第08讲：翼型的选择与设计
2.3翼型设计
2.3翼型设计大展弦比（≥8）亚音速运输机半翼展中段较大区域存在准二维流动，因此，在二维机翼确定后，就需根据设计指标进行翼型设计/选择，并进行机翼配置设计。
·标准翼型，有对称和非对称两种；·尖头翼型—超音速飞机有双弧形翼型，普通翼型前缘削尖和平板削尖翼型；·超临界翼型—亚音速飞机；·层流翼型—亚音速飞机自然层流翼型和层流控制翼型两种。
翼型设计发展由压力分布形态分为：尖峰翼型；●超临界翼型—长的超音速区；●全自然层流翼型—长层流流动区；●后缘分叉翼型—新概念翼型：基于后缘分离的翼型设计思想—背离库塔条件。
后缘分叉翼型设计原理●Aerobie翼型—提供环形、飞碟、碟形翼飞行器稳定性Aerobie翼型2.3.1翼型种类与特征气动特征：层流、高升力、超临界；用途：飞机机翼、直升机旋翼、螺旋桨、风机翼型等。
1、早期翼型1912年：英国RAF－6/15翼型；一战：德国哥廷根翼型；1920-：美国NACA4、5和6系列层流翼型，前苏联ЦАГИ翼型；德国DVL翼型。
设计方法:半经验，依赖于风洞试验。
2、现代先进翼型1960年代开始；设计方法：计算空气动力学发展，按指定目标压力分布/优化方法设计。
种类：超临界翼型、先进高升力翼型、自然层流翼型。
2.3.2翼型的气动设计翼型的几何描述图1翼型几何定义示意图上表面坐标：下表面坐标：前缘，后缘，弦线，弯度线（中弧线），厚度，弯度，前缘半径，后缘角。
一、经典翼型1、NACA4、5位数字翼型现在普遍使用的NACA系列翼型始于1929年，在兰利变密度风洞中的系统研究，称为4位数系列翼型。
这族翼型有相同的基本厚度分布，可以通过系统的变化弯度类型和量值得到该族相关的其他翼型。
研究得到的这族翼型比以前发展的翼型有更大的最大升力和较小的最小阻力。
研究也得到了翼型中线和厚度对翼型气动特性的影响。
具有相同厚度分布但最大弯度位置有很大提前的翼型称为5位数系列翼型。
旋翼桨叶翼型设计和简单选择原则
旋翼桨叶翼型设计和简单选择原则
旋翼机桨叶翼型的设计是一个复杂的过程,需要考虑多种因素,包括升力特性、阻力特性、失速特性等。
简单选择原则可以为设计人员提供一些指导和建议,帮助他们快速确定合适的翼型。
1. 升阻力比
升阻力比是评估桨叶翼型性能的重要指标。
在给定的工作环境下,应选择具有较高升阻力比的翼型,以提高桨叶的效率。
2. 失速特性
良好的失速特性能够确保旋翼在高攻角情况下仍能保持一定的升力,避免升力突然丧失导致的危险情况。
因此,应选择具有渐进式失速特性的翼型。
3. 厚度
桨叶翼型的相对厚度会影响其结构强度和气动性能。
较厚的翼型可以提供更好的结构强度,但会增加阻力;较薄的翼型虽然具有较低的阻力,但结构强度可能不足。
需要在这两者之间寻求平衡。
4. 最大升力系数
最大升力系数反映了翼型在失速前可以产生的最大升力。
对于某些工况,如垂直起降或者低速飞行,需要较高的最大升力系数。
5. 工作环境
不同的工作环境对翼型性能有不同的要求。
例如,对于低雷诺数环境,
需要选择在低雷诺数下具有良好性能的翼型;对于需要高速飞行的应用,则应选择在高马赫数下性能良好的翼型。
6. 制造工艺
翼型的几何形状会影响制造的难易程度。
较为复杂的翼型可能需要更高的制造精度,从而增加了成本。
在满足性能要求的前提下,应尽量选择易于制造的简单翼型。
旋翼桨叶翼型的选择需要综合考虑多种因素,并在各种性能指标之间进行权衡。
遵循简单选择原则可以帮助设计人员快速确定满足要求的翼型,从而提高设计效率。
机翼的设计
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航空宇航学院
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）
飞行器大气动力学中的翼型设计与流动分析研究
飞行器大气动力学中的翼型设计与流动分析研究飞行器是一种复杂的机械系统，由许多组成部分组成，其中翼型是飞行器性能的关键部分之一。
翼型的设计和流动分析对于飞行器的飞行效率和安全性具有决定性的影响。
因此，翼型的设计和流动分析已经成为了飞行器设计中的一个重要研究领域。
本文将从翼型设计和流动分析两个方面来论述。
