飞机设计基本原理(西北工大)-袁昌盛
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前缘后掠角 --机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ0表示 后缘后掠角 --机翼后缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ1表示 1/4弦线后掠角 --机翼1/4弦线与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用 χ0.25表示。 前掠角 --如果飞机的机翼向前掠，则后掠角就为负值,变成了前掠角。
机翼的三元效应
上翼面压强低，下翼面压强高 -> 压差 -> 漩涡 -> 下洗
阻力3：诱导阻力
伴随升力而产生的
翼尖涡使流过机翼的气流向下偏转一个角度 （下洗）。升力与气流方向垂直（向后倾 斜），产生了向后的分力（阻力） 诱导阻力同机翼的平面形状，翼剖面形状， 展弦比，特别是同升力有关。
阻力4：干扰阻力
飞机设计基本原理
袁昌盛
西北工业大学航空学院
主要内容
1. 2. 3. 4. 5. 6. 7. 8. 航空航天基本概念 飞行器的分类 飞机的主要组成部分与功用 飞机的空气动力 飞机的飞行性能 飞行的稳定与操纵 机翼和尾翼 飞机设计方法与过程
航空与航天的概念
• 航空 – 大气层内 • 航天 – 大气层外
稳定性
受扰动后恢复平衡状态的能力
欲使处于平衡状态的物体具有稳定性，其必要条件： 物体在受到扰动后能够产生稳定力/力矩，使物体具 有自动恢复到原来平衡状态的趋势； 在恢复过程中同时产生阻尼力/力矩，保证物体最终 恢复到原来平衡状态。
飞机的纵向稳定
飞机各部分的附加升力
重心位置与静稳定性
飞机的操纵
气流流过翼-身连接处，由于部件形状的关系， 形成了一个气流的通道。B处高压区形成气流 阻塞，使气流开始分离，产生旋涡，能量消耗 和飞机不同部件之间的相对位置有关
阻力5：激波阻力
属于压差阻力
Q&A
飞机的飞行性能
飞行性能
等速直线飞行性能（基本飞行性能） 续航性能 起飞着陆性能 机动飞行性能
特点
应用广泛 高度综合 许多相关学科
航空与航天的联系： 飞行器到大气层外航行必须 穿过大气层；如欲返回，又必须 再入大气层
大气层
垂直方向上特性变化显著
（密度、温度、压强、…）
10km高度 ρ≈1/3 ρ0 p≈1/4 p0 100km高度 ρ≈ 4*10-7 ρ0 p≈ 3*10-7 p0
飞行器的分类
等速直线飞行性能
水平等速直线飞行性能 (定直平飞)
α
最大平飞速度 最小平飞速度 巡航速度
等速直线飞行性能
最大平飞速度
主要限制: 推力=阻力
不同高度的Vmax
等速直线飞行性能
最小平飞速度
主要限制: 升力=重力
CL=CLmax时，可获得最小平飞速度 常用安全/允许升力系数（ 70~90% CLmax） 作为计算vmin的依据。
主要舵面
升降舵 方向舵
副翼
飞机的操纵
• 俯仰
飞机的操纵
• 滚转
飞机的操纵
• 偏航
Q&A
机翼和尾翼
翼型
翼型(翼剖面) 平行于对称面或垂直于前缘的剖面形状
(a) 薄翼剖面 (f) S形翼型 (b) 凹凸翼型 (g) 超临界翼型 (c) 平凸翼型 (h) 菱形翼型 (d) 双凸翼型 (i) 双弧形翼型 (e) 对称翼型
起飞性能
过程： 起飞滑跑 – 加速 – 抬前轮 – 继续加速 – 离地爬升 – 至安全高度
着陆性能
过程： 下滑 - 拉平 - 平飞减速 - 飘落 - 着陆滑跑
机动飞行性能
平飞加速
加大油门 同时操纵驾驶杆减小迎角
G a =T −D g
平飞减速
减小油门 同时操纵驾驶杆加大迎角
机动飞行性能
盘旋
水平面内 一定的半径和速度 绕空中某一点做圆周、 连续改变飞行方向而高度不变 的曲线运动
Zeppelin NT
重于空气的航空器
• 固定翼航空器
飞机 滑翔机
• 旋翼航空器
直升机 旋翼机
• 扑翼机
飞机
莱特兄弟的第一次飞行
