机翼平面形状设计

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固定翼无人机技术-机翼空气动力特性

脱体涡的法洗效应和切洗效应
涡升力的产生及对升力系数的影响
展弦比为1，迎角为20°的三角翼各个横截面上的压力分布图。从图上可以看出，机翼上表面在脱体涡覆盖的区域内，吸力很大。。
4.4
翼型的亚声速气动特性
机翼高速气动特性
翼型的跨声速气动特性翼型的超声速气动特性
后掠翼和三角翼的高速气动特性
翼型的亚声速气动特性
机翼的有关角度
01
后掠角（χ）
后掠角是指机翼上有代表性的等百分弦线在xOz 平面上的投影与Oz轴之间的夹角。后掠角的大小表示机翼向后倾斜的程度。称为前缘后掠角，称为1/4弦线后掠角，称为后缘后掠角。
02
03
04
几何扭转角（φ）上（下）反角（Ψ）
机翼安装角
机翼展向任一剖面处翼型弦线与翼根剖面处弦线的夹角称为几何扭转角。上扭为正，下扭为负。除了几何扭转角以外还有气动扭转角，指平行于机翼对称面的任一翼剖面的零升力线与翼根剖面零升力线之间的夹角。
空气流过后掠翼的流动情形
通过实验可以看到，空气流过后掠翼，流线将左右偏斜呈“S”形。
经过前缘以后，空气在流向最低压力点的途中，有效分速又逐渐加快，平行分速仍保持不变，气流方向又从翼尖转向翼根。随后，又因有效分速逐渐减慢，气流方向转向原来方向。于是，整个流线呈“S”形弯曲。
后掠翼的翼根效应和翼尖效应
CL
d CL d
d(CL n cos2 ) d(n cos)
dCL n dn
cos
(CL )n
cos
后掠翼升阻特性
各种不同后掠角的机翼升力系数斜率（Cy ）随展弦比（λ）的变化曲线。由图可以看出，当λ一定时，后掠角增大，Cy 减小。而当后掠角一定时，λ减小，Cy 也减小。这是由于展弦比减小时，翼尖涡对机翼上下表面均压作用增强的缘故。

简述超音速飞机的机翼平面形状及特点

超音速飞机的机翼平面形状及特点一、机翼平面形状1.1 简介超音速飞机的机翼平面形状是指机翼在平面上的几何形状，其设计直接影响到飞机的空气动力性能，对于超音速飞行来说尤为重要。

