机翼形状
? 一、升力的产生
?
? (一)机翼的迎角
? 称为弦线翼弦与相对气流方向的夹角，称为迎角，通常以表示，见图3—1—8。
迎角的大小反映了相对气流与机翼之间的相互关系。迎角不同，相对气流流过机翼
时的情况就不同，产生的空气动力就不同，从而升力也不同。所以迎角是飞机飞行
中产生空气动力的重要参数。迎角有正角之分。气流方向指向机翼下表面的为正迎
角，如图3—1—8中(a)、(b)所示。气流方向指向机翼上表面的为负迎角，如图3—
1—8(c)所示。飞行时绝大多数时间内飞机处于正迎角状态。
? (二)根据翼型的流线谱说明升力的产生
? 从空气流过双凸形机翼的流线谱(图3—1—9)中可以看到，空气流到机翼前缘，分成
上下两股，分别沿机翼上、下表面向后流动，由于机冀有一定的正迎角，上表面又
比较凸出，所以机翼上
? 表面的流管必然变细，根据连续方程和伯努利方程可知其流速增大、压强下
降。下表面则相反，流管变粗，流速减少，压强增大。垂直于相对气流方向压力差
就是机翼的升力。
? 机翼升力作用线与翼弦的交点，即升力的着力点，叫机翼的压力中心。
? (三)机翼表面的压强分析
? 为了便于分析机翼各部分对产生升力的贡献，根据图3-1-10的实验，可绘出
机翼上下表面压强分布图。
? 在压强分布图上绘出的不是各点绝对压强值，而且压力系数 。其定义如
下：
? ? ? 式中P 是机翼上某点的绝对压强 分别是远前方未受扰动
气流压强,密度和速度.
? 根据气流的低速伯努利利方程，压力系数可以表示为如下形式： ?
? 式中Ｃ一机翼表面某一点流速。
? 根据实验，在低速范围内，机翼的流线谱基本不随速度变化，亦即流管截面
积基本不变，由不可压流连续方程 可知是一个确定的数, 也就是一个确定的
数，当迎角和翼型改变时，流线谱也要发生变化，压力系数也随之而改变。综上所
述，在低速范围内，压力系数 只随翼型和迎角变化，与气流动压无关。
? 机翼的压强分布图分两种表示方法。一种是矢量法，另一种是坐标法。
? 矢量法：如图3-1-11所示，图中各线段均垂直于机翼表面，线段的长度表示
压力系数 的大小，箭头向外为负值( <0)，箭头向里为正值( >0),再将各个
矢量的外端用平滑的曲线连接
? 起来，便是用矢量表示的压强分布图。图中压强最低吸力最大的一点(B 点)是最低
压强点。在前缘近，压强最高的一点(A)，是前驻点。
? 坐标法：如图3—1—12所示，以翼弦相对量x ／b 作横坐标，将机翼各测点
投影在横坐标(翼弦)上，然后将各测点上的压力数值作为纵坐标画出。
? 大气大于压强的画在横坐标下方，小于大气压强的画在横坐标上方，再用平
滑曲线依次连接图上各点，这就是用坐标表示的压强分布图。有了机翼的压强分布
图，便可了解机翼各部分所产生的升力在总升力图中所占的比重。图3—1—11及图22
1∞∞∞-=
C P P P ρ
3—1—12表明：机翼产生升力主要靠上表面的压强减少(产生吸力)的作用，而是靠下表面的压强增大。由上表面的吸力所形成的升力一般约占总升力的60~80%，而由下表面的压强所形成的升力只占总升力的20~40％、如果下表面的压强低于大气压强产生向下的吸力，则机翼总升力就等于上表面的吸力减去下表面的吸力，在此情况下，机翼的升力就完全由上表面吸力所产生。
? 二、升力公式
? 为了推导升力公式，假设气流以速度 连续、稳定流过一个固定迎角的、无
限长翼展的矩形翼，此机翼上每个剖面的翼型都是完全相同的。如图3—1—13所示，在机翼上沿翼展方向取长度为 的一段机翼。其面积为 。为计算整个机翼的升力，首先在其上任取一长度为 、宽度为 、面积为 的一小块微元机翼 = 。可以认为这块微元机翼的上、下表面压力分布是均匀的，这样就很容易算出它的升力。
? 如图3—1—14所示，流过机翼上下表面的气流速度、压强在Ⅱ-Ⅱ截面处分
别为 、 及 、 ，根据压力系数定义
?
?
? 有
?
?
? 机翼无限小面积 所产生的升力（见图3-1-13） 应为 ?
?
而 则得 ?
整个机翼的升力(Y)应为： ?
取 ，上式改写成： ? ?
?
令 ?
称为升力系数，于是飞机的升力为： ?
