课程设计报告飞机襟翼设计

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飞机结构设计报告——北航程小全

飞机结构设计报告39051210齐士杰本学期上了2节飞机结构设计设计现场课，我从中学到了很多知识。

在现场课上我们近距离接触了许多飞机结构，下面我对我们接触的飞机结构进行简单的分析。

1右图所示为梁式翼面结构主要的构造特点是蒙皮很薄，常用轻质铝合金制作，纵向翼梁很强(有单梁、双梁或多梁等布置)．纵向长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要大得多，当布置有一根纵梁时同时还要布置有一根以上的纵墙。

该型式的机翼通常不作为一个整体，而是分成左、右两个机翼，用几个梁、墙根部传集中载荷的对接接头与机身连接。

薄蒙皮梁式翼面结构常用于早期的低速飞机或现代农用飞机、运动飞机中，这些飞机的翼面结构高度较大，梁作为惟一传递总体弯矩的构件，在截面高度较大处布置较强的梁。

2右图所示为翼肋普通翼肋构造上的功用是维持机翼剖面所需的形状。

一般它与蒙皮、长桁相连，机翼受气动载荷时，它以自身平面内的刚度向蒙皮、长桁提供垂直方向的支持。

同时翼肋又沿周边支持在蒙皮和梁(或墙)的腹板上，在翼肋受载时，由蒙皮、腹板向翼肋提供各自平面内的支承剪流。

加强翼肋虽也有上述作用，但其主要是用于承受并传递自身平面内的较大的集中载荷或由于结构不连续(如大开口处)引起的附加载荷。

3右图所示为铝蜂窝蒙皮机身蒙皮在构造上的功用是构成机身的气动外形，并保持表面光滑，所以它承受局部空气动力。

蒙皮在机身总体受载中起很重要的作用。

它承受两个平面内的剪力和扭矩；同时和长桁等一起组成壁板承受两个平面内弯矩引起的轴力，只是随构造型式的不同，机身承弯时它的作用大小不同。

4右图所示为机体结构机身的主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备；还可将飞机的其它部件如尾翼、机翼及发动机等连接成一个整体。

桁梁式机身结构特点是有几根(如四根)桁梁，桁梁的截面面积很大。

在这类机身结构上长桁的数量较少而且较弱，甚至长桁可以不连续。

蒙皮较薄。

这种结构的机身，由弯曲引起的轴向力主要由桁梁承受，蒙皮和长桁只承受很小部分的轴力。

襟翼

飞机襟翼运动分析1图1-1机翼组成（上表面）图1-2机翼组成（下表面）2襟翼（Flap）功能襟翼是安装在机翼后缘内侧的翼面，襟翼可以绕轴向后下方偏转，主要是靠增大机翼的弯度来获得升力增加的一种增升装置。

当飞机在起飞时，襟翼伸出的角度较小，主要起到增加升力的作用，可以加速飞机的起飞，缩短飞机在地面的滑跑距离；当飞机在降落时，襟翼伸出的角度较大，可以使飞机的升力和阻力同时增大，以利于降低着陆速度，缩短滑跑距离。

在现代飞机设计中，当襟翼的位置移到机翼的前缘，就变成了前缘襟翼。

前缘襟翼也可以看作是可偏转的前缘。

在大迎角下，它向下偏转，使前缘与来流之间的角度减小，气流沿上翼面的流动比较光滑，避免发生局部气流分离，同时也可增大翼型的弯度。

前缘襟翼与后缘襟翼配合使用可进一步提高增升效果。

一般的后缘襟翼有一个缺点，就是当它向下偏转时，虽然能够增大上翼面气流的流速，从而增大升力系数，但同时也使得机翼前缘处气流的局部迎角增大，当飞机以大迎角飞行时，容易导致机翼前缘上部发生局部的气流分离，使飞机的性能变坏。

