达里厄(Darrieus)型纵轴,翼型设计,

*，航空航天工程学系助理教授。

通讯作者。电子邮件：farooqs@https://www.360docs.net/doc/db4440922.html,.sa

?教授，机械工程学系。

?副研究员，机械工程系。

§行政总裁（CEO）。

**首席技术执行官（CTO）。

背景

自从合作Darrieus转子概念彼得South1和重新发现工人在1968年的加拿大研究理事会，广泛的研究工作

销售一直致力于走向成熟纵轴业绩预测模型，。

最佳性能的问题仍然需要解答这一天。仍然有

需要仔细研究和系统的几个未关注

为了解决，真正实现了潜在的Darrieus型纵轴（D -

纵轴）。

首先关注的是在一个D-纵轴的空气动力学效率方面。这是一个

既定的事实，极大地影响了一个D -纵轴的空气动力学效率

翼型的几何形状的选择体现在几个研究,2 -9的分析，以及

实验。为了能够预测性能可靠，准确的翼型

空气动力特性的数据，翼型部分升力，阻力和力矩

系数（CL，CD和CM），需要一系列的攻击角度（ - 180<α<180 °），以及一个和弦雷诺数（REC）范围从低至5万至高达3万纵轴的大小而定。多数翼型节力和力矩系数在文学最新数据基础上的飞机主机设计的机翼，旋翼飞机和螺旋桨applications10，11日和是有限的角度，因为刚刚过去的失速的攻击范围这些翼型的效用是有限的攻击范围的零升力角之间的角度摊位。很少是需要经营摊位或失速后这些翼型条件。

在纵轴的刀片，另一方面，经营广泛的角度攻击。此外，由于纵轴的循环性质，叶片翼型经历通过两个摊位，正面和负面的（流分离的上限和下限面，分别），和后档制度。由于刀片在地摊上的表现地区确定的涡轮机的实际评级，失速的性质是相当优化设计的意义。在低的实验测试部分数据的可用性

和弦雷诺专门周围摊档及在失速后的制度是非常稀缺。只有少数几个这样的实验investigations5，6,9,12存在日期。目前，实验data9的空气动力特性是只有七对称（NACA00XX）的机翼剖面。其他翼型的数据（NACA6系列，8自然层流（NLF）翼型，6等）已获得通过“三个代表”源部分数据“technique.6一个限制的”三源部分数据“技术是无法准确模型的摊位和其滞后的行为，一般情况下，低弦雷诺数，尤其如此。此限制仍然这一天，主要是由于缺乏了解和数值预测能力失速后的行为。实验investigations13- 17显示，失速特性强烈依赖翼型的几何形状，以及作为和弦雷诺数。此外，在低弦雷诺数翼型操作的倾向加剧的摊位和其滞后特性。由于准确的预测的失速，失速后特性是必不可少的一个可靠的预测一个纵轴的空气动力学效率，能力，准确地预测翼型整个整个360度攻击范围的角度的空气动力特性以及在低弦雷诺数必须在固有的性能分析工具箱为纵轴。

第二个问题来自机翼为小规模VAWTs运作的事实，在低雷诺数。在过去，翼型数据的空气动力特性从已知的和弦雷诺数高值推断，获得值非常低的弦雷诺数。它现在是一个众所周知的事实，在低雷诺数（50,000<建议<500,000）翼型遭受层分离bubbles11，18从而导致空气动力学性能退化。在低雷诺数，层流边界层不能承受强/长期的不良压力梯度（DP/ DX DU/ DX> 0，<0），并具有较强的倾向分开机翼的表面。在分隔区的不稳定流动增加，并导致过渡到湍流。在一定条件下的湍流边界层重新附加到表面，关闭所谓的“层流分离泡”。这些分离气泡出现由过渡的高原和急剧增加在表面的压力分布图的压力，而且往往向前迈进对翼型的领先优势，攻角增加。在场分离泡在一个额外的“泡沫”拖的结果，从而在减少机翼的空气动力学效率。进一步加剧了这种效果是粗糙度的影响造成空气中的颗粒或昆虫罢工。

减少泡沫拖动的方法之一是通过使用边界层前往要么完全消除或减少层泡沫的强度。一限制使用人次是一趟配置，是有利于一个角度攻击和重新条件可能不利于另一个作业条件。一减少泡沫拖动的第二种方法是通过使用一个过渡ramp.11，23一个过渡的斜坡是指压力系数曲线的形状逆压梯度的扩展地区不稳定的层

边界层和逐步推进没有发生大的转变过渡性泡沫。长度，坡度和过渡拱（凸与凹）ramp23可以系统地改变调整范围的翼型的性能操作条件。最近interest18在各种低雷诺数应用集中在过渡坡道设计高效的使用注意在机翼剖面弦雷诺数约50,000约100万。这些应用包括通用航空,19 - 21远程低速NLF翼型在高海拔地区，22滑翔机,13 - 16超轻型男子飞行器（遥控飞行器）携带/人，23螺旋桨飞机和风能turbines.17这方面的努力已导致提高了快速，稳健的，互动的翼型设计和分析techniques2429低雷诺数翼型部分。鉴于这些新的发展，成为当务之急，这些新的改进设计和评价techniques24 - 29为低雷诺数流动的空气动力学分析现有的翼型的特点，也为纵轴的新翼型的设计应用。第三个问题源于最佳纵轴的设计从未尝试过的最新发展。在缺乏一个快速，健壮和可靠的翼型空气动力特性的分析方法，选择传统的方法最佳纵轴已根据每年的能源成本比较纵轴生产，采用不同的机翼剖面，或两者兼而有之，其中的空气动力特性的实验测定。稀缺翼型的空气动力特性的数据，以及设计上的限制，例如翼型厚度结构的整体性和刚度等，进一步限制了选择几个候选人翼型。设计和使用低速对称民族解放阵线airfoils2 3

(SNLA00xx/yy，其中XX=％T / C，YY=％X / C：层流区域范围内），一个想法民族解放阵线从低速通用航空飞机的翼型设计，已被证明是一个大型VAWTs失望。不过，也有传言称这些机翼可能导致小规模VAWTs优越的性能。同样，使用提高性能的弧形机翼也被建议由几个30 investigators.12，为了验证这些发现，最佳的设计方法纵轴必须能够可靠地预测刀片的翼型气动在所有的攻击和和弦雷诺数角度的特性。该设计可以然后通过直接的技术，也被称为分析设计，方法，或直接设计技术，程序逆technique.31反复分析候选人的几何形状，先后方法预期目标是就业。另一方面，在反设计技术，纵轴沿所需的性能特点和一些初步的刀片翼型的空气动力特性受到一些限制（例如，最大的翼型厚度等）从指定相应的纵轴叶片的几何形状通过一些其他的翼型和刀片的几何连续迭代确定或空气动力特性。

作为一个致力于解决这些问题的第一步，一个互动的发展设计和分析工具箱变得势在必行。必须有这样一个工具箱下列最低限度的能力：A.多逆翼型设计（PROFOIL28，29，33-35）B.国家的最先进的翼型气动分析（XFOIL24或MSES27）C.纵轴性能分析（CARDAAV2）手头有了这样一个工具箱，可以进行参数研究，以确定各种设计变量之间的关系。该工具箱还可以帮助在评估各种设计权衡。例如，由于输出功率为直接相关的切向力，这又是相关的翼型节沿方位角方向的空气动力特性，工具盒可以解决这样的问题：什么翼型的特点（如CL，clmax，过渡范围，失速特性等）可导致沿切向力增加方位？

在后面的章节中，反设计的翼型设计方法纵轴改善性能。一个典型的低速直刃Darrieus型纵轴的例子是用来展示设计战略和产生的性能的提高。方法的优势和弱点例如研究的情况下进行讨论。本文结束与结论为今后的工作提出建议。