? 上式称为升力公式，它虽是用无限矩形翼推导出来的，但同样适用于各种平面形状
有限长机翼。从公式可以看出飞机升力大小与相对气流的动压( ) ? 成正比，与机翼面积成正比，与升力系数成正比。
? 由上式可以看出，升力系数就是压强分布图中上下翼面压力系数曲线所围的
面积。升力系数的大小综合地反映了迎角。翼型及机翼平面形状等因素对升力的影响，一般由实验测定。从实验结果看，相对弯度大的机翼，其升力系数大，这里因为相对弯度大，上下翼面流管的变化大，上下压力系数的趋值就大。同一迎角下平凸形翼型比双凸形的升力系数大，对称形的最小。
221∞∞∞-=C P P P ρ下下P C P P 221∞∞∞+=ρdx P P C dY )(212上下-?=∞∞ρldx ds =ldx P P C Y )(212上下-?=∞∞ρldx P P C Y b ?-=∞∞)(2102上下ρb x X =??-=-=∞∞∞∞x d P P S C x bld P P C Y b )(21)(2110202上下上下ρρ?-=x d P P C y )(10上下A C C Y y 22
1∞∞=ρ
?
图3—1—1 图3—1—2
?
? 图3-1-3 中弧线和翼弦
? 图3-1-4 翼型的几何参数
图3-1-5 前缘半径
图3-1-6 机翼平面形状（a）矩形翼（b）椭圆翼（c）梯形翼(d)后掠翼(e)三角翼(f)双三角翼(g)S形前缘翼(h)边条翼(i)变后掠翼
图3-1-7 表示平面形状的几何参数图３－１－８机翼迎角
图３－１－９机翼升力的产生
图3-1-10 机翼表面各点压强的测定
图3-1-11 用矢量法表示的机翼压强分布布图
图3-1-12 用坐标法表示的机翼压强分布
图３－１－１３无限长翼展距形型翼
飞行基础知识：机翼形状与飞行速度的关系
飞机能上天，就是机翼产生升力的结果。但是飞机上天后，机翼也产生阻力，影响飞机前进，所以机翼的形状、大小关系到飞机的速度。随着气动理论的完善、制造工艺的提高以及新材料的不断应用，机翼的性能经过多次改进，已今非昔比。 早期的飞机机翼都是平直的。最初是矩形机翼，很容易制作。但由于其翼端宽，会给飞机带来阻力，严重地影响了飞机的飞行速度。为此，人们曾设计了一种椭圆形机翼。这种新机翼的翼端虽然窄了，但其制作工艺却十分复杂，很难制作。后来，人们又设计出了梯形机翼。梯形机翼兼具矩形和椭圆形机翼之长，制作也比较方便，尽管仍有一个小小的翼尖，但阻力还不算大。因此，20世纪30年代至40年代末，梯形平直机翼几乎一统天下。二战中出名的飞机如美国的P－51、苏联的杜－2、日本的零式战斗机等都是梯形平直机翼。 1945年，英国研制了两架飞机，安装了当时最先进的喷气发动机，飞机平飞的最大速度达到974千米／小时。若从12000米高度俯冲到9000米高度时，速度甚至达到1120千米／小时，接近音速。但机翼上出现了“激波”，使机翼表面的空气压力发生变化，空气作用力的总作用点后移，飞机会自动俯冲。当时飞机的操纵系统和舵面的大小等，都没有考虑这种情况，所以不可能把俯冲状态中的飞机拉起来平飞。大角度的俯冲，使飞机增速更快，最后，超出它本身能承受的强度，所以飞机就散架解体了。 机翼上产生激波后，飞机的阻力会急剧增加，比低空飞行大十倍甚至几十倍，所以即使用喷气式发动机，也很难使飞机超音速。当时把这种困难叫做“音障”。德国人发现，把飞机的机翼做成后掠的形式，像燕子的翅膀，可以延迟“激波”的产生，减少阻力，也可以缓和飞机接近音速时自动俯冲的不稳定现象。1948年，美国在F－86战斗机上应用后掠机翼。原苏联在上个世纪40年代末期，也研制出带后掠机翼的喷气式歼击机米格－15。进入20世纪50年代，世界上超音速飞机的翅膀几乎全都是后掠机翼的。 20世纪五六十年代，人们设计飞机的指导思想是越高越快就越好。为了达此目的，机翼的后掠角越来越大。而为了保证飞机的安全，又要加重钢梁，加厚蒙皮。但飞机重量增加了，又直接影响飞机的速度和高度。怎么办？人们把后掠机翼的前缘和平直机翼的后缘结合起来，设计制作出了三角机翼。从俯视角度看，三角机翼飞机的两只机翼连接起来是一个等腰三角形，刚度明显增强。1963年8月试飞的美国SR－71飞机就是三角机翼，其大部分用钛合金制成，最大飞行速度相当于音速的3.5倍，飞行高度可达2.4万米。法国“幻影”系列飞机也采用了三角机翼。20世纪60年代三角机翼又风靡一时。 飞机机翼采取向后掠的形式后，又出现了新问题，它比不向后斜的普通机翼，在同样的条件下产生的升力小。