1.2 矩形平面形状在早期的超音速飞机设计中，矩形平面形状曾被广泛使用。

矩形机翼具有简单的几何形状，易于制造，但在超音速飞行时会产生较大的阻力，限制了飞机的速度及性能。

1.3 翼展锥度平面形状随着超音速飞机技术的不断发展，翼展锥度平面形状逐渐成为主流设计。

翼展锥度机翼呈锥形，即从根部到翼尖逐渐变细。

这种设计能够减小阻力，在超音速飞行时具有更好的空气动力性能。

1.4 变后掠平面形状一些超音速飞机还采用了变后掠平面形状，即机翼在根部与翼尖的后掠角不同。

这种设计可以根据飞行状态在不同的速度段获得更佳的空气动力性能。

二、特点2.1 较小的翼展比超音速飞机的机翼平面形状通常具有较小的翼展比。

这有利于减小机身与机翼的等效体积，降低阻力，并且有助于降低材料重量，提高飞机的载荷能力。

2.2 锥形机翼锥形机翼的特点是在超音速飞行时能够减小激波阻力，提高升阻比，使飞机具有更好的空气动力性能。

大多数超音速飞机都采用了锥形机翼设计。

2.3 合理的后掠角后掠角是指机翼在纵向平面上与机身的夹角，超音速飞机的机翼平面形状需要具有合理的后掠角来降低阻力，并且在超音速飞行时保持稳定的飞行姿态。

合理的后掠角设计能够使飞机在超音速飞行时具有更好的空气动力性能。

2.4 薄型翼型超音速飞机的机翼平面形状通常采用较薄的翼型。

薄型翼型能够减小阻力，提高升阻比，提高飞机的速度和性能。

结语超音速飞机的机翼平面形状具有独特的设计特点，包括翼展锥度、较小的翼展比、合理的后掠角和薄型翼型等。

这些特点使得超音速飞机在超音速飞行时具有更好的空气动力性能，为飞机的高速飞行提供了重要的技术支持。

随着科学技术的不断进步，相信超音速飞机的机翼平面形状设计将会不断完善，为飞机的超音速飞行带来更加优异的性能表现。

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。

机翼理论

压力沿翼型表面的分布工程上不仅重视翼型上的总作用力，而且对压力沿翼型表面的分布也很关心，特别是在水力机械中，压力沿叶片的分布情况，关系到叶轮汽蚀性能的好坏。，压力系数压力大小常以未受扰动的无穷远来流压力 p∞ 为标准（或参照）的计算公式： C p =
p p∞ 1 2 ρv∞ 2
′ ′ θ1′′ θ 2′ = 2(υ1′′ υ2′)
′ ′ ′ ′ 将υ2 = 0 ，υ2′ = 2π ，θ 2 = 0 ，θ 2′ = 2π 代入，得： θ1′ θ1′′ = 0 （近似值）
平面过 = c 的平滑曲线经变换为在z 平面上过 z = 2 c 的夹角近似
为零的曲线，即夹角近似为零的夹角。
力增加很快，在达到临界攻角以后增加更快。
3）升力系数Cl 与阻力系数Cd 关系曲线 Cl ~ Cd 这一曲线亦称极曲线，以Cd 为横坐标，C 为纵坐标，对应每一个攻角α ，
l
有一对 Cl 、Cd ，在图上可画一点，同时标上相应角度α ，连接所有点，即成极曲线。
用途：a）对任一冲角，可得出Cl 、Cd ； b）原点和曲线上任取一点连直线，直线长度代表该冲角下的合力系数， CR =
dz ) 角度。 d
dz 倍， d
3．流动奇点的强度在保角变换中的变化流动奇点：点源、点汇、点涡等，流动奇点作保角变换时其强度保持不变。以上 3 点汇总：若已知平面上绕物体流动的复势，则可通过一解析函数 z = f ( ) 将W ( ) d 变换为W ( z ) ，这一变换时复速度为V ( z ) = V ( ) ，两平面上流动奇点强度
L ，这就是要求机翼采用适当的 D
机翼迎向来流的最前边缘叫机翼前缘，背向来流的边缘称机翼后缘，机翼的左右两端称为翼梢。机翼顺着来流方向切下来的剖面称为翼型，翼型通常都具有流线型外形，头部圆滑、尾部尖瘦、上弧稍拱曲，下弧形状则有凹、凸、平的。机翼的几个主要参数有： 1．机翼面积 S ：它是机翼的俯视平面正投影面积； 2．机翼翼展 l ： 3．翼弦 b ：机翼两梢之间的距离称为翼展；前后缘连线的长度；

机翼尾翼设计

少阻力。图如下：
9．内翼后缘扩展：可以增加根部弦长，便于起落架布置，降低根部弦剖面升力系数，便于气动设计。如下图：
10．增升装置选择：
=
= 可以选择三缝襟翼和前缘缝翼结合。 11.副翼选择：根据统计，可取如下数据： S 副/S=0.05 c 副/c=0.20 L 副/L=0.25 偏角=30°
12．扰流片布置在后缘襟翼前面 13．燃油容积计算，根据公式： =22914.8kg 符合要求。
14．机翼到机身前头距离: X.25 m.a.c=46%xLFus=18.34m
三．尾翼 1．平尾外形参数：纵向机身容量参数：
=0.925
其中：
由纵向机身容量参数与平尾容量的关系：
可以得到：平尾容量 VH=3.5*32%=1.12
3．后掠角：Λ =25° 后掠角不能太多太小，变化如下图：.405 时阻力发散 M 大约是 0.81>0.8。
5．机翼参数如下：面积 S=147.6m2 展长 L= AR ∗ S=37.45m 弦长 =2.25m 气动弦长：前缘后掠角：平均气动弦长到翼根距离为 8.25m 机翼平面图如下： =4.18m =0.511 =5.63m
其中：c 为平尾弦长，t 为厚度
所以平尾图如下：
2．垂尾尾外形参数：航向机身容量参数：
=0.218
其中：
由航向机身容量参数与垂尾容量的关系：
可以得到：垂尾容量Vv=0.105 取尾臂力LV=50%LFUS=19.9m，AR=2.2，λ =0.7，χ =40° 由公式：
其中：机翼面积S=147.6M ，机翼展长bw=37.45m
2
可得： Sv/S=19.7%,垂尾面积 Sv=29.16m2,展长 l=8m， c 根=4.28m， c 尖=3m，垂尾 MAC=3.67m