逆翼型设计方法

逆翼型设计技术在其中得到翼型的几何从规范所需的速度分布（S）受一定的制约。该方法是基于一个圆（已知的）周围流形映射（期望）周围的机翼通过保角变换。实力方法在于它的两个主要特点：（1）衍生的改造，而改造的重要性，并且很容易与所需的速度比分配，（2）多点功能。后者是取得除以圆成翼型段的人数相等的弧段，

指定所需的速度分布（S）。通常情况下，良好的性能需要的攻角范围。例如，如图。 1，高扬程（高攻角）的性能，可能需要以及低扬程（低角度攻击）。因此，举例来说，上表面的速度分布，可以规定为高攻角，而同时较低的表面速度分布可以订明的攻击低角度。由于速度分布相对应的升力系数，而这又取决于攻角，速度分布沿不同的翼型段可以与不同的角度攻击条件，即，α（α星）或Cl*一个很好的近似是由氯*=2π（10.78 T / C）sinα*T / C翼型厚弦比α*对应于零升力线。由此产生的翼型，因此会表现出的设计特色（速度分布和CL *）时，在相应的α*

为了达到实用的翼型，改造衍生工具必须连续两个段（连续性约束）交界处，和翼型试用边缘封闭（封约束）除了条件远，流通领域保持不变，满足这些约束导致的系统（N +3），其中N是段数的方程。如前所述，规范的速度分布是不完全是任意的。它必须包含一个人数相等的未知数（N +3），以获得解决问题的办法。通常，这些未知数（N- 1）段，其余4个变量的速度水平定义流的恢复和关闭功能的形式，在后缘沿上下表面。附加约束（因变量）如力矩，最大厚度，拱等，还可以处以并通过一个迭代过程满足不同的一些独立的变量在设计，如变量定义封闭和恢复功能。同时解决的制约，需要一个多维牛顿迭代计划，并在10-15迭代完成。详情数学公式和各种应用的方法描述更详细的作品Eppler，塞利格，和Saeed。在本研究中，PROFOIL代码是用来作为一个互动的翼型设计工具。

为了评估一个纵轴的性能，计算机代码CARDAAV2的使用。“代码是基于双多流管（DMSV）模型与变量逆风和顺风诱导速度在每个streamtube。该计划允许几何配置，操作条件和控制的多个选项数值的过程。这些特点使CARDAAV一个可靠的模拟工具，会议纵轴设计师的需求。它计算的空气动力和在任意给定的操作条件的几何VAWTs的输出功率。它还有能力考虑到效果有限刀片跨度或刀片尖的影响，动态失速的发生，和几个“二次效应”，如，旋转的中央纵队后的效果，和Struts的阻力和破坏者。 DMSV模型的CARDAAV代码的详细说明能力是给定的参考。 2。

如前所述，长度，坡度和形状/拱（凸与凹）过渡ramp23可以系统地改变调整机翼的性能范围内的经营状况。这是专门在反就业战略翼型设计技术。它是通过一个系统的设计选择攻击分配或α角度*-沿上的分布（如图1所示）表面部分。由于它是理想的翼型是对称的，一个类似的α*-相同幅度的分布，但相反的意思是沿下指定表面部分。由于α*-分布将转化为相应的从尾部到指定的速度分布，在α*-值的统一增加领先的统一步骤的边缘大小，以避免在速度分布的角落。最大厚度和弦的比例为18％和零，如附加的限制俯仰力矩也对，以便获得翼型NACA0018

尽可能。俯仰力矩约束满意的第一个迭代段速度，而厚度和弦的要求水平感到满意在指定的α*-值通过逐步增加/减少。此外，值参数确定后缘厚度比和速度恢复功能以及被指定作为输入的一部分。

从这些投入的初始设置开始，逆设计方法在聘用互动的方式，以指导实现连续机翼设计目标。图3（a）显示了不同的中间的翼型设计，而;图。图3（b）所示的最终设计相比，原来的亚太水产养殖中心网0018（NACA0018- M）翼型。图4显示了压力系数分布比较两个机翼与一个较长的过渡最终翼型坡道。它是在这里指出，自15％以上的输出功率的设计目标是满足的设计，没有进一步的设计迭代尝试。在过渡曲线图的样子。 2两个机翼过渡发生后各个角度攻击的最终设计，但它在低角度的攻击稍高的拖动。对此的解释可能在于事实上，压力恢复仍然是相当陡峭，为最终的设计导致更大的压力拖累。提高输出功率的纵轴最终翼型设计是明显的，从图的两个机翼的升力曲线斜

坡。 2。此外，该最后的翼型设计也表现出α>15度的阻力要少得多。表1显示了比较的输出功率P，功率系数CP 和扭矩系数CQ。又是这里所说的输出功率增加了15％，应被视为在输出功率相对增加，预测分析工具箱实际NACA0018翼型和最后的翼型设计。研究表明，还有很多改进的余地，以及在最终设计流量分析低雷诺数流动的能力。

结论

在这项研究中，使用的机翼设计为低逆设计方法速度直刃Darrieus型VAWTs实现更大的输出功率为成功地证明。研究结果表明，该方法具有很大的VAWTs，一般的应用潜力。研究结果还显示，仍是一个低雷诺数流分析功能改善的余地很多流动在可靠预测失速后的空气动力特性。在这样的分析的情况下能力，研究表明，结果应被视为定性和不定量

致谢

作者要感谢法赫德国王大学的支持石油和矿产，宰赫兰，沙特阿拉伯，在完成这项研究。“作者还要感谢马克Drela，麻省理工学院和迈克尔塞利格，伊利诺伊大学，为提供XFOIL和PROFOIL代码，分别为在本研究中使用。

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Figure 1: The inverse airfoil design strategy as employed for improved performance of a VAWT

：逆翼型设计战略，以提高雇性能的一个纵轴

Figure 2: Comparison of aerodynamic and boundary layer characteristics of the original NACA 0018 airfoil and the final design NACA 0018-M airfoil with experiments.9

：空气动力学和边界层特征的比较

NACA0018翼型和最终设计NACA0018- M的翼型与

experiments.9

图3：（一）设计的演变。（二）最终设计比原来的NACA0018翼型。（注：Y轴已被大大夸大了，要突出翼型形状的差异）coefficient distribution at Re = 200000 and α = 0 deg.