一、翼型设计翼型设计是指为了实现特定的性能，根据飞行器型号、客户需求、空气动力学特性等要求，以一定的几何形状和流场参数，设计出适合特定工作条件，能够实现客户需求，优化飞行器性能的翼型。
为了实现这一目标，翼型设计需要考虑的因素有很多，例如翼面积、翼展、翼面载荷、翼型厚度、翼型扭曲程度、翼型平均气动中心、翼型迎角、翼型绕流影响和翼型结构等。
这些因素都会对翼型的气动力和控制性能产生影响。
为了达到这些要求，翼型设计需要进行一系列的计算和实验研究。
通常来说，翼型设计的过程可以分为以下几个步骤：1.基本要求确定。
首先需要确定翼型需要满足的基本要求，包括工作条件、客户需求和空气动力学要求等。
这些基本要求将为翼型设计提供指导方向。
2. 选型研究。
选型研究的目的是在满足基本要求的前提下，选择最优的翼型。
这一步需要进行翼型库的选择和比较研究，从而找到最适合的翼型。
3. 初步设计。
在选定翼型后，需要进行初步设计。
这一步需要考虑翼型几何参数和流场参数等，设计出具有合适性能的翼型。
4. 模拟分析。
在进行初步设计后，需要进行模拟分析，得出翼型在特定工况的气动力和控制性能特性等。
5. 翼型仿真实验。
在进行模拟分析后，需要进行翼型仿真实验，通过实验数据验证分析得到的气动力和控制性能特性。
6. 不断修改和优化。
通过以上步骤，我们可以得出初始翼型设计参数。
但实际上，这样的初始设计往往需要经过多次修改和优化，才能真正满足工况要求、控制性能要求和客户要求等。
二、流场分析流场分析是指对飞行器周围的流场进行分析，了解流场的特性和变化规律，预测气动力、燃烧和传热等过程。
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。
无人机翼型基础知识及其选择
空气的流动（台风），皆属于不可压缩流场。但流体在
高速运动（流速接近于音速或大于音速）时，流体密度
会随着压力而改变，此时气体的流场称为可压缩流场。
当 ＜0.3 时为低速（可以不考虑空气压缩性影响）
当 0.3＜ ＜0.8 时为亚音速
当 0.8＜ ＜1.2 时为跨音速
字翼型用 4 个数字表示翼型的几何参数。第 1 个数
字表示相对弯度，第 2 个数字表示最大弯度相对位
置数值的 1/10。第 3 和第 4 个数字一起表示翼型的
相对厚度。以NACA2415 翼型为例说明，如图 2-3
所示。
NACA5 位数字翼型的第 1 个数字表示弯度，但不表示具体的
几何参数，而是设计升力系数的 20/3 倍；第 2 和第 3 个数字一起
数减小。无论摩擦阻力，还是压差阻力，都
与黏性有关。
1）在任何迎角下阻力系数都不会等于零，因为空气是黏性的，流过翼
型时必然产生阻力。
2）在迎角较小时，随着迎角的增大，阻力系数基本不变；当迎角较大
时，阻力系数随着迎角的增大而较快增加，这是由于黏性作用导致边界
层分离而引起的。
3）存在一个最小阻力系数。在迎角较小时，翼型的阻力主要是摩擦力，
确定翼型
2.2.2 影响翼型空气动力的因素
是标志空气压缩性影响的一个相似参数。对于多旋翼无人机前
飞时的前行桨叶翼剖面有
பைடு நூலகம்
2.马赫数 M
马赫数 （Mach Number）是物体速度与音速的
比值，即音速的倍数。因为音速在不同高度、温度等状
态下数值不同，所以只有给出高度和大气条件（一般默
认为国际标准大气条件），才能计算出马赫数的数值。
飞机翼型科普ppt课件
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英国“闪电”、美国 F-100、苏联米格-19 则是第一代后掠翼的超声速战斗机15
三、三角翼
后掠翼的制造比平直翼要麻烦，翼根不仅要承受机身重量带来的应力， 还要机翼上扬造成的向前扭转的应力，需要大大加强结构，带来较大的 重量。但如果把后掠翼“镂空”的后半填起来，机翼后缘拉直，变成三 角翼，翼根的受力情况就接近于平直翼，容易处理多了。
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带锥度的平直翼可以前缘略带后掠，也可以后缘略带前掠，两者在气动上 有一点差别，但不改变都是平直翼的本质。当速度大幅度提高后，平直翼 阻力大的缺点就比较明显，尤其在速度接近声速的时候。
