机翼的设计
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）图8 机翼的变形云图计算结果总体分析：表2 模型一的计算结果部件材料最大应力最大剪应力梁、肋单向带复材454.8MPa9.872Mpa蒙皮单向带复材315.4MPa15.1 Mpa蒙皮PMI泡沫0.278MPa0.0175 MPa 单向带复材的拉伸强度为1541MPa，PMI泡沫的拉伸强度为1.6MPa单向带复材的剪切强度为60MPa，PMI泡沫的剪切强度为0.8MPa从表中可以得出，模型的强度在材料的许用强度范围内，该设计符合强度要求。
飞机机翼设计的优化思路
飞机机翼设计的优化思路现代飞机机翼设计是复杂的技术活，它要求工程师兼顾翼型设计、结构强度、飞行性能等多个方面，并且要在这些方面中做出最优的折中。
为了实现这种折中，工程师需要采用一些工具和技术，以达到机翼设计的最佳效果。
本文将讲述几种常见的飞机机翼设计的优化思路。
1. 气动性能优化气动性能是机翼设计的最重要方面之一。
在设计过程中，设计人员使用计算机模拟技术来模拟飞机的气动性能。
例如，他们使用历史数据，利用CFD（计算流体力学）模拟未来发生的情况，然后使用新的候选设计来评估飞机性能。
为了识别最佳的设计，计算出的结果会与一些酝酿中的概念进行比较来选择最佳设计。
2. 结构优化除了优化气动性能，机翼的结构强度也很重要。
工程师需要确定机翼的关键结构部件，以便在构建机翼时考虑到这些部件的刚度和强度，同时在这些部件的设计和实现过程中更加注重准确性和可靠性。
3. 子结构优化子结构优化是机翼设计的另一个重要方面。
子结构是支持整个机体的小型结构群，包括卡钳、水平框架和机轴后缀等部件。
每个子结构都必须被设计为能够承受其定义的载荷，同时还要考虑减少重量。
优化子结构的设计可以在整个机体的结构中减少重量，改善机翼的飞行性能。
4. 惯性优化惯性也同样重要。
要在机翼设计的惯性中取得最佳效果，工程师必须仔细评估整个机体的重心，以确保在飞行期间能够正确控制飞机。
在设计过程中，他们使用两种方法之一确认重心：运用三维建模技术确定机翼重心位置，或者使用复杂的质心运算器以计算飞行期间的重心位置。
5. 降噪优化随着科技的发展和人们环保意识的增强，降低噪音污染已经成为飞行器设计的必备特性。
在飞机机翼设计中，降低机翼噪音是需要优化的一个方面，这可以通过在翼端和翼缘的叶片处切割和加装隔音材料等方法来完成。
总之，现代飞机机翼设计是一门高水平的技艺，它需要结合多方因素，进行复杂而细致的数据计算、试验和优化。
有效地掌握上述优化思路，为现代飞机机翼设计奠定了坚实的基础，使设计者们能够更好地兼顾气动性能、结构强度、飞行性能、惯性与噪声等多方面要素，逐步走向更加轻快、安全、环保的空中飞行时代。
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）图8 机翼的变形云图计算结果总体分析：表2 模型一的计算结果部件材料最大应力最大剪应力梁、肋单向带复材454.8MPa9.872Mpa蒙皮单向带复材315.4MPa15.1 Mpa蒙皮PMI泡沫0.278MPa0.0175 MPa 单向带复材的拉伸强度为1541MPa，PMI泡沫的拉伸强度为1.6MPa单向带复材的剪切强度为60MPa，PMI泡沫的剪切强度为0.8MPa从表中可以得出，模型的强度在材料的许用强度范围内，该设计符合强度要求。
机翼设计公式
机翼设计公式
飞机翼的设计公式是航空工程的基础，它关系到飞机的安全性、性能和飞行性能。
飞机翼的设计计算公式是由有效升力系数CL、实际升力L和气动力学加速度
γ所确定的：CL=2L/γV2S，其中γ是空气或其他速度膜的流体动力学加速度，V
是飞机阵风前后壁面的速度，S是单位表面积。
在飞行动力学中，翼型性能主要体现在有效升力、有效推力和有效尾抗三个方面。
有效升力系数CL是应用计算中最重要的参数。
根据力学方程，CL的取值范围
可以从0到翼型的升力系数最大值Cmax。
有效升力系数CL的增加能够提高飞机的
升力场而减小滑行比。
有效推力系数CD是研究飞机滑行性能的另一个重要参数，
它由飞机实际推力和飞行速度所决定。
有效尾抗系数Cm可以用来表征飞机滑行时
气动结构对飞行器姿态的影响。
