机翼外形初步设计-南京航空航天大学飞机设计研究所
鸭式模块化双机身飞机机翼初步及详细设计
飞行器结构设计课程设计作业鸭式模块化双机身飞机””“鸭式模块化双机身飞机机翼初步及详细设计——机翼初步及详细设计——学院：航空航天与力学学院专业：飞行器制造工程学号：093508、093534、093535姓名：杜孟尧、张茂新、倪荫梅指导老师：沈海军1.项目背景所谓模块化鸭式飞机，指在设计中采用模块化思想及鸭式的布局形式。
采用鸭式的气动布局，具有全机升力系数大、升阻比大的有点。
而模块化则要求飞机可以在双机身和单机身之间方便的转变，此乃模块化的意义所在。
项目提出并成功立项之后，经工作任务分配，杜孟尧、张茂新、倪荫梅三人负责飞机机翼的设计与制作工作。
2012年8月，所有工作完成之后，已经对单机身的飞机进行了试飞并获得成功。
2012年12月，双机身飞机也已制作成功，现正在进行试飞后的改进工作。
以下为机翼的初步设计以及细节设计过程。
2.机翼初步设计（主要完成者：杜孟尧）2.1机翼俯视图经过之前的整机初步设计，已经得到了机翼的设计要求，如表2.1：图2.1机翼设计参数经气动分析整体设计，机翼采用CLARK Y 翼型。
有以上设计参数，确定了机翼的俯视图，如图2.2图2.2机翼俯视图双机身单机身翼面积0.589㎡0.439㎡相对厚度15%15%展弦比10.788.22根梢比 1.5 1.5外段后掠角7.59°7.59°展长 2.5m 1.5m 根部弦长0.25m 0.25m 平均气动弦长0.2356m 0.231m 安装角3°3°副翼展长 1.0m 1.0m 副翼弦长0.06m 0.06m 副翼面积0.06㎡0.06㎡相对面积0.1020.137机翼包括中段翼和外段翼两部分。
中段翼与机身相连，外段翼由中段翼外伸，并安装副翼和翼稍垂尾。
2.2翼身连接连接方式设计翼身连接方式采用根部翼肋加强耳片与机身侧壁螺栓连接的形式。
这种方法在飞机中并不常见，但对于航模来说，强度已经足够，并且可以达到快速装配的目的。
飞行器设计重量估算
• 注释：
客机的结构重量（机翼、机身、尾翼、起落架） 一般占最大起飞重量30％～35％。
基于统计方法的重量估算方程
参考文献
1. D. Howe, Aircraft Conceptual Design Synthesis, Professional Engineering Publishing Limited, London, UK, 2000. L. R. Jenkinson, P. Simpkin, D. Rhodes, Civil Jet Aircraft Design, AIAA Inc, 1999
基于统计方法的重量估算方程
• 机翼重量
– 按理想的基本结构重量、修正系数、机身影响系数 三部分分别计算。 （1）理想的基本结构重量MIPS
M IPS = mC + mr M0
(kg）
mC = 1920 A1.5 S 0.5 Nr (1 + λ )sec φ sec ϕ / τ f a
mr = 3S τ M 0 A0.25
• 基于近似分析模型
– 工程梁理论
• 基于数值仿真/虚拟样机的方法
– 结构有限元模型 – 三维CAD模型
按基本空重百分比分配重量指标
重量统计数据
按基本空重百分比分配重量指标
重量统计数据（续）
按基本空重百分比分配重量指标
对于同类型飞机，机翼、机身、尾翼、短舱、起落架、推进系统、 固定设备在基本空重所占百分比存在一定的统计关系。
• 重心调整
– 若重心估算的结果表明，基本空机重量不符合上述统计规 律，需调整机翼位置。
1 ΔxG = cA
⎤ ⎡ W机翼 − 1)⎥ Δx机翼 ⎢( ⎦ ⎣ Wto
Δx 机翼－机翼移动量 ΔxG － 全机重心在平均气动弦上 的移动量
飞机操稳特性评估
操稳分析内容
静稳定性
俯仰静稳定性导数 特征方程
特征根
稳定性
动稳定性
稳定性判据
模态特征
长周期
纵向
静操纵性
短周期 升降舵操纵力矩及配平曲线
纵向运动状态量对升降舵 及油门的操纵响应 横滚静稳定性导数 偏航静稳定性导数
操纵性
动操纵性
操稳 特性
稳定性
静稳定性 动稳定性
特征方程 特征根
稳定性判据
模态特征
横侧向
静操纵性
方向舵及副翼的操纵力矩
滚转 螺旋 荷兰滚
操纵性
动操纵性
非对称定常飞行时的平衡
横侧向运动状态量对方向 舵及副翼的操纵响应
主要操稳要求的校核
• 纵向
– 巡航和着陆配平
– 静稳定裕度
– 起飞时抬头力矩 – 短周期模态特性
对平尾面积的约束
– 长周期模态
这些操稳性能计算需要纵向气动导数。
主要操稳要求的校核
– 能快速对各种飞机构型的气动导数进行计算。
AVL的应用示例
载重电动遥控飞机 飞翼布局电动遥控飞机
基于面元法的气动导数计算
