机翼平面形状设计
固定翼无人机技术-机翼空气动力特性
脱体涡的法洗效应和切洗效应
涡升力的产生及对升力系数的影响
展弦比为1，迎角为20°的三角翼各个横截面上的压力分布图。从图上可以看出， 机翼上表面在脱体涡覆盖的区域内，吸力很大。。
4.4
翼型的亚声速气动特性
机翼高速气动特性
翼型的跨声速气动特性 翼型的超声速气动特性
后掠翼和三角翼的高速气动特性
翼型的亚声速气动特性
机翼的有关角度
01
后掠角（χ）
后掠角是指机翼上有代 表性的等百分弦线在xOz 平面上的投影与Oz轴之 间的夹角。后掠角的大 小表示机翼向后倾斜的 程度。称为前缘后掠角 ，称为1/4弦线后掠角， 称为后缘后掠角。
02
03
04
几何扭转角（φ） 上（下）反角（Ψ）
机翼安装角
机翼展向任一剖面处翼型 弦线与翼根剖面处弦线的 夹角称为几何扭转角。上 扭为正，下扭为负。除了 几何扭转角以外还有气动 扭转角，指平行于机翼对 称面的任一翼剖面的零升 力线与翼根剖面零升力线 之间的夹角。
空气流过后掠翼的流动情形
通过实验可以看到，空气流过后掠翼，流线将左右偏斜呈“S”形。
经过前缘以后，空气在流向最低压力 点的途中，有效分速又逐渐加快，平 行分速仍保持不变，气流方向又从翼 尖转向翼根。随后，又因有效分速逐 渐减慢，气流方向转向原来方向。于 是，整个流线呈“S”形弯曲。
后掠翼的翼根效应和翼尖效应
CL
d CL d
d(CL n cos2 ) d(n cos)
dCL n dn
cos
(CL )n
cos
后掠翼升阻特性
各种不同后掠角的机翼升力系数斜率（Cy ）随展弦比（λ）的变化曲线。由图 可以看出，当λ一定时，后掠角增大，Cy 减小。而当后掠角一定时，λ减小，Cy 也减小。这是由于展弦比减小时，翼尖涡对机翼上下表面均压作用增强的缘故。
简述超音速飞机的机翼平面形状及特点
超音速飞机的机翼平面形状及特点一、机翼平面形状1.1 简介超音速飞机的机翼平面形状是指机翼在平面上的几何形状，其设计直接影响到飞机的空气动力性能，对于超音速飞行来说尤为重要。
1.2 矩形平面形状在早期的超音速飞机设计中，矩形平面形状曾被广泛使用。
矩形机翼具有简单的几何形状，易于制造，但在超音速飞行时会产生较大的阻力，限制了飞机的速度及性能。
1.3 翼展锥度平面形状随着超音速飞机技术的不断发展，翼展锥度平面形状逐渐成为主流设计。
翼展锥度机翼呈锥形，即从根部到翼尖逐渐变细。
这种设计能够减小阻力，在超音速飞行时具有更好的空气动力性能。
1.4 变后掠平面形状一些超音速飞机还采用了变后掠平面形状，即机翼在根部与翼尖的后掠角不同。
这种设计可以根据飞行状态在不同的速度段获得更佳的空气动力性能。
二、特点2.1 较小的翼展比超音速飞机的机翼平面形状通常具有较小的翼展比。
这有利于减小机身与机翼的等效体积，降低阻力，并且有助于降低材料重量，提高飞机的载荷能力。
2.2 锥形机翼锥形机翼的特点是在超音速飞行时能够减小激波阻力，提高升阻比，使飞机具有更好的空气动力性能。
大多数超音速飞机都采用了锥形机翼设计。
2.3 合理的后掠角后掠角是指机翼在纵向平面上与机身的夹角，超音速飞机的机翼平面形状需要具有合理的后掠角来降低阻力，并且在超音速飞行时保持稳定的飞行姿态。
合理的后掠角设计能够使飞机在超音速飞行时具有更好的空气动力性能。
2.4 薄型翼型超音速飞机的机翼平面形状通常采用较薄的翼型。
薄型翼型能够减小阻力，提高升阻比，提高飞机的速度和性能。
结语超音速飞机的机翼平面形状具有独特的设计特点，包括翼展锥度、较小的翼展比、合理的后掠角和薄型翼型等。
这些特点使得超音速飞机在超音速飞行时具有更好的空气动力性能，为飞机的高速飞行提供了重要的技术支持。
随着科学技术的不断进步，相信超音速飞机的机翼平面形状设计将会不断完善，为飞机的超音速飞行带来更加优异的性能表现。
机翼上凸下平的原因
机翼上凸下平的原因机翼的主要功能是产生升力，提供飞机的升力支持和稳定性。
机翼的形状通常被设计成上凸下平的形式，这是为了满足飞机飞行时的特定需求和要求。
上凸下平的设计有以下几个原因：1.升力产生：机翼的上表面凸起可以促使空气在上表面流动速度增加，从而使机翼上方的气流速度比下方的气流速度更快。
根据伯努利原理，流速较快的气流会产生较低的压力，而流速较慢的气流则会产生较高的压力。