当翼型设计出来后，通过试验测量得到翼型的三个动力学参数，并与计算值进行对比，以评价计算的精度和可靠性。
在有限的迭代过程中，不断改进翼型，确定最终的设计参数。
以确保飞机翼形
性能满足要求，并能兼顾一定的安全限制，以满足飞行运行要求。
总之，飞机翼设计公式是设计航空器翼型的重要依据，它由有效升力系数CL、实际升力L和气动力学加速度γ确定，根据力学方程，经过反复迭代，得出翼型
的最终设计参数，以确保飞机翼形性能符合预期安全要求，从而满足飞行运行要求。
中国机翼设计现状分析报告
中国机翼设计现状分析报告引言机翼是飞机的重要部件，对飞机的性能、安全性以及燃油效率有重要影响。
随着航空技术的快速发展，中国机翼设计也在不断改善与创新。
本报告旨在分析中国机翼设计的现状，并探讨未来发展趋势。
机翼设计技术静态机翼设计静态机翼设计主要涉及机翼的几何形状、厚度等参数的确定。
在这方面，中国的机翼设计借鉴了国际先进设计理念，如利用数值模拟和计算流体力学进行优化设计。
中国的飞机制造企业在这一领域投入了大量资源，取得了显著的成果。
例如，中国的C919客机采用了高度流线型的机翼设计，减小了气动阻力，提高了飞行效率。
组件集成设计组件集成是指机翼与其他部件（如引擎、起落架等）的设计融合。
中国为了提高飞机的整体性能，注重机翼与其他部件之间的协调性。
例如，中国的歼击机在机翼设计中考虑了雷达隐身和武器携带等因素，使得机翼与飞机的其他部件相互配合，提高了整体战斗性能。
材料与制造技术创新材料与制造技术对机翼设计至关重要。
中国积极采用先进的复合材料和先进制造技术，不断改善机翼设计。
例如，中国的C919客机采用了复合材料结构的机翼，降低了飞机的整体重量，提高了燃油效率。
现状分析成就中国的机翼设计在国内外都取得了一定的成就。
例如，中国的C919客机机翼设计采用了数字化设计和大气动力学分析，提高了飞机的效能。
中国的运-20战略运输机在机翼设计上考虑了大载荷和高稳定性要求，使得飞机在运输任务中表现出色。
此外，中国的歼击机在机翼设计方面也取得了重要突破，提高了空中作战能力。
挑战然而，中国在机翼设计领域仍面临一些挑战。
首先，中国的机翼设计还有一定的待提高空间，需要更多的创新思维和技术突破。
其次，中国在机翼材料和制造技术上与国际先进水平仍存在差距。
此外，机翼的复杂性和整体性使得设计和制造成本较高，需要进一步降低成本。
发展趋势高效性未来中国机翼设计的发展趋势将主要集中在提高飞机的高效性。
通过降低飞机的气动阻力和重量，以及提高飞机的推进效率，可以进一步提高飞机的综合性能和燃油效率。
飞机机翼设计计算(航空工程)
飞机机翼设计计算(航空工程)飞机机翼设计计算（航空工程）
引言
飞机机翼是航空工程中至关重要的部分，它直接影响飞机的性
能和稳定性。
本文将介绍飞机机翼设计的基本原理和计算方法。
机翼设计原理
飞机机翼设计时需要考虑以下几个关键因素：
- 升力和阻力：机翼的主要功能是产生升力并减小阻力，设计
时需要确定最佳的机翼形状和尺寸。
- 稳定性和操纵性：机翼的设计应使飞机具有稳定的飞行特性，并能够灵活操控。
- 飞行速度和载荷：机翼设计需要根据飞行速度和预期载荷进
行合理的选择和计算。
机翼设计计算方法
机翼设计的计算方法包括以下几个方面：
- 升力计算：根据飞机的重量和预期的升力系数，可以计算出机翼所需的升力。
- 升力分布：通过翼型设计和翼展选择，确定机翼上不同位置的升力分布，以实现最佳的升力分布特性。
- 阻力计算：机翼产生的阻力是飞机运行的重要因素，可以通过翼型阻力、诱导阻力和湍流阻力的计算来得到总的阻力。
- 操纵性计算：根据飞机的操纵要求和机翼的设计参数，计算机翼的操纵性指标，如升降舵的效率和最大操纵载荷。
结论
飞机机翼设计是航空工程中的关键问题，合理的机翼设计可以提高飞机的性能和操纵性。
通过适当的计算方法，可以得到满足飞机要求的机翼设计参数。
本文介绍的计算方法为飞机机翼设计提供了基础理论和实际应用的指导。
无人机机翼参数设计
无人机机翼参数设计
本文主要介绍无人机机翼参数设计的相关内容。
机翼参数设计是无人机设计的重要组成部分，它直接影响无人机的飞行性能和稳定性。
在机翼参数设计过程中，需要考虑的因素包括机翼形状、机翼弦长、机翼厚度、机翼面积、机翼梢长等。
首先，机翼形状的选择是机翼参数设计的关键因素之一。
常见的机翼形状有矩形翼、梯形翼、三角翼、拱形翼等。
