2014-飞机总体设计-4第四讲-总体布局设计-Part2
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4.4.1 翼型选择
高速战斗机的方案设计初期
不必花太多的时间去精选合适的翼型，经常是利用已有 气动试验数据的翼型，从中选择比较合适的，如 NACA64A或65A的对称翼型，确定好相对厚度； 而前缘半径、弯度和扭转，则可在详细设计时根据不同 的任务要求和机翼平面形状再进行精修设计
大展弦比、小后掠的亚音速运输机
8
4.4.1 翼型选择
参数对翼型气动特性的影响—相对弯度
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。 对于任何一种翼型，在其设计升力系数附近，有最有 利的压力分布，阻力最小，升阻比最大 对于低速飞机，巡航速度比较小，所需的升力系数要 大，应当采用相对弯度较大的翼型，对于高速飞机则 应选取相对弯度较小的翼型或无弯度的对称翼型。 平尾、立尾等翼面需要在正负迎角、正负侧滑角下工 作，因此这些翼面都要采用对称翼型
3
4.4.1 翼型选择
翼型是构成翼面的重要部分，直接影响到飞机 的性能和飞行品质 选择翼型时不仅要满足气动要求，还须兼顾结 构、强度及工艺的需要
4
4.4.1 翼型选择
翼型的参数
中弧线＋ 基本厚度分布 弦长b 最大弯度f 相对弯度f/b 最大厚度c 相对厚度c/b 最大厚度的 相对位置Xc/b 前缘半径r 后缘角τ
24
4.4.2 机翼外形设计
机翼相对机身的垂直位置－中单翼结构布置
中单翼主要的不足是结构上的。对上单翼和下单翼布局来 说，机翼可以贯穿机身，这种安排不会影响内部装载的布 置，而中单翼会受到机身内部装载布置的强烈影响 中单翼布局通常采用环形加强隔框来传递机翼的载荷，或 采用折梁，修形的方式穿过机身，这样可能会增加机翼的 结构重量
6
4.4.1 翼型选择
参数对翼型气动特性的影响—相对厚度
直接影响飞机的阻力（特别是波阻）、最大升力系数、失速 特性和结构重量。 相对厚度对亚音速阻力影响不大，而超音速时波阻增加约与 c 的平方成正比 。 超音速战斗机的 c 一般在4%~6%，如太小则影响结构高度与 机翼的可用容积；最大厚度位置在40%-45%，有利减阻
23
4.4.2 机翼外形设计
机翼相对机身的垂直位置－上单翼结构布置
机身更加接近地面，这对运输机来说是很明显的优点， 因为这简化了装卸货物的过程 应急着陆时，机翼不能对机身起到保护作用，水上迫降 时，机身在水面下，应急疏散旅客困难 机翼可以贯穿机身，机翼的升力自身可以平衡，减轻了 飞机的结构重量 由于机翼的位置很高，无法装起落架，起落架只能装到 机身上，这时，起落架 难以保证滑跑的稳定性，因为起 落架的轮距不容易保证 在滑跑时的侧向稳定性很好。一些上单翼飞机往往采用 下反来减少滑跑时的过分稳定
尾翼在后的稳定飞机，机翼的最初位置应使飞机重心 位于30% MAC处；考虑机身和尾翼的影响后，重心 应大致在25% MAC处 有后尾翼的不稳定飞机，机翼位置取决于所选择的不 稳定水平，通常应使重心位于MAC的40%处 对于鸭式飞机，由于鸭翼下洗对机翼的影响，这些经 验法则很不可靠。对于带有计算飞控系统的操纵型鸭 翼(即不稳定飞机)，机翼最初应布置在使飞机重心位 于机翼MAC大约15~20%处
三种形式：上单翼、中单翼、下单翼
22
4.4.2 机翼外形设计
机翼相对机身的垂直位置－气动干扰问题
中单翼的气动干扰阻力最小，下单翼的干扰阻力最大。如果 下单翼布局采用整流蒙皮，则可以大大降低气动干扰。 中单翼对飞机的横滚力矩特性影响不大，上单翼使系数变大 ，其效果相当于机翼具有较大的上反角，下单翼正好相反。
26
4.4.2 机翼外形设计