锥度可以使前缘略带后掠，像 DC-3
也可以使后缘略带前掠，像 C-130
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飞机前行的时候，飞机对前方空气产生压力，就好像船行时船首 在前方推开波浪一样。压力波以声速一层一层地向外传递，声速是 空气性质的分界线。亚声速飞行时，前方空气在压力波推动下有序 地向两侧让开飞机。然而，但飞机速度达到声速时，压力波不再可 能赶在飞机前面把前方空气有序地向两侧分开。相反，压力波挤到 一起，密度剧增，像坚硬的石墙一样。跨声速飞行的飞机顶着一大 片看不见的石墙飞行，难怪阻力激增，这就是声障的由来。
F-18
F-22
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五、变后掠翼
大后掠翼、三角翼、梯形翼的起飞、着陆速度和机动性都不及平直翼， 但平直翼的高速飞行阻力太大，那通过机械手段，使机翼的后掠角可以 在飞行中按需要随意改变，岂不两全其美？这就是变后掠翼的由来
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变后掠翼的概念看似简单，实现起来问题一大堆。首先有飞行稳定性的问题。 随着机翼后掠角的增加，升力中心逐步后移，很快就有升力中心远离重心的问 题，即使超级巨大的平尾能压住，也将带来巨大的阻力，得不偿失。为了减小 升力中心的移动，变后掠翼只能一分两段，铰链设置在固定的内段外侧，而活 动的外段减小，牺牲变后掠翼的效果来简化工程设计。 苏-17 为了最大限度地减小飞行稳定性问题，活动段只占翼展的一半；F-14 的 活动段比例大一点，但依然有一个很大的固定段。变后掠翼还有很多具体问题： 翼下起落架不容易找地方生根，活动段内无法设计翼内油箱使总的翼内油箱空 间大减，翼下武器挂架需要随活动段同步转动才能保持挂载的武器指向前方， 加上变后掠翼固有的机械问题，变后掠翼最后会变的很重，极大地抵消了变后 掠翼的气动优势。
翼型选择的主要步骤
翼型选择的主要步骤嘿，咱今儿就来讲讲翼型选择的那些事儿哈！你说这翼型选择，就好比咱出门挑衣服，得选合适的不是？那这主要步骤可就得好好琢磨琢磨啦！首先呢，你得清楚自己要干啥呀！是要让飞机飞得高飞得远呢，还是要它灵活敏捷呢？这就跟你是要去正式场合穿西装，还是去运动穿运动装一个道理呀。
不同的需求就得对应不同的翼型呀！然后呢，你得研究研究各种翼型的特点。
就像不同款式的衣服有不同的版型和风格一样。
有的翼型升力大，有的阻力小，有的稳定性好。
你得根据你的具体要求来选呀。
比如说，你要是想搞个慢悠悠在空中飘荡的玩意儿，那可能就得选个升力大的翼型；要是想追求速度，那可能就得找个阻力小的啦。
接下来，可别小瞧了实际测试这一步哟！光看理论可不行，就像衣服看着好看，穿上身不一定合适一样。
你得实际去试试，看看这个翼型在实际运行中的表现咋样。
会不会出现啥意想不到的问题呀？还有啊，别忘了考虑环境因素呢！就像你在不同天气穿不同衣服一样。
在不同的飞行环境下，翼型的表现也可能不一样哦。
比如在高海拔地区，或者在恶劣天气条件下，有些翼型可能就不那么灵光啦。
另外，团队的经验也很重要呀！要是有前辈们试过各种翼型，那他们的经验可就是宝贵的财富啦。
听听他们的建议，说不定能让你少走好多弯路呢！你想想看，要是随便选个翼型，那不就跟乱穿衣服一样，可能会闹笑话的哟！咱得认真对待，仔细挑选，才能让咱的飞行器像穿上合适衣服的人一样，光彩照人，表现出色呀！所以说呀，翼型选择可不是个简单事儿，得一步步来，用心去选，才能找到最适合的那个呀！这就是我对翼型选择主要步骤的看法，你觉得呢？。
飞机翼型设计及其气动特性分析
飞机翼型设计及其气动特性分析飞机翼型是飞机气动外形的重要组成部分，其形状和参数对于飞机的性能、燃油经济性、舒适性和安全性等方面都有着重要的影响。
如何设计出优秀的飞机翼型，使其具有良好的气动特性，是飞机设计的重要课题之一。
翼型的选择在飞机设计的初步阶段，需要根据任务需求和技术条件，选择合适的翼型。
现代飞机翼型大致可分为四类：直翼、后掠翼、前缘后掠翼和双曲线翼。
直翼结构简单，制造成本低，但飞行性能一般；后掠翼具有良好的高速性能，但低速性能差；前缘后掠翼的优点是高速和低速性能均较好，但是制造难度较大；双曲线翼兼顾高速和低速性能，但制造复杂。