因此，在上凸的机翼上表面，由于气流速度较快，压力较低，从而产生一个向上的升力。
而机翼下平的形状可以保持压力的相对稳定，不会干扰上表面的气流，从而提高了升力的产生效率。
2.阻力减小：上凸下平的机翼设计可以减小机翼前缘部分的气流分离现象，从而降低阻力。
当飞机运动时，空气会以相对于机翼的速度流过机翼。
当气流经过机翼前缘时，由于弯曲性质，气流会分离成上表面和下表面的两股气流。
而分离造成的气流分散和扰动会增加阻力。
上凸的设计可以使气流更顺畅地绕过机翼，减少分离现象，从而降低阻力。
3.稳定性提高：上凸下平的机翼设计可以提高飞机的稳定性。
当飞机侧风或颠簸时，机翼上方的凸起部分相对于下方的平面会产生较高的升力，这会使飞机有一个回复到平衡状态的趋势。
这种设计可以增加飞机的稳定性，使其更容易保持平飞状态。
除了上凸下平的机翼设计之外，还有其他一些机翼形状的设计，如对称翼、下凸上平翼等。
这些设计有着不同的特点和应用场景，可以根据飞机的具体需要做出不同的选择。
总的来说，上凸下平的机翼设计是为了满足升力产生、阻力减小和稳定性提高等需求而设计的，能够在飞机飞行中发挥重要作用。
机翼理论
p p∞ 1 2 ρv∞ 2
′ ′ θ1′′ θ 2′ = 2(υ1′′ υ2′)
′ ′ ′ ′ 将υ2 = 0 ，υ2′ = 2π ，θ 2 = 0 ，θ 2′ = 2π 代入，得： θ1′ θ1′′ = 0 （近似值）
平面过 = c 的平滑曲线经变换为在z 平面上过 z = 2 c 的夹角近似
为零的曲线，即夹角近似为零的夹角。
力增加很快，在达到临界攻角以后增加更快。
3）升力系数Cl 与阻力系数Cd 关系曲线 Cl ~ Cd 这一曲线亦称极曲线，以Cd 为横坐标，C 为纵坐标，对应每一个攻角α ，
l
有一对 Cl 、Cd ，在图上可画一点，同时标上相应角度α ，连接所有点，即成极 曲线。
用途：a）对任一冲角，可得出Cl 、Cd ； b）原点和曲线上任取一点连直线，直线长度代表该冲角下的合力系 数， CR =
dz ) 角度。 d
dz 倍， d
3．流动奇点的强度在保角变换中的变化 流动奇点：点源、点汇、点涡等，流动奇点作保角变换时其强度保持 不变。 以上 3 点汇总： 若已知 平面上绕物体流动的复势，则可通过一解析函数 z = f ( ) 将W ( ) d 变换为W ( z ) ， 这一变换时复速度为V ( z ) = V ( ) ， 两平面上流动奇点强度
L ，这就是要求机翼采用适当的 D
机翼迎向来流的最前边缘叫机翼前缘，背向来流的边缘称机翼后缘，机 翼的左右两端称为翼梢。 机翼顺着来流方向切下来的剖面称为翼型，翼型通常都具有流线型外 形，头部圆滑、尾部尖瘦、上弧稍拱曲，下弧形状则有凹、凸、平的。 机翼的几个主要参数有： 1．机翼面积 S ：它是机翼的俯视平面正投影面积； 2．机翼翼展 l ： 3．翼弦 b ： 机翼两梢之间的距离称为翼展； 前后缘连线的长度；
机翼尾翼设计
少阻力。图如下：
9．内翼后缘扩展：可以增加根部弦长，便于起落架布置，降低根 部弦剖面升力系数，便于气动设计。如下图：
10．增升装置选择：
=
= 可以选择三缝襟翼和前缘缝翼结合。 11.副翼选择： 根据统计，可取如下数据： S 副/S=0.05 c 副/c=0.20 L 副/L=0.25 偏角=30°
12．扰流片布置在后缘襟翼前面 13．燃油容积计算，根据公式： =22914.8kg 符合要求。
14．机翼到机身前头距离: X.25 m.a.c=46%xLFus=18.34m
三．尾翼 1．平尾外形参数： 纵向机身容量参数：
=0.925
其中：
由纵向机身容量参数与平尾容量的关系：
可以得到：平尾容量 VH=3.5*32%=1.12
3．后掠角：Λ =25° 后掠角不能太多太小，变化如下图：.405 时阻力发散 M 大约是 0.81>0.8。
5．机翼参数如下： 面积 S=147.6m2 展长 L= AR ∗ S=37.45m 弦长 =2.25m 气动弦长： 前缘后掠角： 平均气动弦长到翼根距离为 8.25m 机翼平面图如下： =4.18m =0.511 =5.63m
其中：c 为平尾弦长，t 为厚度
所以平尾图如下：
2．垂尾尾外形参数： 航向机身容量参数：
=0.218
其中：
由航向机身容量参数与垂尾容量的关系：
