以在保证强度和刚度的同时减少材料的使用量。
此外，采用翼梢弯曲、后退角等设计也可以降低机翼的重量。
3. 加强设计与优化：在轻量化设计中，需要对机翼的受力特点进行深入研究，合理设计受力结构，减少应力集中并提高结构的强度和稳定性。
通过优化机翼的布局和内部支撑结构，可以进一步减少机翼的重量并保证其性能。
三、飞机机翼轻量化设计的挑战和解决方案1. 受力复杂性：飞机机翼在飞行过程中受到复杂的外部载荷，如空气动力载荷、颠簸载荷等。
如何准确预测和分析机翼的受力状态，保证结构的稳定性和安全性是一个挑战。
为解决这个问题，可以采用数值模拟方法，结合实验验证，提高设计的准确性和可靠性。
2. 多目标优化：轻量化设计需要同时考虑许多不同的目标，如重量、强度、刚度、燃油效率等。
机翼设计公式
机翼设计公式
飞机翼的设计公式是航空工程的基础，它关系到飞机的安全性、性能和飞行性能。
飞机翼的设计计算公式是由有效升力系数CL、实际升力L和气动力学加速度
γ所确定的：CL=2L/γV2S，其中γ是空气或其他速度膜的流体动力学加速度，V
是飞机阵风前后壁面的速度，S是单位表面积。
在飞行动力学中，翼型性能主要体现在有效升力、有效推力和有效尾抗三个方面。
有效升力系数CL是应用计算中最重要的参数。
根据力学方程，CL的取值范围
可以从0到翼型的升力系数最大值Cmax。
有效升力系数CL的增加能够提高飞机的
升力场而减小滑行比。
有效推力系数CD是研究飞机滑行性能的另一个重要参数，
它由飞机实际推力和飞行速度所决定。
有效尾抗系数Cm可以用来表征飞机滑行时
气动结构对飞行器姿态的影响。
当翼型设计出来后，通过试验测量得到翼型的三个动力学参数，并与计算值进行对比，以评价计算的精度和可靠性。
在有限的迭代过程中，不断改进翼型，确定最终的设计参数。
以确保飞机翼形
性能满足要求，并能兼顾一定的安全限制，以满足飞行运行要求。
总之，飞机翼设计公式是设计航空器翼型的重要依据，它由有效升力系数CL、实际升力L和气动力学加速度γ确定，根据力学方程，经过反复迭代，得出翼型
的最终设计参数，以确保飞机翼形性能符合预期安全要求，从而满足飞行运行要求。
SolidWorks在航空航天设计中的应用案例分析
SolidWorks在航空航天设计中的应用案例分析引言航空航天工业作为一个高度复杂和精密的领域，对于设计工具和技术的要求非常高。
在这方面，SolidWorks作为一款先进的计算机辅助设计（CAD）软件，被广泛应用于航空航天设计领域。
本文将通过几个具体的案例分析，探讨SolidWorks在航空航天设计中的应用，并分析其优势和效果。
案例一：飞机机翼设计在当代航空工业中，飞机机翼设计是一项极具挑战性的任务。
SolidWorks在该领域的应用因其强大的功能和用户友好的界面而备受认可。
通过SolidWorks的建模功能，设计师可以轻松创建复杂的机翼几何形状。
软件提供了各种工具和特性，使设计师能够进行参数化的建模和优化设计。
通过建立精确的三维模型，设计师可以进行机翼载荷分析、气动性能评估和结构强度评估等仿真计算。
SolidWorks的仿真模块允许设计师模拟各种复杂的工况，以确保机翼的安全性和性能满足要求。
此外，软件还提供了可视化和动画功能，使设计师能够更直观地展示机翼设计方案。
案例二：卫星结构设计卫星作为航天工业的重要组成部分，其结构设计需要考虑诸多因素，如质量、稳定性和可靠性等。
SolidWorks在卫星结构设计中的应用为设计师提供了准确的建模和分析工具。
设计师可以使用SolidWorks的装配功能，将卫星各个组件组合成完整的结构模型。
软件的模拟功能可以用于分析卫星在不同环境下的受力情况。
例如，设计师可以在SolidWorks中创建一个重力场模拟，并对卫星模型进行力学分析，以确定结构的稳定性和刚度。
此外，软件还可以进行模态分析和优化设计，以确保卫星的动力学性能满足要求。
案例三：火箭发动机设计火箭发动机设计是航天工业中最复杂和关键的任务之一。
SolidWorks在火箭发动机设计中的应用以其强大的建模和分析功能脱颖而出。
软件提供了精确的CAD工具，允许设计师创建高度复杂的发动机几何模型。
通过SolidWorks的流体力学和热传导模拟功能，设计师可以分析火箭发动机内部的流动和热传导情况。
飞行设计知识点总结
飞行设计知识点总结一、飞行器的基本结构1. 机翼设计机翼是飞行器的主要升力产生部件，其设计直接影响着飞行器的升力性能和飞行稳定性。
其主要设计要点包括翼型选择、悬挂角设计、翼展比设计等。
2. 机身设计机身是飞行器的主要承载结构，其设计要考虑到飞行器的结构强度和重量问题。
此外，还要考虑飞行器的布局、航空设计以及载荷分布等因素。
3. 尾翼设计尾翼是用来控制飞行器姿态的部件，其设计要考虑到飞行器的稳定性和机动性。
尾翼的设计要点包括尾翼布局、面积、位置等方面。
4. 机载设备布局设计机载设备的布局设计要考虑到飞行器的使用需求和安全要求。
其设计要点包括机载设备的布局和安装、导通布线、维护通道等方面。
二、气动设计1. 翼型设计翼型是机翼的横截面形状，直接影响着机翼的气动性能。
其设计要点包括翼型的气动性能、气动优化、气动力分析等方面。
2. 升力和阻力设计升力和阻力是飞行器飞行中的两个基本气动力。
其设计要点包括升力和阻力的计算、优化设计、辅助设备选型等方面。
3. 风洞试验风洞试验是气动设计的重要手段，用来验证气动设计的理论计算结果，并对气动性能进行优化。
风洞试验的设计要点包括实验方案设计、实验数据处理、试验结果分析等方面。
三、控制设计1. 飞行控制系统设计飞行控制系统是用来控制飞行器姿态和航向的系统，其设计要点包括控制系统性能、控制律设计、传感器选型等方面。
