第六章飞机部件外形设计
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在过去的几十年中，飞机设计工作者都是从众多现有的翼型中选定所需要的翼型，从不考 虑自己设计新的翼型，有时对现有的翼型不尽满意，也无法改动。近来，这种情况有了变化，
在飞机设计过程中有时要修改翼型或创造新的翼型，例如，高速旅客机为了竞争，常需要新的 翼型。而且，在客观上，随着计算机用于翼型设计，加快了翼型设计的速度，也使在飞机设计 过程中修改和创造新翼型（包括预研期间）成为可能。为了在飞机总体设计过程中能正确选择 翼型或是根据飞机的速度范围、所需的压力分布研制新的翼型，设计者需要全面分析翼型参数 对气动特性的影响。
航速度约为 M =0.8 左右，所需的 Cy 约在 0.3～0.4 左右。从图 6.4 中可以看出选取
NACA653-218 较为有利，巡航飞行时翼型阻力
图 6.4 NACA 653翼型的 Cx ~ C y 曲线
最小。 一些超音速战斗机仍然是亚音速巡航，
所以也多选用亚音速的低阻翼型，如表 6.1 所示。
ε=3.36% rb=0.041cm 翼根 NACA65A005.5 翼尖 NACA65A003.7 NACA0004-65 (修)弯前缘 翼根 NACA0006.4-64 翼尖 NACA0003-64
相对弯度 f 也是翼型的最主要的几何
图 6.3 典型翼型相对厚度统计值
· 74 ·
参数之一，也是在机翼设计过程中，进行参数选择时，需要考虑的问题。 从翼型设计的角度来看，如果翼型不太厚，则可以把翼型的厚度作用与弯度作用分开来考
虑，并且有的翼型就是根据这种道理，把厚度分布和中弧线的形状分开来设计的。中弧线的形 状按载荷分布的要求设计，相对弯度 f 按所需要翼型的设计升力系数的大小而定。
第六章 飞机部件外形设计
飞机的机翼、尾翼和机身等部件的几何外形参数与飞机的总体设计方案密切相关。一般在 飞机总体设计过程中，选定了飞机的主要参数以后，下一步就要选择飞机各主要部件的几何参 数和绘制飞机的外形三面草图。本章分别对飞机的机翼、尾翼和机身等三个主要部件外形参数 的选择做简要的介绍。
§6.1 机翼的外形设计
在亚音速时，翼型的相对厚度 C 对阻力的影响较小，虽然随着 C 的增大， Cx0 略有增加， 但一般可以不考虑这种影响。而 C 对 Cy max 的影响是比较大的，这是在选择亚音速翼型时所要 考虑的主要问题。图 6.1 给出了几种现有翼型的 Cymax 随 C 变化的曲线。
可见，对于每一种翼型，其 C 有一个最佳值，图 6.1 所示为 10%～14%，此时的 Cymax 为最 大。因此，亚音速飞机翼型的相对厚度多在此范围之内。
前缘的距离。
各种翼型的 xc 值差别较大，有的低速 翼型 xc 为 15％或 30％，也有的大到 40％、 50％、60％。 xc 增大即翼型的最大厚度点 后移，从而可以使翼型上的最小压强点后 移，于是转捩点后移，层流附面层加长， 紊流附面层缩短，摩擦阻力减少，这对提 高亚音速时的最大升阻比，改善续航性能 是有利的。适用于高亚音速旅客机的层流 翼型就具有这种特点。
图 6.2 示出了零升力波阻系数 Cx0波 与翼型相对厚度 C 的关系。
· 73 ·
图 6.1 翼型的 CY − C 曲线
图 6.3 是现代飞机翼型相对厚度随飞机飞行 M 数变化的示意图。
图 6.3 是对现有飞机的翼型数据进行实际
统计得到的规律。从此图可知，亚音速飞机，
一般 C 取 12％左右的较多，超音速飞机取 5 ％左右。
翼型相对厚度的大小，不仅对其升阻特性
有影响，而且对机翼的结构设计和机翼内部容
积的利用也有直接的影响。C 值过小，将使结 构重量增加和内部容积减小，所以 C 也不能太 小，一般 C =3％是下限。
图 6.2 翼型相对厚度对波阻的影响
关于最大厚度的相对位置 xcபைடு நூலகம்，
xc
=
xc b
%
,
xc
—翼型最大厚度点至翼型
高亚音速及超音速时，由于激波的产生， C 对阻力的影响则成为需要考虑的主要问题。