可以得到：垂尾容量Vv=0.105 取尾臂力LV=50%LFUS=19.9m，AR=2.2，λ =0.7，χ =40° 由公式：
其中：机翼面积S=147.6M ，机翼展长bw=37.45m
2
可得： Sv/S=19.7%,垂尾面积 Sv=29.16m2,展长 l=8m， c 根=4.28m， c 尖=3m，垂尾 MAC=3.67m
机翼平面
反海鸥翼﹝如图4-12﹞内翼是下反外翼上 反，优点是轮架装在内外翼交接处，因离 地面近可以做的又粗又短﹝图4-13﹞
上反角的作用：维持滚转方向平衡，当飞机飞行时突然受
到侧向力﹝如一阵风﹞，这时飞机会倾向另一边，这时上 反角就要负责修正回来。假设碰到右阵风飞机往左倾，左 边机翼往下掉，于是左边机翼的相对气流除了一般从前缘 往后缘流的向量以外，还碰到一个从下往上的向量﹝如图 4-15﹞，结果就是相当于左边机翼攻角增大升力增大，右 边刚好相反升力减小，于是产生修正力矩，使飞机摆正。
４椭圆翼：﹝如图4-4﹞制作难度高，最有效率 的翼面应力分布，翼端至翼根同时失速，这也是 天上最优美的翼面形式。
5 三角翼
三角翼指平面形状呈三角形的机翼。机翼前缘后 掠，后缘基本平直，半翼俯视平面形状为三角形。 三角翼的特点是后掠角大，结构简单，展弦比小， 阻力小。
• 第二节 上反角
上反角就是当机翼摆正时翼前缘与水平线的夹角， 大部分飞机都有上反角，常见的形式如，一级上 反角﹝如图4-9﹞制作简单，效果也很好，
第三章 机翼平面
• 第一节 翼平面介绍
翼平面即是主翼平面投影的形状，当我们已假 定飞机重量、翼面负载后，主翼面积即可算出， 展弦比亦已大致决定，这时就要确定主翼平面 形状，考虑的因素有1失速的特性、2应力分布、 3制作难易度、4美观，模型飞机的速度离音速 还差一大截，不须考虑空气压缩性，也没有前 后座视野的问题，所以后掠翼不需考虑，当然 为美观或像真机除外，常见的平面形状及特性 如下：
பைடு நூலகம்
１矩形翼：﹝如图4-1﹞从左至右翼弦都一样宽， 练习机常用的形状，因为制作简单，失速的特性 是从中间开始失速，失速后容易补救。
机翼形状设计
机翼外形设计
机翼平面形状的几何参数的确定
根据主要参数的设计，已知机翼面积为450m2/2=225 m2 ,展弦比及后掠角，通过计算可得出：
机翼展长
通过和现有相同类型客机的比较，比波音777的展弦比小，机翼根部弦长增大，结构高度增加，有利于承力构件布置。
有利于起落架布置，可增加燃油容积。
—展弦比：8.5 —后掠角（度）：28
—机翼平均相对厚度：0.12 —起飞C Lmax ：2.25
—着陆C Lmax ：2.65
l =
根据现有统计数据，拟定梯形比为0.3，减小了尖梢比，由于起落架是多支点式，有利于布置起落架，同时可减轻机翼结构重量。
由此可计算得出：
=8m
=2.4m
2/[(1)]
c S lλ
=⋅+
根
c cλ
=
尖根
根据现有客机的统计数据，对于高亚声速飞机，拟定Λ = 28︒,可以提高临M 界数，延缓激波的产生。
同时较小的后掠角有利于起落架的布置‘ =2.3
=66.50
最后计算得出平均气动弦长=5.7m 作出机翼草图如下：
1/4(1)/[(1)]tg tg λλλΛ=Λ+-+前缘1/4ΛΛ前缘2(2/3)(1)/(1)root MAC C λλλ=+++。
机翼形状
特别重要的几何参数。
表3-1-1 介绍几种飞机的主要几何参数
机种几何参数 歼五
面积(㎡)
22.6
翼展(m)
9.6
展玄比
4.13
根尖比
歼六 25
•
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 P 。其定义如下：
P P P
1 2
C 2
•
式中P是机翼上某点的绝对压强 P、和C 分别是远前方
• 一、机翼的剖面形状(简称翼型)
• 翼型，通常指的是机翼平行于飞机对称面的 翼剖面(见图3-1-1)。
•
翼型大致分为以下几种(见图3-1-2)：弓形、
平凸形、双凸形、对称形、超临界翼型、尖峰翼
型、双弧形和菱形翼形。
•
(一)翼弦：翼型一系列内切圆圆心的连线，
称为中弧线(见图3-1-3)它是表示翼型弯曲程度的
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