2. 弹性控制设计飞行器的弹性振动会影响其飞行性能和结构强度，因此需要进行弹性控制设计。
其设计要点包括弹性模态分析、控制器设计、振动抑制等方面。
3. 威力制导设计威力制导是用来实现飞行器导航、飞行计划执行和目标打击的关键技术，其设计要点包括制导算法设计、传感器选型、导航系统设计等方面。
以上就是飞行设计的相关知识点总结。
飞行设计是一个综合性很强的学科，需要涉及到航空工程、气动学、航空控制等多个领域的知识。
希望本文能够对飞行设计的学习和研究提供一定的帮助。
飞机机翼结构优化设计与仿真分析
飞机机翼结构优化设计与仿真分析一、引言飞机机翼是飞机的主要机构之一，起到支撑飞机、提供升力等作用。
随着飞行技术的发展，飞机机翼结构的优化设计变得越来越重要。
在本文中，我们将介绍飞机机翼的结构优化设计和仿真分析的相关内容。
二、飞机机翼结构的基本构成飞机机翼的结构由以下部分组成：1. 前缘前缘位于机翼前端，是机翼最前部分的曲面。
它的主要作用是提供进气口，引导飞机前进时的气流。
2. 后缘后缘位于机翼尾端，是机翼最后部分的曲面。
它的主要作用是控制气流，使得机翼在飞行时能够产生所需的升力。
3. 翼根，翼梢翼根是机翼与机身连接的部分，翼梢是机翼的顶端。
它们的形状和角度对于整个机翼的升力和阻力都起到重要的作用。
在结构优化设计中，翼根和翼梢的设计需要考虑材料的选择和机翼的刚度等因素。
4. 机翼壳体和肋骨机翼壳体是机翼表面的曲面部分，肋骨是机翼内部的构件。
机翼壳体和肋骨的设计需要考虑机翼的重量和刚度等因素。
在优化设计中，需要考虑如何减少机翼的自重，并提高机翼的刚度，以达到更好的飞行性能。
三、飞机机翼结构优化设计在飞机机翼结构优化设计中，需要考虑以下几个方面：1. 材料选择在机翼结构优化设计中，材料的选择非常重要。
需要考虑材料的强度、刚度、重量、耐腐蚀性、环保性等因素。
目前常用的机翼材料有铝合金、碳纤维等。
2. 结构设计机翼的结构设计应基于受力分析和加工制造的限制，尽量减轻机翼的自重，提高机翼的刚度和强度。
在设计过程中，需要考虑机翼的气动特性和机身的匹配性，以达到更好的飞行性能。
3. 翼型设计机翼的翼型对于机翼的升力、阻力和稳定性都有着重要的影响。
合适的翼型可以提高机翼的升力系数和气动效率，减少机翼的阻力。
因此，在机翼结构优化设计中，选择合适的翼型至关重要。
四、飞机机翼结构仿真分析在机翼设计过程中，仿真分析可以帮助我们预测机翼在不同工况下的性能，避免因设计不合理而造成的安全隐患。
主要的仿真分析工具有以下几种：1. ANSYSANSYS是目前广泛应用于飞机机翼结构仿真分析的商用软件。
简介机翼结构设计方案
简介机翼结构设计方案机翼是飞机最重要的部件之一，它是承受飞机载荷、提供升力的关键部分。
机翼结构设计方案涉及到许多因素，例如机翼的形状、材料、布局等。
在设计机翼结构时，需要兼顾飞行性能、结构强度和质量等多个方面。
首先，机翼的形状对飞机的升力和阻力性能有重要影响。
常见的机翼形状包括直线翼、椭圆翼、矩形翼等。
直线翼具有简单的结构，适合低速飞行和起降，但阻力较大。
椭圆翼则具有较高的升力系数和较小的阻力系数，适合高速飞行。
在设计机翼结构时，需要根据飞机的任务需求和性能要求选择合适的机翼形状。
其次，机翼的材料选择对机翼的重量和强度有重要影响。
常见的机翼材料包括铝合金、复合材料和钛合金等。
铝合金具有良好的可加工性和强度，且成本较低，是常用的机翼材料。
复合材料具有高强度和低密度的特点，能够减轻机翼重量，提高飞机性能，但成本较高。
钛合金具有较高的强度和耐腐蚀性，适合用于大型飞机的机翼结构。
在选择材料时，需要综合考虑机翼的成本、性能和可制造性等因素。
此外，机翼的布局设计也对机翼的性能有重要影响。
常见的机翼布局包括全弦翼、后掠翼、前缘缝翼等。
全弦翼具有较大的升力系数，适合低速飞行，但阻力较大。
后掠翼具有较小的阻力系数和适应高速飞行的特点。
前缘缝翼能够增加机翼的升力，提高飞机的起降性能。
在布局设计时，需要根据飞机的任务需求和性能要求选择合适的机翼布局。
综上所述，机翼结构设计方案涉及到机翼的形状、材料和布局等多个方面。
在设计机翼结构时，需要兼顾飞行性能、结构强度和质量等多个因素，确保机翼能够满足飞机的任务需求和性能要求。
在未来，随着材料技术和设计方法的不断发展，机翼的结构设计方案将会得到进一步的改进和优化，以提高飞机的性能和效率。
机翼原理 (3)
机翼原理引言机翼是飞机最重要的组成部分之一，它起着提供升力和稳定飞行的关键作用。
了解机翼原理对于理解飞机的飞行特性以及机翼设计的重要性至关重要。
本文将介绍机翼的基本原理、不同类型的机翼以及机翼设计的考虑因素。
机翼的基本原理机翼的基本原理是根据伯努利原理和牛顿第三定律来解释的。
根据伯努利原理，当空气在翼型上方通过时，由于翼型上方曲率较大，气流速度较快，气流压力较低；而在翼型下方通过时，气流速度较慢，气流压力较高。
这导致了一个由高压到低压的压力差，从而产生升力。
牛顿第三定律解释了机翼产生升力的原因。
当气流通过机翼时，气流与机翼发生相互作用，产生一个向下的作用力，即重力。
根据牛顿第三定律，机翼也会受到一个向上的等大小反作用力，即升力。
机翼的形状和类型机翼的形状和类型因飞机的用途和性能要求而异。
以下是几种常见的机翼类型：直线翼直线翼是最基本的机翼类型之一。
它的翼梢和翼根之间是直线而不是弯曲的。
直线翼适用于低速飞行的飞机，具有较高的升力系数和稳定性。
椭圆翼椭圆翼的翼型是由一个椭圆形截面旋转而成的。
椭圆翼的设计可以最大程度地减少阻力，提供较高的升力和较好的飞行性能。
由于制造复杂和成本较高，椭圆翼在实际应用中并不常见。