• DWT（Digital Wing Tunnel）数值风洞软件
– 基于无粘的线化位流方程；数值方法－面元法，C语言编写。 – 可估算升力、诱导阻力、摩擦阻力、纵向/横侧向静、动气动导数。
• 计算输出气动力与力矩系数（基本）： • 计算输出静稳定性导数（基本）： • 计算输出动稳定性导数： • 计算平尾配平时产生的相应的力与力矩 • 计算由襟翼、副翼及升降舵产生的力与力矩
基于涡格法的气动导数计算
• 涡格法程序AVL
– 由MIT的教授和他的学生Youngren开发。
现代飞机机翼结构的受力型式可分为...
南京航空航天大学硕士学位论文摘 要现代飞机机翼结构的受力型式可分为梁式、单块式和多腹板式。
结构选型是机翼结构设计的首要环节，它是否合理直接影响机翼结构重量。
目前已有定性结论指出相对载荷和有效高度比是机翼结构选型的两个重要依据，但由于操纵面、机身-机翼连接、发动机舱、吊挂、起落架位置等因素对结构性能的影响无法进行定量描述，所以结构型式的确定目前尚无普遍可以适用的定量方法，在很大程度上还是在原型机的基础上依赖于以往的设计经验。
为了部分取代结构选型中的经验成分，本文对机翼结构型式和相关参数进行了统计分析，得到了一些经验公式，探讨了不同机翼结构型式和相对厚度、相对载荷之间存在的内在关系，这样在结构初步设计阶段只要少数几个参数，即可对机翼受力型式作出初步的确定。
本文提出了一个新的几何参数：参与区系数，它作为机翼结构选型的一个辅助参考。
同时提出了一个新的设计参数：参与区重量因子，表征了因连接等原因引起机翼传力过程中出现的参与区对结构增重的影响。
并将参与区系数结合厚度与载荷关系进行统计分析，对机翼结构选型提供了一个辅助的参考，具有一定的工程应用价值。
本文同时提出了机翼结构优化的具体研究方法，探讨了PCL程序参数化建模、单元处理、惯性矩等效、分步优化等技术。
通过算例完成了波音707飞机和S.211飞机机翼在不同受力型式下的结构优化设计，计算得到了其参与区重量因子的具体数值, 并探讨了参与区的影响范围。
关键词：机翼结构型式，相对厚度，相对载荷，参与区系数，结构优化I机翼结构选型方法研究IIAbstractSpar structure, stressed-skin structure and multi-spar structure are the basic types of modernwing configuration. Configuration selection is the first step of wing structural design, and it affects wing structure weight directly. Existing qualitative conclusions indicate that the structure selection is based on two important parameters: relative loading and effective height ratio. But due to the fact that the control surfaces, fuselage-wing connection, engine nacelle, landing gear position, suspension and many other factors on the influence of structure performance cannot be described quantitatively, there is no universal quantitative method for configuration selection currently, so it still largely relies on past experience based on the prototype aircraft.In order to partially replace experience ingredient, statistical analysis for both existing wing configuration and relevant parameters is made in this thesis to find the potential relations between these parameters. Three experiential expressions related to airfoil relative thickness and maximum flying speed, as well as the