矩形翼适用于低速飞行，梯形翼适用于中速飞行，三角翼适用于高速飞行，拱形翼适用于高速巡航和高机动性能。
其次，机翼弦长和机翼厚度的选择也非常重要。
机翼弦长是指机翼前缘到后缘的距离，机翼厚度是指机翼在弦长方向上的厚度。
机翼弦长和机翼厚度的大小会直接影响机翼的升力系数和阻力系数。
一般来说，机翼弦长越大，升力系数越大，阻力系数越小；机翼厚度越大，升力系数越小，阻力系数越大。
再次，机翼面积的选择也是机翼参数设计的重要因素之一。
机翼面积的大小会直接影响机翼的升力和阻力。
一般来说，机翼面积越大，升力系数越大，阻力系数越小；机翼面积越小，升力系数越小，阻力系数越大。
最后，机翼梢长的选择也需要考虑。
机翼梢长是指机翼后缘到机翼最外侧的距离。
机翼梢长的大小会直接影响机翼的滚转稳定性和侧滑稳定性。
一般来说，机翼梢长越大，滚转稳定性越好，侧滑稳定性越差；机翼梢长越小，滚转稳定性越差，侧滑稳定性越好。
综上所述，机翼参数设计需要考虑多个因素，包括机翼形状、机翼弦长、机翼厚度、机翼面积、机翼梢长等。
只有合理选择这些参数，才能保证无人机的飞行性能和稳定性。
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。
飞机机翼结构优化设计与仿真分析
飞机机翼结构优化设计与仿真分析一、引言飞机机翼是飞机的主要机构之一，起到支撑飞机、提供升力等作用。
随着飞行技术的发展，飞机机翼结构的优化设计变得越来越重要。
在本文中，我们将介绍飞机机翼的结构优化设计和仿真分析的相关内容。
二、飞机机翼结构的基本构成飞机机翼的结构由以下部分组成：1. 前缘前缘位于机翼前端，是机翼最前部分的曲面。
它的主要作用是提供进气口，引导飞机前进时的气流。
2. 后缘后缘位于机翼尾端，是机翼最后部分的曲面。
它的主要作用是控制气流，使得机翼在飞行时能够产生所需的升力。
3. 翼根，翼梢翼根是机翼与机身连接的部分，翼梢是机翼的顶端。
它们的形状和角度对于整个机翼的升力和阻力都起到重要的作用。
在结构优化设计中，翼根和翼梢的设计需要考虑材料的选择和机翼的刚度等因素。
4. 机翼壳体和肋骨机翼壳体是机翼表面的曲面部分，肋骨是机翼内部的构件。
机翼壳体和肋骨的设计需要考虑机翼的重量和刚度等因素。
在优化设计中，需要考虑如何减少机翼的自重，并提高机翼的刚度，以达到更好的飞行性能。
三、飞机机翼结构优化设计在飞机机翼结构优化设计中，需要考虑以下几个方面：1. 材料选择在机翼结构优化设计中，材料的选择非常重要。
需要考虑材料的强度、刚度、重量、耐腐蚀性、环保性等因素。
目前常用的机翼材料有铝合金、碳纤维等。
2. 结构设计机翼的结构设计应基于受力分析和加工制造的限制，尽量减轻机翼的自重，提高机翼的刚度和强度。
在设计过程中，需要考虑机翼的气动特性和机身的匹配性，以达到更好的飞行性能。
3. 翼型设计机翼的翼型对于机翼的升力、阻力和稳定性都有着重要的影响。
合适的翼型可以提高机翼的升力系数和气动效率，减少机翼的阻力。
因此，在机翼结构优化设计中，选择合适的翼型至关重要。
四、飞机机翼结构仿真分析在机翼设计过程中，仿真分析可以帮助我们预测机翼在不同工况下的性能，避免因设计不合理而造成的安全隐患。
主要的仿真分析工具有以下几种：1. ANSYSANSYS是目前广泛应用于飞机机翼结构仿真分析的商用软件。
简介机翼结构设计方案
简介机翼结构设计方案机翼是飞机最重要的部件之一，它是承受飞机载荷、提供升力的关键部分。
机翼结构设计方案涉及到许多因素，例如机翼的形状、材料、布局等。
在设计机翼结构时，需要兼顾飞行性能、结构强度和质量等多个方面。
首先，机翼的形状对飞机的升力和阻力性能有重要影响。
常见的机翼形状包括直线翼、椭圆翼、矩形翼等。
直线翼具有简单的结构，适合低速飞行和起降，但阻力较大。
椭圆翼则具有较高的升力系数和较小的阻力系数，适合高速飞行。
在设计机翼结构时，需要根据飞机的任务需求和性能要求选择合适的机翼形状。
其次，机翼的材料选择对机翼的重量和强度有重要影响。
常见的机翼材料包括铝合金、复合材料和钛合金等。
铝合金具有良好的可加工性和强度，且成本较低，是常用的机翼材料。
复合材料具有高强度和低密度的特点，能够减轻机翼重量，提高飞机性能，但成本较高。
钛合金具有较高的强度和耐腐蚀性，适合用于大型飞机的机翼结构。