双翼双翼是由两个独立的翼面构成的，中间通过支柱连接在一起。
双翼适用于低速飞行和短距离起降的飞机，具有较大的升力和较好的操纵性。
翼尖翼翼尖翼是一种长且窄的翼型，翼尖翼的尖端往往更窄，翼根较宽。
翼尖翼适用于高速飞行，能够减少阻力并提高效率。
机翼设计的考虑因素机翼的设计需要考虑多个因素，包括以下几个方面：升力和阻力机翼的设计需要平衡升力和阻力。
较大的升力可以提供更好的飞行性能，但也会增加阻力。
因此，设计者需要根据飞机的性能需求，在升力和阻力之间取得平衡。
稳定性和机动性机翼的设计也需考虑飞机的稳定性和机动性。
稳定性使得飞机在飞行中能够自动保持平衡，而机动性则使飞机能够快速变向和操纵。
设计者需要权衡这两个因素，确保飞机在不同飞行条件下都能有良好的飞行性能。
飞机机翼结构设计
飞机机翼结构设计飞机机翼作为飞机的重要组成部分，其结构设计的合理性和稳定性对于飞机的性能和安全具有重要影响。
该文档旨在介绍飞机机翼结构设计的基本原理和流程，并强调关键设计考虑因素。
飞机机翼的结构设计原理主要包括以下几个方面：机翼的结构应具备足够的强度和刚度，以承受飞行过程中的各种载荷，如气动力、重力和惯性力等。
强度和刚度的设计需要考虑不同部位的应力分布以及激振和压缩变形等因素，以保证机翼在各种工况下的工作安全性和航空结构的可靠性。
机翼结构材料的选择直接影响机翼的性能和寿命。
常见的机翼结构材料包括金属、复合材料和复合材料混合金属等。
合理选择材料需要综合考虑材料的强度、刚度、疲劳寿命、重量和成本等因素。
机翼的气动特性对飞机的飞行性能具有重要影响。
机翼的气动外形和细节设计应符合气动原理，并尽可能减少气动阻力和产生升力。
翼型的选择、缘翼和副翼等结构的设计都要综合考虑气动特性。
机翼在使用中会不断受到循环加载的作用，需要保证其结构的疲劳寿命。
疲劳分析与设计包括对材料疲劳强度的确定、结构的应力分析和循环载荷的计算等，需要采用适当的施加载荷、使用合适的寿命预测方法和结构寿命修正技术。
飞机机翼结构设计的主要流程如下：2.进行初步设计，包括机翼的几何形状、气动外形、翼型选择等。
3.进行机翼结构的强度和刚度计算，确定所需的材料和结构布局。
4.进行机翼的气动特性分析，考虑气动力和升力等因素。
5.进行结构疲劳寿命的分析和计算，保证机翼的结构寿命满足要求。
6.进行机翼结构的优化设计，考虑减重、减阻等因素。
7.进行结构的工艺设计，包括连接方式、组装方法等。
8.进行机翼结构的细节设计和验证，绘制详细图纸和进行性能试验。
9.进行机翼原型的制造和试验验证，解决可能出现的问题。
10.对机翼的结构进行改进和调整，以满足性能和安全要求。
在飞机机翼结构设计时，需要综合考虑以下关键因素：2.材料的选择和使用，满足机翼结构的质量和性能要求。
3.气动特性的优化，减少阻力、提高升力和操纵性。
飞机机翼制造工艺设计和编程毕业设计
飞机机翼制造工艺设计和编程毕业设计简介本文档旨在提供一份关于飞机机翼制造工艺设计和编程的毕业设计方案。
我们将介绍机翼制造的基本过程，并提供一个编程实现的解决方案。
机翼制造工艺设计机翼制造是飞机制造的重要组成部分。
它涉及到材料选择、结构设计、工艺流程等多个方面。
在这个毕业设计中，我们将关注以下方面：1. 材料选择：选择适合机翼制造的材料，比如轻质合金、纤维复合材料等。
详细考虑不同材料的强度、重量、成本等因素。
2. 结构设计：设计机翼的结构，包括翼型、翼面积、翼展等。
根据飞机的需求和性能要求进行设计，并进行结构分析和验证。
3. 工艺流程：设计适合机翼制造的工艺流程，包括下料、成形、连接等工艺步骤。
考虑生产效率、质量控制等因素。
编程实现为了提高机翼制造的效率和精度，我们可以使用编程来辅助实现部分工艺步骤。
以下是我们的编程实现方案：1. 建模和模拟：使用计算机辅助设计（CAD）软件建立机翼的三维模型，并进行结构分析和模拟。
这可以帮助我们预测机翼在各种载荷条件下的性能。
2. 数控加工：使用数控机床进行机翼零部件的加工。
通过编程控制机床的运动轨迹，可以实现复杂形状的加工和高精度的加工。
3. 自动化装配：使用机器人等自动化设备进行机翼的装配。
编程控制机器人的动作，实现零部件的精确对位和组装。
总结本毕业设计提供了一种飞机机翼制造工艺设计和编程的解决方案。
通过优化工艺和引入编程实现，可以提高机翼制造的效率和精度。
希望这份设计方案可以帮助你完成毕业设计的任务。
翼型设计
典型的翼型形状
不同类型飞机的典型翼型
翼型的选择主要取决于飞机的飞行速度。 飞机类型 轻型飞机 涡桨支线客机 高亚声速公务机 高亚声速喷气运输机 超声速战斗机 典型翼型 NACA四位数或NACA五位数翼型 NACA五位数 超临界翼型 超临界翼型 NACA六位数翼型
普通翼型与超临界翼型的外形及跨音速压力分布的比较
普通翼型
普通
超临界翼型
超临界
超声速翼型
• 在超声速飞行时，为减小波阻，翼型应具有尖前缘，使 产生的斜激波以代替离体的正激波。如双弧形翼型。 • 例如，F104采用了双弧形翼型。 • 由于尖前缘易引起气流分离，亚声速性能很差，为了兼 顾各个速度范围的性能，目前大多数超声速飞机仍采用 小钝头亚声速翼型。
– 具有大的上表面前缘半径，以减小大迎角下负压峰值，推迟翼型 失速； – 上表面比较平坦，使升力系数为0.4时，上表面有均匀的载荷分 布； – 下表面后缘有较大的弯度；
尖峰翼型（Peaky Airfoil）
• 最早（上世纪60年代）由美国和英国开发的一种翼型。 • 阻力发散马赫数高于NACA六位系列翼型。 • 曾应用于DC-10、C-5A、VC-10和运10喷气运输机。