limits of some parameters have been obtained. These expressions and data are proved to be referenced for configuration selection of wing in the preliminary design. As a result, only few parameters can preliminarily determine the form of wing load.In order to provide an auxiliary reference for configuration selection, this paper develops a new parameter, redundant-area coefficient. It represents the influence on weight increase of wing structures caused by redundant-area that is issued from the connection between fuselage and wing. Also a specific research methodology is proposed, parameterized modeling in PCL program, unit processing, inertia equivalent, step-by-step optimization etc technologies are discussed in this section. Numerical value of redundant-area coefficient is obtained through the structure optimization of boeing 707 wing and S.211 wing under different wing configuration.Keywords: wing configuration, relative thickness, relative loading, redundant-area coefficient, structural optimization南京航空航天大学硕士学位论文V图表目录图1.1 结构优化设计流程图 (6)图1.2 翼盒吊挂构造 (10)图1.3 不同机翼结构型式的重量隶属函数（对） (11)图2.1 典型工字梁剖面等效图 (14)图2.2 典型机翼剖面 (15)图2.3 各机种机翼结构型式比重 (21)图2.4 98架飞机的与Vmax 的关系图 (21)图2.5 后掠翼飞机的与Vmax 的关系图 (22)图2.6 整体式机翼飞机的与Vmax 的关系图 (22)图2.7 不同结构型式和及的关系 (23)图3.1 双梁式机翼传力路线图 (25)图3.2 机翼连接接头型式对传力过程的影响 (26)图3.3 壁板上正应力分布图 (26)图3.4双梁机翼根部参与区面积的几何图 (28)图3.5单梁单墙机翼根部参与区面积的几何图................................................................................28 图3.6 78架飞机H ζ与M 的关系图 (29)图4.1 参与区系数计算流程图 (31)图4.2 可调整参数示意图 (33)图4.3 机翼主要受力构件示意图 (34)图4.4 梁单元惯性距等效示意图 (35)图4.5 气动载荷分布示意图 (36)图4.6 波音707中外翼几何模型 (39)图4.7 单块式结构重量迭代历程图 (40)图4.8 机翼应力云图 (40)图4.9 机翼位移云图 (40)图4.10 机翼扭转角 (41)图4.11 机翼屈曲云图 (41)图4.12 梁式结构重量迭代历程图 (41)图4.13 机翼应力云图 (42)机翼结构选型方法研究图4.14 机翼位移云图 (42)图4.15 机翼扭转角 (42)图4.16 机翼屈曲云图 (42)图4.17 长桁的截面形状 (43)图4.18 蒙皮屈曲云图 (44)图4.19 长桁屈曲云图 (44)图4.20 翼肋屈曲云图 (44)图4.21 翼梁屈曲云图 (44)图4.22 蒙皮屈曲云图 (44)图4.23 长桁屈曲云图 (44)图4.24 翼肋屈曲云图 (45)图4.25 翼梁屈曲云图 (45)图4.26 S.211飞机机翼几何模型 (46)图4.27 单块式结构重量迭代历程图 (47)图4.28 机翼应力云图 (47)图4.29 机翼位移云图 (47)图4.30 机翼扭转角 (47)图4.31 机翼屈曲云图 (47)图4.32 梁式结构重量迭代历程图 (48)图4.33 机翼应力云图 (48)图4.34 机翼位移云图 (48)图4.35 机翼扭转角 (49)图4.36 机翼屈曲云图 (49)图4.37 蒙皮屈曲云图 (49)图4.38 长桁屈曲云图 (49)图4.39 翼肋屈曲云图 (50)图4.40 翼梁屈曲云图 (50)图4.41 蒙皮屈曲云图 (50)图4.42 长桁屈曲云图 (50)图4.43 翼肋屈曲云图 (50)图4.44 翼梁屈曲云图 (50)图4.45 波音707飞机机翼根部参与效应 (52)图4.46 S.211飞机机翼根部参与效应 (52)VI南京航空航天大学硕士学位论文表2.1总体参数 (13)表2.2 性能参数 (13)表2.3 机翼外形参数 (13)表2.4 参数汇总结果 (16)表4.1 材料的基本力学性能 (37)表4.2 波音707机翼各受力构件优化重量对比 (45)表4.3 S.211机翼各受力构件优化重量对比 (51)VII机翼结构选型方法研究VIII 注释表A展弦比，剖面积 p 翼载荷 B翼盒宽度 Q 剪力 b弦长 R 力偶 b开口度 S 机翼面积 ymax c最大升力系数 T 扭矩 c翼型相对厚度 max V 最大飞行速度 f d机身宽度 W 梁单元宽度 E弹性模量 1,2W 机翼结构重量 f安全系数 ,j x x 设计变量 ,()f f x目标函数 1χ 前缘后掠角 o G正常起飞重量 2χ 后缘后掠角 ,i g g约束函数 []σ 许用应力 (,)F x z气动力分布场函数 []δ 许用翼尖位移 Tomax G最大起飞重量 []θ 许用翼尖扭转角 H梁单元高度，翼盒高度 []λ 许用屈曲 eff H有效高度 δ 蒙皮厚度 eff H有效高度比 q Δ 附加剪流 l展长 μ 泊松比 M弯矩 η 根梢比 Ma马赫数 ζ 参与区系数 M相对载荷 σ 参与区重量因子 d n设计过载 ψ 综合影响系数承诺书本人声明所呈交的硕士学位论文是本人在导师指导下进行的研究工作及取得的研究成果。
起落架位置布置
南京航空航天大学
余雄庆
概念设计流程
设计
全ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ布局设计
No 满足要求？ 方案最优？
设计要求、适航条例
Yes
机身外形初步设计
确定主要参数
初 步 方 案
方案分析与评估
起 落 架
分 系 统 发动机选择
重量特性
动力特性 操稳特性 噪声特性 可靠性
气动特性
性能评估 经济性分析 排放量 维修性
机翼外形初步设计
选择轮胎数目和尺寸的一般原则
主起落架
飞机 类型 Wto (lb) 116,000 220,000 330,000 572,000 775,000 14,000 25,000 35,000 60,000 Dt x bt in. x in. 40 x 14 40 x 14 46 x 16 52 x 20.5 49 x 17 18.5 x 7 24 x 8 24 x 8 35 x 9 PmWto 轮胎数 (每支柱) 2 4 4 4 (3支柱) 4 (4支柱) 1 1 2 1
0.07 0.05 0.08 0.07
单发螺 旋浆飞 机
1,600 2,400 3,800
15 x 6 17 x 6 16.5 x 6
0.80 0.84 0.84
1 1 1
15 x 6 12.5 x 5 14 xx5
0.20 0.16 0.16
1 1 1
Pm－主起落架载荷 Pn －前起落架载荷
Dt－轮胎直径（英寸）
0.06 0.06 0.07 0.07 0.06 0.13 0.09 0.10 0.12
战斗机
Pm－主起落架载荷 Pn －前起落架载荷
Dt－轮胎直径（英寸）
飞机结构设计.
图1.1 飞机研制的一般过程
1. 概念性设计阶段
根据设计要求，全面构思，形成粗略的断 语飞机设计的基本概念，并草拟一个 或几个能满足设计要求的初步设计方案
工作内容：
初步选定飞机的形式，进行气动外形布局 初步选择飞机的基本参数 选定发动机和主要的机载设备 初步选择各主要部件的主要几何参数 粗略绘制飞机的三面草图 初步考虑飞机的总体布置方案，初步的性能估算， 检查是否符合飞机设计所要求的性能指标 方案要具有足够的先进性且实际可行 花钱和耗时不多，但非常重要
寿命――飞机结构中的主要受力构件。如： 主梁、下壁板、接头、气密舱 热强度――高温处，如：后机身、尾喷 口、 激波产生处 破损安全结构――重要部件设计成多路传力 结构，如：中翼受力盒段 缓慢裂纹扩展结构――不可检处按安全寿命 设计
1.2.3 结构的使用条件