The beginning of the first flight December 17, 1903
滑翔机
旋翼航空器
扑翼机
飞机的分类
• 民用 旅客机，货机（民用运输机），… 农用机，运动机，救护机，试验研究机，… • 军用 歼击机、截击机、强击机、侦察机、轰炸机 （重型、中型、轻型，或战术、战略）、歼击 轰炸机、 其他（反潜、预警、电子干扰、军用运输、空 中加油、舰载机、…）
vmin =
2G ρSC安全
等速直线飞行性能
巡航速度
耗油最少（每千米耗油量） 或最慢（每小时耗油量）对应的速度 取决于： 飞机的最大升阻比 发动机的高度特性、速度特性
等速直线飞行性能
爬升性能
1、定直上升航迹角
力平衡 T = D + G sinθ θ = arcsin[ ( T – D) / G ] = arcsin( ΔT / G ) 最大爬升角θmax对应于最大剩余推力 ΔTmax
Q&A
飞机的主要组成部分与功用
飞机的各个部件
垂直尾翼 方向舵 升降舵
发动机
驾驶舱 襟翼
水平尾翼
副翼 机身
机翼
飞机的各个部件
飞机各部件的功用
• • • • • • • • 机翼 尾翼 舵面 机身 起落架 动力系统 操纵系统 机载设备
— 产生升力 — 稳定和操纵 — 升降舵、方向舵、副翼、扰流 片…… — 装载、连接其他部件 — 起降滑跑、地面支撑 — 产生推力。包括发动机及其附件系统。 — 操纵飞机。 — 飞行仪表、通讯、导航、环境控制、
定常盘旋
飞行速度、迎角、倾角、侧滑角均保持不变
正常盘旋
不带侧滑的定常盘旋
指标： 盘旋半径、角速度
盘旋
俯冲、跃升、筋斗
势能 动能
战斗转弯 空间机动
Q&A
飞行的稳定与操纵
飞机的稳定性
平衡状态：外力与外力矩之和都为零
平衡状态常会因为各种因素的影响而遭到破坏 （如燃油消耗、收放起落架、收放襟翼、发动机 推力改变或投掷炸弹等）。 此时，驾驶员可以通过偏转相应的操纵面来保持 飞机的平衡，称为配平。
2、上升率vy
飞行速度v的铅垂分量
vy = v * sin θ
3、静升限
飞机能作定直飞行的最大高度
（vy=0所对应的高度）
上升率曲线
理论升限和实用升限
飞机定常飞行的高度-速度范围 （飞行包线）
续航性能
与
指标：航程、航时
可用燃料量 发动机工作状态 飞行高度 飞行速度 等参数有关
可用燃料量=总燃料量 减去 - (1) 地面试车、滑行、 起飞和着陆所需的燃料； - (2) 为保证安全而必须 贮备的燃料； - (3) 残留在油箱和供油 系统中无法用尽的燃料。
• 导弹
带战斗部，由制导控制系统控制飞行， 可以装备火箭发动机、涡轮喷气发动机或 冲压发动机等
轻于空气的航空器
• 气球 • 飞艇
气球
ULDB - Ultra Long Duration Balloon
Duration: up to 100 days. Load: 6,000 pounds Height: ~110,000 feet constructed of thin, 0.02-millimeter polyethylene film, fill with helium
运动着的物体前后所形成的压强差所产生的 同物体的迎风面积、形状和在气流中的位置都 有很大的关系
迎面阻力
• 摩擦阻力和压差阻力合起来叫做“迎面阻 力”一个物体究竟哪种阻力占主要部分， 主要取决于物体的形状
• 流线体，迎面阻力中主要是摩擦阻力 • 远离流线体的式样，压差阻力占主要部分， 摩擦阻力则居次要位置，且总的迎面阻力 也较大
Zeppelin NT
Abmessungen Länge 75 m Max. Breite 19.5 m Höhe1 7.4 m Hüllenvolumen 8.225 m³ Ballonet- Volumen 2.200 m³ Gondel Sitzplätze 2 + 12 Kabinenvolumen 26 m³ Kabinenlänge 10.7 m Masse Max. Startgewicht 10.690 kg Zuladung** 1.900 kg Flugleistung Max. Geschwindigkeit 125 km/h Reichweite 900 km Max. Flughöhe*** 2.600 m Max. Flugdauer ca. 24 h