• 翼型的选择与设计 • 机翼平面形状设计 • 机翼安装角和上反角的确定 • 边条翼、翼尖形状 • 增升装置的设计 • 副翼和扰流板的设计
翼型的选择与设计
翼型的选择与设计（提要）
• 描述翼型的几何参数 • 翼型的气动特性 • 翼型的几何参数与气动特性之间的关系 • 翼型特性与飞机性能的关系 • 翼型的几何参数对结构设计的影响 • 翼型的种类与特征 • NACA翼型 • 选择翼型时考虑的因素 • 翼型的设计方法
飞机机翼结构优化设计与仿真
飞机机翼结构优化设计与仿真飞机机翼作为飞行器的重要组成部分，其结构的优化设计和仿真分析是保证飞行器性能和安全的关键步骤。
在本文中，我们将探讨飞机机翼的结构优化设计与仿真方法，并深入研究其相关技术。
首先，飞机机翼的结构优化设计是指通过对机翼材料、几何形状、布局和附件设计等方面的优化，以便在满足强度和刚度要求的同时，最大限度地减轻机翼重量，提高整个飞行器的性能。
机翼结构优化设计的主要目标是使机翼在承受外部载荷时具有最小的应力和变形，并在预定的载荷下保持结构的安全性。
常见的机翼结构优化设计方法包括参数化设计、灵敏度分析、遗传算法和拓扑优化方法等。
参数化设计是一种将机翼几何形状和参数与性能指标相联系的方法。
通过将机翼的关键几何参数转换为设计变量，可以根据性能指标进行系统性的优化。
在进行参数化设计时，我们可以采用CAD软件进行建模和优化计算，并使用有限元方法对机翼结构进行力学分析。
灵敏度分析是一种有效的优化设计方法，可以在给定设计变量和性能指标的情况下，确定各个设计变量对性能的影响程度。
通过灵敏度分析，我们可以找到对机翼性能影响最大的设计变量，并进行优化调整。
遗传算法是一种模拟自然进化的优化方法，通过模拟生物进化过程中的选择、交叉和变异等操作，搜索最优解。
在机翼结构优化设计中，可以使用遗传算法进行参数化设计和优化计算。
通过优化计算，得到最佳的机翼设计方案。
拓扑优化方法是一种在给定约束条件下，通过改变材料的位置和形状，优化机翼结构的方法。
通过对机翼结构进行拓扑优化，可以将材料分布在最需要的地方，提高机翼的载荷分布和性能。
其次，机翼结构的仿真分析是对机翼结构在实际工作条件下的受力性能进行评估和验证的过程。
通过仿真分析，可以评估机翼在不同飞行工况下的应力、变形和疲劳寿命等。
常见的机翼仿真分析方法包括有限元分析、疲劳寿命分析和飞行载荷仿真等。
有限元分析是一种广泛应用于机翼结构分析的方法。
通过将机翼结构离散化为有限个小单元，在给定载荷情况下求解机翼的应力和变形分布。
第十讲：机翼结构设计
结构重量越轻。 3) 布置加强构件应尽量做到综合利用，以减轻重量。 4) 布置受力构件时要有全局观。
22
1、主要受力构件布置的原则 5) 损伤容限设计。 6) 改善结构工艺性和使用维护性。 7) 注意结构的现实性和先进性，适当采用新结构、新材料和
5
三、机翼结构设计的步骤
总体要求
方案 设计 机翼外形 阶段
机翼载荷
确定机翼分离面、 选择结构型式、布 置主要受力结构
进行主要结 构受力分析
绘制机翼 理论图
打样 设计 阶段
机翼装载 及系统与 结构协调
结构打 样设计
详细设 计阶段
绘制生 产图纸
结构强 度、气 弹计算
重量、 惯性矩 计算
寿命、可 靠性维护 性分析
具体地说，机翼的结构设计是指，根据给出的原始依据，合理地选择
机翼的受力形式，布置机翼的主要受力构件，确定沿展向各剖面处
纵向元件的尺寸，并对各主要受力构件进行设计。
2
二、机翼结构设计的原始依据
机翼结构设计 的原始依据
强度刚度规范 及设计参数
全机参数 机翼外形参数
机翼的位置 机翼内部布置
翼载 p=Y/S 或 G/S 机翼面积 S
外缘分散，抗弯、抗扭强度及刚度均有所提高。安全可靠性好。
缺 点： 结构复杂，对开口敏感。与中翼或机身接合点多，连接
复杂。
9
多腹板式
多腹板式机翼的结构特点
主要结构特点是：这类机翼布置了较多的纵墙，蒙皮较厚。厚蒙
皮单独承受全部弯矩。
优 点：抗弯材料分散在剖面上下缘，结构效率高；局部刚度及
飞机机翼设计分析报告
飞机机翼设计分析报告引言飞机机翼是飞机最重要的组成部分之一，对飞机的飞行性能和稳定性有着至关重要的影响。
本报告将对飞机机翼的设计进行详细的分析和评估，以期得出最优的设计方案。
设计目标飞机机翼的设计目标包括以下几个方面：1. 升力的产生和控制：机翼应当能够产生足够的升力以支持飞机的重量，并通过可调节的控制面来控制升降舵。
2. 阻力的减小：机翼的空气动力学设计应当尽量减小阻力，以提高飞机的燃油效率和速度。
3. 飞行稳定性：机翼的设计应当保证飞机在各种飞行姿态下都能保持稳定。
这包括在起飞、飞行中和着陆时的各种工况。
设计分析翼型选择机翼的翼型选择是机翼设计的重要环节之一。
不同的翼型具有不同的升力和阻力特性。
常见的机翼翼型包括对称翼型、凸翼翼型和凹翼翼型等。
在选择翼型时，需要综合考虑升力系数、阻力系数、迎角范围和稳定性等因素。
通过风洞实验和数值模拟等手段，可以评估不同翼型在各项性能指标上的优劣，并选取最适合飞机任务的翼型。
扇形翼设计扇形翼是一种近年来发展起来的新型机翼设计方案。
扇形翼通过将机翼的横截面形状变为扇形，可以同时兼顾高升力和低阻力。
扇形翼的设计要点包括扇形角度、缘翼比和后掠角等参数。
通过优化这些参数，可以使扇形翼在不同飞行条件下都表现出较好的性能。
控制面设计机翼的控制面主要包括副翼和升降舵。
副翼用于控制滚转，而升降舵用于控制俯仰。
在控制面设计中，需要考虑操纵力和操纵效率两个因素。
较大的操纵力可以提供较强的操纵能力，但也会增加操纵系统的复杂度。
较高的操纵效率可以使飞机更敏捷，但也会增加一定的阻力。
结构强度设计机翼的结构强度设计是确保机翼能够承受各种载荷和飞行工况的重要因素之一。