气象条件（温度和湿度）、介质条件（海 水、水汽等）； 机场条件（主要是跑道品质）； 维修条件（周期、次数、速度、能力）。
技术要求
技术要求：Vmax，升限，航程/作战半径， 起飞着陆距离， 载重/起飞重量，机动性 指标（加速，最小盘旋，爬升），使用 寿命； 非定量要求：全天候，机场要求，维护 要求； 趋势：V ，Hmax ， 载重 ，航程 ；
苏-30
阵风
F－117
第四代战斗机(俄罗斯称之为第五代战斗 机)更着重强调同时具备隐身技术、超音 速巡航、过失速机动和推力矢量控制、近 距起落和良好的维修性等性能 。
飞机结构设计具体内容
飞机部件的结构打样设计（初步设计） 零构件设计 部件的结构图纸
飞机部件
设计师素质
设计师的第一要务是彻底熟悉飞机设计所 依据的规则; 其次，设计师应熟悉每一代飞机的型号。
机翼外形初步设计(一)
设计升力系数的计算：
W
L
1 2
v 2
S CL
C
L
(W S
)
1 q
在初步设计时，近似认为： CL cl
CL 三维机翼的升力系数； cl 翼型的升力系数；
根据设计升力系数选出合适的翼型
如何选择翼型（续）
• 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。
机翼外形初步设计 －翼型设计
概念设计流程
设计
全机布局设计
机身外形初步设计
确定主要参数
发动机选择
分
系
统
机翼外形初步设计
尾翼外形初步设计
总体布置 形成初步方案
设计要求、适航条例
No
满足要求？
Yes 初 步
方案最优？
方
案
方案分析与评估
重量特性 气动特性 动力特性 性能评估 操稳特性 经济性分析 噪声特性 排放量 可靠性 维修性 机场适应性 ……
▪ 升力线斜率： cl
▪ 零升力攻角： 0l
▪ 设计升力系数: CL,des
• 阻力特性：
▪ 阻力系数：
cd
d
(
1 2
v 2
c)
▪ 最小阻力系数： cd min
▪ 阻力发散马赫数： Mdd
• 俯仰力矩特性：
▪
俯仰力矩系数： cm
m
(
1 2
v 2
c2
)
▪ 零升力力矩系数： cm0
▪ 焦点（气动中心）位置
尖峰翼型（Peaky Airfoil）
• 最早（上世纪60年代）由美国和英国开发的一种翼型。 • 阻力发散马赫数高于NACA六位系列翼型。 • 曾应用于DC-10、C-5A、VC-10和运10喷气运输机。
飞机布局设计
– 是否已掌握了该布局的设计特点。
• 市场因素
– 研究市场（客户）对布局的偏好。
• 设计传统和风格
4
飞机构型选择的思维特点
• 创造性
– 非逻辑性思维
• 非唯一性
– 虽然设计要求相同 但构型可完全不同
5
飞机构型的非唯一性（1）
• 幻影-2000
- 无尾布局型式 - 机翼形状：三角翼 - 蜂腰形机身 - 一台发动机装在机身尾段 - 机身两侧的进气道
– 根弦较长，在翼型相对厚度相同情况下，可得到较大的结构高度。 – 三角翼的气动、强度、刚度和重量特性均较好。
• 缺点
– 升力线斜率较小，飞行速度较小时需较大的迎角，才能提供足够的 升力。
– 对于小展弦比大后掠角的三角翼，当迎角较大时，将产生强烈的下 洗气流，尾翼布置困难。
29
不同形式的三角翼
幻影2000
阵风（法）
"协和"号超音速客机 30
后掠翼 、三角翼与小展弦比机翼的比较
因素
阻力（M1.6)
后掠翼 1
阻力（ M>1.6）
3
重量
3
升力线斜率
2
洛-马公司提出的超声速公务机（三角翼）
三角翼 2
小展弦比 3
2
1
1
2
3
1
美国Aerion公司提出的超声速公务机（小展弦比）
31
机翼在机身上的安装位置
因素
上单翼
✓ 起落架短、易收放、结构重量轻； ✓ 发动机和襟翼易于检查和维修； ✓ 安全考虑：强迫着陆时，机翼可起缓冲 作用。
不利因素：
机身机翼气动干扰较大 机翼离地近，吊舱安装困难。 部分客舱的座位的视线被机翼遮挡
飞机重量估算
战斗机：
发动机安装在机身内： 0.45 L身
重心位置估算
• 起落装置
– 假设与全机重心重合
• 动力装置
– 由发动机重心位置来确定
• 固定设备
– 假设与全机重心重合
• 燃油
– 根据油箱布置的位置 – 计算油箱的体积和重量，燃油密度＝0.8g/cm3
中程客机
重心位置
• 正常使用重心
–飞机在正常飞行过程中，经常保持的重心位置。
• 使用重心前限
–飞机在飞行过程中，重心可能的最前位置。
• 使用重心后限
–飞机在飞行过程中，重心可能的最后位置。
重心位置估算
L/2
• 机翼
– 直机翼
(38~40%)cA
0.4L/2
– 后掠角和三角翼
(40~42%)cA
35%半展长
• 注释：
客机的结构重量（机翼、机身、尾翼、起落架） 一般占最大起飞重量30％～35％。
基于统计方法的重量估算方程
参考文献
1.