图4：表面压力系数分布在比较RE =200000和α=0度。

表1：输出功率比较三种不同的翼型

CL - CD数据源

功率（千瓦）CP

0018亚太水产养殖中心（实验）

亚太水产养殖中心网0018（XFOIL+实验）

亚太水产养殖中心网0018- M（XFOIL+实验）

0.748

1.610

1.850

0.1360.085

0.2940.184

0.3380.211

飞行器设计新技术

飞行器设计新技术军用飞机发展很快，从20世纪50年代的第一代超音速战斗机起，到目前已经发展到第四代超音速战斗机，第三第四代战机采用了一系列新技术，下面就不同的方面浅谈一下飞行器设计中的新技术一、气动布局技术（一）近距耦合鸭式布局没有水平尾翼，但在机翼（亦称主翼）前面装有水平小翼的飞机称为鸭式布局飞机。机翼前面水平小翼称为前翼或鸭翼。鸭式布局有以下优点： 1．前翼不受流过机翼的气流的影响，前翼操纵效率高。 2．飞机以大迎角飞行时，正常式飞机平尾的升力为负升力（向下），这样就减少了飞机的总升力（有人称它为挑式飞机，即机翼升力不仅要平衡飞机的重量，而且还要克服平尾的负升力），从而不利于飞机的起飞着陆和大迎角时的机动性能。而鸭式飞机与此相反，前翼在大迎角飞行时提供的是正升力，从而使飞机总升力增大（有人称它为抬式飞机，即前翼与机翼共同平衡飞机重量），这样就有利于减小飞机起飞着陆速度，改善起飞着陆性能，同时也可以提高大迎角时的机动性能。 3．鸭式飞机配平阻力小，因而续航能力好。鸭式飞机虽有上述优点，但是由于还存在不少问题有待解决，使鸭式飞机的主要优点（即鸭翼与机翼都产生正升力）的发挥受到很大的影响，因此在很长一段时间内，鸭式布局使用不广泛。针对这一问题，航空界进行了一系列的研究工作。所谓近距耦合鸭式布局飞机，就是这方面研究的成果。近距耦合鸭式布局飞机（简称近距耦合鸭式飞机）是指前翼与机翼距离很近的一种鸭式飞机，这种飞机往往采用小展弦比大后掠的前翼，此时前翼形成的脱体涡流经主翼表面，使主翼升力提高，而前翼也将受到主翼上洗气流的影响而增加升力。同时，主翼表面的低压抽气作用，又提高了前翼涡流的稳定性。因此，前翼与主翼近距耦合的结果，既增加了飞机的升力，也推迟了飞机的失速。近距耦合鸭式布局的研究成功，使鸭式布局在战斗机上重新流行。（二）边条机翼边条机翼是一种组合机翼，它是由中等后掠角和中等展弦比的基本机翼和位于翼根前部的大后掠角、小展弦比尖前缘的边条组成。边条机翼的主要特点是： 1．提高了最大升力系数和抖动升力系数，因而提高了飞机的机动性能； 2．提高了临界M数，减小了波阻； 3．降低了超音速时的配平阻力，提高了超音速航程，同时也改善了超音速时的操纵性。边条机翼的雏形第一次出现在F-5飞机上，它的向前伸出的机翼内翼部分形成了边条的雏形。加了这部分机翼后，机动性大大提高。随后，在F-16、YF-17、F-18、米格-29、苏-27等飞机上，边条有了进一步的发展，在F-18上，边条已占总机翼面积17.5%。（三）前掠机翼前缘和后缘均向前伸展的机翼称为前掠机翼。前掠机翼不仅具有后掠机翼提高临界马赫数、降低波阻的优点，还从根本上克服了翼尖失速的缺点。因此，前掠翼飞机具有升力特性好，升阻比高，大迎角时操纵性好，比较

航空航天飞行器设计

武汉大学《航空航天技术概论》作业2 题目：新型神飞器的设计制做学院：物理科学与技术学院专业：物理学姓名：胡万景学号：2012335550114 2013年7月30日

本人在现代的航天器基础上利用最新的科研探索方向，从神飞器的名字、要完成的使命、如何设计、功能设计和设计控制、应用前景及任务等几个方面来构想一架现实为未来相结合的神飞器。神飞器名字：永不落雪域神飞器要完成的使命：探测宇宙星系、发展现代科学技术、解释科学谜团、携带人们实现太空之旅、军情探窥、为人类探测地球之外的能源如何设计：“永不落雪域神飞器”将采用非传统的设计，从空气动力学角度来说,可以将它描述为一种升力体结构，在神器身后部设计自动化控制面版，包括全动式水平尾翼和双垂直尾翼与方向舵，这种飞翼可以自动收缩，而且为扁平的。该设计将成为未来全球最大超速巡航的神飞航天一体器，既可以用于航天事业又可以用于作战神器。由于高速巡航的需要和航天的探索，为了减小阻力而将前缘设计得很尖而且扁平，同时控制面也相应很薄很轻巧。神飞器前身下部的外形设计为超冲压核动力发动机进气道，提供外部压缩斜面，同时后身下部的外形设计为单膨胀喷管面。机体上表面采用无缓和的曲率，机身前装备大块的扁压舱，要使飞行器的重心足够靠前，提供近似中心的纵向和横向的稳定性。飞行器的机身桁梁和隔板由钢、钛、铝等纳米材料制成，其上覆盖有钢、铝陶瓷纳米盖。这些材料是由神飞器的硬度、随时可变形需求确定的，而尾舱选用镍钛合金，这是为了热防护的需要。出于飞行器平衡的需要，前舱采用了钨化纳米材料制实心块。机体的热防护采用碳耐高温陶瓷。前缘、上、下表面覆盖强化氧化铝纳米防热瓷瓦。钢铝纳米陶瓷金属盖设计为多个相对简单、低成本的刻面形状，这样会使得外型设计线加工到热防护系统防热陶瓷中，而于防热陶瓷的设计为外表面的机是在陶瓷安装到机身上。为此，表面涂纳米量子隐身漆，从而避免了被其他探测系统发现、热烘烤、抗干扰、防辐射、防腐蚀等性质极强的结构。对于低飞行器来说，水平表面只采用碳纳米材料防热；而对于高速神行器来说，水平和垂直表面都采用碳纳米材料防护。发动机着采用散热性好的珀合金材料，其整流罩和侧壁采用了主动式液氮冷却系统。从整体上说，这个神飞器是一个超级扁的飞行一体机，可以收缩变幻，可以变形。功能设计和设计控制： 1.。神飞器的发动机：我们不使用传统的固态、液态、或者混合态发动机作为动力来提高效果，而现行的发动机有些国家利用太阳帆，利用太阳的能量，可是太阳能转化速度比较慢，所以传统的化学能和太阳能飞行器不适合进行长时间的飞行。为了我们的飞行器成为世界永不落神飞器，我们将在这个飞行器上装载核聚变动力器，让它成为核动力火箭。这将提供更快的速度和强大的能量源来源，而且消耗不尽，所以我们的神飞器会永远挂在空中而不降落，这也可以解决登陆其他行星时所遇到的各种能源来源问题。核聚变神飞器将大大缩短深空飞行的时间，可以为我们人类充分探索和利用太阳系资源开辟道路，这样的话我们能在一个月之内前往其他星系，那将是多么美妙的情景，也可以减少宇航员暴露在宇宙射线下的风险，人类如果需要进入深空，并有效的配合减速发动机的减速，就可以减少人们在空间飞行中受到的辐射，为人类缩短较短的太空旅程减少节省食物和水，这样我们的太空之旅每个人都可以实现。宇宙飞船推进技术，我们只有在科幻小说中才听说过的“曲速推进”发动机，物质和反物质动力系统等，而现在我们这款神飞器完全可以实现。除了核动力发动机外，可控核聚变反应堆，使用核裂变技术的发动力系统是我们这个飞行器成为永不落飞行器唯一途径，我们在飞行器上安装四台核动力涡轮发动机，这些核

螺旋桨设计与绘制汇总

第1章螺旋桨设计与绘制 1.1螺旋桨设计螺旋桨设计是船舶快速性设计的重要组成分。在船舶型线初步设计完成后，通过有效马力的估算获船模阻力试验，得出该船的有效马力曲线。在此基础上，要求我们设计一个效率最佳的螺旋桨，既能达到预定的航速，又能使消耗的主机马力最小；或者当主机已经选定，要求设计一个在给定主机条件下使船舶能达到最高航速的螺旋桨。螺旋桨的设计问题可分为两类，即初步设计和终结设计。螺旋桨的初步设计：对于新设计的船舶，根据设计任务书对船速要求设计出最合适的螺旋桨，然后由螺旋桨的转速计效率决定主机的转速及马力。终结设计：主机马力和转速决定后，求所能达到的航速及螺旋桨的尺度。在本文中，根据设计航速17.5kn，设计螺旋桨直径6.6m，进行初步设计，获得所需主机的马力和主机转速，然后选定主机；根据选定的主机，计算最佳的螺旋桨要素及所能达到的最大航速等。 1.1.1螺旋桨参数的选定（1）螺旋桨的数目选择螺旋桨的数目必须综合考虑推进性能、震动、操纵性能及主机能力等各方面因素。若主机马力相同，则当螺旋桨船的推进效率高于双螺旋浆船，因为单螺旋桨位于船尾中央，且单桨的直径较双桨为大，故效率较高。本文设计船的设计航速约为17.5kn的中速船舶，为获得较高的效率，选用单桨螺旋桨。（2）螺旋桨叶数的选择根据过去大量造成资料的统计获得的桨叶数统计资料，取设计船螺旋桨的叶数为4叶。考虑到螺旋桨诱导的表面力是导致强烈尾振的主要原因，在图谱设计中，单桨商船的桨叶数也选为4叶。（3）桨叶形状和叶切面形状螺旋桨最常用的叶切面形状有弓形和机翼型两种。弓形切面的压力分布较均匀，不易产生空泡，但在低载时效率较机翼型约低3%~4%。若适当选择机翼型切面的中线形状使其压力分均匀，则无论对空泡或效率均有得益，故商用螺旋桨