较新型的翼型是蝶形翼、斜三角翼、翼身一体等，总体来说，选择合适的翼型是需要考虑多方面因素的综合考虑。
翼型气动特性分析飞机翼型的气动特性包括升阻特性、稳定性和操纵性。
其中升阻特性是最重要的，它决定了飞行速度、起飞和着陆距离以及载荷能力等方面的性能。
升力系数是描述翼型升力的重要参数。
在翼型设计中，需要尽可能地提高翼型的最大升力系数，以提高飞机起飞和着陆性能。
同时，升力系数的变化规律对哪些因素敏感，比如攻角、马赫数、气压高度等因素需要深入研究，以更好的处理飞机的飞行特性。
阻力系数是衡量升阻性能的重要参数。
较小的阻力系数有利于提高飞机的速度和燃油经济性，降低噪声和污染等方面。
一般不同攻角情况下的阻力系数变化，另外还需要研究横滚阻力以及迎风面阻力等方面的性能变化情况。
气动稳定性是飞机翼型设计中的关键性问题，翼型的气动稳定性主要表现在其稳定裕度和稳定性边界上。
稳定裕度的大小反映了翼型受扰动时保持稳定的能力，而稳定性边界则是指翼型失去稳定性的临界状态。
操纵性是指飞机在飞行中对操纵输入的响应能力，包括响应速度、控制精度、横向和纵向操纵性等各方面内部和外部的因素。
在设计翼型时，需要确定操纵面的尺寸和位置等参数，以将操纵性最大化并保持良好的稳定性和控制。
总体来说，翼型设计时需要考虑多种因素的综合影响，从而得到最优的气动特性。
飞机翼型设计及性能分析
飞机翼型设计及性能分析一、引言随着现代交通运输的不断发展，飞机作为最快速、最安全的交通工具，已经成为我们现代生活中不可或缺的一部分。
在飞机的设计过程中，翅膀的设计是十分重要的一部分，因为翼型的选择及其优化对飞机的飞行性能和经济性都有着至关重要的影响。
在本文中，我们将会探讨飞机翼型设计以及其性能分析相关的知识点。
二、飞机翼型设计的基本原理翼型是指翅膀截面形状，它决定了翅膀的气动性质，包括升力、飞行阻力、升力效率等指标。
在设计飞机翼型的时候，需要考虑飞机的设计速度、飞机的巡航高度、飞行器的设计任务和气动性能等方面因素。
一般来说，飞机翼型设计的要求有以下几点：1、较大的升力系数——可以使得飞机在离地面10米范围内起飞和降落（STOL）。
2、较大的升力效率——可以减小飞机的阻力，延长飞机的续航时间，提高飞机的经济性。
3、良好的气动稳定性——可以使得飞机在各种风的情况下保持平稳飞行，使得飞机的飞行更加安全可靠。
在设计飞机翼型时需要采用多个方案进行比较和分析，选择最优方案。
常用的翼型有NACA翼型、BAC翼型、NASA翼型等。
其中，NACA翼型是最常用的翼型之一，其优点是具有较高的升力系数和良好的气动稳定性，而缺点则是升力效率有限。
三、飞机翼型的气动性能分析飞机翼型的气动性能对于飞机的飞行特性和经济性具有重要的影响。
在设计过程中需要充分考虑气动性能，并进行合理的优化设计。
以下是飞机翼型气动性能分析的相关知识点。
1、升力升力是翅膀向上提供的力，其大小决定了飞机是否能在空中飞行和保持稳定的飞行。
在设计过程中需要考虑升力的大小和升力系数的大小，以保证飞机的稳定飞行。
2、阻力阻力是翅膀在运动过程中被空气阻碍的阻力，它会影响飞机的速度和油耗。
在设计过程中需要尽可能减小阻力，以提高飞机的经济性和飞行速度。
3、升力效率升力效率是指单位升力产生所需的阻力。
在设计过程中需要寻找一种既能够产生较大的升力，又具有较高的升力效率的翼型，以提高飞机的经济性并延长飞行时间。
第06节_飞机设计_翼型选择与设计_538006867
补充：民机客舱布置
客舱布置
n 旅客舱的宽度与长度之比——客舱的形状系数，不应太小 或太大，应在0.2~0.5的范围内选取。当旅客人数多时，可 分成两个以上的舱室
n 旅客舱的高度应该不小于1.9米，但也不能大于2.5米（公务 机需要单独考虑）
n 保证旅客舱有足够大的容积，保证每一旅客平均所占客舱 容积不能太小
NACA：六位翼型
n 层流翼型，特点：
ª 在一定升力系数范围内具有低阻力特性，也可兼顾非设计状态 ª 高的升力系数和较高的临界Ma ª 应用广泛，如F-16 NACA-64A204
ª NACA-6XY-TZZ ª X－厚度分布使零升力下的最小压力位置，Y有利升力系数范围，