2.
D. Howe, Aircraft Conceptual Design Synthesis, Professional Engineering Publishing Limited, London, UK, 2000.
基于统计方法的重量估算方程
• 机翼重量
– 按理想的基本结构重量、修正系数、机身影响系数
三部分分别计算。 （1）理想的基本结构重量MIPS
M IPS mC mr M0
(kg）
mC 1920 A1.5 S 0.5 Nr (1 )sec sec / f a
飞机气动特性分析
机场适应性 ……
分析
任务
输入 设计方案 分析评估 输出
计算模型 • 工程估算 • CFD
巡航（高速） • 升阻特性 起飞/着陆（低速） • 最大升力系数 • 升阻特性
抖振升力系数
气动特性分析评估的方法
空气动力学理论
经典理论
计算方法
简化解析公式 半经验公式 升力面理论 涡格法/面元法 小扰动位流方程或 全位流方程的数值方法 附面层方程解 无粘/有粘交互计算 欧拉方程数值方法 N-S方程数值方法
⎛ xT ⎞ c f = ⎜1 − χ mf ⎟ c f −turb lb ⎠ ⎝
摩擦阻力
根据部件叠加的方法，飞机的摩擦阻力系数表示为：
i i c S ∑ f wet i =1 I
CD 0 − f =
SW
压差阻力
• 定义
– 由流经飞机的气流分离所引起的阻力。
• 方法
– 采用部件形状因子的方法，计入压差阻力。 – 机身的压差阻力因子为：
Ffus = 1 + 2.2 k 1.2 − 0.9 k 3
K 为机身长细比，即机身长度与机身最大直径之比 。 －发动机短舱的压差阻力因子：
Fnac
lnac = 1 + 0.35 / d nac
lnac/dnac发动机短舱的长度与直径之比。
压差阻力
– 翼面类部件的压差阻力因子与其平均相对厚度及最大厚度位 置的弦向比例有关，还需要考虑飞行马赫数的修正. – 机翼的压差阻力因子（尾翼类似）:
• 起飞/着陆构形
总阻力 ＝ 零升阻力 ＋ 升致阻力 ＋ 配平阻力 ＋ 起落架放下 引起的阻力增量 ＋ 襟翼放下引起的阻力增量
CD = CD 0 + CDi + CD − LG + C D 0− flap +CD ,trim
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= 2540；可以提高临M界数，延缓激波的产生。
后掠机翼“自动上仰”（pictch up）的边界图
• 给定一个后掠角时，机翼展
弦比存在一个上限，超过这个
上限可能存在“自动上仰”， 这个上限与梯形比有关。 • 机翼后掠角越大，翼展弦比 的上限值越小。 • 机翼梯形比越大，翼展弦比
的上限值越小。
可能会“自动上仰”，难于控制，影响飞行安全。
3）对结构重量的影响
▲ 后掠角增大，机翼结构重量增加。 对于战斗机：
1 W机翼 cos
4）对内部容积的影后掠角
▲ 对于亚声速飞机： =0 ▲ 对于高亚声速飞机： 或 < 15o (用于调整重心）
• 几何参数之间的关系
如果给定： 则： 展长
S , AR, , 1/ 4
l AR S
c根 2 S /[l (1 )]
c尖 c 根
MAC (2 / 3)Croot (1 2 ) /(1 )
tg 前缘 tg1/ 4 (1 ) /[ (1 )]
▲ 后掠角增加对飞机起飞和着陆性能带来不利的影响 由于升力线斜率减少，在同样攻角时，飞机起飞和着陆时的可用 升力系数降低，对飞机起飞和着陆性能带来不利的影响。
▲ 后掠角增加对飞机的加长型带来不利影响 如果只加长机身长度而不增加起落架高度，飞机的起飞角将受到 限制，可能达不到起飞升力系数的要求。
2）对操纵性的影响
描述机翼平面形状的几何参数
• 参考机翼面积: S • 展弦比: AR l 2 / S • 后掠角: 1/ 4
前缘
b/2
c尖 • 梢根比: c根
• 平均气动弦长（MAC）
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与给定的力矩特性相同。
▲ λ减小，有利于布置起落架
4）对于翼尖失速的影响