未来飞行器设计要点

目录一.世界经济的发展等因素，城市的特点二.代步工具的发展历程，以及其类型和特点三.代步工具历史产品介绍四.设计灵感与产品设计五.产品设计六.细节演示七.未来代步工具的材料及其工业设计八.展板

人们随着时代的发展，使出行代步工具发展的很快。要想从一个城市，快速到达另一个城市，人们又想方设法的使“出行代步工具”得到了进一步的发展。不外乎至使地上跑的，水中游的，天上飞的代步工具，发展的尽乎完美的快捷和舒适。本次设计基于世界城市发展的背景之下,通过分析和研究城市化进程、城市居民出行方式以及代步工具的发展历程,结合人性化设计、人机工程学和设计心理学等工业设计相关理论来深入分析城市居民代步工具设计中使用者的生理和心理需求,探讨其更符合城市居民人性化设计需求的可行性方案。一.世界经济的发展等因素，城市的特点我国现代城市交通的发展具有两大特征：城市交通与城市对外交通的联系加强了，综合交通和综合交通规划的概念更为清晰。随着城市交通机动化程度的明显提高，城市交通的机动化已经成为现代城市交通发展的必然趋势。 1.发展规律现代城市交通重要表象是“机动化”，其实质是对“快速”和“高效率”的追求。城市交通拥挤一定程度上是城市经济繁荣和人民生活水平提高的表现。随着城市交通机动化的迅速发展，城市机动交通比例不断提高，机动交通与非机动交通、行人步行交通的矛盾不断激化，机动交通与守法意识薄弱的矛盾日渐明显。

交通需求越来越大，而城市交通设施的建设就数量而言，永远赶不上城市交通的发展，这是客观的必然。现代城市交通机动化的迅速发展也势必对人的行为规律和城市形态产生巨大影响，城市交通机动化的发展也会成为城市社会经济和城市发展的制约因素。现代城市交通的复杂性要求我们对城市交通要进行综合性的战略研究和综合性的规划，城市规划要为城市和城市交通的现代化发展做好准备。 2. 城市综合交通规划的内容城市人群出行方式的发展，历史与现状，以及促使居民出行方式发生变化的关键因素。刚建国时期——交通不便大城市电车、汽车比较多见，黄包车，自行车是比较普遍的代步工具。在一般的中小城市，有少量的自行车和人力车。农村，北方有马车、人力板车，南方有航船、牛车，步行是最普遍的出行方式改革开放前——有所改善，以自行车为主“一五”计划期间兴建宝成铁路、鹰厦铁路;新藏、青藏、川藏公路修到“世界屋脊”，密切了祖国内地同边疆的联系，也便利了经济文化的交流；1957年，武汉长江大桥建成，连接了长江南北的交通。国家整体交通水平有所提高.改革开放前，城市的交通资源极为有限，人们出行除了用双脚行走之外，可以代步的交通工具也就是公交车和自行车了。但是公交线路少，车厢经常拥挤不堪。相比之下，最方便的交通工具当然是自行车，中国曾被称作“自行车王国”，可

桨叶的外形设计

叶片外形确定设已知风轮尖速比0λ,直径D,叶片数B 和剖面翼型，叶片来流角?可由下式确定。0 33cot 2 2 r R ?λλ== 然后根据设计者经验取各剖面攻角α,一般取α满足升阻比L/D 在最大值附近，再根据θ?α=-确定叶片扭角。最后根据 C = 要完整设计风力机叶片，可以按下面方法进行。 1. 风轮设计参数给定风力机输出功率P 、设计风速1V 、机电效率12ηη，风能利用系数p C ，空气密度ρ 2. 风力机设计步骤（1）计算风力机风轮直径D 根据公式321120.49P D C P V ηη=求得直径D (2)确定尖速比根据设计风速，给定风力机转速，用电机加一个变速箱达到要求。这样就可以确定风力机的叶尖速比。（3）确定叶轮的实度和叶片数目。已知尖速比，根据尖速比与叶轮实度的关系图可以得到实度，对于小型的风力机叶片数目取3比较合适。（4）将风轮分为10个剖面，每个剖面间隔0.1R,计算各剖面的λ值。 (5)选取翼型。确定升阻比最大时的攻角α和升力系数L C 。

（6）用公式0 33cot 22r R ?λλ==确定每个剖面的来流角? (7)确定每个剖面的形状参数N, 可用公式N = 计算（8）对于每一个计算点，使用下列公式计算弦长.L rN C B C =, 根部区弦宽太大,故进行线化或其他处理. (9) 计算叶片展弦比SP. R C SP = C 为平均弦宽（10）根据叶片的展弦比,对升力曲线进行修正。用经验性的校正调整攻角，以得到最佳的升阻比L/ D 根据升力曲线与轴相交处的攻角0α采用下列公式算出校正后的攻角c α, 03 (1)0.11L c P C S αα=+ + (11)根据公式c θ?α=-得到扭角，在根部，得到的扭角过大，也可做适当修正。（12）绘制精确的叶片和翼型图。

北航-飞行器总体设计期末整理

1.飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？ ?概念设计:飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能、方案评估、参数选择与权衡研究、方案优化 ?初步设计：冻结布局，完善飞机的几何外形设计，完整的三面图和理论外形（三维CAD模型），详细绘出飞机的总体布置图（机载设备、分系统、载荷和结构承力系统），较精确的计算（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验 ?详细设计：飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产 2.飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？ ?重要性：①总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策②设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费③投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本?特点（简要阐述） ①科学性与创造性：飞机设计要应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果；为满足某一设计要求，可以由多种可行的设计方案。 ②反复循环迭代的过程 ③高度的综合性：需要综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调 3.B oeing的团队协作戒律 ①每个成员都为团队的进展与成功负责 ②参加所有的团队会议并且准时达到 ③按计划分配任务 ④倾听并尊重其他成员的观点 ⑤对想法进行批评，而不是对人⑥利用并且期待建设性的反馈意见 ⑦建设性地解决争端 ⑧永远致力于争取双赢的局面（win-win situations） ⑨集中注意力—避免导致分裂的行为 ⑩在你不明白的时候提问 4.高效的团队和低效的团队 1. 氛围－非正式、放松的和舒适的 2. 所有的成员都参加讨论 3. 团队的目标能被充分的理解／接受 4. 成员们能倾听彼此的意见 5. 存在不同意见，但团队允许它的存在 6. 绝大多数的决定能取得某种共识 7. 批评是经常、坦诚的和建设性的，不是针对个人的 8. 成员们能自由地表达感受和想法 9. 行动：分配明确，得到接受 10. 领导者并不独裁 11. 集团对行动进行评估并解决问题1. 氛围－互不关心／无聊或紧张／对抗 2. 少数团队成员居于支配地位 3. 旁观者难以理解团队的目标 4. 团队成员不互相倾听，讨论时各执一词 5. 分歧没有被有效地加以处理 6. 在真正需要关注的事情解决之前就贸然行动 7. 行动：不清晰－该做什么？谁来做？ 8. 领导者明显表现出太软弱或太强硬 9. 提出批评的时候令人尴尬，甚至导致对抗 10. 个人感受都隐藏起来了 11. 集团对团队的成绩和进展不进行检查 5.飞机的设计要求有哪些基本内容？ ①飞机的用途和任务 ②任务剖面 ③飞行性能 ④有效载荷⑤功能系统 ⑥隐身性能要求 ⑦使用维护要求 ⑦机体结构方面的要求 ⑦研制周期和费用 ⑦经济性指标 11环保性指标 6.飞机的主要总体设计参数有哪些？ ①设计起飞重量W0 (kg)②动力装置海平面静推力T (kg)③机翼面积S (m2) 组合参数④推重比T/W0⑤翼载荷W0 /S (kg/m2) 7.毯式图的步骤 ①保持推重比不变，改变翼载（x轴变量），获得总重曲线（y轴变量） ②推重比更改为另一个值后确定不变，改变翼载（x轴变量），获得总重（y轴变量）。同时需将y轴向左移动一任意距离。