T－设计升力系数，ZZ－相对厚度，如NACA-653218
或保持Mcr不变，减小后掠角5~10°
超临界翼型特点
Mcr
超临界翼型
n 外形特点：
ª 前缘半径大，上表面平坦，下表面后部弯曲较大， 并上凹，后加载
ª 后部薄
n 气动特点：
ª 跨声速激波强度弱，并靠近后缘； ª 低头力矩较大 ª 给定相对厚度的波阻小
扩张后缘翼型(Divergent Trailing Edge)
外形之前缘半径 对气动特性的影响
n 前缘半径越小，越易分离，最大 升力小，波阻也小；
n 圆前缘失速迎角大、最大升力系 数大、超声速波阻大
ª 亚音速飞机采用圆前缘翼型，超 音速飞机采用尖前缘翼型
ª 三维机翼，可采用后掠或前掠减 小波阻
n 如何判断翼型的失速类型？
ª 前缘1.25%C处上翼面y坐标值
飞机总体设计流程
设计要求
主要参数计算 布局形式选择
发动机选择
旋翼桨叶翼型设计和简单选择原则
旋翼桨叶翼型设计和简单选择原则
旋翼机是一种垂直起降的航空器,其动力来源于旋转的桨叶产生的升力。
旋翼桨叶的气动设计对于机体的性能至关重要,因此选择合适的翼型是非常关键的。
1. 翼型设计原则
a) 高升阻力比:为了获得较高的升力和较低的阻力,翼型需要具有较大的升力系数和较小的阻力系数。
b) 结构简单:为了减轻重量和简化制造工艺,翼型结构应该尽可能简单。
c) 宽工作范围:翼型应该能够在较宽的攻角范围内工作,以适应各种飞行条件。
2. 翼型选择原则
a) 对称翼型:对称翼型在正反两个方向上具有相同的气动特性,适合于旋翼桨叶的双向工作环境。
b) 厚薄比适中:较薄的翼型虽然具有较小的阻力,但结构强度较差;较厚的翼型虽然结构强度好,但阻力较大。
通常选择厚薄比在12%~18%之间的翼型。
c) 最大升力系数适中:过大的最大升力系数会增加失速发生的风险,过小则会限制机体的升力能力。
一般选择最大升力系数在 1.0~1.4之
间的翼型。
d) 失速特性良好:翼型应该具有较平缓的失速特性,以避免升力的剧烈变化导致的振动和控制困难。
e) 考虑制造工艺:某些翼型虽然性能优异,但制造工艺复杂,成本较高,需要权衡选择。
旋翼桨叶翼型的选择需要在气动性能、结构强度、失速特性、制造工艺等多方面进行权衡,以满足机体的各种设计要求。
空气动力学中的翼型设计
空气动力学中的翼型设计在现代航空工业中，翼型是航空器设计中的核心问题之一。
翼型设计涉及到流体力学、动力学、材料力学等多个学科的知识，是一项非常复杂的任务。
本文将简要介绍空气动力学中的翼型设计。
一、翼型的分类翼型可以根据其几何形状、气动布局和流动特性等多个方面进行分类。
常见的翼型有平面翼、自然翼、对称翼、反对称翼、双翼等。
其中平面翼是最简单的翼型，其截面平面与流体方向垂直，气动布局单一；自然翼是按照自然界中的动物翅膀形态设计的，其截面平面与流体方向呈锐角，气动布局具有优秀的低速性能；对称翼和反对称翼是最常见的翼型，其截面平面与流体方向对称或反对称，气动布局稳定性能较好；双翼则由两片翅膀组成，互相平行或呈V字型布置，可用于实现良好的升力和速度性能。
二、翼型设计的要求一架航空器的翼型设计需要符合其特定的性能要求。
一般地，翼型设计的主要目标是通过减小气动阻力和提高升力来增加飞行速度，而同时又要保证航空器的稳定性和操纵性能。
因此，翼型设计需要考虑以下几个要求：1、升力：翼型的截面形状决定了其产生升力的能力，通常较窄且被圆弧形上下表面包围的翼型产生更大的升力，但对速度要求较高。
翼型的前缘弧度、后缘弧度、翼展等也是影响升力的重要因素。
2、阻力：翼型的阻力是与其表面积和横截面积的平方成正比的，因此设计时需要尽可能减小翼型的面积，并优化其截面形状以获得较低的阻力。
3、稳定性：翼型的稳定性直接影响航空器的飞行安全性，因此设计时需要考虑翼型的质心位置、重心位置和其他结构因素，以确保航空器稳定。
4、操纵性：翼型的设计还需要考虑航空器的操纵性能，即翼型特定位置的扰动对其产生的影响。
翼根到翼尖的弯曲程度和翼型的表面形状都是影响航空器操纵性的因素。
三、翼型设计的常用方法翼型设计通常采用几何设计、计算流体力学、实验测试等多种方法。
其中计算流体力学方法是目前主流的设计方法，该方法通过对流场分布和流动特性的计算和模拟，实现翼型设计的优化。
飞行器翼型设计.
