机翼外形初步设计
尾翼外形初步设计
Boeing 737-200
0.27
0.24
DC-9-50 A310
0.38
0.41
0.26
0.35
Fokker F-28
0.20
0.16
尾翼外形参数设计的步骤
• 确定平尾容量和垂尾容量
– 计算纵向/航向机身容量参数，查图得平尾容量和垂尾容量。
• 预估尾力臂的长度
– 发动机安装在机翼上时，尾力臂 （5055%）L机身。 – 发动机安装在机身后部，尾力臂 （4550%）L机身
平尾容量
• 在概念设计中通常采用尾容量来确定尾翼面积。
• 平尾容量的定义：
VH
SH S
lH c
平均气动弦
¼c
VH : 平尾容量 SH : 平尾面积 S ：机翼面积
lH ： 尾力臂 c ： 平均气动弦长
c
lH
¼ 的平尾平均气动弦
平尾容量
• 在概念设计阶段，操稳要求体现在：平尾容量要满足 重心在前限和后限处的操稳要求。
– 对于高亚声速飞机，平尾和垂尾的后掠角一般比机翼大5度左右。
• 翼型相对厚度
– 比机翼相对厚度要小一些。
• 梯形比
– 垂尾梯形比较大。
• 在初始设计阶段可参考同类飞机的统计数据。
平尾外形数据统计值
飞机类型 轻型飞机
展弦比 AR
3.5～5.0
梯形比 λ
升降舵弦长 ce/c
相对厚度 t/c
0.50～1.0 0.35～0.45 0.06 ～0.09
0.48 0.43
垂尾外形数据统计值
飞机类型 轻型飞机
展弦比 AR
1.2～1.8
梯形比 λ
方向舵弦长 ce/c
鸭式模块化双机身飞机机翼初步及详细设计
飞行器结构设计课程设计作业鸭式模块化双机身飞机””“鸭式模块化双机身飞机机翼初步及详细设计——机翼初步及详细设计——学院：航空航天与力学学院专业：飞行器制造工程学号：093508、093534、093535姓名：杜孟尧、张茂新、倪荫梅指导老师：沈海军1.项目背景所谓模块化鸭式飞机，指在设计中采用模块化思想及鸭式的布局形式。
采用鸭式的气动布局，具有全机升力系数大、升阻比大的有点。
而模块化则要求飞机可以在双机身和单机身之间方便的转变，此乃模块化的意义所在。
项目提出并成功立项之后，经工作任务分配，杜孟尧、张茂新、倪荫梅三人负责飞机机翼的设计与制作工作。
2012年8月，所有工作完成之后，已经对单机身的飞机进行了试飞并获得成功。
2012年12月，双机身飞机也已制作成功，现正在进行试飞后的改进工作。
以下为机翼的初步设计以及细节设计过程。
2.机翼初步设计（主要完成者：杜孟尧）2.1机翼俯视图经过之前的整机初步设计，已经得到了机翼的设计要求，如表2.1：图2.1机翼设计参数经气动分析整体设计，机翼采用CLARK Y 翼型。
有以上设计参数，确定了机翼的俯视图，如图2.2图2.2机翼俯视图双机身单机身翼面积0.589㎡0.439㎡相对厚度15%15%展弦比10.788.22根梢比 1.5 1.5外段后掠角7.59°7.59°展长 2.5m 1.5m 根部弦长0.25m 0.25m 平均气动弦长0.2356m 0.231m 安装角3°3°副翼展长 1.0m 1.0m 副翼弦长0.06m 0.06m 副翼面积0.06㎡0.06㎡相对面积0.1020.137机翼包括中段翼和外段翼两部分。
中段翼与机身相连，外段翼由中段翼外伸，并安装副翼和翼稍垂尾。
2.2翼身连接连接方式设计翼身连接方式采用根部翼肋加强耳片与机身侧壁螺栓连接的形式。
这种方法在飞机中并不常见，但对于航模来说，强度已经足够，并且可以达到快速装配的目的。
机翼结构设计方案及强度计算
机翼结构设计方案及强度计算模型一设计思路：根据设计要求，机翼全长4m,翼弦长1m，前后两根梁。
于是利用abaqus软件的壳单元建立了一个基本的机翼模型。
图1 单只机翼模型然后参考《实用飞机复合材料结构设计与制造》、《复合材料设计手册》、《复合材料力学》等资料，初步设计机翼采用蒙皮夹心结构，上下表面分别铺3层复合材料，考虑到机翼的工况采用[45/0/-45]铺层方式，每层厚度为0.125mm，具体如图2所示。
中间夹心材料采用PMI泡沫，该材料具有突出的比强度和良好的耐蠕变性，可以很好的克服屈曲。
夹心材料厚度初步拟定为5mm，进行计算模拟，如果屈曲明显则可加厚。
表1 机翼的材料参数图2 机翼的蒙皮夹心铺层结构考虑到梁是主要的承力部件，采用[-45/0/45/90]s铺层方式，每层厚度为0.125mm，具体如图3所示。
图3 梁的铺层结构利用abaqus模拟计算时将工况环境简化，采用一端固定，在机翼下表面加载Y方向的升力，分布如图5所示。
图4 机翼的固定端约束图5 机翼的载荷分布模型一的计算结果：梁每层复合材料的应力云图图6 梁每层复合材料的应力云图梁的计算结果分析：从计算结果中不难发现，机翼前缘的梁承受的力要比尾部的梁大很多，可以考虑适当加厚。
对比各层复合材料的受力情况，0°的复合材料层受力明显，可以适当增加0°的复合材料层数。
靠机身段的梁应力集中明显，可以在该部位适当增加梁的厚度，也可考虑用工字梁强化该部位。