未来飞行器设计构想

未来飞行器设计构想：潜母计划及“左右手” https://www.360docs.net/doc/db4440922.html, 2008年10月08日 17:26 新浪航空联合效果图。

联合效果图。

鲲鹏效果图。

龙影效果图。第一章前言 1.1 二十一世纪战场前瞻——未来高技术武器发展的特点和趋势自“沙漠风暴”行动八年来，高技术战争和发达国家的武器装备发展计划大体上可以看出，2020年前后武器装备将进入到信息化时代，将逐步实现体系化、信息化、网络化、精确化、隐身化和轻小型化，并可能呈现无人化的发展趋势。21世纪战场将成为陆、海、空、天、信息五维战场，作战空间将向外层空间扩展。信息战武器、电子战武器、一体化装备、隐身武器、精确制导武器、军用航天装备、无人机／机器人武器将成为军事大国21世纪占优势的主导武器装备，也是发展中国家极力谋求的军事手段，动能与定向能等新概念武器也将陆续实用化。未来高技术武器装备的发展呈现以下的特点和趋势：一、信息进攻与信息防御的攻防对抗将成为未来战争的焦点。计算机网络攻击与防御是信息战的重要内容。这种攻防对抗属于静悄悄的战争较量，其战略破坏性可与核生化大规模杀伤性武器相比。二、电子战已成为信息时代战争的“战略要素”，是夺取信息优势的重要手段。电子战装备是21世纪发展的重点。

三、一体化系统的发展和运用将使21世纪战场更透明，指挥近实时，行动更敏捷，夜间变“明亮”，陆海空天作战行动一体化。四、具有高机动性和隐身性的武器平台将成为空中、海上和陆上的主力武器装备。主动隐身技术将得到更多的应用。隐身与反隐身攻防对抗将更加激烈。五、无人机、无人潜航器、无人车辆和战场机器人将成为发达国家2020年前后的重要武器，担当起侦察、探测、压制防空、战场毁伤评估等作战任务。无人机作为空中的机器人将朝小型化、自主式、隐身、全天候方向发展。无人机将广泛用于高风险环境，完成以信息攻防对抗为主的作战任务。无人侦察机将可能取代有人侦察机，无人作战飞机将可能部分取代战斗机和轰炸机，起到远中近程精确打击作用。随着微电子、微电技术的发展，将可能出现微小型无人机。陆上将出现“战术无人车”、“地面无人车”等机器人车辆，它们将采用GPS接收机、激光测距仪、热像仪及高分辨率相机等高技术，向全天候、全地形、自主式和小型化发展。有人预言，无人车辆将成为21世纪陆军的核心武器。水中将出现完全自主式无人潜航器(UUV)，用于水下探雷、支持潜艇和水面舰艇作战行动。六、导弹攻防对抗将成为未来高技术战争的重要组成部分，对应的武器系统将呈现明显的对抗性发展格局，中远程精确打击武器装备、防空反导一体化武器装备是发展的重点。七、精确制导武器具有高效费比特征，已成为战争的基本手段。八、以卫星为主体的军用航天系统将是一体化全球感知、全球交战系统的核心，全球卫星导航定位系统将成为未来精确指挥控制、中远程精确打击和精确兵力投送的关键装备。夺取空间优势和控制外层空间将成为21世纪美国航天力量的首要任务。九、未来战争中，动能武器和定向能武器将成为防空反导、反卫星的利器，非致命武器将为未来军事行动提供新的选择。这些新概念武器的逐步应用将意味着作战方式的巨大变化。十、核生化武器依然存在，战略核武器是未来信息化战争的保护伞，争夺核优势将主要在实验室内进行。 1.2 未来飞行器设计方案构想——潜母计划及“左右手” 展望二十一世纪战争形势的发展趋势，像航空母舰这样庞大的战斗群暴露出很大的弱点。随着巡航导弹、鱼雷等速度、隐身性能和精确打击能力的提高，航空母舰正在受到严重的威胁。而且，航空母舰要形成战斗力，必须依靠护卫舰、潜艇、反潜机等构成一个立体化战斗体系才能实展期威力，从效费比上分析，是相当不合算的。我国的经济实力还不强盛，因此我们必须创新，量体裁衣，建设一支符合我国发展和具有战略意义的国防力量。从世界战争形势格局的不断发展中我们看出，信息化、智能化、隐身性能和高速性能等将是军事建设的主导方向。中国潜艇技术基础比较雄厚，我们应该充分利用优势，设计和建

48 自转旋翼机桨叶结构设计-钱伟(6)

第二十八届（2012）全国直升机年会论文自转旋翼机桨叶结构设计钱伟1朱清华1陈宣友2 (南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，南京，210016；中航工业发展中心，北京，100012) 摘要：本文以某一自转旋翼机桨叶结构设计为例，介绍了中小型自转旋翼机复合材料桨叶初步结构设计，包括关键材料的选取，整体结构安排，常用部件布置等。为桨叶后续分析及调整奠定基础。关键字：自转旋翼机；桨叶；设计 1引言自转旋翼机的抗风能力较高。一般来说，其抗风能力强于同量级的固定翼飞机，而大体与直升机的抗风能力相当。旋翼机的性价比很高，胜过同量级直升机1/5~1/10。旋翼系统主要给旋翼机提供升力和俯仰、滚转姿态操纵，桨毂常用的是全铰接式、跷跷板式。由于不需反扭矩装置，主要型式是单旋翼构型。旋翼常采用2片或3片桨叶，由于应用于直升机的负扭桨叶对自转旋翼机来讲并没有多大优势，所以常用无扭转或甚至是正扭转桨叶[1]。桨叶是旋翼飞行器的关键部件，对旋翼机的性能和飞行安全都有重要影响。因此，桨叶设计直接影响飞行性能、飞行品质和飞行安全性。 2桨叶的气动参数优化选择对于整个旋翼桨盘，起阻碍转动作用的桨叶段形成了一个阻转区，起驱使转动作用的桨叶段形成了一个驱动区，桨根段形成了一个失速区，这是垂直来流状态下的区域分布。当有前飞速度时，来流有偏角，为斜流，各方位加上前飞相对速度投影的影响。显然，在后行桨叶侧靠近桨根处有一圆形反流区，反流区位于失速区内，失速区内气动力主要表现为阻力。桨盘升力主要由阻转区和驱动区气动合力的垂直分力合成[1]。本文选取桨叶半径，弦长，负扭度，及翼型配置进行优化设计（该技术方法另文呈现）。 3桨叶结构布置 3.1桨叶结构形式根据优化设计选择桨叶参数，如下表1：表1 桨叶的主要设计参数旋翼形式跷跷板式（带挥舞铰）旋翼转向右旋(俯视逆时针旋转) 旋翼直径D=12.8m 旋翼转速1（前飞状态）Ω=27.22rad/s (260r/min) 旋翼转速2（起飞状态）Ω=39.79rad/s (380r/min) 桨叶平面形状矩形桨叶翼型OA212 桨叶扭转角0° 桨叶弦长0.350m