不同迎角对应的压力分布
失速
通常，机翼的升力与迎角成正比。迎角增加，升力随之 增大(图1、图2)。但是，当迎角增大到某一值时，则会 出现相反的情况，即迎角增加升力反而急剧下降。这个 迎角就称为临界迎角。 当机翼迎角超过临界点时，流经上翼面的气流会出现严 重分离，形成大量涡流，升力大幅下降，阻力急剧增加。 飞机减速并抖动，各操纵面传到杆、舵上的外力变轻， 随后飞机下坠，机头下俯，这种现象称为失速。
翼型几何参数
tmax f l
xt c
弦长 c (作为基准) 相对厚度 t 最大相对厚度位置 xt 相对弯度 f
机翼的平面形状
• 基本类型
平直翼
后掠/前掠翼
三角翼
Straight Wing
Sweepback Wing
Delta Wing
Simple
Slight Sweepback Rectangular Complex Tapered Moderate Sweepback
Rounded or Elliptical Great Sweepback
Swing-wing
Forward
机翼的平面形状
机翼的几何特性
Λ0
c0
Λ0.25
Λ1.0
c1
b
机翼的几何参数
• 机翼面积
翼展
展弦比
梯形比
后掠角
机翼的几何特性
机翼面积S 翼展l --机翼左右翼尖之间的长度。 翼弦b --翼弦是指机翼沿机身方向的弦长。 平均几何弦长 bav＝（b0＋b1）/2 [ b0-翼根、 b1-翼尖]或bav=S/l 展弦比λ --翼展l和平均几何弦长bav的比值。λ＝l/bav 或 λ＝ l2/S 后掠角 --机翼与机身轴线的垂线之间的夹角力
飞机的外力
作用在飞机上的空气动力
• 升力 — 更大的重量 • 阻力 — 更小发动机功率
问题：如何增大升力、减小阻力
迎角
Angle of Attack (AoA)
相对气流方向与翼弦之间的夹角
不同于飞机的姿态
升力
气流→翼型→上表面流线变密→流管变细 下表面平坦→流线变化不大(与远前方流线相比) 连续性定理、伯努利定理→翼型的上表面→流管变细→流管截面积 减小→气流速度增大→故压强减小 翼型的下表面→流管变化不大→压强基本不变 上下表面产生了压强差→总空气动力R R的方向向后向上→分力：升力L、阻力D
弯度和迎角的作用
改变后缘弯度的作用
阻力
• 摩擦阻力 • 压差阻力 • 干扰阻力
•诱导阻力 •激波阻力
阻力1：摩擦阻力
附面层
由空气的粘性造成 附面层 ( 层流附面层 紊流附面层 ) 层流流动，摩擦阻力小；紊流流动，摩擦阻力大的多 -> 尽量使物体表面的流动保持层流状态
阻力2：压差阻力
在地球大气层内或大气层外空间飞行的器械，统称飞行器
• 航空器
轻于空气 重于空气
• 航天器
无人航天器 载人航天器
• 火箭和导弹
航空器
• 轻于空气航空器 • 重于空气航空器
航天器
• 无人航天器
人造地球卫星 空间探测器
• 载人航天器
载人飞船 航天站 航天飞机
火箭和导弹
• 火箭
以火箭发动机为动力，可在大气层内或 大气层外飞行
飞艇
Cargo Lifter CL-160
CL 160 - Der Überblick Technik:halbstarres Kiel-Luftschiff für Schwerlast-Transporte Abmessungen:65 Meter Durchmesser 260 Meter Länge 82 Meter Höhe insgesamt Hüllenvolumen:550.000 Kubikmeter Traggas:Helium Leergewicht:ca. 260 Tonnen Ladevolumen:50 Meter x 8 Meter x 8 Meter Nutzlast:maximal 160 Tonnen Transportgeschwindigkeit:durchschnittlich 90 Stundenkilometer Haupt-Einsatzreichweite:Vor- und Nachlauf, kontinentale Mid Range bis zu 3.000 Kilometer Long Rangebis zu 10.000 Kilometer