飞机起飞时，要滑跑到很大速度，才能使升力等于重量，然后飞机才能离去，跑道要很长，着陆的情况也一样。因此，现代歼击机起飞跑道多在1000米以上，重型轰炸机起飞跑道大于2000米。所以现代大型机场跑道的长度都要超过3000米，战时很容易被敌人破坏。在空中巡航时，后掠翼飞机比普通机翼飞机耗费油料多，航程也会受影响。于是，有人研究出一个方案，就是使机翼能改变后掠角。起飞、着陆和巡航时，机翼在平直位置；要飞大速度时，机翼向后斜。要想让一架普通飞机改变它的机翼后掠角，首先要解决飞机的平衡问题。原来机翼在平直位置平衡好的飞机，当机翼向后转，加大后掠角时，升力作用点向后移，飞机会低头俯冲，不能飞行。经过多次试验，1964年，世界上第一架变后掠翼飞机F－111终于研制成功。这种飞机在起飞、着陆和低速飞行时，其两翼尽量伸直，后掠角只有16度，从而具备了平直机翼升力大的特点；而在高速飞行时，它的两翼又尽量后掠，后掠角可达72.5度，变得像三角机翼一样，因此能够轻易突破“音障”。其后苏联也相继推出了变后掠翼飞机米格－23、苏－20和苏－24等。 要改变机翼的后掠角，其实是很难的。机翼前后转动，要用很大的轴承和坚固的结构，这样，变后掠翼飞机的重量要增大。不过，随着气动力学的发展，人们发现边条机翼可以为其后方的基本机翼提供升力。所谓边条机翼就是在基本机翼根部前缘加装一条后掠角大于70度的
机翼结构设计方案及强度计算
机翼结构设计方案及强度计算 模型一 设计思路：根据设计要求，机翼全长4m,翼弦长1m，前后两根梁。于是利用abaqus软件的壳单元建立了一个基本的机翼模型。 图1 单只机翼模型 然后参考《实用飞机复合材料结构设计与制造》、《复合材料设计手册》、《复合材料力学》等资料，初步设计机翼采用蒙皮夹心结构，上下表面分别铺3层复合材料，考虑到机翼的工况采用[45/0/-45]铺层方式，每层厚度为0.125mm，具体如图2所示。中间夹心材料采用PMI泡沫，该材料具有突出的比强度和良好的耐蠕变性，可以很好的克服屈曲。夹心材料厚度初步拟定为5mm，进行计算模拟，如果屈曲明显则可加厚。 表1 机翼的材料参数
图2 机翼的蒙皮夹心铺层结构 考虑到梁是主要的承力部件，采用[-45/0/45/90]s铺层方式，每层厚度为0.125mm，具体如图3所示。 图3 梁的铺层结构
利用abaqus模拟计算时将工况环境简化，采用一端固定，在机翼下表面加载Y方向的升力，分布如图5所示。 图4 机翼的固定端约束 图5 机翼的载荷分布
模型一的计算结果： 梁每层复合材料的应力云图 图6 梁每层复合材料的应力云图 梁的计算结果分析： 从计算结果中不难发现，机翼前缘的梁承受的力要比尾部的梁大很多，可以考虑适当加厚。对比各层复合材料的受力情况，0°的复合材料层受力明显，可以适当增加0°的复合材料层数。靠机身段的梁应力集中明显，可以在该部位适当增加梁的厚度，也可考虑用工字梁强化该部位。
机翼每层复合材料的应力云图： 图7 机翼每层复合材料的应力云 图（1-5层） 图7 机翼每层复合材料的应力云图（6-7层）
机翼外形发展史
机翼外形发展史 1903年12月17日，这是一个载入史册的日子，莱特兄弟制造出的第一架依靠自身动力进行载人飞行的飞机"飞行者"1号试飞成功。它采用了一副前翼和一副主机翼，并且都是双翼结构，用麻布蒙皮和木支柱联结而成。一台汽油活塞发动机被固定在主机翼下面的一个翼面之上，机翼后面安装着左右各一副双叶螺旋桨，机尾是一个双翼结构的方向舵，用来操纵飞机的方向，而飞机上下运动则由前翼来操纵。飞机没有起落架和机轮.只有滑橇。起飞时飞机装在滑轨上，用带轮子的小车拉动辅助弹射起飞。驾驶员俯伏在主机翼的下机翼中间拉动操纵绳索的手柄操纵飞机。这次飞行的留空时间只有短短的12秒，飞行距离只有微不足道的36米，但它却是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定和可操纵的重于空气飞行器的首次成功升空并飞行，从此，人类的航空事业揭开了崭新的一页。 100多年来，飞机的发展取得了丰硕的成果，运输机、侦察机、战斗机等各种各样的飞机应运而生，同时随着飞机种类的不同及功能需求的不同，机翼的外形也发生了翻天覆地的变化。 在飞机诞生之初，机翼的形状千奇百怪，有的像鸟的翅膀，有的像蝙蝠的黑翼，有的像昆虫的翅膀;有的是单机翼，有的是双机翼。聪明的古人观察出鸟类所以会飞，完全因为那对奇妙的翅膀。