• 个固定为迎了角推的导、升无力限公长式翼，展假的设矩气形流翼以，速此度机C翼连上续每、个稳剖定面流的过翼一型
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▲ 增加，可减轻机翼结构重量
3）对内部容积的影响
▲ 增加，有利于布置起落架
4）对于高速飞机
▲ =35，主要是从结构重量考虑
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• 后掠角
1）对气动特性的影响
▲ 增大，可以提高临M界数，延缓激波的产生；
▲ 增大，波阻降低；
▲ 增大，升力线斜率降低；
C
L
(C
L
)
0
cos
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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 • 关于边条翼、翼梢形状和Yehudi Flap • 增升装置的设计 • 副翼的设计 • 设计举例
航空宇航学院
机翼平面形状设计
• 描述机翼平面形状的几何参数 • 机翼平面形状设计时所考虑的因素 • 几何参数对气动特性和结构重量的影响 • 机翼平面形状的几何参数的确定
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• 为什么需要边条翼？
1）边条前缘产生强的脱体涡，可以直接产生涡升力 ； 2）边条脱体涡对机翼流场的有利干扰会推迟机翼表面的气流分离。 3）边条机翼的布局特别适于改进飞机大迎角气动性能，与近距鸭翼 有相似的对机翼有利干扰作用。
• 边条翼的应用
F-16
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F-18
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• 展弦比 1）对气动阻力的影响
对低速飞机， 增大，诱导阻力减小； 对高速飞机， 增大，波阻增大；
2）对升力线斜率的影响
增大，升力线斜率增大。
不同展弦比机翼的 Cx ~ M
不同展弦比机翼的 Cy ~
3）对失速攻角和失速速度的影响：
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▲ 增大，失速攻角减小。
▲ 减小 ，可防止大攻角时翼尖失速。
米格-29
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苏-27
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机翼安装角的确定
• 机翼安装角的定义：
机翼根弦与机身轴线之间的夹角
• 安装角对飞机气动特性和性能的影响：
- 对巡航时阻力有影响； - 对起飞滑跑距离有影响；
• 如何确定安装角（iw)
CL,Des
C
L
iw
（CL，Des：巡航时所需的升力系数）
ycdz
0
• 对于梯形机翼:
cA
2 3
c0
1 2 (1 )
xA
1 3
x尖
2 1
• 求平均气动力弦长的几何作图法
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yA
1 3
y尖
2 1
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机翼平面形状设计时所考虑的因素
• 气动特性 • 结构重量 • 内部容积
–燃油箱布置 –起落架布置
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几何参数对气动特性和结构重量影响
▲ 增大，最大升力系数降低； ▲ 增大，机翼升阻比K降低；
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2）对结构重量的影响
▲ 增大，机翼结构重量增加。
对于战斗机：
W机翼
1 cos
3）对内部容积的影响
▲ 过大，不有利于布置起落架。
4）如何选定后掠角
▲ 对于亚声速飞机： =0 或 <15o (用于调整重心）
▲ 对于高亚声速飞机： =2540；可以提高临M界数，延缓激波的产生
• 如何确定扭转角