选择上下位置时，必须认真分析不同布局的特点，结 合飞机的设计要求才能确定。一般来说，轻型飞机采 用下单翼，军用战斗机采用中单翼，军用运输机采用 上单翼，旅客机采用下单翼
27
4.4.2 机翼外形设计
机翼的纵向位置需要根据飞机的重心和飞机的稳 定性操纵性的指标来确定
(e)－单缝后退襟翼 (f)－多缝后退襟翼
31
4.4.4 机翼的增升装置和副翼
增升装置的作用与类型（续）
前缘襟翼包括前缘缝翼、克鲁格襟翼和可偏转的机翼 前缘（机动襟翼）
1——没有增升装置的机翼 2——具有前缘缝翼的机翼 3——具有普通襟片的机翼 4——具有滑动式多开缝襟翼的机翼 5——同4,增加克鲁格前缘襟翼 6——同4,增加前缘缝翼 不同型式机翼增升装置的升力增量—迎角 曲线（以教材图3.25为准） 32
结构布局 及重量
第四讲 飞机总体布局设计
4.1 飞机型式的含义与内容 4.2 飞机配平形式选择 4.3 隐身对布局设计的影响 4.4 机翼参数选择 4.5 尾翼布置及参数选择
2
4.4 机翼参数选择
4.4.1 翼型选择 4.4.2 机翼外形设计 4.4.3 边条 4.4.4 机翼的增升装置和副翼
一般采用自己设计的超临界翼型，如美国的NASA SC(2)-0614，西工大的跨音速飞机用的NPU-S73613 还需注意翼型的配置，翼尖用失速性能好的翼型，翼根 则用升阻比高、相对厚度大的翼型
10
4.4.2 机翼外形设计
机翼设计的依据
满足设计要求的飞机性能为主要依据，即应保证
• 在起飞、着陆和空中机动状态下有尽可能大的升力及 高的升阻比； • 在巡航状态和大速度下有尽可能小的气动阻力； • 在全包线范围内有良好的纵向及横侧向的操纵安定特 性，特别是在低速时要有线性的俯仰力矩特性、较高 的副翼效率及横向特性。
满足强度和气动弹性要求，使机翼具有足够的结 构刚度和较轻的结构重量及较大的颤振速度。
11
4.4.2 机翼外形设计
机翼几何形状定义
S l b0 b1
c
——机翼参考面积 ； ——机翼展长； ——翼根弦长； ——翼尖弦长 ；
——机翼展弦比 ； ——机翼前缘后掠角； ——根梢比（梯形比）; ——翼型相对厚度; ——扭转角
12
4.4.2 机翼外形设计
机翼几何形状定义
S l b0 b1
c
美英等国的表示符号 ——机翼参考面积 ； —— s ——机翼展长； —— b ——翼根弦长； —— c根 ——翼尖弦长 ； —— c尖 ——机翼展弦比 ； —— A； ——机翼前缘后掠角； —— ΛLE ——根梢比（梯形比）; — — λ尖削比（梢根比）=1/η ——翼型相对厚度; —— t/c; ——扭转角
飞机总体设计 第四讲
飞机总体布局设计
（第二部分）
飞机系 航空科学与工程学院
本讲内容在设计流程中的位置
总体布局设计
配平型式选择 机翼参数选择 尾翼参数选择 机舱与装载布置 推进系统设计 起落架布置 部件及分 系统设计
飞机总体布置 和几何建模
多学科设计 优化(MDO)
经济性、环 保性分析
飞机性能综 合分析评估
28
4.4.3 边条
“边条”是前缘尖锐，后掠角很大（达60°以 上）的涡流控制面 边条翼在大迎角飞行时产生脱体涡，本身具有 涡升力，同时还控制和改善机翼的外翼气流分 离，提高机翼的升力
29
4.4.3 边条
边条的涡升力容易引起俯仰力矩发生上仰。 随着主动控制技术的发展，采用放宽静稳定 性可以有效解决纵向力矩不稳定的问题。
7
4.4.1 翼型选择
参数对翼型气动特性的影响—相对厚度
随着翼型相对厚度增加，最大升力系数先增大，然后 减小。对于每一种翼型，有一个最佳的相对厚度，范 围大约为10%～14%，亚音速飞机翼型的相对厚度多 在此范围内。 超临界翼型有助于 推迟激波的形成， 并减小给定相对 厚度翼型的阻力
相对厚度经验曲线
r :机翼前缘半顶角
:扰动锥半顶角