在结构强度设计中，需要考虑机翼的整体刚度、材料强度和疲劳寿命等因素。
通过有限元分析和实验验证等手段，可以评估机翼的结构强度，并进行合理的优化设计。
结论通过对飞机机翼的设计分析，可以得出以下结论：1. 翼型选择是机翼设计的重要环节，不同翼型具有不同的特性，需要综合考虑各项性能指标进行选择。
第09讲：机翼平面形状设计
• 如何确定上反角 - 在概念设计阶段，主要依据统计值
航空宇航学院
上反角的统计值
飞机类型
直机翼 亚声速后掠翼 超声速后掠翼 下单翼 5º ~7º 3º ~7º 0º ~5º
机翼位置 中单翼 2º ~4º
-2º ~2º -5º ~0º
上单翼 0º ~2º -5º ~2º -5º ~0º
由于上单翼会增加侧向稳定性，故上反角较小； 机翼后掠翼会增加侧向稳定性，故上反角较小。
航空宇航学院
飞机总体设计框架
设计
要求
主要参数计算
发动机选择 布局型式选择
部件外形设计
机身 机翼 尾翼 起落架 进气道
分析计算
是否满足 设计要求？ 最优？
重量计算 气动计算 性能计算 结构分析
三面图 部位安排图 结构布置图
航空宇航学院
机翼的设计
• • • • • • • 翼型的选择与设计 机翼平面形状设计 机翼安装角和上反角的确定 关于边条翼、翼梢形状和Yehudi Flap 增升装置的设计 副翼的设计 设计举例
航空宇航学院
翼梢形状的设计
• 翼梢形状会影响翼梢处的气流旋涡效应
航空宇航学院
• 各种各样的翼梢形状
航空宇航学院
• 翼梢小翼的应用：双发喷气式公务机
航空宇航学院
• 翼梢小翼的应用：A-330
航空宇航学院
• 采用翼梢小翼的效果
对翼梢处的旋涡进行遮挡 翼梢小翼设计成有弯度，翼梢涡在小翼产生升力，这 个升力方向向前，可减小总阻力。 Y7-100， MD-82等许多飞机均应用了翼梢小翼。
航空宇航学院
B. 采用超声速前缘（当 M2 时）
F-15：
米格-25：前缘=40
飞机的飞行原理和机翼设计
飞机的飞行原理和机翼设计飞机是一种人类创造的重型飞行器，能够在大气中飞行。
它的飞行原理和机翼设计是实现飞行的基础。
本文将介绍飞机的飞行原理以及与之密切相关的机翼设计。
一、飞机的飞行原理飞机的飞行原理主要包括升力和阻力的作用。
1. 升力升力是指使飞机在大气中产生向上的力，使其能够克服重力并保持在空中飞行。
升力的产生和维持主要依靠机翼。
当飞机机翼上方的气流速度比下方的气流速度快时，会在机翼上方形成气流的局部低压区，而在机翼下方形成气流的局部高压区。
这种压力差会产生一个向上的力，即升力。
升力的大小与机翼形状、迎角、气动力学性能等因素有关。
2. 阻力阻力是指飞机在飞行过程中所受到的空气阻挡力。
阻力的大小直接影响飞机的速度和能耗。
飞机在飞行中需要克服阻力，才能保持稳定前进。
阻力可以分为两大类：气动阻力和非气动阻力。
气动阻力包括底阻力、波阻力和诱导阻力，而非气动阻力主要有重力、滚动阻力、滑移阻力等。
减小阻力是提高飞机效率和性能的关键。
二、机翼的设计机翼是飞机的重要组成部分，直接关系到飞机的升力和飞行性能。
机翼的设计需要考虑以下几个因素：1. 形状机翼的形状对升力和阻力有直接影响。
传统机翼一般采用翼型来设计，常见的翼型有对称翼型和非对称翼型。
对称翼型适用于需要对称升力分布的飞行任务，而非对称翼型则适用于需要非对称升力分布的飞行任务。
2. 扬程扬程是指单位翼展长度所产生的升力。
扬程越大，飞机在同样速度下能产生的升力就越大，所需的滑行距离就越短。
扬程的大小会影响飞机的起飞和降落性能。
3. 后掠角后掠角是指机翼弦线与机身纵轴之间的夹角。
后掠角可以减小机翼的阻力，提高飞机的高速飞行性能。
4. 翼展翼展是机翼两个翼尖之间的最大距离。
翼展越大，机翼的升力也越大，能够产生更多的升力，但同时也会增加阻力。
5. 翼面积翼面积是机翼底面积的总和。
翼面积的大小决定了机翼承载飞机的重量能力。
综合上述因素，机翼的设计需要在空气动力学性能、飞行性能和结构强度之间寻求平衡，以实现飞机的稳定飞行。
飞机机翼结构的轻量化设计
飞机机翼结构的轻量化设计飞机机翼是飞行器的重要部件之一，起着支撑飞机的重要作用。
随着航空技术的不断发展，飞机机翼的结构设计也在不断创新。
为了提高飞机的性能和节省能源，轻量化设计成为飞机机翼结构设计的重要趋势之一。
在过去，飞机机翼结构设计主要是为了保证飞机的安全性和稳定性，因此往往使用厚重的材料来设计机翼。
然而，这种设计方式导致了飞机的自重过重，使得飞机的能耗增加，限制了飞机的性能。
因此，轻量化设计成为了解决这一问题的关键。
轻量化设计的首要目标是减少飞机机翼的重量，同时保证其结构的稳定性和强度。
为了实现这一目标，可以采用多种方法，包括使用轻质高强度材料、优化结构设计、加强材料的疲劳寿命等。
采用轻质高强度材料是轻量化设计的重要手段之一，例如碳纤维、玻璃钢等材料具有较高的强度和刚度，同时具有较低的密度，可以有效减轻机翼的重量。
除了材料的选择外，优化结构设计也是轻量化设计的重要方面。
通过优化机翼的结构，可以最大限度地减少材料的使用量，同时保证机翼的稳定性和强度。
例如，可以采用空心结构设计，提高材料的利用率；采用梯形材料设计，增加机翼的刚度等。
通过这些优化设计，可以有效降低机翼的重量，提高飞机的性能。
此外，加强材料的疲劳寿命也是轻量化设计的重要方面。
飞机机翼长时间在高空高速飞行，容易受到疲劳损伤，因此加强材料的疲劳寿命对于提高飞机的安全性至关重要。
可以通过改变材料的热处理工艺、表面涂层等方式，提高材料的疲劳寿命，延长机翼的使用寿命。