机翼的三元效应
上翼面压强低，下翼面压强高 -> 压差 -> 漩涡 -> 下洗
阻力3：诱导阻力
伴随升力而产生的
翼尖涡使流过机翼的气流向下偏转一个角度 （下洗）。升力与气流方向垂直（向后倾 斜），产生了向后的分力（阻力） 诱导阻力同机翼的平面形状，翼剖面形状， 展弦比，特别是同升力有关。
阻力4：干扰阻力
飞机设计基本原理
袁昌盛
西北工业大学航空学院
主要内容
1. 2. 3. 4. 5. 6. 7. 8. 航空航天基本概念 飞行器的分类 飞机的主要组成部分与功用 飞机的空气动力 飞机的飞行性能 飞行的稳定与操纵 机翼和尾翼 飞机设计方法与过程
航空与航天的概念
• 航空 – 大气层内 • 航天 – 大气层外
稳定性
受扰动后恢复平衡状态的能力
欲使处于平衡状态的物体具有稳定性，其必要条件： 物体在受到扰动后能够产生稳定力/力矩，使物体具 有自动恢复到原来平衡状态的趋势； 在恢复过程中同时产生阻尼力/力矩，保证物体最终 恢复到原来平衡状态。
飞机的纵向稳定
飞机各部分的附加升力
重心位置与静稳定性
飞机的操纵
气流流过翼-身连接处，由于部件形状的关系， 形成了一个气流的通道。B处高压区形成气流 阻塞，使气流开始分离，产生旋涡，能量消耗 和飞机不同部件之间的相对位置有关
阻力5：激波阻力
属于压差阻力
Q&A
飞机的飞行性能
飞行性能
等速直线飞行性能（基本飞行性能） 续航性能 起飞着陆性能 机动飞行性能
特点
应用广泛 高度综合 许多相关学科
航空与航天的联系： 飞行器到大气层外航行必须 穿过大气层；如欲返回，又必须 再入大气层
大气层
垂直方向上特性变化显著
（密度、温度、压强、…）
10km高度 ρ≈1/3 ρ0 p≈1/4 p0 100km高度 ρ≈ 4*10-7 ρ0 p≈ 3*10-7 p0
飞行器的分类
等速直线飞行性能
水平等速直线飞行性能 (定直平飞)
α
最大平飞速度 最小平飞速度 巡航速度
等速直线飞行性能
最大平飞速度
主要限制: 推力=阻力
不同高度的Vmax
等速直线飞行性能
最小平飞速度
主要限制: 升力=重力
CL=CLmax时，可获得最小平飞速度 常用安全/允许升力系数（ 70~90% CLmax） 作为计算vmin的依据。
主要舵面
升降舵 方向舵
副翼
飞机的操纵
• 俯仰
飞机的操纵
• 滚转
飞机的操纵
• 偏航
Q&A
机翼和尾翼
翼型
翼型(翼剖面) 平行于对称面或垂直于前缘的剖面形状
(a) 薄翼剖面 (f) S形翼型 (b) 凹凸翼型 (g) 超临界翼型 (c) 平凸翼型 (h) 菱形翼型 (d) 双凸翼型 (i) 双弧形翼型 (e) 对称翼型
起飞性能
过程： 起飞滑跑 – 加速 – 抬前轮 – 继续加速 – 离地爬升 – 至安全高度
着陆性能
过程： 下滑 - 拉平 - 平飞减速 - 飘落 - 着陆滑跑
机动飞行性能
平飞加速
加大油门 同时操纵驾驶杆减小迎角
G a =T −D g
平飞减速
减小油门 同时操纵驾驶杆加大迎角
机动飞行性能
盘旋
水平面内 一定的半径和速度 绕空中某一点做圆周、 连续改变飞行方向而高度不变 的曲线运动
Zeppelin NT
重于空气的航空器
• 固定翼航空器
飞机 滑翔机
• 旋翼航空器
直升机 旋翼机
• 扑翼机
飞机
莱特兄弟的第一次飞行
The beginning of the first flight December 17, 1903
滑翔机
旋翼航空器
扑翼机
飞机的分类
• 民用 旅客机，货机（民用运输机），… 农用机，运动机，救护机，试验研究机，… • 军用 歼击机、截击机、强击机、侦察机、轰炸机 （重型、中型、轻型，或战术、战略）、歼击 轰炸机、 其他（反潜、预警、电子干扰、军用运输、空 中加油、舰载机、…）