令 n= tg(r) /tg(u) n<1 为亚音速前缘 n=1 为音速前缘 n>1 为超音速前缘
17
亚音速前缘的后掠机翼
4.4.2 机翼外形设计
主要参数选取－后掠角
当飞行Ma>2时，如果采用亚音速前缘，则后掠角可 能很大，这样会引起机翼结构重量过份增大，同时翼 梢分离更为严重。这时应当避开音速前缘，采用超音 速前缘。 选取前缘后掠角的经验曲线
25
4.4.2 机翼外形设计
机翼相对机身的垂直位置－下单翼结构布置
有利于起落架的设计，起落架可以直接收回机翼中。对双 螺旋桨发动机来说，起落架可方便的收回到发动机短舱。 但需考虑发动机和螺旋桨桨叶的离地高度，会造成起落架 长度增加，重量增大。 为了增加侧向稳定性，机翼需要上反。 下单翼在应急着陆时对机身起到保护作用；水上迫降时， 机身在水面上，应急疏散旅客比较方便。 机翼可以贯穿机身，降低飞机的结构重量。 机身离地高度较大，装卸货物不便。
典型的气动中心=0.25 c 亚音速 =0.4 =（b/6）[(1+2λ)/(1+λ)]
c 超音速
14
4.4.2 机翼外形设计
主要参数选取－展弦比
展弦比越大，即翼展长，翼尖效应（翼尖处下面高 压气流流向上翼面，减小了翼尖附近的升力）对机 翼影响区比例越小，其升力线斜率即升阻比都较大 由于翼尖涡减小了翼尖处的有效迎角，所以小展弦 比机翼的失速迎角大
18
4.4.2 机翼外形设计
主要参数选取－根梢比
根梢比影响机翼的升力沿展向分布的规律，大部分 低速平直机翼的根梢比在2~2.5，后掠机翼的根梢 比多在2~6范围内 除三角翼外，一般根梢比小于5，以避免翼尖失速
19
4.4.2 机翼外形设计
主要参数选取－其他参数
扭转角 • 机翼扭转可以防止翼尖失速，改善升力分布， 减小升致阻力，改善巡航特性。 • 一般翼根、翼尖的相对扭转角为±3°左右。 安装角－机翼相对于机身的偏角 • 工程上常常给出翼根和翼尖处的安装角，并将 两者之间的差值定义为扭转 • 对多数初始设计，可假定通用航空飞机和自制 飞机的安装角约2 °，运输机约1 °，军用飞机 约为零度
30
4.4.4 机翼的增升装置和副翼
增升装置的作用与类型
作用主要是增加翼型的相对弯度和面积，并对附 面层进行控制，延迟翼面上的气流分离，目的都 是增加飞机升力，改善起降性能 一般分为后缘襟翼 和前缘襟翼 右图中各种后缘 襟翼的增升作用 逐渐增加，但结 (a)－开裂式襟翼 (b)－简单襟翼 (c)－开缝襟翼 构复杂性也增加 (d)－后退开裂式襟翼
5
4.4.1 翼型选择
参数对翼型气动特性的影响—前缘半径
前缘半径大，圆前缘翼型从后缘开始失速，随迎角 增加分离前移，失速迎角大，最大升力系数大，但 波阻也大——适于亚音速飞机 前缘半径小，前缘在小迎角时就开始分离，随迎角 增加再附着，前缘半径越小越易分离，最大升力系 数小，但波阻也小——适于超音速飞机
13
4来自百度文库4.2 机翼外形设计
机翼的平均气动弦
翼型在亚音速流中的俯仰 力矩数据通常相对于1/4弦 点给出。翼型绕该点的俯 仰力矩随着迎角的变化基 本为一常数，该点即为翼 型的“气动中心” 完整梯形机翼的气动中心 落在“平均气动弦”上， 其位置如右图确定：
c =(2/3)C根（1+λ+λ2 ）/（1+λ）
20
4.4.2 机翼外形设计
主要参数选取－其他参数
上（下）反角 • 上反角可提供横向安定效应，下反角减少横向安定效应 • 对于后掠机翼，为防止过大的横向安定性，大后掠时一 般选1°～2°下反角。粗略地说，10 °的后掠角可提 供大约1 °的有效上反
21
4.4.2 机翼外形设计
机翼相对机身的垂直位置
15
4.4.2 机翼外形设计
主要参数选取－展弦比
大型民用旅客机和军用运输机为提高升阻比，减小升致 阻力，展弦比选在10左右 战斗机着眼于高机动性和减少超声速阻力，展弦比一般 选2.0~4.0