总的来说，飞机机翼结构的轻量化设计是飞机设计领域的重要研究课题，对于提高飞机的性能、节省能源、降低成本具有重要意义。
通过选择轻质高强度材料、优化结构设计、加强材料的疲劳寿命等方式，可以有效实现飞机机翼结构的轻量化设计，提高飞机的性能，推动航空技术的发展。
飞机机翼结构的轻量化设计是未来飞机设计的重要方向，相信随着技术的不断进步，飞机机翼的轻量化设计会取得更大的突破。
多轴旋翼机设计流程
多轴旋翼机设计流程1. 概述多轴旋翼机是一种具有多个旋翼的飞行器，可以实现垂直起降和悬停飞行。
设计一个多轴旋翼机涉及到多个步骤和考虑因素。
本文将详细介绍多轴旋翼机设计的流程和必要的步骤。
2. 设计前准备在进行多轴旋翼机设计之前，需要进行一些准备工作，以确保设计的有效性和可行性。
2.1. 确定任务需求首先，要明确设计的任务需求。
多轴旋翼机可以用于各种不同的应用场景，例如航拍、物流运输、农业植保等。
不同的任务需求对多轴旋翼机的设计有不同的要求，需要在设计之前明确。
2.2. 收集资料与技术研究在进行设计之前，需要充分了解当前多轴旋翼机领域的最新技术和研究成果。
收集和研究相关资料可以帮助设计者更好地理解该领域的发展趋势和创新点，为设计提供参考和借鉴。
2.3. 设定设计目标和约束条件在开始设计之前，需要设定明确的设计目标和约束条件。
设计目标可以包括飞行性能、载荷能力、续航时间等方面的要求。
约束条件可以包括重量限制、成本限制、材料可用性等方面的限制。
3. 多轴旋翼机设计流程多轴旋翼机的设计流程可以分为若干个阶段，包括概念设计、详细设计和验证测试等。
3.1. 概念设计阶段概念设计阶段是多轴旋翼机设计的起点，需要确定多轴旋翼机的基本设计参数和整体布局。
3.1.1. 确定旋翼数目和类型根据任务需求和设计目标，确定多轴旋翼机的旋翼数目和类型。
常见的旋翼类型包括直升机型、四轴、六轴等。
3.1.2. 选择动力系统和电池根据设计目标和约束条件，选择适合的动力系统和电池。
动力系统可以是内燃机、电动机等，电池选择需要考虑能量密度和充电时间等因素。
3.1.3. 确定飞行控制系统多轴旋翼机需要飞行控制系统来保持平衡和姿态控制。
选择合适的飞行控制系统，可以使多轴旋翼机实现稳定飞行和精准控制。
3.2. 详细设计阶段详细设计阶段是对概念设计的进一步细化和详细设计工作。
在这个阶段，需要进行多个子系统的设计，包括机身结构、机翼设计、电力系统、飞行控制系统等。
飞机机翼设计中应注意的问题
飞机机翼设计中应注意的问题概述飞机机翼设计是飞机工程中的一个关键领域，它直接影响着飞机的性能和安全。
在进行飞机机翼设计时，有一些重要的问题需要注意。
材料和结构在选择机翼的材料和结构时，需考虑以下几点：- 强度和刚度：机翼必须足够强度和刚度，以承受飞行时的各种力和压力，确保飞行过程中的安全。
- 轻量化：机翼的材料和结构应尽量轻量化，以减少飞机的总重量，提高燃油效率和航程。
- 耐久性：材料和结构应具备足够的耐久性，能够承受长时间的使用和飞行中可能遇到的各种环境和温度变化。
气动性能机翼的气动性能对飞机的飞行性能至关重要。
以下是一些值得注意的问题：- 升力和阻力：机翼应能够产生足够的升力，以使飞机能够起飞和保持在空中。
同时，应尽量减少阻力，以提高飞机的速度和燃油效率。
- 气动稳定性：机翼设计应确保飞机在各种飞行条件下具有良好的气动稳定性，能够保持平稳的飞行状态，减少飞行中的颠簸和晃动。
- 气动噪音：机翼设计应尽量减少气动噪音的产生，以提供更为舒适的乘坐环境和减少对周围环境的干扰。
结构强度和安全机翼的结构强度和安全性是保证飞机飞行安全的重要因素。
以下是一些需要关注的问题：- 疲劳寿命：机翼的结构设计和材料选择应考虑到长时间使用的疲劳寿命，并采取相应的措施，以确保机翼在使用寿命内不会出现疲劳断裂等问题。
- 抗损伤性能：机翼设计应具备一定的抗损伤性能，能够在遭受外部冲击或意外情况下保持结构完整性，避免航空事故的发生。
- 防冰保温：机翼的设计应考虑到低温环境下的防冰保温措施，以防止冰雪对机翼的影响，确保飞行安全。
结论飞机机翼设计中需要注意的问题涉及材料和结构、气动性能、结构强度和安全等方面。
在进行机翼设计时，我们应注重以上问题，从而确保飞机具备良好的性能和安全性。
机翼上凸下平的原因
机翼上凸下平的原因机翼上凸下平的设计使得飞机在飞行时，上表面的气压低，下表面的气压高，从而产生了升力。
这是由于在伯努利原理的作用下，当气体通过一定速度的狭缝时，速度越大的地方压强越小。
机翼上表面的凸起使得空气流经过机翼时速度增大，进而气压降低，而机翼下表面的平直形状使得空气流经时速度较小，气压较高。
这种上凸下平的形状使得气流产生了向上的扫射，从而形成了升力。
因此，机翼上凸下平的设计能够增加机翼产生升力的能力。
另外，机翼上凸下平还可以提高飞机的稳定性。
在飞行过程中，造成飞机滚转和旋转的力矩主要来自于机翼产生的升力。
上凸下平的机翼设计能够使得飞机产生的升力分布均匀，从而减小了升力的波动对飞机的滚转和旋转的影响，提高了飞机的稳定性。
此外，机翼上凸下平还可以改善飞机的空气动力特性，使飞机在低速飞行时更加稳定和灵活。
由于机翼上凸下平形状能够产生更多的升力，在低速飞行时可以减小飞机的失速速度，提高飞机的低速飞行性能。
这对于起飞和降落等低速飞行过程非常重要，能够增强飞机的安全性和操作性。
另一个重要的原因是机翼上凸下平的设计可以减小飞机的阻力。
阻力是飞行中消耗能量的主要因素之一、机翼上凸下平的设计使得飞机的流线型更加流畅，减小了空气流动的阻力。
因此，在巡航阶段，机翼上凸下平可以减小飞机的阻力，提高飞机的巡航效率。
总的来说，机翼上凸下平的设计在提高飞机的升力和稳定性、改善飞机的空气动力特性、减小阻力等方面都起到了重要的作用。