机翼每层复合材料的应力云图：图7 机翼每层复合材料的应力云图（1-5层）图7 机翼每层复合材料的应力云图（6-7层）图8 机翼的变形云图计算结果总体分析：表2 模型一的计算结果部件材料最大应力最大剪应力梁、肋单向带复材454.8MPa9.872Mpa蒙皮单向带复材315.4MPa15.1 Mpa蒙皮PMI泡沫0.278MPa0.0175 MPa 单向带复材的拉伸强度为1541MPa，PMI泡沫的拉伸强度为1.6MPa单向带复材的剪切强度为60MPa，PMI泡沫的剪切强度为0.8MPa从表中可以得出，模型的强度在材料的许用强度范围内，该设计符合强度要求。
机翼外形初步设计(二)
• 统计值
喷气客机： 1º~5.3º 战斗机： -1º~3.6º
机翼扭转角的确定
• 扭转角（twist)
– 几何扭转：
• 负扭转：从翼根至翼尖， iw 逐渐减小。 • 正扭转：从翼根至翼尖Leabharlann iw 逐渐增大。– 气动扭转
• 翼根与翼尖的翼型不同。 • 气动扭转角：翼根翼型零升力攻角与翼根翼型零升力攻角的夹角。
– 内翼后缘扩展（wing inboard trailing edge extensions）也称转折的 机翼后缘（cranked trailing edge），如图所示。
喷气客机后掠角的统计数据
机翼厚度的分布
• 许多飞机机翼在不同展向站位上其厚度是变化的。 • 机翼根部的相对厚度通常大于翼尖的的相对厚度，以
有利于结构承受弯矩。 • 有些轻型飞机为了降低制造成本，机翼设计成矩形翼，
且翼型不变。 • 对于直机翼螺旋桨飞机，通常在翼根和翼尖分别确定
一个翼型，在二者之间翼型线性过渡。
福克70（荷）
70~79
28.7
93.5
8.69
喷气客机的展弦比
• 梯形比λ（taper ratio） 1）对气动诱导阻力的影响
▲ 根据Prandtl机翼理论，当升力分布为椭圆形时，诱导阻力最小； ▲ 若机翼没有扭转和后掠，则机翼平面形状为椭圆形时，升力分布为 椭圆形，诱导阻力最小； ▲ 当λ=0.4时，升力分布接近椭圆形，故许多低速飞机为0.4左右。
= 2540；可以提高临M界数，延缓激波的产生。
后掠机翼“自动上仰”（pictch up）的边界图
• 给定一个后掠角时，机翼展 弦比存在一个上限，超过这个 上限可能存在“自动上仰”， 这个上限与梯形比有关。 • 机翼后掠角越大，翼展弦比 的上限值越小。 • 机翼梯形比越大，翼展弦比 的上限值越小。
飞机机翼形状的优化设计
飞机机翼形状的优化设计飞机机翼形状是决定其飞行性能的重要因素之一。
正确的机翼形状能够提高飞机的升力、减小阻力、延长续航能力，诸多优点都是这设计者所需要考虑的。
因此，飞机机翼的形状设计至关重要，机翼形状的优化设计也成为了现代航空工业的研发热点之一。
传统的机翼形状设计思路是基于一个经验法则，通过模拟和仿真得出相对适用的方案，但是这种方法的缺陷也是显著的，首先是缺乏理论性和科学性，其次是易受工程师个人经验的影响，难以充分考虑多方面的设计问题以及解决优化问题。
因此，在现在的机翼设计中，通过计算流体力学(CFD)等数值模拟软件在多个设计参数之间寻找最佳平衡点成为了一种新的设计思想。
机翼设计的一个主要优点是利用先进的计算技术，基于多重仿真和模拟，能够更加准确地确定机翼的优化设计方案，改变传统的经验设计方式。
CFD仿真技术能够让航空工程师在机翼的风洞试验之前做出更科学的决策。
利用CFD和其它仿真技术，设计者可以优化各个参数，包括悬挂和气流动力学。
这种仿真的准确性和重现性非常高，各类设计参数可随意变更，如气体动力学参数（如翼型、桨叶计算、实地试验分析）、摩擦、生力学和声波等参数，并能频繁地进行迭代优化，从而得出最佳曲线翼型。
在确定了最佳曲线翼型之后，建模和制作也是关键的技术环节。
常规的制作方法是使用铝合金、碳素纤维等材质进行叶片制作。
但这种制作方式并不能实现工艺的灵活性或者是生产的廉价性。
这里，3D打印使得机翼的制作也向智能化和自动化方向迈出了更大一步，3D打印制造的机翼材质能够提供更多的选择，更改机翼宽度和角度、减轻机翼重量，增加整机承载力、强度和刚度、同时降低成本。
此外，在飞机机翼的优化设计过程中，还需要考虑机翼的材料和结构。
机翼的材料和结构的选择与设计同样重要，常用的材料有铝合金、钛合金、复合材料、玻璃纤维等，以及一些新型的材质，如纳米技术、碳纳米管等用于机翼的材料，因为这些具有非常好的强度和轻量化的效果。
尾翼外形初步设计
喷气运输机
0.8～1.8 0.30～0.80 0.25～0.40 0.08 ～0.10
战斗机、攻击机 1.2～1.6 0.25～0.40 0.20～0.35 0.03 ～0.09
一些喷气客机的统计数据
升降舵和方向舵的面积数据
飞机型号 Boeing 727-200
S升降舵/S平尾 0.25
S方向舵/S垂尾 0.16
4.032% 1.28
平尾容量
平尾容量的统计值
飞机类型
平尾容量的典型值
轻型飞机
0.48～0.92
涡桨支线客机
0.83～1.47
公务机
0.51～0.99
喷气运输机
0.54～1.48
超声速战斗机
0.20～0.75
注：若重心变化范围小，则平尾容量小；反之，则平尾容量大。
平尾容量
几种飞机的尾容量比较
机型 MD-82 DC-9-30 DC-9-10 波音 （尾吊） （尾吊） （尾吊） 737-200
纵向静稳定性
飞机部件对静稳定性的影响（风洞数据）
飞机模型
抬 头
（重心在25%MAC）
机翼＋机身＋短舱
俯仰 力矩 系数 Cm
• 单独的机翼稍有一些不稳定 （接近中立稳定）；
