第三章 機翼-氣動設(shè)計-第3講

1、開課單位：飛機設(shè)計研究所主講教師：焦起祥 機翼是飛機的重要部件之一。 由于機翼是飛機的主要升力面，它對飛機性能和飛行品質(zhì)有重要影響。 機翼設(shè)計包括機翼的氣動力設(shè)計和機翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計兩部分。 機翼氣動力設(shè)計與結(jié)構(gòu)設(shè)計是互相聯(lián)系、互相制約、密切相關(guān)的。 氣動外形設(shè)計在機翼設(shè)計中地位。 機翼的氣動外形設(shè)計與其它部件外形密切相關(guān) 機翼的結(jié)構(gòu)形式和結(jié)構(gòu)布局應(yīng)考慮全機的受力 系統(tǒng) 機翼結(jié)構(gòu)的主要特點 機翼設(shè)計必須采用綜合設(shè)計方法 機翼部件設(shè)計的特點和原則 :機翼部件設(shè)計的主要依據(jù) :飛機型式和氣動布局 。根據(jù)飛機總體設(shè)計給出飛機型式、飛機三面圖和機翼主要參數(shù)進行機翼詳細而具體的氣動設(shè)計。飛機總體布局 。根據(jù)

2、飛機總體布局的部位安排圖，進行機翼結(jié)構(gòu)布局和結(jié)構(gòu)設(shè)計。 強度、剛度規(guī)范及技術(shù)設(shè)計指標 ，總體設(shè)計要求；結(jié)構(gòu)設(shè)計中所遵循的強度、剛度、疲勞、耐久性和損傷容限設(shè)計規(guī)范以及適航條例等。飛機總體設(shè)計對機翼部件設(shè)計的具體要求，如機翼面積、機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量、機翼使用壽命等。舵面面積及要求（前、后緣襟翼，副翼，擾流片等）機翼部件設(shè)計的主要要求 : 空氣動力外形和表面質(zhì)量應(yīng)滿足氣動布局、飛機性能和飛行品質(zhì)要求； 符合飛機總體布局要求，受力構(gòu)件布置合理，傳力路線短，結(jié)構(gòu)重量最輕，滿足飛機總體設(shè)計重要指標要求； 按飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱進行機翼結(jié)構(gòu)強度、剛度、疲勞和損傷容限設(shè)計。 應(yīng)滿足動強度、熱強度和氣動彈性品質(zhì)要求；

3、 應(yīng)滿足安裝和制造工藝性、使用性、經(jīng)濟性和成本要求。機翼外形和幾何參數(shù)確定 增升裝置設(shè)計 副翼設(shè)計 與機身、尾翼、鴨翼等氣動外形和位置協(xié)調(diào)設(shè)計 機翼部件設(shè)計內(nèi)容 （氣動部分） 選擇結(jié)構(gòu)受力形式，根據(jù)飛機總體布置圖進行主要受力系統(tǒng)布局，并布置機翼的主要受力構(gòu)件，確定主要構(gòu)件材料 機翼內(nèi)部空間布置和外掛物位置確定，布置集中受力構(gòu)件位置 外載荷計算，繪制控制切面力圖 機翼蒙皮分塊，確定維護檢查口蓋，進行機翼縱向和橫向元件布置，繪制機翼的理論圖 進行完整性分析和試驗，并對機翼結(jié)構(gòu)進行打樣設(shè)計和詳細設(shè)計 優(yōu)化設(shè)計得到的結(jié)構(gòu)尺寸進行生產(chǎn)圖紙繪制 機翼部件設(shè)計內(nèi)容 （結(jié)構(gòu)部分）機翼部件設(shè)計方法 一體化設(shè)計

4、，將飛機作為一個整體來進行氣動設(shè)計，機翼設(shè)計是飛機整體氣動設(shè)計的一部分，以整體性能優(yōu)化作為設(shè)計目標。 多學科綜合優(yōu)化設(shè)計 ，氣動/隱身一體化設(shè)計，氣動/結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計；結(jié)構(gòu)/工藝一體化設(shè)計； 廣泛采用CFD方法 經(jīng)驗和判斷起重要作用 打樣設(shè)計和詳細設(shè)計交叉進行 系統(tǒng)化+并行化設(shè)計+智能化設(shè)計翼型的選擇與設(shè)計 幾何參數(shù)：前緣半徑，后緣角，彎度，厚度 氣動參數(shù)：升力，阻力，力矩翼型的類型與特征 早期的翼型 層流翼型 高升力翼型 跨聲速翼型 超聲速翼型 典型翼型 （1）早期的翼型翼型具有薄的很大彎度，可以得到較高的升力系數(shù)和較小的阻力系數(shù)。NACA 5位數(shù)字翼型NACA 23012如今在低速飛機上廣