这种机翼设计形式广泛应用于不同类型的飞机中，是飞机设计和制造中的重要部分。
通过不断的研究和改进，人们还可以进一步优化机翼上凸下平的设计，提高飞机的性能和效率。
机翼上凸下平的原因
机翼上凸下平的原因机翼的主要功能是产生升力，提供飞机的升力支持和稳定性。
机翼的形状通常被设计成上凸下平的形式，这是为了满足飞机飞行时的特定需求和要求。
上凸下平的设计有以下几个原因：1.升力产生：机翼的上表面凸起可以促使空气在上表面流动速度增加，从而使机翼上方的气流速度比下方的气流速度更快。
根据伯努利原理，流速较快的气流会产生较低的压力，而流速较慢的气流则会产生较高的压力。
因此，在上凸的机翼上表面，由于气流速度较快，压力较低，从而产生一个向上的升力。
而机翼下平的形状可以保持压力的相对稳定，不会干扰上表面的气流，从而提高了升力的产生效率。
2.阻力减小：上凸下平的机翼设计可以减小机翼前缘部分的气流分离现象，从而降低阻力。
当飞机运动时，空气会以相对于机翼的速度流过机翼。
当气流经过机翼前缘时，由于弯曲性质，气流会分离成上表面和下表面的两股气流。
而分离造成的气流分散和扰动会增加阻力。
上凸的设计可以使气流更顺畅地绕过机翼，减少分离现象，从而降低阻力。
3.稳定性提高：上凸下平的机翼设计可以提高飞机的稳定性。
当飞机侧风或颠簸时，机翼上方的凸起部分相对于下方的平面会产生较高的升力，这会使飞机有一个回复到平衡状态的趋势。
这种设计可以增加飞机的稳定性，使其更容易保持平飞状态。
除了上凸下平的机翼设计之外，还有其他一些机翼形状的设计，如对称翼、下凸上平翼等。
这些设计有着不同的特点和应用场景，可以根据飞机的具体需要做出不同的选择。
总的来说，上凸下平的机翼设计是为了满足升力产生、阻力减小和稳定性提高等需求而设计的，能够在飞机飞行中发挥重要作用。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
图 6.2 示出了零升力波阻系数 Cx0波 与翼型相对厚度 C 的关系。
· 73 ·
图 6.1 翼型的 CY − C 曲线
图 6.3 是现代飞机翼型相对厚度随飞机飞行 M 数变化的示意图。
图 6.3 是对现有飞机的翼型数据进行实际
统计得到的规律。从此图可知，亚音速飞机，
一般 C 取 12％左右的较多，超音速飞机取 5 ％左右。
前缘的距离。
各种翼型的 xc 值差别较大，有的低速 翼型 xc 为 15％或 30％，也有的大到 40％、 50％、60％。 xc 增大即翼型的最大厚度点 后移，从而可以使翼型上的最小压强点后 移，于是转捩点后移，层流附面层加长， 紊流附面层缩短，摩擦阻力减少，这对提 高亚音速时的最大升阻比，改善续航性能 是有利的。适用于高亚音速旅客机的层流 翼型就具有这种特点。
给出的翼型 Cx ~ Cy 关系曲线中，也可以看 清这一点。图 6.4 示出了NACA 653系列的五
个翼型 Cx ~ C y 曲线。 对于低速飞机，巡航速度比较小，所需
升力系数就要大一些，显然应选取 f 较大的 翼型。相比之下，对于高速飞机，则应选取 f 比较小的翼型或 f =0 的对称翼型。
例如，对于一般的高亚音速飞机，其巡
图 6.5 翼型的跨音速流场与激波
超临界翼型的气动特性从图上可看出，在跨音速流时，激波强度明显减弱，并靠近翼型的
后缘位置。超临界翼现已广泛应用于现代运输机和客机上。这种翼型也被用于设计超临界机动
战斗机的试验中。
附面层加厚与分离
M∞> M临界
普通翼型
普通
超临界翼型
超临界
图 6.6 普通翼型与超临界翼型的外形及跨音速压力分布的比较
第六章 飞机部件外形设计
飞机的机翼、尾翼和机身等部件的几何外形参数与飞机的总体设计方案密切相关。一般在 飞机总体设计过程中，选定了飞机的主要参数以后，下一步就要选择飞机各主要部件的几何参 数和绘制飞机的外形三面草图。本章分别对飞机的机翼、尾翼和机身等三个主要部件外形参数 的选择做简要的介绍。
§6.1 机翼的外形设计
对于低速飞机诱导阻力在机翼阻力中占一定的比例，不可忽视。 Cxi 与 λ 成反比，增大机
翼的展弦比可以降低诱导阻力和增大升阻比，这对提高飞机的升限和加大飞机的航程都是有利
的。
· 76 ·
机翼的面积— S
机翼的展长— l
l /2
展弦比 λ = l 2 / S
根梢比η
后掠角 χ
图 6.7 机翼平面形状的几何参数定义
总的来说，对于亚音速飞机宜采用较大的 λ ，一般在 6～8 左右，最大甚至超过 10。对于
超音速飞机，约在 3～5 左右，有的小到 2 左右。
（二）根梢比η 机翼的根梢比η 是其翼根弦长与翼尖弦 长之比，三角形机翼的η 理论值为无限大。 对于亚音速飞机，需考虑η 对机翼诱导阻
力的影响。机翼诱导阻力系数的表达式为：
在过去的几十年中，飞机设计工作者都是从众多现有的翼型中选定所需要的翼型，从不考 虑自己设计新的翼型，有时对现有的翼型不尽满意，也无法改动。近来，这种情况有了变化，
在飞机设计过程中有时要修改翼型或创造新的翼型，例如，高速旅客机为了竞争，常需要新的 翼型。而且，在客观上，随着计算机用于翼型设计，加快了翼型设计的速度，也使在飞机设计 过程中修改和创造新翼型（包括预研期间）成为可能。为了在飞机总体设计过程中能正确选择 翼型或是根据飞机的速度范围、所需的压力分布研制新的翼型，设计者需要全面分析翼型参数 对气动特性的影响。
高亚音速及超音速时，由于激波的产生， C 对阻力的影响则成为需要考虑的主要问题。
高亚音速时，减小 C 可以提高其临界 M 数，延缓激波的产生；超音速时，减小 C 可以明显地 使波阻降低，波阻与 C 2 成正比。因此，对于高速飞机，翼型的相对厚度应该减小。现代超音