于是，好奇的人们开始制造各式各样的翅膀，因此最初飞机的机翼大多数与鸟类的翅膀相似。随后，随着时代的进步，人们的目光不仅仅局限于鸟类，人们吸取桥梁建造方面的经验，把上下机翼通过支柱和张线联成一个桁架梁，增加结构受力高度，以提高机翼刚度，减轻结构重量。这些优点使双翼机成为早期飞机的主要型式。随着飞机速度的不断提高，双机翼支柱和张线的阻力越来越大，成为提高速度的主要障碍。高强度铝合金问世后，人们已有可能制造出结构重量不太大而又能承受大载荷的薄机翼。从20世纪30年代起，双机翼逐渐被单机翼取代。在现代的飞机中，除对载重量和低速性能有特殊要求的小型飞机外，双机翼已不多见。 到第二次世界大战时，虽然绝大多数飞机"统一"到单机翼上来，但单机翼的位置又有上单机翼、中单机翼和下单机翼之分，其形状有平直机翼、后掠机翼、三角机翼、梯形机翼、变后掠角机翼、前掠角机翼之别。 1945年，英国研制了两架飞机，安装了当时先进的喷气发动机，速度达到音速。但过了不多久，这两架飞机先后在空中解体坠毁。后来人们通过研究才发现原来飞机接近音速时，机翼上出现"激波"，使机翼表面的空气压力发生变化 空气作用力的总作用点后移，飞机会突然自动俯冲，又使飞机增速更快，最后 超过它本身能承受的强度，所以飞机散架了。后来，用其他飞机做试验飞行时，还发现一个严重的问题，就是机翼上产生激波后，飞机的阻力会急剧增加，比低速飞行时大10倍甚至几十倍，所以即使用喷气式发动机，也很难使飞机超音速。当时把这种困难叫做"音障"。 为了解决机翼影响飞行速度的问题，许多国家都在研制新型机翼。德国人发现把飞机的机翼做成向后斜的形式，像燕子的翅膀，可以延迟"激波"的产生，减小由于激波引起的阻力，也可以缓和飞机接近音速时自动俯冲的不稳定现象。这种形状的机翼被称为后掠翼，后掠翼是机翼设计的一种型态，特指机翼沿着翼展方向的轴线与机身具有一个向后的角度，即掠角为锐角。机翼的后掠程度由后掠角大小来进行表示。后掠翼是平直机翼发展而来的，适用于较高的飞行速度，气动特点为可增大机翼的临界速度，并减小超音速飞行时的阻力。1948年，美国把后掠机翼应用在F-86战斗机上，苏联也于40年代末期，研制出带后掠翼的喷气式米格-15歼击机。但是，后来进一步研究表明，为了超音速飞行，后掠翼并不是
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
机翼断面设计
； 问题背景描述：（P66）表给出的x，y数据位于机翼断面的轮廓线上，Y1和Y2分别对应轮廓的上下线。假设需要得到x坐标每改变时的y坐标。试玩成加工所需数据，画出曲线，求加工断面的面积。 表机翼断面轮廓线上的数据 1、实验目的： a.掌握用MATLAB计算拉格朗日、分段线性、三次样条三种插值的方法，改变节点的数目，对三种插值结果进行初步分析。 b.掌握用MATLAB及梯形公式、辛普森公式计算数值积分。 c.通过实例学习用插值和数值积分解决实际问题。 | 2、实验原理与数学模型： 插值模型 3、实验所用软件及版本： 4、实验内容： ￥ A、用MATLAB计算拉格朗日插值的方法： x=[0 3 5 7 9 11 12 13 14 15]; y1=[0 ]; y2=[0 ]; plot(x,y1,x,y2) xx=0::15; yy1=interp1(x,y1,xx,'spline'); yy2=interp1(x,y2,xx,'spline'); &
plot(xx,yy1,xx,yy2) trapz(xx,yy1)-trapz(xx,yy2) 利用数值积分可算出机翼面积=（平方米） 机翼断面曲线如下： B、用MATLAB计算分段线性插值的方法： x0=[0,3:2:11,12:15]; y1=[0 ]; / y2=[0 ]; x=0::15; y1_in=interp1(x0,Y1,x); y2_in=interp1(x0,Y2,x); [x',y1_in',y1_sp',y2_in',y2_sp'] subplot(2,1,1),plot(x,y1_in,x,y2_in,'b'),title('interp') trapz(x,y1_in)-trapz(x,y2_in) { 利用数值积分可算出机翼面积S=（平方米） 机翼断面曲线如下机翼断面曲线如下：
飞机机翼图设计