高亚音速时，减小 C 可以提高其临界 M 数，延缓激波的产生；超音速时，减小 C 可以明显地 使波阻降低，波阻与 C 2 成正比。因此，对于高速飞机，翼型的相对厚度应该减小。现代超音
速歼击机， C 一般已减小到 4％～6％左右。
众所周知，所谓翼型的设计升力系数是指飞机常用的 Cy ，即在巡航飞行时的 Cy 值。做为 翼型的设计升力系数，是在进行翼型设计时，由设计者根据上述适用于某个巡航速度的要求， 确定的设计翼型的依据，这也就是说，各种翼型都是按适用于某一巡航速度的要求设计的。
翼型在其设计升力系数附近，具有最有 利的压力分布，从而使其阻力系数最小，升 阻比也比较大。从翼型手册等文献资料中所
给出的翼型 Cx ~ Cy 关系曲线中，也可以看 清这一点。图 6.4 示出了NACA 653系列的五
个翼型 Cx ~ C y 曲线。 对于低速飞机，巡航速度比较小，所需
升力系数就要大一些，显然应选取 f 较大的 翼型。相比之下，对于高速飞机，则应选取 f 比较小的翼型或 f =0 的对称翼型。
例如，对于一般的高亚音速飞机，其巡
表 6.1 一些战斗机的翼型表
战斗机 F-86A F-100A F-101A F-102A F-104G F-105D F-106A F-4B
翼型
翼根 NACA0012(9.4)-64 翼尖 NACA0011(8.2)-64
NACA64A-007
翼根 NACA65A007(修) 翼尖 NACA65A006 NACA0004-65 (修)弯前缘 双圆弧超音速翼型
机翼对飞机的飞行性能影响极大，与机体的结构和飞机的总体布置也有关系。因此，需要 全面考虑它的参数选择问题，重点是其剖面形状即翼型和其平面形状几何参数的选择。
一、翼型的选择
翼型及其在机翼上的配置情况，对气动特性影响极大。显然，只有选用良好的翼型并进行 正确地配置，才可能保证机翼具有良好的气动特性。
通常情况下，进行机翼设计时，首先就要从翼型手册等文献资料中查出有关翼型的几何数 据和气动参数，并进行对比分析，选出最能满足设计要求的翼型。一般来讲，翼型都是由专门 的研究部门给出，其种类和数目是很多的，在本书后面的附录Ⅲ中，给出了一些美国 NACA 系 列的翼型气动参数和几何参数数据表，可供同学们在毕业设计时选用或参考。
在飞机设计过程中有时要修改翼型或创造新的翼型，例如，高速旅客机为了竞争，常需要新的 翼型。而且，在客观上，随着计算机用于翼型设计，加快了翼型设计的速度，也使在飞机设计 过程中修改和创造新翼型（包括预研期间）成为可能。为了在飞机总体设计过程中能正确选择 翼型或是根据飞机的速度范围、所需的压力分布研制新的翼型，设计者需要全面分析翼型参数 对气动特性的影响。
航速度约为 M =0.8 左右，所需的 Cy 约在 0.3～0.4 左右。从图 6.4 中可以看出选取
NACA653-218 较为有利，巡航飞行时翼型阻力
图 6.4 NACA 653翼型的 Cx ~ C y 曲线
最小。 一些超音速战斗机仍然是亚音速巡航，
所以也多选用亚音速的低阻翼型，如表 6.1 所示。
ε=3.36% rb=0.041cm 翼根 NACA65A005.5 翼尖 NACA65A003.7 NACA0004-65 (修)弯前缘 翼根 NACA0006.4-64 翼尖 NACA0003-64
相对弯度 f 也是翼型的最主要的几何
图 6.3 典型翼型相对厚度统计值
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参数之一，也是在机翼设计过程中，进行参数选择时，需要考虑的问题。 从翼型设计的角度来看，如果翼型不太厚，则可以把翼型的厚度作用与弯度作用分开来考
虑，并且有的翼型就是根据这种道理，把厚度分布和中弧线的形状分开来设计的。中弧线的形 状按载荷分布的要求设计，相对弯度 f 按所需要翼型的设计升力系数的大小而定。
第六章 飞机部件外形设计
飞机的机翼、尾翼和机身等部件的几何外形参数与飞机的总体设计方案密切相关。一般在 飞机总体设计过程中，选定了飞机的主要参数以后，下一步就要选择飞机各主要部件的几何参 数和绘制飞机的外形三面草图。本章分别对飞机的机翼、尾翼和机身等三个主要部件外形参数 的选择做简要的介绍。