速歼击机， C 一般已减小到 4％～6％左右。
在亚音速时，翼型的相对厚度 C 对阻力的影响较小，虽然随着 C 的增大， Cx0 略有增加， 但一般可以不考虑这种影响。而 C 对 Cy max 的影响是比较大的，这是在选择亚音速翼型时所要 考虑的主要问题。图 6.1 给出了几种现有翼型的 Cymax 随 C 变化的曲线。
可见，对于每一种翼型，其 C 有一个最佳值，图 6.1 所示为 10%～14%，此时的 Cymax 为最 大。因此，亚音速飞机翼型的相对厚度多在此范围之内。
量增加。因此，就应根据飞机设计要求中给定的飞行 M 数，选取合适的后掠角。通常是要避 开音速前缘，采用亚音速前缘或超音速前缘，如图 6.12 所示。
当机翼前缘处于激波扰动锥之内时，即当 γ < µ 时即为亚音速前缘，此时，机翼前缘处的
· 78 ·
气流流速为亚音速，对降低气动阻力有利。 按满足亚音速前缘的要求，当飞行 M 数等于 1.2～1.8 时，机翼尖点扰动锥的半顶角
高速飞机的阻力中，波阻占很大的比例。减小机翼的展弦比，可使阻力系数明显降低。
Cx ~ M 曲线随 λ 的变化如图 6.8 所示。 因此，对于超音速飞机，应采用较小的展弦比。这主要是因为，减小 λ 可以使临界 M 数提
高，延缓激波的产生，减弱激波的强度，从而使波阻降低。
λ 对机翼升力系数曲线的斜率 Cαy
相对弯度 f 也是翼型的最主要的几何
图 6.3 典型翼型相对厚度统计值
· 74 ·
参数之一，也是在机翼设计过程中，进行参数选择时，需要考虑的问题。 从翼型设计的角度来看，如果翼型不太厚，则可以把翼型的厚度作用与弯度作用分开来考
虑，并且有的翼型就是根据这种道理，把厚度分布和中弧线的形状分开来设计的。中弧线的形 状按载荷分布的要求设计，相对弯度 f 按所需要翼型的设计升力系数的大小而定。
基本翼 NACA64A204
ЦАГИ层流翼型翼根 C-12C 翼尖 C-7C
ЦАГИ层流翼型 C-9C
最大速 度
M1.4 M1.87 M2.5 M2.34 M2.5 M2 M1.4 M2
在高亚音速时，随着 M 数的增大，翼面附近出现超音速区，并且会产生局部激波(图 6.5)。
· 75 ·
这将迅速减小升力和突然增大阻力。为了提高临界马赫数，减弱激波强度，60 年代后期，一 种新的称之为“超临界翼型”被人们设计出来。这种翼型的特征是，上表面较平坦，下表面后 段弯曲较大，并向上内凹，头部半径较大，如图 6.6 所示。
表 6.1 一些战斗机的翼型表
战斗机 F-86A F-100A F-101A F-102A F-104G F-105D F-106A F-4B
翼型
翼根 NACA0012(9.4)-64 翼尖 NACA0011(8.2)-64
NACA64A-007
翼根 NACA65A007(修) 翼尖 NACA65A006 NACA0004-65 (修)弯前缘 双圆弧超音速翼型
对于超音速飞机，在一定的飞行
M 数范围内，增大后掠角也可以改善 其气动特性，降低气动阻力。图 6.11
示出了不同后掠角时，机翼零升力阻力
系数的特性曲线。
后掠角 χ 是对机翼特性影响较大
的一个几何参数，需要综合考虑各方面
的设计要求后选定。增大后掠角可以降 低气动阻力，但同时也会使机翼结构重
图 6.11 不同后掠角机翼的 Cx0 ～ M 曲线
ε=3.36% rb=0.041cm 翼根 NACA65A005.5 翼尖 NACA65A003.7 NACA0004-65 (修)弯前缘 翼根 NACA0006.4-64 翼尖 NACA0003-64
最大速度
战斗机
1070km/h F5A
M1.3
F-8E
M1.85
F-111A
M1.25
F-14A
M2.35
机翼对飞机的飞行性能影响极大，与机体的结构和飞机的总体布置也有关系。因此，需要 全面考虑它的参数选择问题，重点是其剖面形状即翼型和其平面形状几何参数的选择。
一、翼型的选择
翼型及其在机翼上的配置情况，对气动特性影响极大。显然，只有选用良好的翼型并进行 正确地配置，才可能保证机翼具有良好的气动特性。
通常情况下，进行机翼设计时，首先就要从翼型手册等文献资料中查出有关翼型的几何数 据和气动参数，并进行对比分析，选出最能满足设计要求的翼型。一般来讲，翼型都是由专门 的研究部门给出，其种类和数目是很多的，在本书后面的附录Ⅲ中，给出了一些美国 NACA 系 列的翼型气动参数和几何参数数据表，可供同学们在毕业设计时选用或参考。
Cxi
=
k
C
2 y
πλ
（6.1）
其中系数 k 与η 的关系如图 6.10 所示。
当η 一定时， k 是η 的函数，由图 6.10
可见，当η =2.5 左右时， k 值最小，即诱导
阻力最小。这是因为此时机翼上的气动载荷分
布接近椭园形，减小了下洗速度，这也是许多
亚音速飞机多采用大展比和η =2.5 左右的梯
翼型相对厚度的大小，不仅对其升阻特性
有影响，而且对机翼的结构设计和机翼内部容
积的利用也有直接的影响。C 值过小，将使结 构重量增加和内部容积减小，所以 C 也不能太 小，一般 C =3％是下限。
图 6.2 翼型相对厚度对波阻的影响
关于最大厚度的相对位置 xc ，
xc
=
xc b
%
,
xc
—翼型最大厚度点至翼型
形翼的主要原因。
对于超音速飞机，如果用三角形机翼，其 根梢比很大，此时诱导阻力已不再是所要考虑
图 6.10 k 与η 的关系曲线
的主要因素了。对于后掠翼，也主要是从有利于结构的强度和刚度等方面去考虑η 的选取。 （三）后掠角 χ
增大机翼的后掠角，可以提高临界
M 数，延缓激波的产生，这是高亚音 速飞机多采用后掠翼的根本原因。