5、泛應(yīng)用。對NACA五位數(shù)字翼型進一步修改前緣半徑和最大厚度后移的NACA0012-64 翼型目前在高速飛機上使用。（2）層流翼型 低升力時翼型阻力主要是摩阻，層流翼型的阻力比普通紊流翼型的阻力可以減小一倍以上。為獲得較寬的層流范圍，將最小壓力點后移，此種翼型最大升力系數(shù)較低。實踐得出下列結(jié)論：自然層流可以在一個相當大的范圍內(nèi)存在，飛行環(huán)境擾動對附面層影響不大，在相當大的雷諾數(shù)范圍內(nèi)附面層較穩(wěn)定；層流的消失會引起飛機性能和操穩(wěn)特性的重大變化，巡航阻力將增加24%，配平最大升力將下降27%；機翼表面波紋度對轉(zhuǎn)捩沒有明顯影響，但高空冰晶云和低空昆蟲在前緣的積聚將導致提前轉(zhuǎn)捩。（3）高升力翼型GAW-

6、1翼型是首次由計算空氣動力學方法設(shè)計的先進的高升力翼型，其幾何特點為：具有大的上表面前緣半徑，以減小大迎角下負壓峰值，并因此推遲翼型失速；翼型的上表面較平坦，當迎角 時，上表面載荷分布均勻；翼型在靠近后緣處下表面有較大彎度，并具有上、下表面斜率近似相等的鈍后緣。 0這類翼型的升力和阻力特性均達到設(shè)計要求，最大升力比NACA翼型顯著提高，而巡航阻力相當，爬升升阻比大。其主要缺點為：失速特性差，在迭速臨界迎角附近，上表面分離面積迅速擴大，導致升力系數(shù)突然大幅度下降，低頭力矩很快增加；低頭力矩較大，增加配平阻力。（4）跨聲速翼型在一定來流速度下，氣流流過翼型表面各點的流速不同，當翼型表面最大速度達到

7、聲速時，相應(yīng)自由流馬赫數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)。當來流速度超過臨界馬赫數(shù)，翼型表面形成局部超聲速區(qū)，對普通翼型而言超聲速區(qū)以激波而告終，隨流速增加，激波高度增加、強度增加，激波引起翼型阻力增加，通常將阻力急聚上升時對應(yīng)的自由流馬赫數(shù)稱阻力發(fā)散馬赫數(shù)。 此時升力也聚降，力矩猛烈波動，并發(fā)生抖振。阻力發(fā)散馬赫數(shù)一般高于臨界馬赫數(shù)，阻力發(fā)散馬赫數(shù)愈高對應(yīng)的超臨界特性愈好。普通翼型的跨聲速流動 尖峰翼型 Liebeck 翼型的壓力分布圖 尖峰翼型該翼型的特點是使翼型上表面的前部具有明顯的負壓峰，故稱尖峰翼型 。臨界馬赫數(shù)并不高，主要提高了阻力發(fā)散馬赫數(shù)。使翼型在這個超臨界狀態(tài)區(qū)域內(nèi)可以很好的使用。超臨界翼型和

8、壓力分布 超臨界翼型 超臨界翼型的頭部比較豐滿，以消除前緣的負壓峰，避免氣流過早達到聲速。翼型上表面中部比較平坦，上表面大約在5%弦向位置直到靠近后部的弱激波位置有均勻的超聲速速度分布，超聲速區(qū)以等熵或接近等熵壓縮的方式恢復到亞聲速區(qū)，壓力分布比較平坦，激波強度降低。 下表面有一個向里凹進去的反曲段，使后部升力增加，稱為后加載，以彌補上表面平坦而引起升力不足。 超臨界翼型比尖峰翼型有更大臨界馬赫數(shù)；激波后的壓力平臺有穩(wěn)定附面層作用，提高了抖振邊界； 超臨界翼型的后加載特性引起較大低頭力矩，配平阻力增加。超臨界翼型的非設(shè)計點的特性較差。超聲速翼型 （5）超聲速翼型 超聲速翼型通常有雙弧形、菱形、