在选择材料时，需要综合考虑机翼的成本、性能和可制造性等因素。
此外，机翼的布局设计也对机翼的性能有重要影响。
常见的机翼布局包括全弦翼、后掠翼、前缘缝翼等。
全弦翼具有较大的升力系数，适合低速飞行，但阻力较大。
后掠翼具有较小的阻力系数和适应高速飞行的特点。
前缘缝翼能够增加机翼的升力，提高飞机的起降性能。
在布局设计时，需要根据飞机的任务需求和性能要求选择合适的机翼布局。
综上所述，机翼结构设计方案涉及到机翼的形状、材料和布局等多个方面。
在设计机翼结构时，需要兼顾飞行性能、结构强度和质量等多个因素，确保机翼能够满足飞机的任务需求和性能要求。
在未来，随着材料技术和设计方法的不断发展，机翼的结构设计方案将会得到进一步的改进和优化，以提高飞机的性能和效率。
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高升力翼型
• GAW-1外形特点：
- 具有大的上表面前缘，以减小大迎角下负压峰值，推迟翼型 失速； - 上表面比较平坦，使得升力系数为0.4时，上表面有均匀的载 荷分布； - 下表面后缘有较大的弯度； 18
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超临界翼型 单击此处编辑母版标题样式
• 适于超临界马赫数飞行器的跨率与几何参数的关系 单击此处编辑母版标题样式
相对厚度的影响：
* 相对厚度较小时，升力线斜率与翼型无关； 薄翼型理论指出：2π/ rad * 相对厚度较大时，NACA 4位、5位数字普通的升力线斜率随 相对厚度增大而减小，具有光滑表面的NACA6位系列翼型的 升力线斜率随相对厚度增大而增加。
最大升力系数: cl max 最大攻角： 升力线斜率：
α cl ,max
cl α
零升力攻角： α 0 l 设计升力系数:
7
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单击此处编辑母版标题样式 c = d
阻力系数：
d
• 阻力特性：
最小阻力系数： cd min 阻力发散马赫数：Mdd • 俯仰力矩特性：
( 1 ρv 2 ⋅ c) 2
NACA 653 - 218
相对厚度为18% 设计升力系数为0.2
NACA 六位数字翼型（续）
六系列 表示厚度分布 使零升力下的 最小压力位置 在0.5处 有利升力系数范 围为：± 0.3: 即-0.1— +0.5
• 用“A”代替“-”的六位数字翼型，表示翼型上下弧线从0.8 27 位置至后缘都是直线。
单击此处编辑母版标题样式
NACA 653翼型的 cl
− cd 关系
29
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2. 在设计升力系数附近阻力越小越好；
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翼型的失速类型
后缘分离 前缘分离 薄翼分离
3. 较好的失速特性：最大升力系数较高，失速过 程比较缓和的翼型；
30
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5. 翼型的结构高度尽可能大，以利于减轻结构重 量和内部布置； 6. 参考统计值：
2
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单击此处编辑母版标题样式 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 边条翼、翼尖形状 增升装置的设计 副翼的设计 设计举例
3
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单击此处编辑母版标题样式 翼型的选择与设计
4
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•
单击此处编辑母版标题样式 翼型的几何参数
13
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翼型几何参数对结构设计的影响 单击此处编辑母版标题样式