低 • 机身和短舱起不稳定作用； 头 • 尾翼起稳定作用。
机翼
机翼＋机身
机翼＋机身＋短舱＋尾翼
升力系数CL
纵向静稳定性
各部件对气动中心的影响（风洞试验结果）
参数 平尾容量 1.174 1.175 1.147 1.140
空客 A300B
1.058
S平尾/S
26% 27.5% 29.5% 31.9% 26.7%
机翼外形初步设计(一)
设计升力系数的计算：
W
L
1 2
v 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。
• 从翼型手册等文献资料可查出 有关数据。
机翼外形初步设计 －翼型设计
概念设计流程
设计
全机布局设计
机身外形初步设计
确定主要参数
发动机选择
分
系
统
机翼外形初步设计
尾翼外形初步设计
总体布置 形成初步方案
设计要求、适航条例
No
满足要求？
Yes 初 步
方案最优？
方
案
方案分析与评估
重量特性 气动特性 动力特性 性能评估 操稳特性 经济性分析 噪声特性 排放量 可靠性 维修性 机场适应性 ……
▪ 升力线斜率： cl
▪ 零升力攻角： 0l
▪ 设计升力系数: CL,des
• 阻力特性：
▪ 阻力系数：
cd
d
(
1 2
v 2
c)
▪ 最小阻力系数： cd min
▪ 阻力发散马赫数： Mdd
• 俯仰力矩特性：
▪
俯仰力矩系数： cm
m
(
1 2
v 2
c2
)
▪ 零升力力矩系数： cm0
▪ 焦点（气动中心）位置
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。
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。
飞机总体设计参数估算
（m）
计算模型（进场速度 ）
• 进场速度
进场速度的计算公式为：
Va = 1.3Vstall
其中Vstall飞机失速速度，由下式确定：
Vstall = nM ld 1 ρ SCL max, L 2
(m/s)
Mld 飞机最大着陆重量； ρ 机场空气密度，一般为标准大气压下海平面空气密度。 S 机翼面积； CLmax,L 为着陆状态时机可以达到的最大升力系数。 n 法向过载系数，取0.88
军用喷气运输机/轰炸机的重量统计数据
军用喷气运输机/轰炸机重量统计数据拟合
运输机的统计数据
拟合出的统计关系
燃油系数的计算
• 燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定，其它阶段 巡航阶段以外）的燃油系数为：
• 巡航阶段燃油系数可用Breguet航程方程确定
Breguet航程方程
对于喷气为推力的飞机，航程计算公式为：
界限线和地毯图
界限线图
根据给定各项性能指标，形成一个关于能满足设计要求的推 重比和翼载的可选区域。
起飞距离 = f1(T0/ Wto, Wto/S) 着陆距离＝f2(T0/ Wto, Wto/S) 升限 = f3(T0/ Wto, Wto/S) 第二阶段爬升= f4(T0/ Wto, Wto/S) V进场 = f5(T0/ Wto, Wto/S) ……
关键：性能～翼载和推重比的计算模型
计算模型（起飞距离）
• 起飞距离
– 正常起飞情况（发动机正常工作）的计算公式：
k ToL = e CLUS ⎛ T ⎞ ⎜ ⎟ ⎝ Mg ⎠
−1.35
⎛ Mg 0 ⎞ ⎛ Mg ⎞ + 6⎜ ⎟ ⎜ ⎟ SCLUS ⎠ ⎝ S ⎠0 ⎝
机身外形初步设计
• 按面积律的要求对飞机进行修形：
- 将机身中段收缩成蜂腰形 - 将平尾、垂尾及发动机短舱等部件的纵向位置错开 • 应用例子 - 美国F102和B-58 - 我国Q-5型强击机和J-12歼击机
美国B-58飞机横截面积分布图
1－机身；2－机翼；3－内侧发动机短舱；4－挂架； 5－外侧发动机短舱；6－挂架；7－整流包皮；8－尾翼。
机身外形初步设计
概念设计流程
设计
全机布局设计
机身外形初步设计
确定主要参数
分
发动机选择
系
统
机翼外形初步设计
尾翼外形初步设计
总体布置
形成初步方案
设计要求、适航条例
No
满足要求？
Yes 初 步
方案最优？
方
案
方案分析与评估
重量特性 动力特性 操稳特性 噪声特性 可靠性 机场适应性
气动特性 性能评估 经济性分析 排放量 维修性 ……
• 气动要求：气动阻力小 • 结构要求：有利于结构布置
– 机翼、尾翼安装 – 发动机（尾吊布局）
• 适航要求
－抗坠毁性 – 应急撤离
机身外形的主要参数
• 总长度：L身 • 最大横截面积S身和当量直径d身 • 上翘角 • 中机身长度 • 前机身长度 • 后机身长度
d身当量直径：
d身
4S身,max
• 客舱长度
– 每排座数、总人数、排距； – 厨房、衣帽间； – 登机门、应急出口门。
典型的客舱剖面设计
单通道喷气客机
典型的客舱剖面设计
双通道喷气客机
客舱的等级
座椅和过道宽度
• 飞机典型座椅宽度
注：公共汽车座椅宽度425mm左右
c939初步设计方案
c939初步设计方案咱来唠唠这个C939的初步设计哈。
一、整体定位。
这C939呢，咱就想把它打造成一个空中的“全能选手”。
它可不是个小角色，得是那种能在中远程航线上大显身手的家伙。