9、四角形和六面形四種。雙弧形翼型氣動效果好，結(jié)構(gòu)剛度較好，已被采用。但飛機均存在低速飛行階段，超聲速翼型前緣易分離，升力系數(shù)小，故一般應(yīng)用較少。超聲速飛機主要通過減小翼型相對厚度來減小波阻，而不采用尖頭翼型。翼型的氣動特性 升力和失速特性 升力線斜率 零升力迎角 最小阻力系數(shù) 升致阻力 力矩特性 翼型的選擇 設(shè)計任務(wù)和要求 飛機設(shè)計M數(shù) 翼型選擇和設(shè)計雷諾數(shù) 翼型飛機一體化流程圖 翼型的設(shè)計 翼型沿展向配置與彎扭設(shè)計在機翼上為改善某些氣動特性常采用幾何扭轉(zhuǎn)或氣動扭轉(zhuǎn)。氣動扭轉(zhuǎn)是指展向剖面弦線共面，無幾何扭轉(zhuǎn)，但沿展向采用不同翼型，各剖面零升力線不一致而形成氣動上的扭轉(zhuǎn)角。當機翼任一展向位置處翼剖

10、面弦線與翼根剖面弦線間的夾角稱幾何扭轉(zhuǎn)角。 機翼的平面形狀是指機翼在XZ平面投影的形狀。按平面形狀的不同，機翼可分為矩形機翼、橢圓形機翼、梯形機翼、后（前）掠機翼和三角形機翼等。 機翼的平面形狀通常用三個參數(shù)，即展弦比 、尖削比 和后掠角 來描述，用這樣三個參數(shù)可確定一系列幾何相似的機翼平面形狀，當機翼面積確定以后，則可確定機翼根弦長、梢弦長、展長、前后緣或1/4弦線的后掠角。機翼的平面幾何參數(shù)機翼的平面參數(shù)與其對氣動特性影響（1）展弦比 展弦比對升力的影響升力線斜率 隨展弦比 增大而增大12iLDiACC對于直機翼和三角翼，展弦比減小可以顯著的減小跨聲速的激波阻力和提高臨界M數(shù)M數(shù)。 2 .

11、 1M2 . 1M對于后掠機翼：減小展弦比則減小機翼的激波強度跨聲速區(qū)，展弦比減小反而增加阻力，因為在跨聲速時減小波阻的最有效措施是增大機翼后掠角，而后掠機翼的翼根和翼尖效應(yīng)都降低后掠的作用，對小展弦比機翼這種不利影響更大，降低了后掠機翼的減阻作用。 對大展弦比的后掠機翼，在大迎角時，翼尖氣流分離，會使機翼提早失速，翼尖部分升力減小使飛機產(chǎn)生上仰的趨勢。因此對于大展弦比機翼常采取措施防止翼尖失速。 展弦比對機翼零阻的影響 展弦比與耗油量關(guān)系（2）尖削比 尖削比增大對于直機翼升力線斜率稍有增大尖削比影響機翼的展向升力分布，當=0.5翼載分布接近于橢圓形，因此誘導阻力降低。尖削比加大可以減小氣動中

12、心從亞聲速到超聲速時的移動量尖削比減小不但減小翼尖載荷并且翼根弦長增加，根部剖面的絕對高度增加，從而使機翼抗彎扭剛度增加，結(jié)構(gòu)質(zhì)量降低。但尖削比大小還應(yīng)考慮副翼和操縱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)空間，外掛物的固定等結(jié)構(gòu)因素。在亞聲速時，尖削比對零升阻力影響較小，而對誘導阻力影響較大 在超聲速時，主要是波阻隨有效后掠角增大而降低，故對直機翼而言 對后掠翼則相反maxDLmaxDL（3）后掠角2cosnLnLCCcos,nLLCC2cosnDnDCC斜置翼流譜沿展向不同剖面上壓強系數(shù)沿展向各剖面上升力系數(shù) 后掠角對機翼氣動特性有重要影響，尤其對超聲速和跨聲速飛機有明顯優(yōu)點，后掠角可降低機翼的波阻，減小氣動中心從亞聲