- 根据目标升力分布； - 负扭转角的范围：0º~5º
77.3
23.3
68.7
26.0
72.8
26.6
75.0
28.7
93.5
展弦比
8.95 7.90 9.29 9.43 8.69
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• 根梢比 1）对气动诱导阻力的影响
▲ 根据Prandtl机翼理论，当升力分布为椭圆形时，诱导阻力最小； ▲ 若机翼没有扭转和后掠，则机翼平面形状为椭圆形时，升力分布为 椭圆形，诱导阻力最小； ▲ 当=2.2时，升力分布接近椭圆形，故许多低速飞机为2.2左右。
• 统计值
喷气客机： 1º~5.3º 战斗机： -1º~3.6º
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机翼扭转角的确定
• 定义 - 几何扭转：1）负扭转—从翼根至翼尖， iw逐渐减小。 2）正扭转—从翼根至翼尖， iw逐渐增大。
- 气动扭转：翼根与翼尖的翼型不同。
• 对气动特性的影响
- 负扭转或气动扭转可延缓翼梢气流失速； - 可改变升力分布。
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▲ 对于超声速飞机： A.采用亚声速前缘 当M=1.21.8时；相应的=40 60
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B. 采用超声速前缘（当 M2 时）
F-15：
前缘=45
米格-25：前缘=40
原因在于： 过大，机翼结构重量太大。
的统计值
• 为何要变后掠飞机
1）大后掠角飞机低速飞行时：
▲ 升力线斜率小； ▲ 最大升力系数小； ▲ 翼尖气流易分离。
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描述机翼平面形状的几何参数
• 机翼面积: S
• 展弦比 : l 2 / S
• 后掠角: 1/ 4 前缘
• 根梢比: c根
L/2
c尖
• 平均气动弦长
平均气动弦长是把给定机翼展向各面的气动力矩特性加以平均而计算出来 的等面积矩形相当机翼的弦长，该矩形翼的力矩特性各不变，该矩形翼的 力矩特性与给定的力矩特性相同。
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6）展弦比统计值 亚声速飞机：69，最大可达10 超声速飞机：35，最小可至2
飞机名称
阿夫罗RJ7பைடு நூலகம்（英） CRJ700ER（加） ERJ170LR（巴）
728JET（美） 福克70（荷）
乘客 （人） 70~85 66 ~78
70
70~85 70~79
机翼展长 （米）
26.3
机翼面积 （米2）
4）对稳定性和操纵性影响：
▲ 减小，减小从亚音速到超音速过程中气动焦点的移动量；
▲ 减小，降低了飞机横滚阻尼特性
5）对结构重量的影响：
▲ 增大，机翼根部弯矩增大，导致结构重量增加；
▲ 减小，机翼根部弦长增大，结构高度增加，有利于承力构件布置；
6）对内部容积的影响：
▲ 减小，有利于起落架布置；
▲ 减小，可增加燃油容积。
2）小后掠角飞机高速时
▲ 零升阻力太大
3）解决方案：变后掠！
F-111第一架变后掠飞机
起飞时：
前缘=16º
亚音速巡航飞行时 ：前缘=26º
超音速飞行时：
前缘=72.5º
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机翼边条（边条翼）
• 什么是边条翼？
在中等后掠翼（后掠角3040 左右）根部前缘，加上一后掠 角很大（ 7080）的细长前缘 所形成的复合机翼。原后掠翼 称为基本翼，附加的细长前缘 称为边条。
• 几何参数之间的关系
如果给定： S, , , 1/ 4 则：
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l S
c根
2S
/[l (1
1
)]
c尖
1
c
根
cA
2 3
c根
1 2 (1)
tg 前缘
tg1/ 4
(1
1
)
/[
(1
1
)]
•平均气动力弦长 cA
cA
2 S
l / 2 c2dz
0
xA
2 S
l/2
xcdz
0
yA
2 S
l/2