未来飞行器设计

未来的飞行器设计摘要：飞行器的社会角色以及历史角色已经显现出来，而它的发展则受到许多方面的限制和影响。从外形方面应该突破传统的布局形式，甚至可以消出翼身的区分和概念；从动力方面来看要做到对未来的绝对主导以及在人类探索认识宇宙、外太空的道路上走得更远就要探索一种更加具有时代性的动力方式。从原始飞行时代到活塞发动机时代再到现在的喷气飞机时代，从亚声速到跨声速再到超声速和高超声速，未来的飞行器将进入核动力时代、离子推进时代；从武器方面来看，未来的飞行器将由火力及爆炸性的物质性武器转变成激光、光子等能量性武器。不仅如此，还会建立一种能量防护的概念。对于外部攻击或者危险、意外等可以通过防护罩的能量防护形式来解决。关键词：气动外形内部结构动力系统武器系统引言：人类的发展正走在新的发展道路上。站在新的起点，我们面对的不仅仅是经济人文等方面的发展，全球化成为人类现阶段着力追求的目标。陆海空全面发展不仅是资源利用的需要，更加是维护人类利益、追求本质发展进步的必然需求。而从现代社会的发展趋势来看航空航天力量的发展又是现阶段、以及未来社会发展不可或缺的一部分。宇宙的纵深探索、现代化国防建设、未来战争形势都将和航空力量无法分开。由此飞行器设计和开发就是一个很重要的问题了。而飞行器在气动外形、动力系统、武器系统的创新就尤为重要。从飞行速度、隐身性能、防护措施、武力打击能力等各方面实现全新突破。正文： 1.作品核心创意人类的发展正走在新的发展道路上。站在新的起点，我们面对的不仅仅是经济人文等方面的发展，全球化成为人类现阶段着力追求的目标。陆海空全面发展不仅是资源利用的需要，更加是维护人类利益、追求本质发展进步的必然需求。而从现代社会的发展趋势来看航空航天力量的发展又是现阶段、以及未来社会发展不可或缺的一部分。宇宙的纵深探索、现代化国防建设、未来战争形势都将和航空力量无法分开。由此飞行器设计和开发就是一个很重要的问题了。而飞行器在气动外形、动力系统、武器系统的创新就尤为重要。从飞行速度、隐身性能、防护措施、武力打击能力等各方面实现全新突破。从外形方面应该突破传统的布局形式，甚至可以消出翼身的区分和概念；从动力方面来看要做到对未来的绝对主导以及在人类探索认识宇宙、外太空的道路上走得更远就要探索一种更加具有时代性的动力方式。从原始飞行时代到活塞发动机时代再到现在的喷气飞机时代，从亚声速到跨声速再到超声速和高超声速，未来的飞行器将进入核动力时代、离子推进时代；从武器方面来看，未来的飞行器将由火力及爆炸性的物质性武器转变成激光、光子等能量性武器。不仅如此，

风力机的翼型与叶片外形设计简介

风力机的翼型与叶片外形设计简介摘要关键词：风力机，翼型，叶片 Introduction to aerofoil and blade shape design for wind turbine Abstract Keywords: 引言叶片是风力机重要的能量转换部件，其设计和制造直接影响风力机发电机组的高效安全运行。风力机的运行效率直接与叶片的空气动力设计有关，包括叶片长度、翼型、沿纵向翼型的分布和安装角。 1、翼型与叶片外形设计的重要性 2、叶片外形设计的大概过程，强调叶片外形设计时翼型的前提作用 3、给出论文的框架 1.1 风力机翼型设计 1.1.1风力机翼型设计发展过程及特点讲清与飞机翼型的区别翼型空气动力特性的好坏直接影响风力机的性能，翼型的形状也影响叶片的主体结构形式。在风力机叶片翼型参数的设计过程中，各个参数的变化都会对其他参数的设计产生影响。在设计中本着能够使单位叶素有最大的功率利用系数的原则，来选择翼型参数。在20世纪七八十年代的风力机设计过程中，很多风力机直接采用了NACA系列中的航空翼型。但风力机的工作条件和飞机有较大的区别，一方面风力机叶片工作时，其攻角变化

范围大；另一方面风力机叶片设计要考虑低雷诺数的影响，风力机和飞机工作的雷诺数范围有所不同，其影响将就也不完全一样，过去在小型风力机设计中考虑雷诺数较少而是直接选用，以翼弦为特征长度的雷诺数在风轮径向方向是变化的，在大型叶片设计中必须给以考虑。设计实践表明，使用航空翼型虽然可以得到很高的升阻比，但是在低雷诺数环境下，航空翼型易于发生泡式分离，从而使升阻比特性恶化。另外，航空翼型对表面粗糙度比较敏感，在翼型几何形状由于灰尘、结冰等原因发生变化时，翼型的气动特性往往也会迅速恶化，从而不适于直接作为风力机叶片翼型使用。因此，选择翼型常根据以下原则：对低速风轮，由于叶片数较多，不需要特殊的翼型升阻比；对于高速风轮，叶片数较少，应选择在很宽的风速范围内具有较高的升阻比和平稳失速特性的翼型，对粗糙度不敏感，以便获得较高的功率系数；另外要求翼型的气动噪声低。 1.1.2风力机翼型分类按风机发电量，按不同实验室; 不同类型的风力发电机对翼型的不同要求 1.1.3风力机翼型设计方法简要介绍 1.1.4风力机翼型小结创新点在于：对于不同类型的风机翼型应该怎么样选取，在一个叶片上不同翼型的分布。 1.2 叶片外形设计从轮毂中心到叶尖不同位置处，翼型的选择从轮毂中心到叶尖不同位置处，相应翼型的弦长长度公式从轮毂中心到叶尖不同位置处，相应翼型的攻角失速型叶片与变桨型叶片的区别（安装角的问题）陆上风机叶片与海上风机叶片的区别 MW风机与小型风机叶片的区别 1.3 金风750KW与1.5MW的翼型与叶片外形特点提出目前叶片所存在问题

2.3翼型设计

2.3翼型设计大展弦比（≥8）亚音速运输机半翼展中段较大区域存在准二维流动，因此，在二维机翼确定后，就需根据设计指标进行翼型设计/选择，并进行机翼配臵设计。〃标准翼型，有对称和非对称两种；〃尖头翼型—超音速飞机有双弧形翼型，普通翼型前缘削尖和平板削尖翼型；〃超临界翼型—亚音速飞机；〃层流翼型—亚音速飞机自然层流翼型和层流控制翼型两种。翼型设计发展由压力分布形态分为：尖峰翼型；

●超临界翼型—长的超音速区； ●全自然层流翼型—长层流流动区； ●后缘分叉翼型—新概念翼型：基于后缘分离的翼型设计思想—背离库塔条件。后缘分叉翼型设计原理 ●Aerobie 翼型—提供环形、飞碟、碟形翼飞行器稳定性 Aerobie 翼型

2.3.1 翼型种类与特征气动特征：层流、高升力、超临界；用途：飞机机翼、直升机旋翼、螺旋桨、风机翼型等。 1、早期翼型 1912年：英国RAF－6/15翼型；一战：德国哥廷根翼型； 1920-：美国NACA4、5和6系列层流翼型，前苏联ЦАГИ翼型；德国DVL翼型。设计方法: 半经验，依赖于风洞试验。 2、现代先进翼型 1960年代开始；设计方法：计算空气动力学发展，按指定目标压力分布/优化方法设计。种类：超临界翼型、先进高升力翼型、自然层流翼型。