就像一个空中的长途旅行家，带着乘客舒舒服服地从一个大洲飞到另一个大洲。
二、外观设计。
1. 机身。
机身得是那种修长又优雅的形状，就像一只飞翔的白天鹅。
线条流畅，这样在飞行的时候就能减少空气的阻力，就像给飞机穿上了一件超顺滑的衣服。
机身的长度嘛，要能容纳足够多的乘客和行李，同时又不能太长，不然在机场停机坪上可不好摆弄。
颜色呢，咱可以考虑那种经典的白色为主色调，再加上一些蓝色或者绿色的线条作为装饰。
白色看起来干净、清爽，而且在阳光下特别耀眼，就像天空中的一颗明星。
蓝色或者绿色的线条呢，就像是给飞机增添了一点活力和生机。
2. 机翼。
机翼可是飞机的重要部分，就像鸟儿的翅膀一样。
它得设计得又宽又长，这样就能产生足够的升力。
机翼的形状可以采用那种经过优化的后掠翼，有点像飞机在向后方潇洒地甩着翅膀。
机翼的末端呢，可以稍微向上翘起一点，这不仅好看，还能提高飞行的稳定性。
而且在机翼下面，要有足够的空间来挂载发动机，就像给发动机找了个合适的“小窝”。
三、内部布局。
1. 客舱。
客舱得是宽敞又舒适的。
座椅的排列要有多种选择，比如经济舱可以采用3 4 3的布局，虽然经济舱是主打性价比，但咱也不能让乘客觉得太挤。
每个座椅都要有一定的倾斜度，能让乘客在长途飞行中可以好好休息。
商务舱就可以采用2 2 2的布局，座椅更加宽敞，还可以配备按摩功能，就像在飞机上有个私人小按摩椅一样。
每个商务舱的座位旁边都要有足够的空间放行李和个人物品，还得有个小桌子，可以方便乘客办公或者享受美食。
头等舱那就更厉害了，1 1 1的布局，每个座位就像一个独立的小套房。
有超大的电视屏幕，可以看各种电影、电视节目。
座位还能完全放平变成一张床，旁边还有个小酒柜，可以让乘客在飞机上小酌一杯，享受云端的奢华生活。
机翼形状ppt课件
• •
P
• 起来，便是用矢量表示的压强分布图。图中压强最低吸力最大的 一点(B点)是最低压强点。在前缘近，压强最高的一点(A)，是前 驻点。 • 坐标法：如图3—1—12所示，以翼弦相对量x／b作横坐标， 将机翼各测点投影在横坐标(翼弦)上，然后将各测点上的压力数 值作为纵坐标画出。 • 大气大于压强的画在横坐标下方，小于大气压强的画在横坐 标上方，再用平滑曲线依次连接图上各点，这就是用坐标表示的 压强分布图。有了机翼的压强分布图，便可了解机翼各部分所产 生的升力在总升力图中所占的比重。图3—1—11及图3—1—12 表明：机翼产生升力主要靠上表面的压强减少(产生吸力)的作用， 而是靠下表面的压强增大。由上表面的吸力所形成的升力一般约 占总升力的60~80%，而由下表面的压强所形成的升力只占总升 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。
l
•
• •
• • •
(三)展弦比：翼展与平均翼弦( b平均)之比，叫展弦比，用 表 示。 l b平均 因为 s b平均 l 2 所以 l
现代飞机的展弦比，歼击机大致为2～5，轰炸机、运输机 大致为7～12，滑翔机、高空侦察机可达12～16。 • (四)根尖比：如图3-1-7，翼根弦长 b根与翼尖弦长 b尖 之比称 b根 为根尖比；用表示
机翼形状 升力
飞机机翼气动外形优化设计与分析
飞机机翼气动外形优化设计与分析飞机机翼的气动外形优化设计与分析是航空工程领域中的关键任务。
机翼作为飞机最重要的部分之一，对于飞机的飞行性能和稳定性有着重要的影响。
本文将介绍飞机机翼气动外形的优化设计与分析的方法和技术，以及其在实际工程中的应用。
首先，飞机机翼的气动外形优化的目标是实现最佳的升力和阻力性能。
升力是支撑飞机在空中飞行的力量，而阻力则是抵抗飞机前进方向运动的力量。
优化的目标是在满足结构强度和安全性的前提下，尽可能地减小阻力，提高升力。
这可以通过改变机翼的几何形状来实现。
其次，机翼气动外形优化设计的方法包括数值模拟和实验测试两种。
数值模拟是利用计算流体力学（CFD）方法，通过数学模型和计算算法对机翼的气动特性进行分析和预测。
这种方法可以提供详细的流动参数和气动力数据，对于优化设计提供了重要的依据。
而实验测试则是通过在风洞中对机翼进行试验，获得气动力和流动特性的实测数据。
实验测试可以验证数值模拟结果的准确性，也可以提供实际工程中的实验参考。
在机翼气动外形优化设计的过程中，关键的工作是选择合适的设计变量和优化目标，并建立合理的数值模型。
设计变量通常包括机翼的颤振形状、平尾前缘后掠角、后掠角和平尾平移量等。
优化目标可以是最小阻力、最大升力或最佳升阻比等。
数值模型可以通过网格划分、边界条件设置和求解算法选择来建立。
机翼的气动外形优化设计与分析还需要考虑到多种设计要求和约束条件。
例如，由于结构强度的要求，机翼的最大弯曲应力、最大应变和最大变形等需要在一定范围内。
此外，机翼的气动外形设计还需要考虑到操纵性能、稳定性和抗滞空性能等。
在实际工程中，还需要考虑到生产成本和制造工艺等因素。
近年来，随着计算机计算能力的提高和优化算法的发展，机翼气动外形优化设计与分析的研究已经取得了显著的进展。
例如，基于遗传算法、人工神经网络和粒子群算法等优化算法的应用，使得机翼的气动外形更加合理和高效。
同时，结合使用计算流体力学方法和实验测试方法，可以更准确地预测机翼的气动性能和流动特性。
飞行器翼型设计.