16
4.4.2 机翼外形设计
主要参数选取－后掠角
增加后掠角，可以提高临界Ma数，延缓激波的产生， 这是高亚音速飞机采用后掠角的根本原因。 后掠角增加，可以降低气动阻力，但同时会使机翼结构 重量增大，选择后掠角时应避开音速前缘，采用亚音速 或超音速前缘
4.4.1 翼型选择
高速战斗机的方案设计初期
不必花太多的时间去精选合适的翼型，经常是利用已有 气动试验数据的翼型，从中选择比较合适的，如 NACA64A或65A的对称翼型，确定好相对厚度； 而前缘半径、弯度和扭转，则可在详细设计时根据不同 的任务要求和机翼平面形状再进行精修设计
大展弦比、小后掠的亚音速运输机
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4.4.1 翼型选择
参数对翼型气动特性的影响—相对弯度
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。 对于任何一种翼型，在其设计升力系数附近，有最有 利的压力分布，阻力最小，升阻比最大 对于低速飞机，巡航速度比较小，所需的升力系数要 大，应当采用相对弯度较大的翼型，对于高速飞机则 应选取相对弯度较小的翼型或无弯度的对称翼型。 平尾、立尾等翼面需要在正负迎角、正负侧滑角下工 作，因此这些翼面都要采用对称翼型
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4.4.1 翼型选择
翼型是构成翼面的重要部分，直接影响到飞机 的性能和飞行品质 选择翼型时不仅要满足气动要求，还须兼顾结 构、强度及工艺的需要
4
4.4.1 翼型选择
翼型的参数
中弧线＋ 基本厚度分布 弦长b 最大弯度f 相对弯度f/b 最大厚度c 相对厚度c/b 最大厚度的 相对位置Xc/b 前缘半径r 后缘角τ
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4.4.2 机翼外形设计
机翼相对机身的垂直位置－中单翼结构布置
中单翼主要的不足是结构上的。对上单翼和下单翼布局来 说，机翼可以贯穿机身，这种安排不会影响内部装载的布 置，而中单翼会受到机身内部装载布置的强烈影响 中单翼布局通常采用环形加强隔框来传递机翼的载荷，或 采用折梁，修形的方式穿过机身，这样可能会增加机翼的 结构重量
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4.4.1 翼型选择
参数对翼型气动特性的影响—相对厚度
直接影响飞机的阻力（特别是波阻）、最大升力系数、失速 特性和结构重量。 相对厚度对亚音速阻力影响不大，而超音速时波阻增加约与 c 的平方成正比 。 超音速战斗机的 c 一般在4%~6%，如太小则影响结构高度与 机翼的可用容积；最大厚度位置在40%-45%，有利减阻
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4.4.2 机翼外形设计
机翼相对机身的垂直位置－上单翼结构布置
机身更加接近地面，这对运输机来说是很明显的优点， 因为这简化了装卸货物的过程 应急着陆时，机翼不能对机身起到保护作用，水上迫降 时，机身在水面下，应急疏散旅客困难 机翼可以贯穿机身，机翼的升力自身可以平衡，减轻了 飞机的结构重量 由于机翼的位置很高，无法装起落架，起落架只能装到 机身上，这时，起落架 难以保证滑跑的稳定性，因为起 落架的轮距不容易保证 在滑跑时的侧向稳定性很好。一些上单翼飞机往往采用 下反来减少滑跑时的过分稳定