如果此时采用前缘襟翼，不但可以消除机翼前缘上部的局部气流分离，改善后缘襟翼的增升效果，而且其本身也具有增升作用。

图2-1 B737-600的双开缝后缘襟翼克鲁格襟翼（Krueger Flap)：与前缘襟翼作用相同的还有一种克鲁格襟翼。

它一般位于机翼前缘根部，靠作动筒收放。

打开时，伸向机翼下前方，既增大机翼面积，又增大翼型弯度，具有较好的增升效果，同时构造也比较简单。

图2-2为波音777的驾驶舱中央操纵台部分，民航飞机的机翼各翼面的操作一般类似。

如本文前述，前缘缝翼没有专门的操纵装置，副翼的作动是依靠驾驶盘的左右转动。

而襟翼、扰流板的操纵就在驾驶舱中央操纵台的油门杆两侧。

襟翼，用于飞行控制襟翼是几乎所有飞机都使用的最常见高升力装置。

对任何设定的迎角，这些安装在机翼后缘的控制面既增加了升力又增加了诱导阻力。

襟翼容许在高巡航速度和低着陆速度之间折衷，因为它可以在需要的时候伸出，不需要的时候收起到机翼结构里。

某型飞机铁鸟内襟翼的定位安装方案研究

某型飞机铁鸟内襟翼的定位安装方案研究1. 引言1.1 研究背景飞机内襟翼是飞机上一个重要的辅助控制装置，通过内襟翼的展开和收缩，可以调节飞机的升降和转弯性能。

目前市场上有各种不同类型的内襟翼设计，如翼根内襟翼、翼中内襟翼等。

对于某型飞机的铁鸟内襟翼，其定位安装方案还存在一定的研究空白。

铁鸟内襟翼的定位安装方案直接影响飞机的飞行性能和控制稳定性。

在飞行过程中，内襟翼的精准定位和稳固安装是至关重要的，否则会影响飞机的飞行品质和安全性。

对于某型飞机的铁鸟内襟翼定位安装方案进行深入研究和探讨，对于提高飞机的飞行性能和安全性具有重要意义。

本研究旨在通过对某型飞机铁鸟内襟翼的定位安装方案进行系统研究，探讨不同的安装方案对飞机性能的影响，为今后的飞机设计和改进提供参考。

通过本研究的开展，可以进一步完善该型飞机的内襟翼设计，提高飞机的飞行性能和安全性，推动飞机制造技术的发展。

1.2 研究目的研究目的是通过对某型飞机铁鸟内襟翼的定位安装方案进行深入研究，探讨其对飞机飞行性能的影响，为未来飞机设计和改进提供技术支持。

具体目的包括：1.分析铁鸟内襟翼在飞机结构中的作用和重要性，深入了解其对飞机aerodynamic behavior 的影响机理；2.研究定位安装方案的效果，探讨最优方案的设计及实施；3.通过计算机辅助仿真模拟和实验验证，验证研究结果的可靠性和有效性；4.进一步探讨如何优化定位安装方案，提高飞机的飞行性能和安全性；5.总结研究成果，为飞机设计领域提供新的理论依据和实践经验，促进相关技术的发展与应用。

通过本次研究，旨在为改进飞机结构设计、提高飞行性能和减少能耗提供理论和实践的指导。

1.3 研究意义飞机铁鸟内襟翼的定位安装方案研究具有重要的研究意义。

铁鸟内襟翼是飞机起降过程中必不可少的部件，对飞机的飞行性能起着至关重要的作用。

研究铁鸟内襟翼的定位安装方案，可以有效提高飞机的飞行性能，提升飞行安全性。

通过研究铁鸟内襟翼的定位安装方案，可以优化飞机的结构设计，减轻飞机的整体重量，提高飞行效率，降低飞行成本。

我为飞机设计机翼

• 亲爱的同学们：
• 让我们一起探究，进一步发现流体力学在生活中的其它应用吧！
• 资料来源：
• .tw:8080/Content.asp ?ID=35311
• /t5/default1.asp
• /main/wlsybnew/ktyjwy/XKZH/wl/ckjcshanghai/11/4.htm
关于我们
• 组员：蓝天、白云、绿水、青山
•开始我们设计了好多种机翼，什么形状都有。最奇怪的是像翼龙的翅膀。老师建议我们去网上查一下飞机机翼的形状——
我们发现
• 飞机的机翼形状有共同点，上凸下平，都差不多。
• 为什么呢？多没有个性！大人就是没想像力！
老师友情提示
• 流体流动可能与流体的压强存在有某种关系。飞机在空气中飞行，是否要考虑这一因素呢？
船在高速行驶时水翼会获得升力使船体与水的接触面积减小从而减少水对船体的阻力进一步提高船速使船体与水的接触面积减小从而减少水对船体的阻力进一步提高船速在水面上放两只小纸船用水管向船中间的水域冲水?亲爱的同学们
我为飞机设计机翼
奔月小组
• 飞翔，人类永恒的梦想。
• 飞机，真正的实现了人类飞行的愿望。
• 今天，我们也要为飞机设计机翼了。
我们的结论
•流体在流速大的地方压强较小，在流速小的地方压强较大。
我们发现了飞机升力产生的原因
• 飞机的机翼通常都做成上凸下平的形状，其上方弯曲，下方近似于直线，因此，飞机飞行时，空气和飞机做相对运动，由于机翼上方空气走过的路程较远，空气流动比下方要快，压强要小。与其相对，机翼下方空气流动较慢，压强较大，上下的压力差造成了对飞机一个向上的升力，并且，当飞机速度增大，升力也增大，当升力大于飞机自重时，飞机便起飞了。