1、翼型的定义与研究发展在飞机的各种飞行状态下，机翼是飞机承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飞机保持安定性和操纵性的气动部件。
一般飞机都有对称面，如果平行于对称面在机翼展向任意位置切一刀，切下来的机翼剖面称作为翼剖面或翼型。
翼型是机翼和尾翼成形重要组成部分，其直接影响到飞机的气动性能和飞行品质。
通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小、并有小的零升俯仰力矩。
因此，对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。
对于低亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型形状为圆头尖尾形；对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散Ma数，采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型。
3、NACA翼型编号NACA四位数翼族：其中第一位数代表f，是弦长的百分数；第二位数代表p，是弦长的十分数；最后两位数代表厚度，是弦长的百分数。
例如NACA 0012是一个无弯度、厚12%的对称翼型。
有现成实验数据的NACA四位数翼族的翼型有6%、8%、9%、10%、12%、15%、18%、21%、24五位数翼族的厚度分布与四位数翼型相同。
不同的是中弧线。
具体的数码意义如下：第一位数表示弯度，但不是一个直接的几何参数，而是通过设计升力系数来表达的，这个数乘以3/2就等于设计升力系数的十倍。
第二、第三两位数是2p，以弦长的百分数来表示。
最后两位数仍是百分厚度。
例如NACA 23012这种翼型，它的设计升力系数是（2）×3/20=0.30；p=30/2,即中弧线最高点的弦向位置在15%弦长处，厚度仍为12%。
一般情况下的五位数编号意义如下有现成实验数据的五位数翼族都是230-系列的，设计升力系数都是0.30，中弧线最高点的弦向位置p都在15%弦长处，厚度有12%、15%、18%、21%、24%五种。
其它改型的五位数翼型在此就不介绍了。
1、低速翼型绕流图画低速圆头翼型在小迎角时，其绕流图画如下图示。
制作机翼模型实验报告
一、实验目的1. 了解机翼的基本结构和工作原理。
2. 掌握制作机翼模型的方法和技巧。
3. 通过实验，加深对空气动力学原理的理解。
4. 培养动手能力和团队协作精神。
二、实验原理机翼是飞机产生升力的关键部件，其设计直接影响飞机的性能。
根据伯努利原理，流体流速越大，压强越小。
当飞机模型飞行时，由于空气通过上表面的距离大于下表面的距离，上表面的流速就大，气压就变小，形成一个向上的压强差，使机翼获得一个向升起的动力。
三、实验材料1. 塑料板或纸板：用于制作机翼主体。
2. 弹簧或橡皮筋：用于模拟机翼弹性。
3. 轻质木棒或塑料棒：用于制作机翼骨架。
4. 胶水或胶带：用于固定和连接部件。
5. 尺子、剪刀、直尺、铅笔等工具。
四、实验步骤1. 设计机翼形状：根据实验要求，设计机翼的形状、尺寸和角度。
可以使用计算机辅助设计软件进行初步设计。
2. 制作机翼骨架：使用轻质木棒或塑料棒制作机翼骨架，确保骨架牢固且具有一定的弹性。
3. 制作机翼表面：使用塑料板或纸板制作机翼表面，注意上表面略微向上突起，前4分之1长较陡，后4分之3长较缓。
下表面一般是平的，或者略向内凹一些。
4. 组装机翼：将骨架和表面组装在一起，使用胶水或胶带固定。
5. 连接弹簧或橡皮筋：将弹簧或橡皮筋连接到机翼的一端，模拟机翼的弹性。
6. 测试和调整：将制作好的机翼模型放置在实验台上，进行飞行测试。
根据测试结果，调整机翼形状和角度，直至达到最佳性能。
五、实验结果与分析1. 实验结果：通过实验，成功制作了一台简易的机翼模型，并进行了飞行测试。
2. 结果分析：- 机翼形状和角度对飞行性能有显著影响。
适当调整机翼形状和角度，可以提高飞行稳定性和升力。
- 弹簧或橡皮筋的弹性对飞行性能也有一定影响。
适当调整弹性，可以使机翼在飞行过程中保持良好的姿态。
- 制作机翼模型的过程中，要注意材料的选用和加工精度，以确保模型的性能。
六、实验结论1. 通过本次实验，掌握了制作机翼模型的方法和技巧，加深了对空气动力学原理的理解。
机翼设计
➢ 弯度的确定通常是保证翼型在正常的巡航速度飞行时处于设计升 力系数状态。设计升力系数指的是具有最小阻力时的升力系数。
三角翼在亚声速飞行时，其升力线斜率较小，要求在更大的迎角下才能达到起 飞着陆所需的升力。这样，如果没有好的增升装置，会给擦地角、驾驶员视角限制 和起落架的设置等设计带来困难。
选择几种不同飞机机翼类比并初步确定设计类型
(5)变后掠翼 后掠角在飞行中可以改变的机翼称变后掠翼，见图e。 高速和低速气动特性对飞机的要求是相互矛盾的。对低速飞行，要求展弦比大，后掠
LH W
机翼平面主要参数的初步估计
将升限的升力式展开，有
LH
1 2
H vz2j SCl
W
所以，翼载表达式为
W S
1 2
H vz2jCl
式中 ρH——升限高度上的空气密度； vzj——可用推力最大是的飞行速度； CL——升限飞行时的升力系数。
机翼平面主要参数的初步估计
5.根据航程确定翼载 为了达到最大航程，翼载的选取必须使巡航条件下有高的升阻比L/D。 随着速度增加，螺旋桨飞机的推进 效率的降低，它在最大L/D对应的速度下飞行时达到最 大航程。而在最大L/D对应的速度下，零升阻力等于诱导阻力。因此，为了使航程最大， 螺旋桨飞机应这样飞行，即
后掠翼能提高机翼的临界马赫数，所以高亚声速飞机用后掠翼来扩大飞机的马赫数使 用范围。
后掠翼能降低翼面上局部超声速值，从而降低激波强度，使波阻有很大的减小，使波 阻随马赫数变化的峰值减小，并使峰值位置向后推移，提高了阻力发散马赫数，并且随 后掠角增大，这种作用增强.