机翼平面

二级上反角﹝如图4-10﹞
反海鸥翼﹝如图4-12﹞内翼是下反外翼上反，优点是轮架装在内外翼交接处，因离地面近可以做的又粗又短﹝图4-13﹞
上反角的作用：维持滚转方向平衡，当飞机飞行时突然受
到侧向力﹝如一阵风﹞，这时飞机会倾向另一边，这时上反角就要负责修正回来。假设碰到右阵风飞机往左倾，左边机翼往下掉，于是左边机翼的相对气流除了一般从前缘往后缘流的向量以外，还碰到一个从下往上的向量﹝如图 4-15﹞，结果就是相当于左边机翼攻角增大升力增大，右边刚好相反升力减小，于是产生修正力矩，使飞机摆正。
４椭圆翼：﹝如图4-4﹞制作难度高，最有效率的翼面应力分布，翼端至翼根同时失速，这也是天上最优美的翼面形式。
5 三角翼
三角翼指平面形状呈三角形的机翼。机翼前缘后掠，后缘基本平直，半翼俯视平面形状为三角形。三角翼的特点是后掠角大，结构简单，展弦比小，阻力小。
• 第二节上反角
上反角就是当机翼摆正时翼前缘与水平线的夹角，大部分飞机都有上反角，常见的形式如，一级上反角﹝如图4-9﹞制作简单，效果也很好，
第三章机翼平面
• 第一节翼平面介绍
翼平面即是主翼平面投影的形状，当我们已假定飞机重量、翼面负载后，主翼面积即可算出，展弦比亦已大致决定，这时就要确定主翼平面形状，考虑的因素有1失速的特性、2应力分布、 3制作难易度、4美观，模型飞机的速度离音速还差一大截，不须考虑空气压缩性，也没有前后座视野的问题，所以后掠翼不需考虑，当然为美观或像真机除外，常见的平面形状及特性如下：
பைடு நூலகம்
１矩形翼：﹝如图4-1﹞从左至右翼弦都一样宽，练习机常用的形状，因为制作简单，失速的特性是从中间开始失速，失速后容易补救。

机翼形状设计

机翼外形设计
机翼平面形状的几何参数的确定
根据主要参数的设计，已知机翼面积为450m2/2=225 m2 ,展弦比及后掠角，通过计算可得出：
机翼展长
通过和现有相同类型客机的比较，比波音777的展弦比小，机翼根部弦长增大，结构高度增加，有利于承力构件布置。

有利于起落架布置，可增加燃油容积。

—展弦比：8.5 —后掠角（度）：28
—机翼平均相对厚度：0.12 —起飞C Lmax ：2.25
—着陆C Lmax ：2.65
l =
根据现有统计数据，拟定梯形比为0.3，减小了尖梢比，由于起落架是多支点式，有利于布置起落架，同时可减轻机翼结构重量。

由此可计算得出：
=8m
=2.4m
2/[(1)]
c S lλ
=⋅+
根
c cλ
=
尖根
根据现有客机的统计数据，对于高亚声速飞机，拟定Λ = 28︒,可以提高临M 界数，延缓激波的产生。

同时较小的后掠角有利于起落架的布置‘ =2.3
=66.50
最后计算得出平均气动弦长=5.7m 作出机翼草图如下：
1/4(1)/[(1)]tg tg λλλΛ=Λ+-+前缘1/4ΛΛ前缘2(2/3)(1)/(1)root MAC C λλλ=+++。