§6.1 机翼的外形设计
在亚音速时，翼型的相对厚度 C 对阻力的影响较小，虽然随着 C 的增大， Cx0 略有增加， 但一般可以不考虑这种影响。而 C 对 Cy max 的影响是比较大的，这是在选择亚音速翼型时所要 考虑的主要问题。图 6.1 给出了几种现有翼型的 Cymax 随 C 变化的曲线。
可见，对于每一种翼型，其 C 有一个最佳值，图 6.1 所示为 10%～14%，此时的 Cymax 为最 大。因此，亚音速飞机翼型的相对厚度多在此范围之内。
前缘的距离。
各种翼型的 xc 值差别较大，有的低速 翼型 xc 为 15％或 30％，也有的大到 40％、 50％、60％。 xc 增大即翼型的最大厚度点 后移，从而可以使翼型上的最小压强点后 移，于是转捩点后移，层流附面层加长， 紊流附面层缩短，摩擦阻力减少，这对提 高亚音速时的最大升阻比，改善续航性能 是有利的。适用于高亚音速旅客机的层流 翼型就具有这种特点。
图 6.2 示出了零升力波阻系数 Cx0波 与翼型相对厚度 C 的关系。
· 73 ·
图 6.1 翼型的 CY − C 曲线
图 6.3 是现代飞机翼型相对厚度随飞机飞行 M 数变化的示意图。
图 6.3 是对现有飞机的翼型数据进行实际
统计得到的规律。从此图可知，亚音速飞机，
一般 C 取 12％左右的较多，超音速飞机取 5 ％左右。
翼型相对厚度的大小，不仅对其升阻特性
有影响，而且对机翼的结构设计和机翼内部容
积的利用也有直接的影响。C 值过小，将使结 构重量增加和内部容积减小，所以 C 也不能太 小，一般 C =3％是下限。
图 6.2 翼型相对厚度对波阻的影响
关于最大厚度的相对位置 xcபைடு நூலகம்，
xc
=
xc b
%
,
xc
—翼型最大厚度点至翼型
高亚音速及超音速时，由于激波的产生， C 对阻力的影响则成为需要考虑的主要问题。
高亚音速时，减小 C 可以提高其临界 M 数，延缓激波的产生；超音速时，减小 C 可以明显地 使波阻降低，波阻与 C 2 成正比。因此，对于高速飞机，翼型的相对厚度应该减小。现代超音
速歼击机， C 一般已减小到 4％～6％左右。
众所周知，所谓翼型的设计升力系数是指飞机常用的 Cy ，即在巡航飞行时的 Cy 值。做为 翼型的设计升力系数，是在进行翼型设计时，由设计者根据上述适用于某个巡航速度的要求， 确定的设计翼型的依据，这也就是说，各种翼型都是按适用于某一巡航速度的要求设计的。
翼型在其设计升力系数附近，具有最有 利的压力分布，从而使其阻力系数最小，升 阻比也比较大。从翼型手册等文献资料中所
给出的翼型 Cx ~ Cy 关系曲线中，也可以看 清这一点。图 6.4 示出了NACA 653系列的五
个翼型 Cx ~ C y 曲线。 对于低速飞机，巡航速度比较小，所需
升力系数就要大一些，显然应选取 f 较大的 翼型。相比之下，对于高速飞机，则应选取 f 比较小的翼型或 f =0 的对称翼型。
例如，对于一般的高亚音速飞机，其巡
表 6.1 一些战斗机的翼型表
战斗机 F-86A F-100A F-101A F-102A F-104G F-105D F-106A F-4B
翼型
翼根 NACA0012(9.4)-64 翼尖 NACA0011(8.2)-64
NACA64A-007
翼根 NACA65A007(修) 翼尖 NACA65A006 NACA0004-65 (修)弯前缘 双圆弧超音速翼型
机翼对飞机的飞行性能影响极大，与机体的结构和飞机的总体布置也有关系。因此，需要 全面考虑它的参数选择问题，重点是其剖面形状即翼型和其平面形状几何参数的选择。
一、翼型的选择
翼型及其在机翼上的配置情况，对气动特性影响极大。显然，只有选用良好的翼型并进行 正确地配置，才可能保证机翼具有良好的气动特性。
通常情况下，进行机翼设计时，首先就要从翼型手册等文献资料中查出有关翼型的几何数 据和气动参数，并进行对比分析，选出最能满足设计要求的翼型。一般来讲，翼型都是由专门 的研究部门给出，其种类和数目是很多的，在本书后面的附录Ⅲ中，给出了一些美国 NACA 系 列的翼型气动参数和几何参数数据表，可供同学们在毕业设计时选用或参考。