选择几种不同飞机机翼类比并初步确定设计类型
机翼平面主要参数的初步估计
飞机总体布局设计
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后掠翼的广泛应用（2） 单击此处编辑母版标题样式
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– 第二级 对于超音速飞机，后 掠翼可以改善其跨音 – 第四级 速的气动特性。 第五级
第三级 F-86
F-14
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三角翼的特点 单击此处编辑母版标题样式
优点
单击此处编辑母版文本样式
– 具有小展弦比和大后掠角两方面的特点，其跨音速气动特性良好， 第三级 气动焦点变化较平稳。 – 第四级 – 根弦较长，在翼型相对厚度相同情况下，可得到较大的结构高度。 第五级 – 三角翼的气动、强度、刚度和重量特性均较好。
– 第四级 第五级
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单击此处编辑母版标题样式 无尾式布局
用机翼后缘处的襟副翼作为纵向配平的操纵面，常采用后掠角较大 的三角形机翼； 具有稳定性的无尾飞机进行配平时，襟副翼的升力方向向下，引起 升力损失；第三级 – 第四级 结构重量较轻：无水平尾翼的重量。 第五级 气动阻力较小：采用大后掠的三角翼，超音速的阻力更小； 起飞着陆性能不容易保证。
- 尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置 - 机翼的平面形状及其在机身上的安装位置 - 发动机（进气道）数目和安装位置 - 起落架的型式和收放位置
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影响飞机总体布局选择的因素 单击此处编辑母版标题样式
技术方面 单击此处编辑母版文本样式
–– 气动特性：机翼－机身－短舱干扰阻力小，全机升阻比大。 第二级 – 结构特性：结构件综合利用；重量轻。 – 操稳特性：尾翼的临界M数大于机翼的临界M数。 – 使用要求：满足特殊的使用要求。 – 维修性：发动机和各种设备便于检查。
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航空器设计设计高效的飞行器翼型
航空器设计设计高效的飞行器翼型航空器设计：设计高效的飞行器翼型一、引言航空器的设计中，飞行器翼型起着至关重要的作用。
一个高效的翼型设计可以显著提高飞行器的性能，减少能耗，并提供更平稳的飞行体验。
本文将探讨如何设计高效的飞行器翼型。
二、理解翼型在设计高效的飞行器翼型之前，首先需要理解翼型的工作原理。
翼型是指飞行器的机翼截面形状，其目的是生成升力力和降低阻力。
合理设计的翼型能够在保持足够升力的同时减少阻力。
三、流线型翼型设计流线型翼型设计是一种常见的高效设计方法。
这种设计通过优化翼型形状，以尽量减少气流与翼型表面的摩擦，并减少气流分离。
通过使气流紧贴翼型表面流动，减少湍流的产生，可以降低阻力，提高升力。
四、翼型厚度与升阻比的权衡在设计高效的飞行器翼型时，需要权衡翼型的厚度和升阻比。
较厚的翼型可以提供更大的升力，但同时也会增加阻力。
因此，在设计中需要根据具体需求进行折衷。
一般来说，当需要更大的升力时可以选择厚翼型，而需要较低的阻力时则可以选择薄翼型。
五、翼型的后缘设计翼型的后缘设计对飞行器性能也有重要影响。
后缘可以通过各种方式进行设计，如分离缘、凹槽等。
这些设计可以改变翼型的气流分离情况，减少阻力并提高飞行器的稳定性。
六、数值模拟与实验验证在飞行器设计过程中，数值模拟和实验验证是不可或缺的步骤。
通过利用计算流体力学技术对翼型进行模拟分析，可以预测其性能并进行优化。
此外，实验验证也可用于验证数值模拟的准确性，进一步改进翼型设计。
七、材料选择与结构优化除了翼型设计外，材料选择和结构优化也对飞行器的性能产生影响。
选择轻质但强度高的材料可以减轻飞行器的总重量，提高燃油效率。
同时，通过优化结构设计，如使用翼型内部加强材料、采用刚性桁架结构等，可以增强飞行器的刚度和稳定性。
八、结论设计高效的飞行器翼型是航空器设计中的重要环节。
通过流线型设计、厚度与升阻比的权衡、后缘设计以及数值模拟与实验验证等方法，可以最大程度地提高飞行器的性能。
机翼的设计
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单击此翼型处的编种辑类母与版特标征题样式
• 按气动特征：
- 层流翼型 - 高升力翼型 - 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
阻力发散马赫数：Mdd
• 俯仰力矩特性：
俯仰力矩系数：
cm
=
m
(
1 2
ρv 2
⋅
c2
)
零升力力矩系数： cm0
焦点（气动中心）位置
压心位置
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翼单型击几何此参处数编与辑气母动特版性标之题间样的关式系