机翼形状

形机翼的弦称为机翼的平均空气动力弦 bA ，平均空气动力力、弦压b力A中是心飞和机焦的点纵等向问特题征时长都度要，用在到讲，授所纵以向力b A矩是、一升个
特别重要的几何参数。
表3-1-1 介绍几种飞机的主要几何参数
机种几何参数歼五
面积(㎡)
22.6
翼展(m)
9.6
展玄比
4.13
根尖比
歼六 25
•
机翼升力作用线与翼弦的交点，即升力的着力点，叫机翼的
压力中心。
•
(三)机翼表面的压强分析
•
为了便于分析机翼各部分对产生升力的贡献，根据图3-1-10
的实验，可绘出机翼上下表面压强分布图。
•
在压强分布图上绘出的不是各点绝对压强值，而且压力系
•
数 P 。其定义如下：
P P P
1 2
C 2
•
式中P是机翼上某点的绝对压强 P、和C 分别是远前方
• 一、机翼的剖面形状(简称翼型)
• 翼型，通常指的是机翼平行于飞机对称面的翼剖面(见图3-1-1)。
•
翼型大致分为以下几种(见图3-1-2)：弓形、
平凸形、双凸形、对称形、超临界翼型、尖峰翼
型、双弧形和菱形翼形。
•
(一)翼弦：翼型一系列内切圆圆心的连线，
称为中弧线(见图3-1-3)它是表示翼型弯曲程度的
力的20~40％、如果下表面的压强低于大气压强产生向下的吸力，
则机翼总升力就等于上表面的吸力减去下表面的吸力，在此情况
下，机翼的升力就完全由上表面吸力所产生。
二、升力公式
• 个固定为迎了角推的导、升无力限公长式翼，展假的设矩气形流翼以，速此度机C翼连上续每、个稳剖定面流的过翼一型