13、速到超聲速的移動量，使氣動中心變化和緩。但后掠角增大使升力線斜率降低，亞聲速的巡航特性和起落性能變差。另外翼尖分離使誘導阻力增加和誘發(fā)俯仰力矩的上仰。故后掠角選擇在機翼設(shè)計時應(yīng)和展弦比及尖削比綜合考慮確定。 機翼后掠角經(jīng)驗曲線后掠角使機翼上氣流向外側(cè)流，使翼尖載荷增大，要保持橢圓形升力分布需減小尖削比 后掠角和尖削比相互關(guān)系無尾“上仰”邊界機翼后掠角和展弦比綜合在一起對機翼的俯仰力矩特性有很大影響，特別是引起俯仰力矩不安定性。 從氣動中心位置看，在亞聲速時，后掠角增大使氣動中心后移，超聲速時趨勢相反。氣動中心變化從亞聲速到超聲速的變化隨后掠角增大而變得和緩，并減小氣動中心后移量。在亞聲速時，后

14、掠角增大使翼尖分離嚴重，力矩曲線的上仰更嚴重。機翼前視圖的形狀參數(shù)1、機翼的上（下）反角2、機翼的安裝角 機翼的平面形狀和布局平直機翼后掠機翼，變后掠 前掠機翼 三角機翼一、平直機翼 1.矩形機翼 2.梯形機翼 3.平面橢圓形機翼 1矩形機翼特點氣動方面：這樣的機翼主要適用于較低的亞音速飛機。對于大展弦比矩形機翼，其低速氣動特性良好，誘導阻力小，升阻比大，機翼根部先失速，不影響副翼效率。 結(jié)構(gòu)方面：低速機翼的相對厚度對飛機的氣動阻力影響比較小，所以低速飛機一般采用相對厚度比較大的翼型，機翼內(nèi)部空間比較大，絕對高度相對而言也比較大，便于機翼內(nèi)部的裝載布置，工藝簡單，結(jié)構(gòu)布置、強度、剛度等問題也比

15、較好解決。2 梯形機翼特點 大展弦比梯形機翼：比矩形直機翼有較小的重量，因為根梢比越大，在其它同等條件下機翼的重量就越小，而其剛度就越大。 根梢比越大時，由于翼尖失速而使副翼的效率下降，Cy值減小。 廣泛地應(yīng)用于亞音速飛機上。翼根為矩形而接著外翼為帶翼尖倒圓的梯形機翼，其空氣動力性能與橢圓形機翼近似，但制造非常簡便。 小展弦比梯形機翼：小展弦比直機翼的氣動特性適合于超音速飛行，在大M數(shù)時阻力較小。 具有一定后掠角的小展弦比梯形機翼的重量及剛度特性一般介于后掠翼與三角機翼之間。 缺點是跨音速性能不好，波阻大而焦點變化劇烈，而且在很小的相對厚度時，機翼內(nèi)部容積利用困難。可用機翼邊條來改進氣動特性“

16、邊條”是前緣尖銳，后掠角很大（達70度以上）的渦流控制面。前緣邊條進行渦流控制可大大提高升力、降低阻力和改善操縱性。 邊條對氣動特性的影響 邊條在大迎角的增升作用主要是邊條渦提高機翼的吸力，增加機翼附面層的能量，緩和機翼的分離。邊條渦與機翼渦的相互干擾增強了渦系的強度，推遲渦的破裂，使大迎角時升力增加。在超聲速時邊條的增升作用只限在邊條本身的升力，幾乎無增升作用。(a)(b)（C） M=0.8（e） M=2.04（d） M=1.23平面橢圓形機翼 與其它形狀的機翼相比具有更好的環(huán)量分布，這就保證了這種機翼具有較好的空氣動力性能。 這樣的機翼因其非線性的形狀使生產(chǎn)很復雜，縱向構(gòu)件剖面的形狀沿翼展

17、變化較大。 現(xiàn)代飛機較少采用這種型式的機翼平面形狀。 二、后掠機翼 機翼的后掠角主要用于減緩跨音速、超音速的不利影響。 高亞音速飛機選用后掠機翼型式是為了提高機翼的臨界M數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生，避免在主要飛行狀態(tài)下出現(xiàn)很大的波阻，從而提高飛機性能。因此，后掠機翼型式已成為高亞音速飛機的典型型式。 問題： 高亞音速飛機為何會產(chǎn)生激波？ 超音速飛機選用后掠機翼型式可改善跨音速性能，即減少最大波阻系數(shù)的峰值Cxmax，并使Cx-M曲線變化較為平緩，配合適當?shù)恼瓜冶取⒑舐咏呛拖鄬穸龋梢员ＷC有好的氣動特性。 機翼正的后掠角增加了飛機的橫向穩(wěn)定性。提高橫向穩(wěn)定性會妨礙后掠翼飛機達到高的機動性能。為了改善機