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。
第08节_飞机设计_尾翼设计_724609650
上反角影响最大； 机翼位置（上/中/下单翼：上单翼增加侧向稳定性）； 机翼后掠角（只在有攻角时起到稳定作用）； 立尾 注：鉴于受上反角、机翼位置影响，需在总体设计开始时（气动 布局）就检查Clβ值。
n
采用增加腹鳍面积来增加飞机的航向稳定性
ª
ª Clβ值不应大于－0.001，小了易引起荷兰滚振荡，接近0或为正值， 易引起蹬舵反操纵
对于高速飞机，在研究其纵向 静稳定度时还必须注意气动焦 点 X F 随Ma数的变化
ª ª
大后掠角小展弦比机翼跨声速时 焦点后移可达0.15 ~ 0.2 大展弦比小后掠翼则更大，此时 飞机的机动能力下降，配平阻力 增加
纵向：动稳定性
n
研究飞机纵向动稳定性要从飞机的运动方程开始
ª
由模型风洞试验获得的气动力系数可直接用于方程
纵向：操纵性
ª ——指飞机能根据飞行员的意愿使飞机在飞行中达到一定的姿
态，以实现其需要的飞行状态
n
设计纵向操纵面最重要的条件为：（全部纵向操纵要求，可参考
飞行品质规范）
ª ª ª ª
起飞抬前轮 着陆时保持姿态 高空机动 对放宽静稳定性飞机的大攻角改出能力
n
纵向操纵面的主要能力来自升降舵、全动平尾、升降副翼、 鸭翼或其组合
全动平尾为例
n
飞机的纵向操纵性是否合适，还取决于飞行员的直接感觉
ª ª
最主要指标，即每过载所需要的杆力及杆位移，称为杆力梯度 (dFe/dnz)及杆位移梯度(dxe/dnz) (飞行品质规范中有规定)； 此外，品质规范中还规定了最大杆力Fe,max以及最大杆位移值xe,max
设计纵向操纵特性的四个条件
n
ª 纵向（静稳定性、动稳定性及操纵性） ª 横侧向（静稳定性、动稳定性及操纵性）
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。
第08讲：翼型的选择与设计
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）
直接法
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• 直接法基本过程：
1）确定目标; 2）人工修改翼型图形或数据; 3）通过计算压力分析并与设计要求比较分析; 4）重复进行修正，直到满足要求。
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NACA 四位数字翼型
• 美国NACA最早建立的一个低速翼型系列 • 与早期的其他翼型相比，有较高的最大升力系数和较
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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• 阻力系数与几何参数的关系
▪ 相对厚度的影响：
* 亚声速时，相对厚度对阻力系数影响较小； * 跨、超声速时，相对厚度对阻力系数影响很大：
相对厚度增大，临界M降低，阻力增加
▪ 最大厚度位置的影响：
最大厚度位置后移，阻力降低
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• 力矩系数与几何参数的关系
▪ 相对弯度的影响：
相对弯度增大，绕道1/4弦点的力矩系数更负。
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超临界翼型（续）
• 外形特点：
* 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
• 气动特点：
* 跨音速流时，激波强度明显减弱，并靠近翼型的后缘位置 * 低头力矩较大
旋翼桨叶翼型设计和简单选择原则
旋翼桨叶翼型设计和简单选择原则
1. 升力特性
旋翼桨叶需要产生足够的升力来支撑旋翼机的重量。
因此,翼型应具有良好的升力特性,通常采用较大的曲率半径和较大的最大厚度位置。
2. 阻力特性
减小桨叶的阻力可以提高能量利用效率。
一般采用流线型的翼型,最大厚度位置位于前缘25%处,并具有较小的最大厚度。
3. 失速特性
旋翼桨叶在高攻角工况下容易发生失速。
因此,翼型应具有良好的失速特性,保证在较宽的攻角范围内具有稳定的升力。
4. 振动和噪声
旋翼桨叶的振动和噪声会影响飞行员和乘客的舒适性。
翼型应设计成减小尾迹涡流和减小噪声辐射。
5. 制造难易程度
复杂的翼型会增加制造难度和成本。
在性能和制造难度之间寻找平衡非常重要。
6. 简单选择原则
对于常规应用,可以选择一些经典且性能良好的翼型,如NACA 23012、NACA 63-415等。
对于特殊应用,则需要根据具体要求进行优化设计。
旋翼桨叶翼型的设计需要权衡多个因素,包括升力、阻力、失速特性、振动、噪声和制造难易程度。
对于常规应用,遵循简单选择原则可以获得良好的综合性能。
三角翼双垂尾翼型的设计方法
三角翼双垂尾翼型的设计方法1. 了解三角翼和双垂尾翼说到三角翼，可能很多人第一时间会想到未来感十足的战斗机，像是那些让你觉得“哇，这种飞行器在未来电影里才会出现”的酷炫机器。
不过，三角翼可不仅仅是为了让飞行器看起来帅气，它还有着不容小觑的实际用途呢。
简单来说，三角翼的设计灵感来源于其能够提供更好的稳定性和更高的速度，同时减少空气阻力。
这种翼型的飞行器在高速飞行时特别靠谱，可以说它是飞行器中的“老司机”，稳当得很。
而双垂尾翼则是另一个值得好好聊聊的家伙。
顾名思义，双垂尾翼就是在飞行器的尾部安装两个垂直的尾翼。