CAD绘制飞机机翼图的实用技巧与案例

CAD绘制飞机机翼图的实用技巧与案例机翼是飞机的重要部件，直接影响飞行性能和稳定性。

在CAD软件中绘制机翼图，可以提高设计效率和准确度。

本文将介绍一些CAD 绘制飞机机翼图的实用技巧，并通过实际案例来加深理解。

一、绘制基本外形首先，我们需要根据设计要求绘制机翼的基本外形。

在CAD软件中，可以使用线段、圆弧等基本绘图工具来完成。

以一架常见的民用客机机翼为例，首先绘制机翼前缘，使用一条直线连接机翼前缘起始点和结束点；然后，绘制机翼后缘，可选择使用一个或多个圆弧来逼近机翼的曲线形状。

通过绘制机翼前缘和后缘，可以得到整个机翼的基本外形。

二、绘制斜裁剪面斜裁剪面是机翼的一个重要特征，也是飞机设计中的常用设计要求之一。

根据设计要求，我们可以通过绘制与机翼外形平行的线段来确定斜裁剪面。

在CAD软件中，可以使用直线工具绘制与机翼外形平行的线段，并将其延伸至机翼端部。

在绘制的过程中，可以通过CAD软件的对齐功能来确保线段与机翼外形平行。

三、绘制翼梢翼梢是机翼端部的特征，决定着机翼的扩展性能和流场特性。

在绘制翼梢时，可以使用CAD软件提供的圆弧工具或特殊曲线工具，根据设计要求来绘制合适形状的翼梢。

对于民用客机机翼，常采用缓和变化的曲线形状来绘制翼梢。

四、绘制机翼内部结构机翼内部结构是机翼的重要组成部分，影响机翼的强度和刚度。

在CAD软件中，可以使用绘制多边形工具或多段线工具来绘制机翼内部结构的各个组成部分。

例如，可以使用多边形工具绘制类似蜂窝状的材料填充结构，或者使用多段线工具绘制类似肋骨状的支撑结构。

通过绘制机翼内部结构，可以更好地展示机翼的细节和复杂性。

五、平面投影与三维效果展示在CAD软件中，可以通过不同的视角和投影方式来展示机翼的平面图和三维效果图。

例如，可以使用侧视图和鸟瞰视图来展示机翼的平面图，以展示机翼的外形。

同时，可以使用透视视图和渲染效果来展示机翼的三维效果，以展示机翼的立体感和材质表现。

实际案例：现有一架客机的机翼设计任务，根据设计要求和CAD绘图技巧，我们将用CAD软件来完成这一任务。

变体机翼结构设计方案

变体机翼结构设计方案
近年来，随着航空业的快速发展，越来越多的研究和开发工作致力于提高飞机的性能和效率。

在这个过程中，翼面变形技术成为了一个热门话题。

翼面变形技术是指通过改变机翼的形状来提高飞机的性能。

这种技术可以减少飞机的阻力，提高升力，降低飞行噪音，同时也可以改善飞机的稳定性和控制性能。

在翼面变形技术中，最常见的设计方案是变体机翼结构。

变体机翼结构可以通过改变机翼的前缘和后缘的形状，来实现机翼的变形。

这种结构可以使机翼在不同飞行阶段达到最佳的气动性能。

变体机翼结构的设计需要考虑多个因素。

首先，需要考虑机翼的结构强度和稳定性。

同时，还需要考虑机翼的变形控制系统和变形机构的设计。

最后，还需要考虑机翼变形对飞机其他部件的影响。

在变体机翼结构的设计过程中，需要使用多种工具和技术。

例如，需要使用计算机仿真技术来模拟机翼的变形和气动性能。

同时，还需要使用工程设计软件来设计机翼的结构和变形机构。

总的来说，变体机翼结构是一种有效的翼面变形技术，可以显著提高飞机的性能和效率。

在未来的航空技术研究中，变体机翼结构将继续扮演重要的角色。

- 1 -。

机翼上凸下平的原理

机翼上凸下平的原理
机翼上凸下平的原理是基于气动学的原理。

这种机翼形状被称为对称翼型，它在飞行中起到了重要的作用。

机翼上凸下平的设计可以产生升力，这是使飞机能够在空中飞行的关键因素之一。

当飞机在飞行中，机翼上方的凸起形状会导致空气在上方流速增加，而下方的平坦形状则使空气在下方流速较低。

根据伯努利定律，当气流通过机翼时，流速增加会导致气压降低。

因此，机翼上方的低气压区域将会产生向上的升力，使飞机能够克服重力并保持在空中飞行。

此外，机翼上凸下平的设计还可以改善飞机的稳定性和操纵性能。

凸起的上表面可以增加机翼的升力系数，提高飞机的升力产生能力。

而平坦的下表面可以减小阻力，提高飞机的速度性能。

这种设计还可以减小机翼的阻力矩，使得飞机更容易操纵和控制。