机翼课程设计

机翼课程设计一、教学目标本课程旨在让学生了解和掌握机翼的基本知识，包括机翼的形状、结构、作用等，以及机翼在飞行中的重要性和影响因素。

通过本课程的学习，学生将能够：1.描述不同类型的机翼及其特点。

2.解释机翼产生升力的原理。

3.分析机翼的设计对飞行性能的影响。

4.了解机翼在现代航空业中的应用。

二、教学内容本课程的教学内容将涵盖以下几个方面：1.机翼的形状和结构：介绍不同类型的机翼形状及其设计原理，如翼型、翼展、翼根等。

2.机翼的升力产生：讲解机翼产生升力的原理，包括伯努利定律、升力公式等。

3.机翼的设计与飞行性能：分析机翼设计对飞行性能的影响，如升力系数、阻力系数等。

4.机翼在现代航空业中的应用：介绍机翼在各类航空器中的应用实例，如民航飞机、军用飞机、无人机等。

三、教学方法为了提高学生的学习兴趣和主动性，本课程将采用以下多种教学方法：1.讲授法：教师讲解机翼的基本概念、原理和设计方法。

2.讨论法：学生分组讨论机翼的升力产生、设计影响等话题。

3.案例分析法：分析实际飞行事故案例，让学生了解机翼设计的重要性。

4.实验法：安排实验室实践，让学生亲手制作和测试机翼模型。

四、教学资源为了支持教学内容和教学方法的实施，我们将准备以下教学资源：1.教材：选用权威、实用的机翼教材，为学生提供系统性的知识学习。

2.参考书：提供相关领域的参考书籍，拓展学生的知识视野。

3.多媒体资料：制作精美的PPT、视频等多媒体资料，提高学生的学习兴趣。

4.实验设备：准备机翼模型、风洞等实验设备，让学生亲身体验机翼的原理和性能。

五、教学评估本课程的评估方式包括平时表现、作业、考试等多个方面，以确保评估的客观性和公正性。

具体评估方式如下：1.平时表现：包括课堂参与度、提问回答、小组讨论等，占总分的30%。

2.作业：布置相关的机翼设计、分析等作业，占总分的20%。

3.考试：包括期中和期末考试，考查学生对机翼知识的掌握，占总分的50%。

六、教学安排教学进度将按照以下大纲进行，确保在有限的时间内完成教学任务。

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。

cfd关于机翼课程设计

cfd关于机翼课程设计一、课程目标知识目标：1. 让学生掌握机翼的基本结构和作用，理解机翼在飞行器设计中的重要性。

2. 使学生了解CFD（计算流体力学）的基本原理，并将其应用于机翼分析。

3. 帮助学生掌握机翼流场特性，了解不同翼型对气动性能的影响。

技能目标：1. 培养学生运用CFD软件进行机翼模拟分析的能力。

2. 培养学生设计优化机翼的能力，提高飞行器整体性能。

3. 培养学生团队协作和沟通表达的能力，学会撰写课程设计报告。

情感态度价值观目标：1. 激发学生对航空事业的热爱和兴趣，提高学习积极性。

2. 培养学生严谨的科学态度，注重实践与理论相结合。

3. 培养学生面对挑战勇于探索的精神，增强自信心。

课程性质：本课程为实践性较强的学科课程，结合理论知识和实际操作，培养学生的综合运用能力。

学生特点：高年级学生，具备一定的物理、数学基础，对航空领域有一定了解，具备独立思考和解决问题的能力。

教学要求：教师需引导学生结合课本知识，运用CFD软件进行机翼分析，注重培养学生的实际操作能力和团队协作精神。

同时，关注学生的情感态度价值观培养，使学生在掌握知识技能的同时，形成积极向上的学习态度。

通过分解课程目标，为后续教学设计和评估提供依据。

二、教学内容本课程教学内容主要包括以下几部分：1. 机翼基础知识：介绍机翼的基本结构、翼型分类及气动特性，对应课本第三章。

- 机翼结构组成- 翼型分类及特点- 气动特性分析2. 计算流体力学原理：讲解CFD基本原理和方法，对应课本第四章。