• 相对厚度越大，机翼结构的重量越轻； • 弦向15%、 20%、 60%和70%处的翼型厚度决定着翼梁 高度，翼梁高度越大，重量越轻 • 相对厚度越大，内部容积越大； • 最大升力时压心的最前位置和最小阻力时压心的最后 位置之间的距离愈小，则压心移动愈小，愈有利于结 构设计。
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• 实例：滑翔机翼型的修形
原翼型：有很好的低速性能
单击此处编辑母版标题样式
修形动机：小迎角时气流易分离
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低力矩翼型 单击此处编辑母版标题样式
• 低头力矩很小，甚至力矩方向为抬头方向
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单击此处编辑母版标题样式
• NACA • NACA • NACA 四位数字翼型 五位数字翼型 六位数字翼型
NACA翼型
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NACA 四位数字翼型 单击此处编辑母版标题样式
• 美国NACA最早建立的一个低速翼型系列 • 与早期的其他翼型相比，有较高的最大升力系数和较 低的阻力系数。 • 目前有些轻型飞机仍采用NACA NACA 2412、 NACA 4412） • 四位数字的含义： NACA XYZZ X - 相对弯度；Y – 最大弯度位置；ZZ – 相对厚度 例如，NACA 2412表示翼型的相对弯度为2%，最大弯 度位置在弦长的0.4，相对厚度为12%。
单击此处编辑母版标题样式
• 动机
当选择已有的翼型尚不能满足新设计的飞机要求时， 需要重新设计或修改翼型。
翼型的设计与修形
• 手段
目前已大量采用计算空气动力学的方法设计和修改新 翼型，代替以往制造各种修正翼型模型进行风洞试验 的过程。
• 方法
1）直接法（Direct Methods） 2）逆设计（Inverse Design）
最大厚度位置后移，阻力降低
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• 力矩系数与几何参数的关系
相对弯度的影响：
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相对弯度增大，绕道1/4弦点的力矩系数更负。
迎角的影响：
迎角增加，绕道1/4弦点的力矩系数更负。
相对厚度的影响：
相对厚度对力矩系数的影响很小。
• 零升力攻角与相对弯度的关系
相对弯度增大，零升力迎角的绝对值越大。
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翼型的种类与特征 单击此处编辑母版标题样式
• 按气动特征：
层流翼型 高升力翼型 超临界翼型 超声速翼型 低力矩翼型
• 按用途：
- 飞机机翼翼型 - 直升机旋翼翼型 - 螺旋浆翼型
• 按使用雷诺数：
- 低雷诺数翼型 - 高雷诺数翼型
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• 为使翼表面的附面层保持大范围的层流，借以减小阻 力而设计的翼型。 气动特性： 阻力小 最初的层流翼型 在非设计点和表面 粗糙时，阻力增加 较大 比较适用于高亚 声速飞机
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直接法 单击此处编辑母版标题样式
• 直接法基本过程：
1）确定目标; 2）人工修改翼型图形或数据; 3）通过计算压力分析并与设计要求比较分析; 4）重复进行修正，直到满足要求。
• 前提：
要求设计者有较深入的专业知识和丰富的设计经验
33
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• 一些指导原则：
1) 翼型上表面前缘附近的弯度和厚度对最大升力系数有 重要影响； 2) 平坦的翼型中部可能对应高的阻力发散M数； 3) 增加上表面前部的厚度或下表面前缘附近的厚度会使 激波强度增加； 4) 增加后缘弯度将增加翼型升力，同时也增加低头力矩； 5) 上表面后部的斜率影响紊流附面层分离位置和分离区 大小，从而影响翼型阻力和失速特性； 6) 最大厚度点后移，可使最小压强点后移，从而转捩点 后移，层流附面层加长，紊流附面层缩短，摩擦阻力 减少 。