vmin =
2G ρSC安全
等速直线飞行性能
巡航速度
耗油最少（每千米耗油量） 或最慢（每小时耗油量）对应的速度 取决于： 飞机的最大升阻比 发动机的高度特性、速度特性
等速直线飞行性能
爬升性能
1、定直上升航迹角
力平衡 T = D + G sinθ θ = arcsin[ ( T – D) / G ] = arcsin( ΔT / G ) 最大爬升角θmax对应于最大剩余推力 ΔTmax
Q&A
飞机的主要组成部分与功用
飞机的各个部件
垂直尾翼 方向舵 升降舵
发动机
驾驶舱 襟翼
水平尾翼
副翼 机身
机翼
飞机的各个部件
飞机各部件的功用
• • • • • • • • 机翼 尾翼 舵面 机身 起落架 动力系统 操纵系统 机载设备
— 产生升力 — 稳定和操纵 — 升降舵、方向舵、副翼、扰流 片…… — 装载、连接其他部件 — 起降滑跑、地面支撑 — 产生推力。包括发动机及其附件系统。 — 操纵飞机。 — 飞行仪表、通讯、导航、环境控制、
定常盘旋
飞行速度、迎角、倾角、侧滑角均保持不变
正常盘旋
不带侧滑的定常盘旋
指标： 盘旋半径、角速度
盘旋
俯冲、跃升、筋斗
势能 动能
战斗转弯 空间机动
Q&A
飞行的稳定与操纵
飞机的稳定性
平衡状态：外力与外力矩之和都为零
平衡状态常会因为各种因素的影响而遭到破坏 （如燃油消耗、收放起落架、收放襟翼、发动机 推力改变或投掷炸弹等）。 此时，驾驶员可以通过偏转相应的操纵面来保持 飞机的平衡，称为配平。
2、上升率vy
飞行速度v的铅垂分量
vy = v * sin θ
3、静升限
飞机能作定直飞行的最大高度
（vy=0所对应的高度）
上升率曲线
理论升限和实用升限
飞机定常飞行的高度-速度范围 （飞行包线）
续航性能
与
指标：航程、航时
可用燃料量 发动机工作状态 飞行高度 飞行速度 等参数有关
可用燃料量=总燃料量 减去 - (1) 地面试车、滑行、 起飞和着陆所需的燃料； - (2) 为保证安全而必须 贮备的燃料； - (3) 残留在油箱和供油 系统中无法用尽的燃料。
• 导弹
带战斗部，由制导控制系统控制飞行， 可以装备火箭发动机、涡轮喷气发动机或 冲压发动机等
轻于空气的航空器
• 气球 • 飞艇
气球
ULDB - Ultra Long Duration Balloon
Duration: up to 100 days. Load: 6,000 pounds Height: ~110,000 feet constructed of thin, 0.02-millimeter polyethylene film, fill with helium
运动着的物体前后所形成的压强差所产生的 同物体的迎风面积、形状和在气流中的位置都 有很大的关系
迎面阻力
• 摩擦阻力和压差阻力合起来叫做“迎面阻 力”一个物体究竟哪种阻力占主要部分， 主要取决于物体的形状
• 流线体，迎面阻力中主要是摩擦阻力 • 远离流线体的式样，压差阻力占主要部分， 摩擦阻力则居次要位置，且总的迎面阻力 也较大
Zeppelin NT
Abmessungen Länge 75 m Max. Breite 19.5 m Höhe1 7.4 m Hüllenvolumen 8.225 m³ Ballonet- Volumen 2.200 m³ Gondel Sitzplätze 2 + 12 Kabinenvolumen 26 m³ Kabinenlänge 10.7 m Masse Max. Startgewicht 10.690 kg Zuladung** 1.900 kg Flugleistung Max. Geschwindigkeit 125 km/h Reichweite 900 km Max. Flughöhe*** 2.600 m Max. Flugdauer ca. 24 h
不同迎角对应的压力分布
失速