- 流体力学基本方程- CFD数值方法- CFD求解过程3. 机翼CFD模拟分析：运用CFD软件进行机翼流场分析，对应课本第五章。

- CFD软件操作- 机翼模型建立- 流场分析及结果解读4. 机翼优化设计：结合CFD分析结果，对机翼进行优化设计，提高飞行器性能，对应课本第六章。

- 优化设计方法- 翼型优化- 机翼结构优化5. 课程设计实践：组织学生进行机翼课程设计，巩固所学知识，对应课本实践环节。

飞行器设计报告机翼梁

飞行器设计报告机翼梁1. 引言飞行器的机翼是其最主要的承载部件之一，承担着飞行器的重量和产生升力的重要任务。

机翼梁作为机翼的关键组成部分，对于飞行器的飞行性能和安全性起着至关重要的作用。

本设计报告将详细介绍机翼梁的设计方案和关键考虑因素。

2. 机翼梁的工作原理机翼梁的主要作用是传递机翼产生的升力和重量到飞行器其他部件，如机身和起落架。

它需要具备高强度、轻量化、刚性好等特点。

在飞行过程中，机翼产生的升力会导致机翼梁发生弯曲变形。

因此，机翼梁需要具备足够的刚度来抵抗这种变形。

同时，机翼梁还需要具备一定的韧性，以在飞行中承受来自外部载荷和振动的影响。

为了满足这些要求，一般采用复合材料或金属材料来制造机翼梁。

3. 机翼梁的材料选择机翼梁材料的选择直接影响到机翼的性能及其飞行器的总体重量。

传统的金属材料如铝合金具有良好的强度和刚性，但其密度较高，会增加飞行器的重量。

为了降低飞行器的重量，现代飞行器一般采用复合材料制造机翼梁。

复合材料由纤维增强复合材料和嵌塑复合材料两类。

纤维增强复合材料的优点是具有较高的强度和刚度，重量轻，但对于其生产工艺和维修也存在一定的困难。

嵌塑复合材料则相对更容易加工和维修，但其在强度和刚度上相对较差。

根据实际需求，可以选择合适的复合材料类型来制造机翼梁。

4. 机翼梁的结构设计机翼梁的结构设计需要考虑以下几个因素：4.1. 强度和刚度设计机翼梁需要具备足够的强度和刚度来抵抗来自飞行过程中的各种外部载荷和变形。

通过进行强度和刚度计算，可以确定机翼梁在不同情况下所需的尺寸和材料。

4.2. 结构连接设计机翼梁需要与其他部件如机身、起落架等进行连接。

连接方式需要考虑连接强度、连接刚度和易于维修等因素。

4.3. 疲劳寿命设计机翼梁在飞行过程中会受到反复的载荷作用，容易产生疲劳破坏。

因此，疲劳寿命设计是机翼梁设计中的重要考虑因素之一。

采用合适的材料和结构设计，进行疲劳分析和试验验证，可以保证机翼梁的正常使用寿命。

飞机设计课程设计总结心得

飞机设计课程设计总结心得一、课程目标知识目标：1. 让学生了解飞机设计的基本原理和流程，掌握飞机结构、材料、动力等方面的知识。

2. 使学生理解并掌握飞机稳定性、操控性、气动性能等关键概念。

3. 帮助学生了解我国航空工业的发展历程和现状，拓展知识视野。

技能目标：1. 培养学生运用科学方法分析飞机设计问题的能力，提高解决问题的技巧。

2. 培养学生团队协作和沟通能力，提高项目执行和项目管理水平。

3. 培养学生动手实践和创新能力，能够设计简单的飞机模型并进行测试。

情感态度价值观目标：1. 激发学生对航空事业的热爱和兴趣，培养探索精神和敬业精神。

2. 培养学生积极向上的学习态度，养成自主学习和持续进步的习惯。

3. 增强学生的民族自豪感，培养家国情怀和社会主义核心价值观。

课程性质：本课程为跨学科综合实践课程，结合物理、数学、工程等多学科知识，注重理论联系实际。

学生特点：六年级学生具备一定的科学知识和动手能力，对新鲜事物充满好奇，善于合作和探究。

教学要求：教师应注重启发式教学，引导学生主动参与，鼓励创新和实践，关注学生的个体差异，提高教学效果。