伯恩思坦多项式与Bezier曲线 一、引言 1971年法国雷诺汽车公司的工程师Bezier提出了一种新的参数曲线表示法。这种方法能方便地控制输入参数(控制点)以改变曲线的形状。被称为Bezier曲线，数学原理使用了伯恩思坦多项式。设f(x)是定义在[0，1]上的连续函数，称表达式 ∑= -- ≈ n k k n k k n t t C n k f x f ) 1( ) / ( ) ( 右端为函数的伯恩思坦逼近多项式。 下面是函数) sin( ) (x x fπ =的伯恩思坦多项式逼近实验程序 n=input('input n='); x=[0:n]/n; f=sin(x*pi); for i=1:n+1 y=f;t=x(i); for k=n:-1:1 for j=1:k y(j)=t*y(j)+(1-t)*y(j+1); end end p(i)=y(1); end max(abs(f-p)) plot(x,f,'b',x,p,'o',x,p,'r') 下面两图分别是取不同点数的伯恩思坦多项式逼近。 n=10逼近n=20逼近 二、Bezier曲线 Bezier曲线的形状是通过一组多边折线(控制多边形)的各顶点P0，P1，…，P m所定义出来的。在多边折线的各顶点中，只有第一点P0和最后一点P m在曲线上，其余的点则用以定义曲线的阶次。 给定控制多边形顶点P0，P1，…，P m的坐标 (x0，y0)，(x1，y1)，……，(x m，y m) 曲线参数方程为 ∑= -- = m k k k m k k m x t t C t x ) 1( ) (，∑ = -- = m k k k m k k m y t t C t y ) 1( ) (
机翼所受升力与机翼形状的关系
机翼所受升力与机翼形状的关系 XXX中高一X班物理组吴XX 前言 随着科学技术的发展，飞机已成为现代社会较为常见的交通工具，它具有速度快，运输效率高等优点，是最快捷的现代化交通工具，在交通运输行业中有着重要地位。飞机飞行依靠的是空气动力，飞机的升力主要由机翼提供，在其他条件相同时，飞机所受升力与机翼形状有关，因此研究飞机机翼与其升力的关系，对飞机的发展有着重要意义。 研究经过 要探究机翼所受升力与机翼形状的关系，就要先较为深入和透彻地了解升力。升力一词在初中课本有所提及，所以对于组员来说并不算陌生，但初中课本只是笼统地科普了相关知识，对其进行了概括性的描述，这并不能满足本次研究的知识需要。所以在研究机翼形状与升力的关系之前，小组成员商议决定先了解升力的定义及其来源。随后组员进入校内图书馆进行相关书籍的查阅并在网上收集相关资料。从收集的资料中，我们得到了升力的定义：一般认为在空气中，当向上的力大于向下的力时，其合力方向向上，使物体上升，这个合力叫做升力。从定义上分析，我们可以知道升力的本质是合力，也就是说，影响其分力的大小及方向的因素都可能成为最终影响升力的因素。那么，影响升力的因素就较为复杂了，这促使我们决定继续探究升力的成因。 在第二次研究活动中，我们的主要目的就是了解升力的成因，从而分析影响升力大小及方向的因素有哪些。通过我们查阅的资料，我们发现判断升力的大小及方向要考虑实际流体的粘性、可压缩性等诸多条件，具体就是由物体在空气中运动形成了绕翼环流，从而产生上下压力差，这个压力差就是在此剖面的升力，升力和向后的诱导阻力合成为空气动力，流过各个剖面升力总合就是机翼的升力。这个说法推翻了初中物理科普用的等时间论：当气流经过机翼上表面和下表面时，由于上表面路程比下表面长，则气流要在相同时间内通过上下表面，根据运动学基本公式S=VT，上表面流速比下表面大，再根据伯努利定理（在一个不可压、理想的流体系统，比如气流、水流
机翼种类与特点
细节题2：机翼的种类有哪些？各有哪些优缺点？主要飞行参数以及主要应用机型。（民用、军用等） 按机翼数量分为单翼机、双翼机和三翼机。 双翼机和三翼机在航空发展的初期很常见， 双翼机：双翼机是有上下并列配置的两副机翼的飞机。两副机翼前后配置的飞机称串翼机。双翼机的上下机翼用支柱和张线连成一个承力的整体，组成一个空间桁架结构。双翼机是旧式飞机。在现代的飞机中，除对载重量和低速性能有特殊要求的小型飞机外，双翼机已不多见。 优点：在飞机发展初期，发动机功率低、重量大，建造机体的材料大多是木材和蒙布。为解决升空问题，需要较大面积的机翼，以便在低速条件下产生足够的升力。双翼机有两个翼面，机翼总面积较大。人们吸取桥梁建造方面的经验，把上下机翼通过支柱和张线联成一个桁架梁，增加结构受力高度机翼刚度，减轻结构重量。 