cl
翼型的升力系数；
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根据设计升力系数选出合适的翼型
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• 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 • 右图示出了NACA 653 系 列的五个翼型曲线。 • 例如，对于巡航速度 M=0.8, 设 计 升 力 系 数 在 0.3～左右时，选取 NACA653-218较为有利，巡 航飞行时翼型阻力最小。
普通翼型
普通 超临界
超临界翼型
20
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超声速翼型 单击此处编辑母版标题样式
• 在超声速飞行时，为减小波阻，翼型应具有尖 前缘，使产生的斜激波以代替离体的正激波。 如双弧形翼型。 • 例如，F104采用了双弧形翼型。 • 由于尖前缘易引起气流分离，亚声速性能很差， 为了兼顾各个速度范围的性能，目前大多数超 声速飞机仍采用小钝头亚声速翼型。
对于亚声速飞机： (t/c)在12%左右，相对弯度可 大些以满足最大升力系数要求； 对于超声速飞机： (t/c)在3% - 6%，相对弯度可 小些或为对称翼型 (t/c)低于3%翼型可能在结构 设计方面行不通
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4. 俯仰力矩系数应较低或中等大小为宜，以防止 过高的配平阻力；
典型翼型相对厚度统计值
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翼型特性与飞机性能的关系 单击此处编辑母版标题样式
• 高的最大升力系数有利于飞机的起降和机动性能； • 最小阻力系数的大小与飞机最大速度有关； • 升力线斜率越大，有利于飞机的巡航、起降和机动性能； • 最大升阻比指示续航时间和航程；
– 航程因子（M*L/D）越大，巡航效率越高；
• 零升力时力矩越大，需要越大的配平力矩，引起更大的 配平阻力； • 失速临界迎角限制着陆时飞机的擦地角和大迎角性能。
相对弯度的影响： * 相对厚度较大时，升力线斜率随相对厚度增大而增加。
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• 阻力系数与几何参数的关系
相对厚度的影响：
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* 亚声速时，相对厚度对阻力系数影响较小； * 跨、超声速时，相对厚度对阻力系数影响很大： 相对厚度增大，临界M降低，阻力增加
最大厚度位置的影响：
X – 设计升力系数为 X·(3/20）；Y – 最大弯度位置为 Y/20 W – 中弧线为简单型取0，否则取1（有拐点）； ZZ - 相对厚度 例如NACA 23012表示设计升力系数为 2 · (3/20）= 0.3，最大弯度 位置为 3/20=1.5，中弧线为简单型，相对厚度为12%.
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NACA 五位数字翼型
cm = m 俯仰力矩系数：
( 1 ρv 2 ⋅ c 2 ) 2
零升力力矩系数： cm 0 焦点（气动中心）位置 压心位置
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翼型几何参数与气动特性之间的关系 单击此处编辑母版标题样式
• 最大升力系数与几何参数的关系
相对厚度的影响： 相对厚度在12%18%时，最大升力 系数最大
前缘半径的影响：前缘半径增大，最大升力系数增加。 相对弯度的影响：相对弯度增大，最大升力系数增加。
提纲
• 翼型的气动特性 • 翼型的几何参数与气动特性之间的关系 • 翼型特性与飞机性能的关系 • 翼型的几何参数对结构设计的影响 • 翼型的种类与特征 • NACA翼型 • 选择翼型时考虑的因素 • 翼型的设计方法