单击此处编辑母版标题样式 1 航空宇航学院 机翼的设计 单击此处编辑母版标题样式 2 航空宇航学院 飞机总体设计框架 设计 要求 布局型式选择 主要参数计算 发动机选择 部件外形设计 机身 机翼 尾翼 起落架 进气道 三面图 部位安排图 结构布置图 分析计算 重量计算 气动计算 性能计算 结构分析 是否满足 设计要求？ 最优 ？ 单击此处编辑母版标题样式 3 航空宇航学院 机翼的设计 ? 翼型的选择与设计 ? 机翼平面形状设计 ? 机翼安装角和上反角的确定 ? 边条翼、翼尖形状 ? 增升装置的设计 ? 副翼的设计 ? 设计举例 单击此处编辑母版标题样式 4 航空宇航学院 翼型的选择与设计 单击此处编辑母版标题样式 5 航空宇航学院 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 单击此处编辑母版标题样式 6 航空宇航学院 翼型的几何参数 前缘半径r 厚度t 弯度h 弦长c 上弧面 下弧面 后缘 中弧面 %100?= ? c t t 相对厚度： 相对弯度： %100?= ? c h h 最大厚度的相对位置： 最大弯度的相对位置： %100?= ? c x x t t %100?= ? c x x h h 单击此处编辑母版标题样式 7 航空宇航学院 翼型的气动特性 ? 升力特性： ? 最大升力系数: ? 升力系数： )( 2 2 1 cv l c l ? = ρ maxl c max,cl α ? 最大攻角： αl c ? 升力线斜率： l0 α ? 零升力攻角： ? 设计升力系数: 单击此处编辑母版标题样式 8 航空宇航学院 ? 阻力特性： ? 阻力系数： ? 最小阻力系数： )( 2 2 1 cv d c d ? = ρ mind c ? 阻力发散马赫数：M dd ? 俯仰力矩特性： ? 俯仰力矩系数： ? 焦点（气动中心）位置 ? 压心位置 ? 零升力力矩系数： )( 22 2 1 cv m c m ? = ρ 0m c 单击此处编辑母版标题样式 9 航空宇航学院 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 ? 前缘半径的影响：前缘半径增大，最大升力系数增加。 ? 相对弯度的影响：相对弯度增大，最大升力系数增加。 单击此处编辑母版标题样式 10 航空宇航学院 ? 升力线斜率与几何参数的关系 ? 相对厚度的影响： * 相对厚度较小时，升力线斜率与翼型无关； 薄翼型理论指出：2π/ rad * 相对厚度较大时，NACA 4位、5位数字普通的升力线斜率随 相对厚度增大而减小，具有光滑表面的NACA6位系列翼型的 升力线斜率随相对厚度增大而增加。 ? 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。 单击此处编辑母版标题样式 11 航空宇航学院 ? 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 单击此处编辑母版标题样式 12 航空宇航学院 ? 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。 单击此处编辑母版标题样式 13 航空宇航学院 翼型特性与飞机性能的关系 ? 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。 单击此处编辑母版标题样式 14 航空宇航学院 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。 单击此处编辑母版标题样式 15 航空宇航学院 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 - 螺旋浆翼型 ? 按使用雷诺数： - 低雷诺数翼型 - 高雷诺数翼型 单击此处编辑母版标题样式 16 航空宇航学院 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 单击此处编辑母版标题样式 17 航空宇航学院 层流翼型（续） 层流翼型与普通翼型气动特性的比较 单击此处编辑母版标题样式 18 航空宇航学院 高升力翼型 ? 气动特性： - 升力较高，巡航阻力与相对厚度相当的其它翼型相当； ? 实例： NACA 44族；NACA 24族；NACA 230族 – 低速通用航空飞机 GAW-1； GAW-2 - 用于通用航空飞机的先进翼型 ? GAW-1外形特点： - 具有大的上表面前缘，以减小大迎角下负压峰值，推迟翼型 失速； - 上表面比较平坦，使得升力系数为0.4时，上表面有均匀的载 荷分布； - 下表面后缘有较大的弯度； 单击此处编辑母版标题样式 19 航空宇航学院 超临界翼型 ?