通常，机翼的升力与迎角成正比。迎角增加，升力随之 增大(图1、图2)。但是，当迎角增大到某一值时，则会 出现相反的情况，即迎角增加升力反而急剧下降。这个 迎角就称为临界迎角。 当机翼迎角超过临界点时，流经上翼面的气流会出现严 重分离，形成大量涡流，升力大幅下降，阻力急剧增加。 飞机减速并抖动，各操纵面传到杆、舵上的外力变轻， 随后飞机下坠，机头下俯，这种现象称为失速。
翼型几何参数
tmax f l
xt c
弦长 c (作为基准) 相对厚度 t 最大相对厚度位置 xt 相对弯度 f
机翼的平面形状
• 基本类型
平直翼
后掠/前掠翼
三角翼
Straight Wing
Sweepback Wing
Delta Wing
Simple
Slight Sweepback Rectangular Complex Tapered Moderate Sweepback
Rounded or Elliptical Great Sweepback
Swing-wing
Forward
机翼的平面形状
机翼的几何特性
Λ0
c0
Λ0.25
Λ1.0
c1
b
机翼的几何参数
• 机翼面积
翼展
展弦比
梯形比
后掠角
机翼的几何特性
机翼面积S 翼展l --机翼左右翼尖之间的长度。 翼弦b --翼弦是指机翼沿机身方向的弦长。 平均几何弦长 bav＝（b0＋b1）/2 [ b0-翼根、 b1-翼尖]或bav=S/l 展弦比λ --翼展l和平均几何弦长bav的比值。λ＝l/bav 或 λ＝ l2/S 后掠角 --机翼与机身轴线的垂线之间的夹角力
飞机的外力
作用在飞机上的空气动力
• 升力 — 更大的重量 • 阻力 — 更小发动机功率
问题：如何增大升力、减小阻力
迎角
Angle of Attack (AoA)
相对气流方向与翼弦之间的夹角
不同于飞机的姿态
升力
气流→翼型→上表面流线变密→流管变细 下表面平坦→流线变化不大(与远前方流线相比) 连续性定理、伯努利定理→翼型的上表面→流管变细→流管截面积 减小→气流速度增大→故压强减小 翼型的下表面→流管变化不大→压强基本不变 上下表面产生了压强差→总空气动力R R的方向向后向上→分力：升力L、阻力D
弯度和迎角的作用
改变后缘弯度的作用
阻力
• 摩擦阻力 • 压差阻力 • 干扰阻力
•诱导阻力 •激波阻力
阻力1：摩擦阻力
附面层
由空气的粘性造成 附面层 ( 层流附面层 紊流附面层 ) 层流流动，摩擦阻力小；紊流流动，摩擦阻力大的多 -> 尽量使物体表面的流动保持层流状态
阻力2：压差阻力
在地球大气层内或大气层外空间飞行的器械，统称飞行器
• 航空器
轻于空气 重于空气
• 航天器
无人航天器 载人航天器
• 火箭和导弹
航空器
• 轻于空气航空器 • 重于空气航空器
航天器
• 无人航天器
人造地球卫星 空间探测器
• 载人航天器
载人飞船 航天站 航天飞机
火箭和导弹
• 火箭
以火箭发动机为动力，可在大气层内或 大气层外飞行
飞艇
Cargo Lifter CL-160
CL 160 - Der Überblick Technik:halbstarres Kiel-Luftschiff für Schwerlast-Transporte Abmessungen:65 Meter Durchmesser 260 Meter Länge 82 Meter Höhe insgesamt Hüllenvolumen:550.000 Kubikmeter Traggas:Helium Leergewicht:ca. 260 Tonnen Ladevolumen:50 Meter x 8 Meter x 8 Meter Nutzlast:maximal 160 Tonnen Transportgeschwindigkeit:durchschnittlich 90 Stundenkilometer Haupt-Einsatzreichweite:Vor- und Nachlauf, kontinentale Mid Range bis zu 3.000 Kilometer Long Rangebis zu 10.000 Kilometer