• 最大升力系数与几何参数的关系
相对厚度的影响：
相对厚度在12%18%时，最大升力 系数最大
低的阻力系数。 • 目前有些轻型飞机仍采用NACA 四位数字翼型（如
NACA 2412、 NACA 4412） • 四位数字的含义：
NACA XYZZ X - 相对弯度；Y – 最大弯度位置；ZZ – 相对厚度 例如，NACA 2412表示翼型的相对弯度为2%，最大弯 度位置在弦长的0.4，相对厚度为12%。
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单击此翼处型编的辑设计母与版修标形题样式
• 动机
当选择已有的翼型尚不能满足新设计的飞机要求时， 需要重新设计或修改翼型。
• 手段
目前已大量采用计算空气动力学的方法设计和修改新 翼型，代替以往制造各种修正翼型模型进行风洞试验 的过程。
• 方法
1）直接法（Direct Methods） 2）逆设计（Inverse Design）
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切翼的应用：Y-12
内翼后缘扩展
• 内翼后缘扩展定义
– 内翼后缘扩展（wing inboard trailing edge extensions）也称转折的 机翼后缘（cranked trailing edge），如图所示。
• 目的
– 增加根部弦长，便于起落架的布置。 – 可降低根部弦剖面升力系数，便于气动设计。
几种喷气支线客机的展弦比
飞机名称 乘客 （人） 70~85 66 ~78 70 70~85 70~79 机翼展长 （米） 26.3 23.3 26.0 26.6 28.7 机翼面积 （米2） 77.3 68.7 72.8 75.0 93.5 展弦比
阿夫罗RJ70（英） CRJ700ER（加） ERJ170LR（巴） 728JET（美） 福克70（荷）
BAE-146：T平尾和上单 翼布局，有负的上反角
翼梢形状的设计
翼梢（wing tip）形状会影响翼梢处的气流旋涡效应。
各种各样的翼梢形状
• 翼梢小翼的应用：双发喷气式公务机
• 翼梢小翼的应用：A-330
• 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 翼尖小翼实验验证结果（Starship-3) 阻力 重量 航程 燃油 巡航状态，减小3.1% 巡航时重量，增加0.5% 增加117海里，增加3.3% 可减少24605升
机翼边条（边条翼）
• 什么是边条翼（strake）？
在中等后掠翼（后掠角30∼40°左 右）根部前缘，加上一后掠角很 大（ 70∼80°）的细长前缘所形 成的复合机翼。原后掠翼称为基 本翼，附加的细长前缘称为边条。
• 为什么需要边条翼？
1）边条前缘产生强的脱体涡，可以直接产生涡升力 ； 2）边条脱体涡对机翼流场的有利干扰会推迟机翼表面的气流分离； 3）边条机翼的布局特别适于改进飞机大迎角气动性能，与近距鸭翼 有相似的对机翼有利干扰作用。
α
• 统计值
喷气客机： 1º~5.3º 战斗机： -1º~3.6º
机翼扭转角的确定
• 扭转角（twist)
– 几何扭转：1）负扭转—从翼根至翼尖， iw 逐渐减小。 2）正扭转—从翼根至翼尖， iw 逐渐增大。 – 气动扭转：翼根与翼尖的翼型不同。
机翼扭转角的确定
• 对气动特性的影响
– 负扭转或气动扭转可延缓翼梢气流失速； – 可改变升力分布，影响诱导阻力。
• 如何确定扭转角
- 在概念设计阶段参考同类飞机（类型和布局类似）。 - 轻型飞机、涡桨支线客机：负扭转角：0º~3º - 公务机、喷气运输机：负扭转角：0º~7º - 超声速战斗机/攻击机：扭转角很小或为零度。
喷气客机典型的机翼扭转角
机翼上反角的确定
• 定义（Dihedral）
- 机翼基准面与飞机对称面的垂线之间的夹角。
分分 系系 统统 发动机选择 发动机选择 机翼外形初步设计 机翼外形初步设计 尾翼外形初步设计 尾翼外形初步设计 总体布置 总体布置 形成初步方案 形成初步方案 重量特性 重量特性 动力特性 动力特性 操稳特性 操稳特性 噪声特性 噪声特性 气动特性 气动特性 性能评估 性能评估 经济性分析 经济性分析 排放量 排放量
▲ 后掠角增大，最大升力系数降低； ▲ 后掠角增大，机翼升阻比K降低；
2）对操纵性的影响
攻角较大时，可能会“自动上仰”，难于控制，影响飞行安全。
3）对结构重量的影响
▲ 后掠角增大，机翼结构重量增加。 对于战斗机：
W机翼 ∝
1 cos Λ
4）对内部容积的影响
▲ 后掠角过大，不有利于布置起落架。
5）如何选定后掠角χ
– 一个典型的例子是翼根翼型采用NACA 23018，翼尖翼型采 用NACA 23010。
机翼厚度的分布
• 对于高亚声速公务机和运输机，一般用三个或更多的翼 型来定义机翼厚度的分布。
– 位置：一个在机翼机身连接部，一个在翼尖；在二者之间再定义 一个或几个翼型。 – 目的：使机翼上表面等压线的后掠角更均匀，以提高机翼的阻力 发散马赫数。
▲ 对于亚声速飞机： Λ =0 ▲ 对于高亚声速飞机： 或 Λ < 15o (用于调整重心）