缺点：随着飞机速度的不断提高，双翼机支柱和张线的阻力越来越大，成为提高速度的主要障碍。 高强度铝合金问世后，人们已有可能制造出结构重量不太大而又能承受大载荷的薄机翼。从20世纪30年代起，双翼机逐渐被单翼机取代。在现代的飞机中，除对载重量和低速性能有特殊要求的小型飞机外，双翼机已不多见。 主要应用机型：Go145教练机，霍克III战斗机，别－2舰载侦察机，伊15驱逐机 三翼机：由于双翼机的下部机翼在飞行中会自行折断，而且且这种飞机经常闹出此类故障，因此福克最先设计出了Dr-I三翼机，由于翼展相对较窄的三层机翼飞机具有极佳的机动飞行性能，最适宜于与敌机进行近距离格斗，所以获得了许多艺高胆大的尖子飞行员的青睐。主要应用机型: 福克Dr.1 单翼机还可细分为上单翼机、中单翼机和下单翼机。 上单翼机 优点：结构比较单一，机翼可以就是机翼，甚至可以完全做成一个整体，机身只是悬吊在其下面的一个部件，结构设计计算是最简单的一种，梁和框架的布局也非常容易和灵活，空气动力学方面，上单翼上表面和机身上表面基本平齐，飞机流场的低压区没有相互干扰，不易出现分离，天生就有身翼融合的优势，容易形成高升阻比的构型，此外，上单翼最重要的特点还在于飞机重心悬吊于机翼下，重心和升力中心的垂线距离最远，可以达到最大的自然滚转稳定性，飞机具有较强的自动恢复的飞行姿态稳定性。上单翼机翼下有足够高度和空间用于人员操作和武器挂载，是舰载机的主要设计选择。 缺点：上单翼设计导致机翼距离地面高度很大，起落架很难布局在机翼上，只能在机身上想办法，为了容纳收放起落架，机身需要额外考虑全套的起落架舱的空间，这对机身设计的要求提高了。
机翼断面设计
问题背景描述：（P66）表3.6给出的x，y数据位于机翼断面的轮廓线上，Y1和Y2分别对应轮廓的上下线。假设需要得到x坐标每改变0.1时的y坐标。试玩成加工所需数据，画出曲线，求加工断面的面积。 表3.6机翼断面轮廓线上的数据 x 0 3 5 7 9 11 12 13 14 15 0 1.8 2.2 2.7 3.0 3.1 2.9 2.5 2.0 1.6 Y 1 0 1.2 1.7 2.0 2.1 2.0 1.8 1.2 1.0 1.6 Y 2 1、实验目的： a.掌握用MATLAB计算拉格朗日、分段线性、三次样条三种插值的方法，改变节点的数目，对三种插值结果进行初步分析。 b.掌握用MATLAB及梯形公式、辛普森公式计算数值积分。 c.通过实例学习用插值和数值积分解决实际问题。 2、实验原理与数学模型： 插值模型 3、实验所用软件及版本： MATLAB6.1 4、实验内容： A、用MATLAB计算拉格朗日插值的方法： x=[0 3 5 7 9 11 12 13 14 15]; y1=[0 1.8 2.2 2.7 3.0 3.1 2.9 2.5 2.0 1.6]; y2=[0 1.2 1.7 2.0 2.1 2.0 1.8 1.2 1.0 1.6]; plot(x,y1,x,y2) xx=0:0.5:15; yy1=interp1(x,y1,xx,'spline'); yy2=interp1(x,y2,xx,'spline'); plot(xx,yy1,xx,yy2) trapz(xx,yy1)-trapz(xx,yy2) 利用数值积分可算出机翼面积=11.3053（平方米） 机翼断面曲线如下：
飞机的气动布局与机翼的几何参数
飞机的气动布局与机翼 的几何参数 公司内部档案编码：[OPPTR-OPPT28-OPPTL98-OPPNN08]
飞机的气动布局与机翼的几何参数 ??? 人类向往飞行是从模仿鸟类飞行开始的。但是由于鸟类飞行机理的复杂性，至今未能对扑翼机模仿成功。 ??? 而真正促使人们遨游天空的，也许是受中国风筝的启发，在航空之父凯利的科学理论指导下，将动力和升力面分开考虑，而发明了固定翼飞机。 ??? 飞机是二十世纪人类史最伟大的科学成就。是人类最快捷、舒适、高效、安全的交通运输工具，在国家安全、社会和国民经济的发展中占有极其重要的地位。 当年李白受安史之乱蒙冤沦为囚犯，被流放到白帝城后，朝廷大赦天下，他立刻返舟东下，重出三峡，欣喜的心情无法言表： ?? ?朝辞白帝彩云间，千里江陵一日还。两岸猿声啼不住，轻舟已过万重山。 ??? 如果李白乘飞机，不知如何写佳作。是否同意写成如下： ??? 朝辞白帝彩云间，千里江陵一时还。两耳风声鸣不住，轻机已过万重山。 人类要想自由飞翔，必须做到： 1、必须有良好的气动外形 2、必须有轻巧的结构 3、必须有相当的动力 4、必须达到一定的速度 5、必须有机敏的操纵机构 6、必须有导航系统 与鸟的飞行不同，飞机在空中能够飞行是依靠与空气的相对运动，而产生作用在飞机上的力和力矩来实现的。如对于水平等速直线飞行而言，从飞机受力条件，有 ? L＝G??? L?V ?? （升力与重力平衡） ￥ ? （推力与阻力平衡） ? F＝D??? D//V ￥ ? M=0????????????? (俯仰力矩保持守恒）