它的好处就像是让你的车子在高速行驶时更加稳健，不容易打滑。
对于三角翼这种设计，双垂尾翼的作用更是如虎添翼，让飞行器在高速和不稳定气流中保持良好的姿态，简直就像是给它装上了“平衡器”。
2. 设计方法的基础2.1 设计三角翼设计三角翼的第一个要点，就是要考虑翼型的几何形状。
说白了，就是翼的角度和弯曲程度。
这就像你做蛋糕时，得先决定蛋糕的模具形状一样，三角翼的设计也要先决定好基础形状。
设计师会选择适合的翼展角度，通常角度越大，飞行器的机动性和速度就会越高，但同时对稳定性的要求也更高。
可以说，这就像在做一道大菜时，火候的掌握很重要，过了或没到都不行。
再来，设计时还得考虑到气动性能。
这可是重点中的重点，因为不管你设计得多么漂亮，如果飞行器飞起来像块砖头，那就真的有点悲剧了。
设计师们会利用各种计算工具来模拟飞行器在不同速度和高度下的表现，确保它在飞行中能够顺风顺水。
这个过程就像在玩一场高难度的拼图游戏，每个细节都得精确到位。
2.2 配置双垂尾翼接下来，配置双垂尾翼就有点像是给飞行器加上“补丁”，让它在飞行中更加稳定。
首先要决定尾翼的尺寸和位置。
尾翼的尺寸过大会导致飞机尾部过重，影响飞行效率；而尺寸过小则可能达不到所需的稳定性。
就像你在装修房子时，得精心选择家具的大小和摆放位置一样，这里的每一步都得经过深思熟虑。
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超临界翼型
• 适于超临界马赫数飞行器的跨声速翼型
激波 亚音速区 超音速区 亚音速区 附面层加厚与分离 M∞> M临界
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翼型的选择与设计
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提纲
• 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
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常用的翼型族系
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翼型的种类与特征
• 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 - 螺旋桨翼型
• 按使用雷诺数：
- 低雷诺数翼型 - 高雷诺数翼型
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层流翼型
• 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
相对弯度的影响： * 相对厚度较大时，升力线斜率随相对厚度增大而增加。
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• 阻力系数与几何参数的关系
相对厚度的影响：
* 亚声速时，相对厚度对阻力系数影响较小； * 跨、超声速时，相对厚度对阻力系数影响很大： 相对厚度增大，临界M降低，阻力增加
最大厚度位置的影响：
最大厚度位置后移，阻力降低
• 高的最大升力系数有利于飞机的起降和机动性能； • 最小阻力系数的大小与飞机最大速度有关； • 升力线斜率越大，有利于飞机的巡航、起降和机动性能； • 最大升阻比指示续航时间和航程；
– 航程因子（M*L/D）越大，巡航效率越高；
• 零升力时力矩越大，需要越大的配平力矩，引起更大的 配平阻力； • 失速临界迎角限制着陆时飞机的擦地角和大迎角性能。
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NACA 六位数字翼型
• 是一类层流翼型， • 特点： 1）在一定升力系数范围 具有低阻力特性，非设 计条件下也比较满意； 2）比较高的最大升力系 数和比较高的临界马赫 数； • 应用广泛： F-16：NACA 64A204；
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NACA 六位数字翼型（续）
• 六位数字翼型的含义： NACA 653 - 218
• 俯仰力矩特性：
俯仰力矩系数： 零升力力矩系数： 压心位置
cm = m
cm0
( 1 ρv 2 ⋅ c 2 ) 2
焦点（气动中心）位置
• 影响翼型的主要参数：
前缘半径、相对厚度、弯度及Re数
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翼型几何参数与气动特性之间的关系
• 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
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NACA 五位数字翼型
• NACA继四位数字翼型后又提出的一个低速翼型系列。 • 该翼型系列的厚度分布与四位数字系列相同，但中弧线 参数有更大的选择，可使最大弯度位置靠前而提高最大 升力系数，降低最小阻力系数，但失速性能欠佳。 • 五位数字的含义： NACA XYWZZ
X – 设计升力系数为 X·(3/20）；Y – 最大弯度位置为 Y/20 W – 中弧线为简单型取0，否则取1（有拐点）； ZZ - 相对厚度 例如NACA 23012表示设计升力系数为 2 · (3/20）= 0.3，最大弯度 位置为 3/20=1.5，中弧线为简单型，相对厚度为12%.