总之，机翼上凸下平的设计原理是通过改变气流的流速和气压分布，产生升力并改善飞机的性能和操纵性能。

这种设计在现代航空中得到广泛应用，使得飞机能够安全、高效地在空中飞行。

机翼的类型及作用

飞机隔成前后舱，使用不方便，多用于军用飞机。 ➢ 下单翼飞机的机翼安装在机身下。
运7飞机（上单翼）
中单翼
空客A380飞机（下单翼）
请思考：看图片中的机翼，哪个部分是襟翼？
解决问题：红色箭头所指的地方是襟翼，你答对了吗？
为什么要设置襟翼呢？
我们知道飞机在起飞和降落的时候飞行速度都不能太大，否则很容易冲出跑道，造成事故。科飞机起飞时如果速度上不去，升力不足，就不能飞离地面，这是一对矛盾。为解决这对矛盾，设计师在襟翼的后部内侧紧邻副翼的位置上添置了一对或几对可以活动的翼面——襟翼。
同在机翼后缘的副翼和襟翼
扰流板
除了副翼、襟翼外，在机翼的上表面还有很多活动的小翼面，这些小翼面被称为扰流板。
扰流板的作用
飞机降落时它们被翻起以增加阻力，并且把机翼压向地面增加机轮与地面的摩擦力。
机翼上的襟翼、副翼和扰流板
微课学习：机翼内的油箱
思考 1.油箱安装在飞机的哪个部位？这样设计的好处在哪里？
襟翼的介绍
襟翼是飞机的一种增升装置，被对称地安装在两侧机翼上。襟翼装在机翼后缘（有的也在前缘），可向下偏转、向后（前）滑动，其基本作用是在飞行中增加升力。
襟翼打开向下弯曲后，改变了机翼下表面的弯曲程度，使机翼下方的空气流动受阻，流速变慢，同时，襟翼打开也使机翼面积变大，这两种因素同时作用的结果使升力增大。当然，襟翼打开时阻力也会增大。
归纳规律简述副翼的作用
知识迁移简述襟翼的作用和扰流板的作用
襟翼的作用
当飞机起飞时，襟翼伸出的角度较小，主要起到增加升力的作用，缩短飞机在地面滑跑的距离；飞机起飞后及时收好襟翼，飞机阻力减小，速度提高，就能自由地在空中翱翔了。
飞机就降落时，襟翼伸出的角度较大，可以使飞机的升力和阻力同时增大，以利于降低着陆速度，缩短陆地滑跑的距离。

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

机翼外形初步设计-1 翼型选择与设计

位置之间的距离愈小，则压心移动愈小，愈有利于结构设计。
翼型的种类与特征
• 按气动特征：
- 层流翼型 - 高升力翼型 - 尖峰翼型 - 超临界翼型 - 超声速翼型 - 低力矩翼型
• 按用途：
- 飞机机翼翼型 - 直升机旋翼翼型 - 螺旋浆翼型
• 按使用雷诺数：
- 低雷诺数翼型 - 高雷诺数翼型
层流翼型
– 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。
超临界翼型
• 最早（70年代）由NASA开发的、适于超临界马赫数飞行器的跨声速翼型。
• 为使翼表面的附面层保持大范围的层流，借以减小阻力而设计的翼型。
气动特性：
阻力小
最初的层流翼型在非设计点和表面粗糙时，阻力增加较大。
比较适用于高亚声速飞机
翼型特点：最大厚度位置靠后
层流翼型（续）
层流翼型与普通翼型气动特性的比较
高升力翼型
• 气动特性：
– 升力较高，巡航阻力与相对厚度相当的其它翼型相当。
设计升力系数的计算：
W
=
L
=
1 2
ρv 2
⋅S
⋅CL
C
L=
(W S
)
⋅
1 q
在初步设计时，近似认为： CL = cl
CL 三维机翼的升力系数； cl 翼型的升力系数；
根据设计升力系数选出合适的翼型
如何选择翼型（续）
• 翼型在其设计升力系数附近，具有最有利的压力分布，其阻力系数最小，升阻比也比较大。

机翼平面形状的几何参数

机翼平面形状的几何参数
飞机翼平面形状分析是飞机设计中重要的一步，机翼平面形状的几何参数起着
基础性的作用。

机翼平面形状的几何参数是由翼型、条带和卷曲等发挥作用而定义的，其中重要的几何参数包括前缘、尖端、翼面积等。

前缘是机翼的外部，它受到空气动力学控制，从而影响飞机的性能。

前缘的几
何参数可以用arc、chord和dihedral/incy得到描述，如多个角度的弧长、弦长、倾斜角等。

它的尖端是受激波的重要部位，它不仅影响速度和机动性能，也影响静安和承
受离心力的能力，可用角度来定义，added span; sweep back 和 blade angle 等。