尾翼在后的稳定飞机，机翼的最初位置应使飞机重心 位于30% MAC处；考虑机身和尾翼的影响后，重心 应大致在25% MAC处 有后尾翼的不稳定飞机，机翼位置取决于所选择的不 稳定水平，通常应使重心位于MAC的40%处 对于鸭式飞机，由于鸭翼下洗对机翼的影响，这些经 验法则很不可靠。对于带有计算飞控系统的操纵型鸭 翼(即不稳定飞机)，机翼最初应布置在使飞机重心位 于机翼MAC大约15~20%处
三种形式：上单翼、中单翼、下单翼
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4.4.2 机翼外形设计
机翼相对机身的垂直位置－气动干扰问题
中单翼的气动干扰阻力最小，下单翼的干扰阻力最大。如果 下单翼布局采用整流蒙皮，则可以大大降低气动干扰。 中单翼对飞机的横滚力矩特性影响不大，上单翼使系数变大 ，其效果相当于机翼具有较大的上反角，下单翼正好相反。
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4.4.2 机翼外形设计
选择上下位置时，必须认真分析不同布局的特点，结 合飞机的设计要求才能确定。一般来说，轻型飞机采 用下单翼，军用战斗机采用中单翼，军用运输机采用 上单翼，旅客机采用下单翼
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4.4.2 机翼外形设计
机翼的纵向位置需要根据飞机的重心和飞机的稳 定性操纵性的指标来确定
(e)－单缝后退襟翼 (f)－多缝后退襟翼
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4.4.4 机翼的增升装置和副翼
增升装置的作用与类型（续）
前缘襟翼包括前缘缝翼、克鲁格襟翼和可偏转的机翼 前缘（机动襟翼）
1——没有增升装置的机翼 2——具有前缘缝翼的机翼 3——具有普通襟片的机翼 4——具有滑动式多开缝襟翼的机翼 5——同4,增加克鲁格前缘襟翼 6——同4,增加前缘缝翼 不同型式机翼增升装置的升力增量—迎角 曲线（以教材图3.25为准） 32
结构布局 及重量
第四讲 飞机总体布局设计
4.1 飞机型式的含义与内容 4.2 飞机配平形式选择 4.3 隐身对布局设计的影响 4.4 机翼参数选择 4.5 尾翼布置及参数选择
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4.4 机翼参数选择
4.4.1 翼型选择 4.4.2 机翼外形设计 4.4.3 边条 4.4.4 机翼的增升装置和副翼
一般采用自己设计的超临界翼型，如美国的NASA SC(2)-0614，西工大的跨音速飞机用的NPU-S73613 还需注意翼型的配置，翼尖用失速性能好的翼型，翼根 则用升阻比高、相对厚度大的翼型
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4.4.2 机翼外形设计
机翼设计的依据
满足设计要求的飞机性能为主要依据，即应保证
• 在起飞、着陆和空中机动状态下有尽可能大的升力及 高的升阻比； • 在巡航状态和大速度下有尽可能小的气动阻力； • 在全包线范围内有良好的纵向及横侧向的操纵安定特 性，特别是在低速时要有线性的俯仰力矩特性、较高 的副翼效率及横向特性。
满足强度和气动弹性要求，使机翼具有足够的结 构刚度和较轻的结构重量及较大的颤振速度。
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4.4.2 机翼外形设计
机翼几何形状定义
S l b0 b1
c
——机翼参考面积 ； ——机翼展长； ——翼根弦长； ——翼尖弦长 ；
——机翼展弦比 ； ——机翼前缘后掠角； ——根梢比（梯形比）; ——翼型相对厚度; ——扭转角
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4.4.2 机翼外形设计