飞机产生升力必须具备的条件： （1）有空气（飞机在空中飞行是靠作用于飞机上的空气动力）。此外，喷气发动机的氧气也是取源于空气。 （2）必须存在一定的飞行速度（飞机和空气之间要有一定的相对运动，产生空气动力）。 （3）要有适当的气动外形、受力大小和飞行姿态。 （4）必须存在保持和改变飞行状态的能力。 1、飞机的气动布局 ??? 不同类型的飞机、不同的速度、不同的飞行任务，飞机的气动布局是不同的。 ??? 何为飞机的气动布局 广义而言：指飞机主要部件的尺寸、形状、数量、及其相互位置。 飞机的主要部件有：推进系统、机翼、机身、尾翼（平尾、立尾）、起落架等。 按机翼和机身连接的相互位置分为：
超轻型飞机设计
沈阳航空航天大学 飞机构造学结课大作业 ------超轻型飞机设计说明书 指导教师：邓忠林 学院：航空航天工程学部 专业：飞行器制造工程 学号：2012040301013 班级：24030101 姓名：马振宇
目录 一.轻型飞机总体外形设计 二. 机翼结构设计 三. 起落架的构造设计 四. 机身的构造设计 五. 尾翼的构造设计 六. 设计体会 七. 参考文献
超轻型飞机设计说明书 一.超轻型飞机总体外形设计 飞机采用上单翼.正常式尾翼.以及前三点固定式起落架，机翼和尾翼骨架是由铝管制成的，机身座舱骨架是由航空钢管焊接而成，外覆合成纤维布的航空蒙布，结构简单，重量轻，造价低廉。 二.机翼结构设计 1.机翼的功用 由于超轻型飞机飞行速度较低，且发动机提供的动力有限，此时我们要求机翼产生的动力要大，且自身重量要小。速度慢，所以减小阻力就显得次要，首先应排除其他因素，简单的认为机翼面积和升力成正比，相同面积的矩形和平行四边形或梯形，平行四边形和梯形的周长都要长一些，这样就会带来更多的结构重量，降低飞机的飞行效率，故机翼应采用矩形机翼。从成本讲，矩形机翼的设计也更简单，如每个翼缘结构都是相同的，只要设计出一个就可以。且使用的材料相对较少，设计费用和制造费用都会降低。并且，上单翼使飞机的横向稳定性增大，发动机离地面较高，不易吸附杂质。
1).翼梁 翼梁是飞机中的主要受力构件,它承受机翼的剪力和弯矩.翼梁主要由上下缘条和腹板组成,缘条承受由弯矩而产生的拉,压轴向力;腹板承受剪切力.本机型采用的翼梁构造形式是工字形,沿长度方向采用等强度设计.腹板式翼梁的优点是在相同的高度和同等的重量的情况下,带有立柱加强而腹板上无任何开孔,其强度最大.这种结构的翼梁制造工艺简单,成本低.适用于轻型飞机的设计与制造. 2).纵墙 它是一根缘条很弱或无缘条的腹板式翼梁.位于机翼后缘的纵墙可用来连接副翼和襟翼.它不能承受弯矩,主要用来承受剪力,并与蒙皮构成闭室结构承受机翼扭矩. 3).翼肋 本机型翼肋---构架式翼肋.由缘条,直支柱,斜支柱组成.用于结构高度较大的机翼上.翼肋按功用为普通翼肋.此种翼肋只承受气动载荷,形成并维持翼剖面形状,把蒙皮传给它的局部气动力传给翼梁腹板.腹板用来承剪,上下缘条用来承受因弯矩而产生的正应力,并连接蒙皮,普通翼肋的腹板抗剪强度,本机型翼肋有较大的承受预度,因此在腹板上开减轻孔以减轻重量. 4).蒙皮 蒙皮是包围在骨架外面保持机翼气动外形的构件.机翼还参与机翼的总体受力.蒙皮与翼梁腹板所构成的机翼盒式梁受到由各翼肋沿闭室周缘传来的引起机翼扭转变形的力矩 2.机翼与机身的连接 超轻型飞机属于低速小型飞机，故采用垂直耳片叉耳连接，连接螺栓水平放置，接头在传递剪力和弯矩时，螺栓均受剪切力作用。 三.起落架的构造设计 起落架采用前三点固定式起落架。 1.前三点起落架避免了后三点起落架的“倒立”和“飘起”的危险。 2.前三点起落架防止倒立，因此可以强烈制动，解决了跑道较短的问题
飞机机翼翼梁的结构分析和修理设计
飞机机翼翼梁的结构分析和修理设计