机翼面积是决定机翼承受力的关键因素。

机翼的面积受到卷曲的影响，越卷曲
的机翼，机翼面积越大，就能够生成多的力作用。

卷曲参数可以通过卷曲率或卷曲比率等来定义。

以上就是机翼平面形状的几何参数的基本情况。

机翼的各个几何参数设定合理，将会直接影响飞机的性能，从而影响其空中操作能力和安全性。

因此，飞机设计应力重视机翼几何参数的设定和优化，以保证飞行安全性和气动性能。

低速高升阻比的机翼形状

低速高升阻比的机翼形状机翼是飞机的重要组成部分，它的形状对飞机的性能有着重要的影响。

在低速飞行中，为了获得更高的升力和较小的阻力，设计一种低速高升阻比的机翼形状是非常关键的。

低速飞行中，飞机需要产生足够的升力来支撑重量。

而升力的产生主要依靠机翼的气动特性，其中机翼的形状对升力的大小和分布有着决定性的影响。

为了实现低速高升阻比的要求，设计者通常会采取以下几种机翼形状。

首先是翼型的选择。

常见的翼型有对称翼型和非对称翼型两种。

对称翼型在上下表面的曲率相同，适用于需要对称升力分布的情况，而非对称翼型则可以在一侧产生较大的升力，适用于需要偏斜升力分布的情况。

在低速飞行中，为了获得更高的升力，通常会选用非对称翼型。

其次是机翼的后缘形状。

机翼的后缘形状对流动的分离和阻力的产生有着重要的影响。

常见的后缘形状有直线形、弯曲形和切角形等。

直线形的后缘形状可以减小阻力，但容易产生流动的分离，影响升力的产生；弯曲形的后缘形状可以减小流动的分离，提高升力的产生，但会增加阻力；切角形的后缘形状综合了两者的优点，可以在一定程度上兼顾升力和阻力的要求。

机翼的前缘形状也对低速飞行的性能有着一定的影响。

常见的前缘形状有圆弧形、平直形和缓拱形等。

圆弧形的前缘形状可以减小阻力，但容易产生流动的分离；平直形的前缘形状可以减小流动的分离，提高升力的产生，但会增加阻力；缓拱形的前缘形状综合了两者的优点，可以在一定程度上兼顾升力和阻力的要求。

除了上述的机翼形状设计，还有其他一些辅助措施可以进一步提高低速飞行的性能。

例如，在机翼上安装襟翼和副翼，可以增加升力的产生和操纵性能的改善；在机翼上设置Kutta缘，可以减小阻力和流动的分离；在机翼下表面设置气动装置，可以改善流动的分离和减小阻力。

设计一种低速高升阻比的机翼形状是非常重要的。

通过选择合适的翼型、前缘形状和后缘形状，以及采取一些辅助措施，可以在低速飞行中获得更高的升力和较小的阻力。

这对于一些需要在低速条件下操作的飞机，如直升机和小型飞机等，具有重要的意义。

飞机机翼上凸下平的原因

飞机机翼上凸下平的原因
飞机机翼上凸下平的原因和优点
作为现代化机器人飞行器的代表，飞机的机翼是飞行稳定的重要构件。

很多人可能已经注意到，飞机机翼有一个上凸下平的形状，这样的设计有什么用处呢？
一、上凸形状的作用
1.增加升力
飞机机翼上的凸面可使空气在迎风面的速度增加，空气经过下面的平面时也会压缩，当空气被推离机翼时，压力会下降，从而形成升力。

因此，上凸的形状能增加升力，使飞机在空中飞行时更加稳定。

2.降低阻力
由于机翼上的凸面可以让空气更加流畅地流过机翼，在飞行过程中减少了空气的阻力，使飞机的速度更加平稳、快速，既能够提高飞行的效率，又能够减少飞机燃料的消耗，降低运营成本。

二、下平的作用
1.增加稳定性
在飞行过程中，飞机可能会遇到不同强度的气流，这时下平的设计可以提供更多的阻尼和稳定性，使得机翼更加坚固，可以更好地抵抗这些气流的影响，保证飞机的稳定性。

2.减小升降舵的尺寸
飞机的升降舵通常是机翼后缘上的可控动部件，用来控制飞机的
爬升和下降。

下平的设计能在一定程度上减小升降舵的尺寸，并更有
效地控制飞机的高度和航向。

总之，飞机机翼上凸下平的设计不仅是为了增加升力、降低阻力，还能提供更加稳定的飞行，这对于航空行业来说是至关重要的。

设计
感好的机翼往往可以让航空器性能得到很大的提升，所以在飞机设计中，鼓励创新、注重科技含量、并持续优化是不断发展的航空行业发
展的关键因素。