2.3.2翼型的气动设计翼型的几何描述图1 翼型几何定义示意图上表面坐标：下表面坐标：前缘，后缘，弦线，弯度线（中弧线），厚度，弯度，前缘半径，后缘角。一、经典翼型 1、NACA4、5位数字翼型现在普遍使用的NACA系列翼型始于1929年，在兰利变密度风洞中的系统研究，称为4位数系列翼型。这族翼型有相同的基本厚度分布，可以通过系统的变化弯度类型和量值得到该族相关的其他翼型。研究得到的这族翼型比以前发展的翼型有更大的最大升力和较小的最小阻力。研究也得到了翼型中线和厚度对翼型气动特性的影响。具有相同厚度分布但最大弯度位臵有很大提前

飞行器翼型设计

1、翼型的定义与研究发展在飞机的各种飞行状态下，机翼是飞机承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飞机保持安定性和操纵性的气动部件。一般飞机都有对称面，如果平行于对称面在机翼展向任意位置切一刀，切下来的机翼剖面称作为翼剖面或翼型。翼型是机翼和尾翼成形重要组成部分，其直接影响到飞机的气动性能和飞行品质。通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小、并有小的零升俯仰力矩。因此，对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。对于低亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型形状为圆头尖尾形；对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散Ma数，采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型。 3、NACA翼型编号 NACA四位数翼族：其中第一位数代表f，是弦长的百分数；第二位数代表p，是弦长的十分数；最后两位数代表厚度，是弦长的百分数。例如NACA 0012是一个无弯度、厚12%的对称翼型。有现成实验数据的NACA四位数翼族的翼型有6%、8%、9%、10%、12%、15%、18%、21%、24 五位数翼族的厚度分布与四位数翼型相同。不同的是中弧线。具体的数码意义如下：第一位数表示弯度，但不是一个直接的几何参数，而是通过设计升力系数来表达的，这个数乘以3/2就等于设计升力系数的十倍。第二、第三两位数是2p，以弦长的百分数来表示。最后

两位数仍是百分厚度。例如NACA 23012这种翼型，它的设计升力系数是（2）×3/20=0.30；p=30/2,即中弧线最高点的弦向位置在15%弦长处，厚度仍为12%。一般情况下的五位数编号意义如下有现成实验数据的五位数翼族都是230-系列的，设计升力系数都是0.30，中弧线最高点的弦向位置p都在15%弦长处，厚度有12%、15%、18%、21%、24%五种。其它改型的五位数翼型在此就不介绍了。 1、低速翼型绕流图画低速圆头翼型在小迎角时，其绕流图画如下图示。总体流动特点是（1）整个绕翼型的流动是无分离的附着流动，在物面上的边界层和翼型后缘的尾迹区很薄；（2）前驻点位于下翼面距前缘点不远处，流经驻点的流线分成两部分，一部分从驻点起绕过前缘点经上翼面顺壁面流去，另一部分从驻点起经下翼面顺壁面流去，在后缘处流动平滑地汇合后下向流去。（3）在上翼面近区的流体质点速度从前驻点的零值很快加速到最大值，然后逐渐减速。根据Bernoulli方程，压力分布是在驻点处压力最大，在最大速度点处压力最小，然后压力逐渐增大（过了最小压力点为逆压梯度区）。而在下翼面流体质点速度从驻点开始一直加速到后缘，但不是均加速的。

各种不同的翼型介绍

各种不同的翼型介绍飞机最重要的部分当然是机翼了，飞机能飞在空中全靠机翼的浮力，机翼的剖面称之为翼型，为了适应各种不同的需要，航空前辈们发展了各种不同的翼型，从适用超音速飞机到手掷滑翔机的翼型都有，100年来有相当多的单位及个人做有系统的研究，与模型有关的方面比较重要的发展机构及个人有：１NACA：国家航空咨询委员会即美国太空总署﹝NASA﹞的前身，有一系列之翼型研究，比较有名的翼型是”四位数”翼型及”六位数”翼型，其中”六位数” 翼型是层流翼。２易卜拉：易卜拉原先发展滑翔机翼型，后期改研发模型飞机翼型。３渥特曼：渥特曼教授对现今真滑翔机翼型有重大贡献。４哥庭根：德国一次大战后被禁止发展飞机，但滑翔机没在禁止之列，所以哥庭根大学对低速﹝低雷诺数﹞飞机翼型有一系列的研究，对遥控滑翔机及自由飞﹝无遥控﹞模型非常适用５班奈狄克：匈牙利的班奈狄克翼型是专门针对自由飞模型，有很多翼型可供选择。有些翼型有特殊的编号方式让你看了编号就大概知道其特性，如NACA2412，第一个数字2代表中弧线最大弧高是2%，第二个数字4代表最大弧高在前缘算起40%的位置，第三、四数字12代表最大厚度是弦长的12%，所以NACA0010，因第一、二个数字都是0，代表对称翼，最大厚度是弦长的10%，但要注意每家命名方式都不同，有些只是单纯的编号。因为翼型实在太多种类了，一般人如只知编号没有坐标也搞不清楚到底长什么样，所以在模型飞机界称呼翼型一般常分成以下几类：１全对称翼：上下弧线均凸且对称。２半对称翼：上下弧线均凸但不对称。３克拉克Y翼：下弧线为一直线，其实应叫平凸翼，有很多其它平凸翼型，只是克拉克Y翼最有名，故把这类翼型都叫克拉克Y翼，但要注意克拉克Y翼也有好几种。４S型翼：中弧线是一个平躺的S型，这类翼型因攻角改变时，压力中心较不变动，常用于无尾翼机。５内凹翼：下弧线在翼弦在线，升力系数大，常见于早期飞机及牵引滑翔机，所有的鸟类除蜂鸟外都是这种翼型。６其它特种翼型。以上的分类只是一个粗糙的分类，在观察一个翼型的时候，最重要的是找出它的中弧线，然后再看它中弧线两旁厚度分布的情形，中弧线弯曲的方式、程度大至决定了翼型的特性，弧线越弯升力系数就越大，但一般来说光用眼睛看非常不可靠，克拉克Y翼的中弧线就比很多内凹翼还弯。飞行中之阻力如何减少阻力是飞机设计的一大难题，飞行中飞机引擎的推力全部用来克服阻力，如果可以减少阻力则飞机可以飞得更快，不然可以把引擎