机翼几何形状定义
S l b0 b1
c
美英等国的表示符号 ——机翼参考面积 ； —— s ——机翼展长； —— b ——翼根弦长； —— c根 ——翼尖弦长 ； —— c尖 ——机翼展弦比 ； —— A； ——机翼前缘后掠角； —— ΛLE ——根梢比（梯形比）; — — λ尖削比（梢根比）=1/η ——翼型相对厚度; —— t/c; ——扭转角
飞机总体设计 第四讲
飞机总体布局设计
（第二部分）
飞机系 航空科学与工程学院
本讲内容在设计流程中的位置
总体布局设计
配平型式选择 机翼参数选择 尾翼参数选择 机舱与装载布置 推进系统设计 起落架布置 部件及分 系统设计
飞机总体布置 和几何建模
多学科设计 优化(MDO)
经济性、环 保性分析
飞机性能综 合分析评估
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4.4.3 边条
“边条”是前缘尖锐，后掠角很大（达60°以 上）的涡流控制面 边条翼在大迎角飞行时产生脱体涡，本身具有 涡升力，同时还控制和改善机翼的外翼气流分 离，提高机翼的升力
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4.4.3 边条
边条的涡升力容易引起俯仰力矩发生上仰。 随着主动控制技术的发展，采用放宽静稳定 性可以有效解决纵向力矩不稳定的问题。
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4.4.1 翼型选择
参数对翼型气动特性的影响—相对厚度
随着翼型相对厚度增加，最大升力系数先增大，然后 减小。对于每一种翼型，有一个最佳的相对厚度，范 围大约为10%～14%，亚音速飞机翼型的相对厚度多 在此范围内。 超临界翼型有助于 推迟激波的形成， 并减小给定相对 厚度翼型的阻力
相对厚度经验曲线
r :机翼前缘半顶角
:扰动锥半顶角
令 n= tg(r) /tg(u) n<1 为亚音速前缘 n=1 为音速前缘 n>1 为超音速前缘
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亚音速前缘的后掠机翼
4.4.2 机翼外形设计
主要参数选取－后掠角
当飞行Ma>2时，如果采用亚音速前缘，则后掠角可 能很大，这样会引起机翼结构重量过份增大，同时翼 梢分离更为严重。这时应当避开音速前缘，采用超音 速前缘。 选取前缘后掠角的经验曲线
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4.4.2 机翼外形设计
机翼相对机身的垂直位置－下单翼结构布置
有利于起落架的设计，起落架可以直接收回机翼中。对双 螺旋桨发动机来说，起落架可方便的收回到发动机短舱。 但需考虑发动机和螺旋桨桨叶的离地高度，会造成起落架 长度增加，重量增大。 为了增加侧向稳定性，机翼需要上反。 下单翼在应急着陆时对机身起到保护作用；水上迫降时， 机身在水面上，应急疏散旅客比较方便。 机翼可以贯穿机身，降低飞机的结构重量。 机身离地高度较大，装卸货物不便。
典型的气动中心=0.25 c 亚音速 =0.4 =（b/6）[(1+2λ)/(1+λ)]
c 超音速
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4.4.2 机翼外形设计
主要参数选取－展弦比
展弦比越大，即翼展长，翼尖效应（翼尖处下面高 压气流流向上翼面，减小了翼尖附近的升力）对机 翼影响区比例越小，其升力线斜率即升阻比都较大 由于翼尖涡减小了翼尖处的有效迎角，所以小展弦 比机翼的失速迎角大