Λ = 25∼40°；可以提高临M界数，延缓激波的产生。
喷气客机后掠角的统计数据
机翼厚度的分布
• 许多飞机机翼在不同展向站位上其厚度是变化的。 • 机翼根部的相对厚度通常大于翼尖的的相对厚度，以 有利于结构承受弯矩。 • 有些轻型飞机为了降低制造成本，机翼设计成矩形 翼，且翼型不变。 • 对于直机翼螺旋桨飞机，通常在翼根和翼尖分别确定 一个翼型，在二者之间翼型线性过渡。
边条翼的应用
F-16
F-18
米格-29
苏-27
机翼安装角的确定
• 机翼安装角（incidence）的定义：
机翼根弦与机身轴线之间的夹角
• 安装角对飞机气动特性和性能的影响
- 对巡航时阻力有影响； - 对起飞滑跑距离有影响；
• 如何确定安装角（iw)
C L, Des = C L ⋅ iw
（CL，Des－巡航时所需的升力系数）
可靠性 维修性 可靠性 维修性 机场适应性 …… 机场适应性 ……
分析
机翼的设计的内容
• 翼型的选择与设计 • 机翼平面形状设计 • 机翼厚度分布的确定 • 机翼安装角和上反角的确定 • 关于边条翼、翼梢形状和内翼后缘扩展 • 增升装置的设计 • 副翼和绕流板的设计
机翼平面形状设计
• 描述机翼平面形状的几何参数 • 机翼平面形状设计时所考虑的因素 • 几何参数对气动特性和结构重量的影响 • 机翼平面形状的几何参数的确定
5）对结构重量的影响：
▲ AR 增大，机翼根部弯矩增大，导致结构重量增加； ▲ AR 减小，机翼根部弦长增大，结构高度增加，有利于承力构件布置；
6）对内部容积的影响：
▲ AR 减小，有利于起落架布置； ▲ AR 减小，可增加燃油容积。
7）机翼展弦比的确定实质上是综合考虑巡航状态的升阻 比、结构重量和容积的结果。 飞机类型 轻型飞机 涡桨支线客机 公务机 喷气运输机 超声速战斗机 展弦比（AR） 5.0～8.0 11.0～12.8 5.0～8.8 7.0～9.5 2.5～5.0
• 对气动特性和布局的影响
- 对侧向稳定性和荷兰滚稳定性有影响； - 外挂与地面之间的距离（Geometric ground clearance)。
• 如何确定上反角
在概念设计阶段，主要依据统计值。 统计值的大小与飞机布局型式有关。 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
机翼外形初步设计（二）
南京航空航天大学 余雄庆
概念设计流程
设计
全机布局设计 全机布局设计 No 机身外形初步设计 机身外形初步设计 确定主要参数 确定主要参数 满足要求？ 满足要求？ 方案最优？ 方案最优？
设计要求、适航条 设计要求、适航条
Yes
初初 步步 方方 案案
方案分析与评估 方案分析与评估
• 超声速战斗机/攻击机的相对掠角与平均相对厚度的确定
后掠角与相对厚度对阻力发散马赫的影响
喷气运输机后掠角与相对厚度的确定
后掠角与相对厚度对阻力发散马赫的影响
▲ 对于超声速飞机： A. 采用亚声速前缘 当M=1.2∼1.8时；相应的 Λ = 40 ∼60 °
机翼后掠角和平均相对厚度的确定
• 对于轻型飞机，其巡航速度一般小于阻力发散马赫数 较小，相对厚度一般为15％左右。 • 对于喷气运输机和公务机，其后掠角的确定与翼型的 相对厚度有关。
– 相对厚度大，后掠角应大一些。 – 相对厚度小，后掠角可小一些。 – 应选择最佳的后掠角和翼型的相对厚度的组合，使气动效率 和结构重量综合最优。 – 一般地，在确定了机翼平均相对厚度后，在满足阻力发散马 赫数的前提下，应使后掠角尽量小。 – 喷气运输机和公务机的平均相对厚度一般在10％至12％之间。
2）对结构重量的影响
▲ λ 减小，可减轻机翼结构重量
3）对内部容积的影响
▲ λ减小，有利于布置起落架
4）对于翼尖失速的影响
▲ λ 小对防止翼尖失速不利。
5）梯形比的确定实质上也是综合考虑诱导阻力（通过影 响载荷分布）、翼尖失速、结构重量和容积的结果。
飞机类型 轻型飞机 涡桨支线客机 公务机 喷气运输机 超声速战斗机
梯形比 1.0～0.6 0.6～0.4 0.6～0.4 0.4～0.2 0.5～0.2
• 后掠角（sweepback） 1）对气动特性的影响
▲ 后掠角增大，可以提高临M界数，延缓激波的产生； ▲ 后掠角增大，波阻降低； ▲ 后掠角增大，升力线斜率降低；
α α CL = (CL ) χ =0 ⋅ cos Λ
机翼厚度的分布
喷气运输机机翼厚度的典型分布
机翼厚度的分布
• 机翼平均厚度
– 在初步设计中，通常用到平均厚度概念。 – 对于线性过渡的机翼，定义为：
(t / c) AV =
troot + ttip croot + ctip
对于由不同翼型定义的多段机翼，且每段线性过渡， 则首先用上述公式计算每段的平均厚度，然后再对各段 机翼的平均厚度进行平均，得到整个机翼的平均厚度。
2）对升力线斜率的影响
AR 增大，升力线斜率增大。
AR＝8
AR＝8
AR＝2
不同展弦比机翼的 C x ~ M
不同展弦比机翼的 C y ~ α
3）对失速攻角和失速速度的影响：
▲ AR 增大，失速攻角减小。 ▲ 减小AR，可防止大攻角时翼尖失速。