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翼型几何参数对结构设计的影响
• 相对厚度越大，机翼结构的重量越轻； • 弦向15%、 20%、 60%和70%处的翼型厚度决定着翼梁 高度，翼梁高度越大，重量越轻 • 相对厚度越大，内部容积越大； • 最大升力时压心的最前位置和最小阻力时压心的最后 位置之间的距离愈小，则压心移动愈小，愈有利于结 构设计。
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• 力矩系数与几何参数的关系
相对弯度的影响：
相对弯度增大，绕道1/4弦点的力矩系数更负。
迎角的影响：
迎角增加，绕道1/4弦点的力矩系数更负。
相对厚度的影响：
相对厚度对力矩系数的影响很小。
• 零升力攻角与相对弯度的关系
相对弯度增大，零升力迎角的绝对值越大。
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翼型特性与飞机性能的关系
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Airplane Beech 50 Twin Bonanza B-17 Flying Fortress Cessna 152 Cessna 172 1973-later Cessna 550 Citation II Douglas DC-3 Fairchild A-10 Thunderbolt II Sikorsky S-61 SH-3 Sea King
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翼型的几何参数
上弧面 前缘半径r 厚度t 后缘 弯度h 弦长c
下弧面
中弧面
相对厚度： t = 相对弯度： h
−
−
t c
h c
⋅ 100
⋅ 100
−
%
%
=
最大厚度的相对位置： x t =
−
xt ⋅100% c
c
最大弯度的相对位置： x h = x h ⋅ 100 %
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翼型的气动特性
Root Airfoil NACA 23014.1 NACA 0012 NACA 2412 NACA 2412 NACA 23014 NACA 2215 NACA 6716 NACA 0012
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低力矩翼型
• 低头力矩很小，甚至力矩方向为抬头方向
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NACA翼型
• NACA 四位数字翼型 • NACA 五位数字翼型 • NACA 六位数字翼型
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NACA 四位数字翼型
• 美国NACA最早建立的一个低速翼型系列 • 与早期的其他翼型相比，有较高的最大升力系数和较 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%。
• 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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直接法
• 直接法基本过程：
1）确定目标; 2）人工修改翼型图形பைடு நூலகம்数据; 3）通过计算压力分析并与设计要求比较分析; 4）重复进行修正，直到满足要求。
• 升力特性： 升力系数：
cl = l ( 1 ρv 2 ⋅ c) 2
最大升力系数: cl max 最大攻角： 升力线斜率：
α cl ,max
clα
零升力攻角： α 0 l 设计升力系数:
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• 阻力特性：
阻力系数：
cd = d
最小阻力系数：
cd min
( 1 ρv 2 ⋅ c) 2
阻力发散马赫数：Mdd
对于亚声速飞机： (t/c)在12%左右，相对弯度可 大些以满足最大升力系数要求； 对于超声速飞机： (t/c)在3% - 6%，相对弯度可 小些或为对称翼型 (t/c)低于3%翼型可能在结构 设计方面行不通 典型翼型相对厚度统计值
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翼型的设计与修形
• 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。
相对厚度为18% 设计升力系数为0.2 六系列 表示厚度分布 使零升力下的 最小压力位置 在0.5处 有利升力系数范 围为：± 0.3: 即-0.1— +0.5
• 用“A”代替“-”的六位数字翼型，表示翼型上下弧线从 0.8位置至后缘都是直线。
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如何选择翼型
1. 确定设计升力系数
设计升力系数是指：飞机常用的升力系数，通常指 巡航飞行时升力系数的值。 设计升力系数的计算：
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• 实例：滑翔机翼型的修形
原翼型：有很好的低速性能 修形动机：小迎角时气流易分离
为了维持原有的最大升力系数，前缘 下部形状最后修改成如此。
改变前缘形状：消除了前缘气流易分 离，但最大升力系数降低
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逆设计方法
• 逆设计基本过程
1）给定压力分布目标 函数和约束条件； 2）通过优化方法计算 机自动修改翼型形状； 3）经过多次迭代，达 到给定误差要求为止 ； 实例：超临界翼型
NACA 653翼型的 cl
− cd 关系
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2. 在设计升力系数附近阻力越小越好；
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3. 较好的失速特性：最大升力系数较高，失速过 程比较缓和的翼型；
翼型的失速类型
后缘分离 前缘分离 薄翼分离
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4. 俯仰力矩系数应较低或中等大小为宜，以防止 过高的配平阻力； 5. 翼型的结构高度尽可能大，以利于减轻结构重 量和内部布置； 6. 参考统计值：
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机翼的设计
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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？ 设计要求？ 最优？ 最优