18、動性能使后掠機翼具有下反角。 后掠機翼的主要缺點是結(jié)構(gòu)重量較大，剛度特性較差。同時在大后掠及大梯形比情況下，容易引起翼梢氣流分離，使飛機安定操縱性變壞。所以當選用大后掠 、大梯形比機翼時，需考慮能改善翼梢分離的有效措施。例如在機翼的上表面上安裝翼刀，做成（鋸痕）縫隙，以防止附面層沿展向流動 ，或者采用機翼幾何扭轉(zhuǎn)。為了改進后掠機翼的缺點，即為了減輕結(jié)構(gòu)重量和增加剛度，改進氣動特性，可以有很多種方案: 多后掠角機翼 (圖a) 機翼根部后掠較大，同時根弦較長。這樣，可以在根部絕對高度不增大條件下，減小相對厚度，改善氣動性能；或者，保持相對厚度不變而增加根部結(jié)構(gòu)高度，改善重量及剛度特性。 根部保持良

19、好的后掠效應(yīng)，而適當減小機翼外段后掠角，以改進翼稍分離現(xiàn)象。缺口三角形后掠機翼 (圖b) 這是介于三角機翼和后掠機翼之間的一種型式，可以看作是將三角翼后緣中部后移，這樣使操縱面后掠而機翼平均氣動力弦前移，增加了平尾力臂，改善了操縱性。 也可以看作是切去后掠機翼外部后緣而形成，和一般后掠機翼比較，其誘導阻力較低，且便于采用翼尖副翼，扭轉(zhuǎn)變形較小變梯形比后掠機翼(圖c) 為了增加機翼根部結(jié)構(gòu)高度，可以保持相對厚度不變而增加根部弦長，以改善重量及剛度特性和根部利用。但如果根部后掠角減小，對氣動性能不利?？勺兒舐訖C翼(圖d) 當飛機要求良好的低速特性（如起降性能，亞音速巡航性能等）時，要求機翼為小后掠

20、角，大展弦比。而當飛機要求良好的高速特性 （如跨音速加速，超音速飛行等）時，要求機翼為大后掠角，小展弦比。在選用固定翼外形時，只能折中地選擇參數(shù)以照顧兩方面矛盾的要求。 可變后掠機翼能在平面形狀 、機翼參數(shù)上完全滿足上述的矛盾要求。機翼在飛行中可繞轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動以改變后掠角。實際上，在改變后掠角的同時，機翼的展弦比也相應(yīng)改變。 可變后掠機翼在發(fā)展過程中，已解決了轉(zhuǎn)軸結(jié)構(gòu)設(shè)計，變后掠過程中飛機氣動中心的移動過大等主要設(shè)計問題。 主要缺點為由于增加了轉(zhuǎn)軸結(jié)構(gòu)及變后掠操縱機構(gòu)，增大了機翼結(jié)構(gòu)重量。三、三角機翼型式 高速飛機為了進一步減小波阻，提高飛行速度，要求進一步增大后掠角和減小相對厚度。這就使得機翼的強度、剛度特性更加惡化，結(jié)構(gòu)越來越重。解決這一矛盾的有效措施是采用三角機翼。 三角機翼可以看成在后掠翼的后緣添補一塊三角面積演變而來，其后緣平直，或前掠，或略微后掠。三角機翼的外形特征是：大后掠角，小展弦比， 大梯形比，小相對厚度。很多超音速飛機采用三角機翼，尤其是無尾型式和鴨式飛機，多數(shù)是三角機翼。 三角機翼具有小展弦比大后掠機翼的特性，跨音速性能好。從氣動力學角度來看，三角翼的優(yōu)點是超音速阻力小。 從亞音速過渡到超音速時，機翼壓力中心后移量小，即機翼焦點移動較小，可以大大改善飛機跨音速飛行的操縱性，這對舵面平衡能力比較差的飛機尤為重要。 缺點是亞音速飛行時升阻比低，亞音