螺旋桨设计计算公式

桨叶的迎角只会影响升力的大小，不会前进。直升机前进是靠螺旋桨的旋转面向前倾斜实现的，桨叶的迎角变化，指的只是桨叶本身绕横向的轴旋转。就是对称的两只桨，成一条直线，以这个直线为轴旋转。迎角增大，旋转阻力增大，如果转速不变的情况下，升力就会增大，直升机上升。飞机螺旋桨由两个或者多个桨叶以及一个中轴组成，桨叶安装在中轴上。飞机螺旋桨的每一个桨叶基本上是一个旋转翼。由于他们的结构，螺旋桨叶类似机翼产生拉动或者推动飞机的力。旋转螺旋桨叶的动力来自引擎。引擎使得螺旋桨叶在空气中高速转动，螺旋桨把引擎的旋转动力转换成前向推力。空气中飞机的移动产生和它的运动方向相反的阻力。所以，飞机要飞行的话，就必须由力作用于飞机且等于阻力，而方向向前。这个力称为推力。典型螺旋桨叶的横截面如图3－26。桨叶的横界面可以和机翼的横截面对比。一种桨叶的表面是拱形的或者弯曲的，类似于飞机机翼的上表面，而其他表面类似机翼的下表面是平的。弦线是一条划过前缘到后缘的假想线。类似机翼，前缘是桨叶的厚的一侧，当螺旋桨旋转时前缘面对气流。桨叶角一般用度来度量单位，是桨叶弦线和旋转平面的夹角，在沿桨叶特定长度的的特定点测量。因为大多数螺旋桨有一个平的桨叶面，弦线通常从螺旋桨桨叶面开始划。螺旋角和桨叶角不同，但是螺旋角很大程度上由桨叶角确定，这两个术语长交替使用。一个角的变大或者减小也让另一个随之增加或者减小。当为新飞机选定固定节距螺旋桨时，制造商通常会选择一个螺旋距使得能够有效的工作在预期的巡航速度。然而，不幸运的是，每一个固定距螺旋桨必须妥协，因为他只能在给定的空速和转速组合才高效。飞行时，飞行员是没这个能力去改变这个组合的。当飞机在地面静止而引擎工作时，或者在起飞的开始阶段缓慢的移动时，螺旋桨效率是很低的，因为螺旋桨受阻止不能全速前进以达到它的最大效率。这时，每一个螺旋桨叶以一定的迎角在空气中旋转，相对于旋转它所需要的功率大小来说产生的推力较少。为理解螺旋桨的行为，首先考虑它的运动，它是既旋转又向前的。因此，如图3－27中显示的螺旋桨力向量，螺旋桨叶的每一部分都向下和向前运动。空气冲击螺旋桨叶的角度就是迎角。这个角度引起的空气偏向导致了在螺旋桨引擎侧的气动压力比大气压力大，所以产生了推力。桨叶的形状叶产生推力，因为它的弯曲就像机翼的外形。所以，空气流过螺旋桨时，一侧的压力就小于另一侧。如机翼中的情形一样，这产生一个向较低压力方向的反作用力。对于机翼，它的上面气压低，升力是向上的。对于螺旋桨，它是垂直安装的，而不是水平的飞机上，压力降低的区域是螺旋桨的前面，这样推力就是朝前的。按照空气动力学的说法，推力是螺旋桨外形和桨叶迎角的结果. 考虑推力的另外一个方法是螺旋桨应对的空气质量方面。这方面，推力等于它的空气质量，螺旋桨引起的滑流速度越大，飞机速度就越小。产生推力所消耗的功率取决于空气团的运动速度。一般来说，推力大约是扭距的80％，其他20%消耗在摩擦阻力和滑移上。对于任何旋转速度，螺旋桨吸收的马力平衡力引擎输出的马力。对螺旋桨的任意一周，螺旋桨处理的空气总量依赖于桨叶角，它确定了螺旋桨推动了多少的空气。所以，桨叶角是一个很好的调整螺旋桨负荷的方法来控制引擎转速。桨叶角也是一个很好的调整螺旋桨迎角的方法。在横速螺旋桨上，对所有引擎和飞机速度，桨叶角必须可调以提供最大效率迎角。螺旋桨和机翼的升力－阻力曲线，表明最大效率迎角是一个小的值，从2到4度变化的正值。实际桨叶角必须维持这个随飞机前进速度而变化的小迎角. 为一周旋转和前进速度的效率最好而设计了固定桨距和地面可调节(ground-adjustable)螺旋桨。这些螺旋桨设计用于特定的飞机和引擎配合。螺旋桨可以在起飞，爬升和巡航或高速巡航时提供最大螺旋桨效率。这些条件的任何改

“飞航杯”第二届全国未来飞行器设计大赛技术报告撰写格式规范-

非密“飞航杯”第二届全国未来飞行器设计大赛技术报告撰写格式规范为了本次大赛的评价依据规范性，做到技术报告在内容和格式上的统一和规范，现规定格式如下：一、技术报告应由9个部分组成，装订封皮，装订顺序依次为：（1）封面（中文）（2）题名页（3）中文摘要（4）英文摘要（5）目录（6）图标清单及主要符号表（根据具体情况可省略）（7）主体部分（8）参考文献（9）附录二、技术报告的书写规范与打印要求技术报告一律由在计算机上输入、编排并打印在标准A4纸（210×297mm，70g）幅面白纸上，采用单面印刷。 1、字体和字号技术报告题目：按具体规定章标题：三号黑体居中节标题：四号黑体居左条标题：小四号黑体居左正文：小四号宋体页码：五号宋体数字和字母：Times New Roman体 2、行距章、节、条三级标题为单倍行距，段前、段后各设为0.5行（即前后各空0.5行）。正文为1.5倍行距，段前、段后无空行（即空0行）。 3、页眉页眉内容为“飞航杯”第二届全国未来飞行器设计大赛参赛作品。页眉都用小五号宋体字，页眉标注从技术报告主体部分开始（绪论或第一章）。 4、页码技术报告页码从“主体部分（绪论、正文、结论）”开始，直至“参考文献、附录”结束，用五号阿拉伯数字编连续码，页码位于页脚居中。封面、题名页不编入页码。摘要、目录、图标清单、主要符号表用五号小罗马数字编连续码，页码位于页脚居中。 5、图、表及其附注图和表应安排在正文中第1次提及该图、表的文字的下方。当图或表不能安排在该页时，应安排在该页的下一页。

5.1 图图题应明确简短，用五号宋体加粗，数字和字母为五号Times New Roman体加粗，图的编号与图题之间应空半角2格。图的编号与图题应置于图下方的居中位置。图内文字为5号宋体，数字和字母为5号Times New Roman体。曲线图的纵横坐标必须标注“量、标准规定符号、单位”，此三者只有在不必要注明（如无量刚等）的情况下方可省略。坐标上标注的量的符号和缩略词必须与正文中一致。 5.2 表表的标号应采用从1开始的阿拉伯数字编号，如：“表1”、“表2”、……。表编号应一直连续到附录之前，并与章、节和图的编号无关。只有一幅表，仍应标为“表1”。表题应明确简短，用五号宋体加粗，数字和字母为五号Times New Roman体加粗，表的编号与表题之间应空半角2格。表的编号与表题应置于表上方的居中位置。表内文字为5号宋体，数字和字母为5号Times New Roman体。 5.3 附注图、表中若有附注时，附注各项的序号一律用“附注+阿拉伯数字+冒号”，如：“附注1：”。附注写在图、表的下方，一般采用5号宋体。三、技术报告每部分内容的具体要求 1、技术报告的封面技术报告题目：应准确、鲜明、简洁，能概括整个技术报告中最主要和最重要的内容。题目一般不宜超过25个中文字，若语意未尽，可用副标题补充说明。副标题应处于从属地位，一般可在题目的下一行用破折号“——”引出。技术报告题目应避免使用不常用缩略词、首字母缩写字、字符、代号和公式等。 2、摘要中文摘要内容包括：“摘要”字样，摘要正文，关键词。对于中英文摘要，都必须在摘要的最下方另起一行，用显著的字符注明文本的关键词。摘要是技术报告内容的简短陈述，应体现技术报告工作的核心思想。中文摘要一般约500字。摘要内容应涉及本项科研工作的目的和意义、研究思想和方法、研究成果和结论。关键词：是为用户查找文献，从文中选取出来用来揭示全文主题内容的一组词语或术语，应尽量采用词表中的规范词（参照相应的技术术语标准）。关键词一般为3~8个，按词条的外延层次排列（外延大的排在前面）。关键词之间用逗号分开，最后一个关键词后不打标点符号。英文摘要：英文摘要的内容及关键词应与中文摘要及关键词一致，要符合英语语法，语句通顺，文字流畅。英文和汉语拼音一律为Times New Roman体，字号与中文摘要相同。 3、目录目录按章、节、条序号和标题编写，一般为二级或三级，目录中应包括绪论（或引言）、技术报告主体、结论、附录、参考文献。 4、主体部分技术报告主体一般应包括：绪论（或引言）、正文、结论等部分。 4.1 章节标题及层次技术报告主体分章节撰写，每章应另起一行。章节标题要突出重点，简明扼要、层次清晰。字数一般在15字以内，不得使用标点符号。标点中尽量不采用英文缩写词，对必须采用者，应使用本行业的通用缩写词。层次以少为宜，根据实际需要选择。三级标题的层次按章（如“第一章”）、节（如“1.1”）、条（如“1.1.1”）的格式编写，各章题序的阿拉伯数字用Times New Roman体。 5、结论