适于超临界马赫数飞行器的跨声速翼型 M ∞ > M 临界 亚音速区 超音速区 激波 亚音速区 附面层加厚与分离 单击此处编辑母版标题样式 20 航空宇航学院 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 普通翼型与超临界翼型的外形及跨音速压力分布的比较 普通翼型 超临界翼型 普通 超临界 单击此处编辑母版标题样式 21 航空宇航学院 超声速翼型 ? 在超声速飞行时，为减小波阻，翼型应具有尖 前缘，使产生的斜激波以代替离体的正激波。 如双弧形翼型。 ? 例如， F104采用了双弧形翼型。 ? 由于尖前缘易引起气流分离，亚声速性能很差， 为了兼顾各个速度范围的性能，目前大多数超 声速飞机仍采用小钝头亚声速翼型。 单击此处编辑母版标题样式 22 航空宇航学院 低力矩翼型 ?低头力矩很小，甚至力矩方向为抬头方向 单击此处编辑母版标题样式 23 航空宇航学院 NACA翼型 ? NACA 四位数字翼型 ? NACA 五位数字翼型 ? NACA 六位数字翼型 单击此处编辑母版标题样式 24 航空宇航学院 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%。 单击此处编辑母版标题样式 25 航空宇航学院 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%. 单击此处编辑母版标题样式 26 航空宇航学院 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； 单击此处编辑母版标题样式 27 航空宇航学院 NACA 六位数字翼型（续） ? 六位数字翼型的含义： NACA 65 3 - 218 六系列 设计升力系数为0.2 相对厚度为18% 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。 单击此处编辑母版标题样式 28 航空宇航学院 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： L CSvLW ??== 2 2 1 ρ qS W C L 1 )( ?= 在初步设计时，近似认为： lL cC = L C 三维机翼的升力系数； l c 翼型的升力系数； 根据设计升力系数选出合适的翼型 单击此处编辑母版标题样式 29 航空宇航学院 ? 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 ? 右图示出了 NACA 65 3 系 列的五个翼型曲线。 ? 例 如 ，对于巡航速度 M=0.8,设 计升力系数在 0.3～左右时，选取 NACA65 3 -218较为有利，巡 航飞行时翼型阻力最小。 NACA 65 3 翼型的 dl cc ? 关系 单击此处编辑母版标题样式 30 航空宇航学院 2. 在设计升力系数附近阻力越小越好； 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； 前缘分离 后缘分离 薄翼分离 翼型的失速类型 单击此处编辑母版标题样式 31 航空宇航学院 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： 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 单击此处编辑母版标题样式 32 航空宇航学院 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。 ? 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） 单击此处编辑母版标题样式 33 航空宇航学院 直接法 ? 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。 ? 前提： 要求设计者有较深入的专业知识和丰富的设计经验 单击此处编辑母版标题样式 34 航空宇航学院 ? 一些指导原则： 1) 翼型上表面前缘附近的弯度和厚度对最大升力系数有 重要影响； 2) 平坦的翼型中部可能对应高的阻力发散M数； 3) 增加上表面前部的厚度或下表面前缘附近的厚度会使 激波强度增加； 4) 增加后缘弯度将增加翼型升力，同时也增加低头力矩； 5) 上表面后部的斜率影响紊流附面层分离位置和分离区 大小，从而影响翼型阻力和失速特性； 6) 最大厚度点后移，可使最小压强点后移，从而转捩点 后移，层流附面层加长，紊流附面层缩短，摩擦阻力 减少 。 单击此处编辑母版标题样式 35 航空宇航学院 ?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 单击此处编辑母版标题样式 36 航空宇航学院 逆设计方法 实例：超临界翼型 ? 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 ；