目录 1引言 (8) 2飞机翼梁的结构分析 (8) 2.1翼梁的结构组成 8 2.1.1翼梁缘条 10 2.1.2翼梁腹板 10 2.2翼梁的受载特点 10 2.3翼梁的布置 11 3故障诊断 (12) 3.1超声波探伤 12 3.1.1超声波探伤设备 12 3.1.2超声波探伤的工作原理 (12) 4故障修理 (13) 4.1翼梁缘条的修理 13
4.1.1缺口的修理 13 4.1.2裂纹的修理 14 4.1.3断裂的修理 15 4.2翼梁腹板的修理 19 4.2.1裂纹的修理 19 4.2.2破孔的修理 20 4.2.3切割的修理 21 5校核强度 (22) 5.1梁缘条修理时的强度计算 22 5.2 腹板修理时的强度计算 (25) 结束语 (26) 参考文献 (27)
毕业设计（论文）原创性声明和使用授权说明 原创性声明 本人郑重承诺：所呈交的毕业设计（论文），是我个人在指导教师的指导下进行的研究工作及取得的成果。尽我所知，除文中特别加以标注和致谢的地方外，不包含其他人或组织已经发表或公布过的研究成果，也不包含我为获得及其它教育机构的学位或学历而使用过的材料。对本研究提供过帮助和做出过贡献的个人或集体，均已在文中作了明确的说明并表示了谢意。 作者签名：日期： 指导教师签名：日期： 使用授权说明 本人完全了解大学关于收集、保存、使用毕业设计（论
文）的规定，即：按照学校要求提交毕业设计（论文）的印刷本和电子版本；学校有权保存毕业设计（论文）的印刷本和电子版，并提供目录检索与阅览服务；学校可以采用影印、缩印、数字化或其它复制手段保存论文；在不以赢利为目的前提下，学校可以公布论文的部分或全部内容。 作者签名：日期：
机翼形状
? 一、升力的产生 ? ? (一)机翼的迎角 ? 称为弦线翼弦与相对气流方向的夹角，称为迎角，通常以表示，见图3—1—8。 迎角的大小反映了相对气流与机翼之间的相互关系。迎角不同，相对气流流过机翼 时的情况就不同，产生的空气动力就不同，从而升力也不同。所以迎角是飞机飞行 中产生空气动力的重要参数。迎角有正角之分。气流方向指向机翼下表面的为正迎 角，如图3—1—8中(a)、(b)所示。气流方向指向机翼上表面的为负迎角，如图3— 1—8(c)所示。飞行时绝大多数时间内飞机处于正迎角状态。 ? (二)根据翼型的流线谱说明升力的产生 ? 从空气流过双凸形机翼的流线谱(图3—1—9)中可以看到，空气流到机翼前缘，分成 上下两股，分别沿机翼上、下表面向后流动，由于机冀有一定的正迎角，上表面又 比较凸出，所以机翼上 ? 表面的流管必然变细，根据连续方程和伯努利方程可知其流速增大、压强下 降。下表面则相反，流管变粗，流速减少，压强增大。垂直于相对气流方向压力差 就是机翼的升力。 ? 机翼升力作用线与翼弦的交点，即升力的着力点，叫机翼的压力中心。 ? (三)机翼表面的压强分析 ? 为了便于分析机翼各部分对产生升力的贡献，根据图3-1-10的实验，可绘出 机翼上下表面压强分布图。 ? 在压强分布图上绘出的不是各点绝对压强值，而且压力系数 。其定义如 下： ? ? ? 式中P 是机翼上某点的绝对压强 分别是远前方未受扰动 气流压强,密度和速度. ? 根据气流的低速伯努利利方程，压力系数可以表示为如下形式： ? ? 式中Ｃ一机翼表面某一点流速。 ? 根据实验，在低速范围内，机翼的流线谱基本不随速度变化，亦即流管截面 积基本不变，由不可压流连续方程 可知是一个确定的数, 也就是一个确定的 数，当迎角和翼型改变时，流线谱也要发生变化，压力系数也随之而改变。综上所 述，在低速范围内，压力系数 只随翼型和迎角变化，与气流动压无关。 ? 机翼的压强分布图分两种表示方法。一种是矢量法，另一种是坐标法。 ? 矢量法：如图3-1-11所示，图中各线段均垂直于机翼表面，线段的长度表示 压力系数 的大小，箭头向外为负值( <0)，箭头向里为正值( >0),再将各个 矢量的外端用平滑的曲线连接 ? 起来，便是用矢量表示的压强分布图。图中压强最低吸力最大的一点(B 点)是最低 压强点。在前缘近，压强最高的一点(A)，是前驻点。 ? 坐标法：如图3—1—12所示，以翼弦相对量x ／b 作横坐标，将机翼各测点 投影在横坐标(翼弦)上，然后将各测点上的压力数值作为纵坐标画出。 ? 大气大于压强的画在横坐标下方，小于大气压强的画在横坐标上方，再用平 滑曲线依次连接图上各点，这就是用坐标表示的压强分布图。有了机翼的压强分布 图，便可了解机翼各部分所产生的升力在总升力图中所占的比重。图3—1—11及图22 1∞∞∞-= C P P P ρ