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4.4.2 机翼外形设计
主要参数选取－根梢比
根梢比影响机翼的升力沿展向分布的规律，大部分 低速平直机翼的根梢比在2~2.5，后掠机翼的根梢 比多在2~6范围内 除三角翼外，一般根梢比小于5，以避免翼尖失速
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4.4.2 机翼外形设计
主要参数选取－其他参数
扭转角 • 机翼扭转可以防止翼尖失速，改善升力分布， 减小升致阻力，改善巡航特性。 • 一般翼根、翼尖的相对扭转角为±3°左右。 安装角－机翼相对于机身的偏角 • 工程上常常给出翼根和翼尖处的安装角，并将 两者之间的差值定义为扭转 • 对多数初始设计，可假定通用航空飞机和自制 飞机的安装角约2 °，运输机约1 °，军用飞机 约为零度
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4.4.4 机翼的增升装置和副翼
增升装置的作用与类型
作用主要是增加翼型的相对弯度和面积，并对附 面层进行控制，延迟翼面上的气流分离，目的都 是增加飞机升力，改善起降性能 一般分为后缘襟翼 和前缘襟翼 右图中各种后缘 襟翼的增升作用 逐渐增加，但结 (a)－开裂式襟翼 (b)－简单襟翼 (c)－开缝襟翼 构复杂性也增加 (d)－后退开裂式襟翼
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4.4.1 翼型选择
参数对翼型气动特性的影响—前缘半径
前缘半径大，圆前缘翼型从后缘开始失速，随迎角 增加分离前移，失速迎角大，最大升力系数大，但 波阻也大——适于亚音速飞机 前缘半径小，前缘在小迎角时就开始分离，随迎角 增加再附着，前缘半径越小越易分离，最大升力系 数小，但波阻也小——适于超音速飞机
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4来自百度文库4.2 机翼外形设计
机翼的平均气动弦
翼型在亚音速流中的俯仰 力矩数据通常相对于1/4弦 点给出。翼型绕该点的俯 仰力矩随着迎角的变化基 本为一常数，该点即为翼 型的“气动中心” 完整梯形机翼的气动中心 落在“平均气动弦”上， 其位置如右图确定：
c =(2/3)C根（1+λ+λ2 ）/（1+λ）
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4.4.2 机翼外形设计
主要参数选取－其他参数
上（下）反角 • 上反角可提供横向安定效应，下反角减少横向安定效应 • 对于后掠机翼，为防止过大的横向安定性，大后掠时一 般选1°～2°下反角。粗略地说，10 °的后掠角可提 供大约1 °的有效上反
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4.4.2 机翼外形设计
机翼相对机身的垂直位置
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4.4.2 机翼外形设计
主要参数选取－展弦比
大型民用旅客机和军用运输机为提高升阻比，减小升致 阻力，展弦比选在10左右 战斗机着眼于高机动性和减少超声速阻力，展弦比一般 选2.0~4.0
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4.4.2 机翼外形设计
主要参数选取－后掠角
增加后掠角，可以提高临界Ma数，延缓激波的产生， 这是高亚音速飞机采用后掠角的根本原因。 后掠角增加，可以降低气动阻力，但同时会使机翼结构 重量增大，选择后掠角时应避开音速前缘，采用亚音速 或超音速前缘