▲ λ 小对防止翼尖失速不利。
5）梯形比的确定实质上也是综合考虑诱导阻力（通过影 响载荷分布）、翼尖失速、结构重量和容积的结果。
飞机类型
轻型飞机
梯形比
1.0～0.6
涡桨支线客机
公务机 喷气运输机
0.6～0.4
0.6～0.4 0.4～0.2
超声速战斗机
5）对结构重量的影响：
▲ AR 增大，机翼根部弯矩增大，导致结构重量增加； ▲ AR 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：
▲ AR 减小，有利于起落架布置； ▲ AR 减小，可增加燃油容积。
7）机翼展弦比的确定实质上是综合考虑巡航状态的升阻 比、结构重量和容积的结果。
喷气客机后掠角的统计数据
机翼厚度的分布
• 许多飞机机翼在不同展向站位上其厚度是变化的。 • 机翼根部的相对厚度通常大于翼尖的的相对厚度，以 有利于结构承受弯矩。 • 有些轻型飞机为了降低制造成本，机翼设计成矩形翼， 且翼型不变。 • 对于直机翼螺旋桨飞机，通常在翼根和翼尖分别确定 一个翼型，在二者之间翼型线性过渡。
平均气动力弦长的几何作图法
MAC (2 / 3)Croot (1 2 ) /(1 )
b 1 2 Y 6 1
几何参数对气动特性和结构重量影响
• 展弦比AR（Aspect Ratio） 1）对气动阻力的影响
对低速飞机， AR 增大，诱导阻力减小； 对高速飞机， AR 增大，波阻增大。
机场适应性 ……
分析
机翼的设计的内容
• 翼型的选择与设计 • 机翼平面形状设计
• 机翼厚度分布的确定
• 机翼安装角和上反角的确定 • 关于边条翼、翼梢形状和内翼后缘扩展 • 增升装置的设计 • 副翼和绕流板的设计
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
0.5～0.2
• 后掠角（sweepback）
1）对气动特性的影响
▲ 后掠角增大，可以提高临M界数，延缓激波的产生； ▲ 后掠角增大，波阻降低； ▲ 后掠角增大，升力线斜率降低；
CL (CL ) 0 cos
▲ 后掠角增大，最大升力系数降低； ▲ 后掠角增大，低速时升阻比降低；
8.95
CRJ700ER（加）
ERJ170LR（巴） 728JET（美） 福克70（荷）
66 ~78
70 70~85 70~79
23.3
26.0 26.6 28.7
68.7
72.8 75.0 93.5
7.90
9.29 9.43 8.69
喷气客机的展弦比
• 梯形比λ（taper ratio）
1）对气动诱导阻力的影响
机翼外形初步设计（二）
南京航空航天大学 余雄庆
概念设计流程
设计
全机布局设计 No 机身外形初步设计 确定主要参数 满足要求？ 方案最优？
设计要求、适航条例
Yes
初 步 方 案
方案分析与评估
分 系 统 发动机选择 机翼外形初步设计 尾翼外形初步设计 总体布置 形成初步方案 重量特性 动力特性 操稳特性 噪声特性 可靠性 气动特性 性能评估 经济性分析 排放量 维修性
▲ 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λ=0.4时，升力分布接近椭圆形，故许多低速飞机为0.4左右。
2）对结构重量的影响
▲ λ 减小，可减轻机翼结构重量
3）对内部容积的影响
2）对升力线斜率的影响
AR 增大，升力线斜率增大。
AR＝8
AR＝8
AR＝2
不同展弦比机翼的 C x ~ M
不同展弦比机翼的 C y ~
3）对失速攻角和失速速度的影响：
▲ AR 增大，失速攻角减小。 ▲ 减小AR，可防止大攻角时翼尖失速。
4）对稳定性和操纵性影响：
▲ AR 减小，减小从亚音速到超音速过程中气动焦点的移动量； ▲ AR 减小，降低了飞机横滚阻尼特性 。
飞机类型 轻型飞机 涡桨支线客机 公务机 喷气运输机 展弦比（AR） 5.0～8.0 11.0～12.8 5.0～8.8 7.0～9.5
超声速战斗机
2.5～5.0
几种喷气支线客机的展弦比
飞机名称 阿夫罗RJ70（英） 乘客 （人） 70~85 机翼展长 （米） 26.3 机翼面积 （米2） 77.3 展弦比