通过课程学习，使学生达到预定的学习成果，为后续学习打下坚实基础。

二、教学内容根据课程目标，教学内容分为以下三个部分：1. 飞机设计基本原理- 空气动力学基础：介绍流体力学基本概念，分析飞机与空气的相互作用。

- 飞机结构设计：讲解飞机各部分结构及其功能，分析不同材料的优缺点。

- 飞机动力系统：介绍发动机类型、工作原理以及与飞机性能的关系。

2. 飞机性能与操控性- 稳定性与操控性：分析飞机的稳定性、操控性及其影响因素。

- 气动性能：讲解飞机气动性能参数，如升力、阻力、升阻比等。

- 飞行模拟：通过飞行模拟软件，让学生直观感受飞机飞行状态和操控性。

3. 航空产业发展与我国现状- 航空产业发展历程：介绍世界航空产业发展及其在我国的发展历程。

- 我国航空工业现状：分析我国航空工业的优势和不足，展望未来发展前景。

飞机总体设计课程设计解析

飞机总体设计课程设计解析南京航空航天⼤学飞机总体设计报告——150座级客机概念设计011110XXXXXX设计要求⼀、有效载荷–⼆级布置，150座–每⼈加⾏李总重，225 lbs⼆、飞⾏性能指标–巡航速度：M 0.78–飞⾏⾼度：35000英尺–航程：2800（nm）–备⽤油规则：5%任务飞⾏⽤油+ 1,500英尺待机30分钟⽤油+ 200海⾥备降⽤油。

–起飞场长：⼩于2100（m）–着陆场长：⼩于1650（m）–进场速度：⼩于250 （km/h）飞机总体布局⼀、尾翼的数⽬及其与机翼、机⾝的相对位置（⼀）平尾前、后位置与数⽬的三种形式1．正常式（Conventional)优点：技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。

缺点：机翼的下洗对尾翼的⼲扰往往不利，布置不当配平阻⼒⽐较⼤采⽤情况：现代民航客机均采⽤此布局，⼤部分飞机采⽤的位移布局形式2．鸭式（Canard）优点：1.全机升⼒系数较⼤；2.L/D可能较⼤；3.不易失速缺点：1.为保证飞机纵向稳定性，前翼迎⾓⼀般⼤于机翼迎⾓；2.前翼应先失速，否则飞机有可能⽆法控制采⽤情况：轻型亚⾳速飞机及军机采⽤3．⽆尾式( Tailless )优点：1.结构重量较轻：⽆⽔平尾翼的重量。

2.⽓动阻⼒较⼩——由于采⽤⼤后掠的三⾓翼，超⾳速的阻⼒更⼩缺点：1. 具有稳定性的⽆尾飞机进⾏配平时，襟副翼的升⼒⽅向向下，引起升⼒损失2. 起飞着陆性能不容易保证采⽤情况：少量军机采⽤综上所述，采⽤正常式尾翼布局（⼆）⽔平尾翼⾼低位置选择(a) 上平尾(b) 中平尾(c) 下平尾(d) ⾼置平尾(e) “T”平尾选择平尾⾼低位置的原则1.避开机翼尾涡的不利⼲扰：将平尾布置在机翼翼弦平⾯上下不超过5％平均⽓动⼒弦长的位置，有可能满⾜⼤迎⾓时纵向稳定性的要求。

2.避开发动机尾喷流的不利⼲扰综合考虑后，选择上平尾（三）垂尾的位置和数⽬位置- 机⾝尾部- 机翼上部数⽬单垂尾：多数飞机采⽤单垂尾，⾼速飞机加装背鳍和腹鳍双垂尾：1.压⼒中⼼的⾼度显著降低，可以减⼩由侧⼒所造成的机⾝扭矩。

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课程设计(论文)

院（系）名称航空科学与工程学院

专业名称飞行器设计与工程

题目名称襟翼结构初步设计

学生姓名班级/学号指导教师王立峰

成绩

共 15 页第 2 页北京航空航天大学

本科生课程设计（论文）任务书 Ⅰ、课程设计（论文）题目：襟翼结构初步设计 Ⅱ、课程设计（论文）使用的原始资料（数据）及设计技术要求：

图1 1 机翼翼型参数（翼型，根弦长度br，尖弦长度bt，展长l，后掠角A） 2 襟翼基本参数(相对弦长b襟翼/b机翼，相对展长 l襟翼/l机翼，偏角 As) 襟翼离翼根均为30cm； 3 襟翼设计载荷（前缘气动载荷P，载荷分布直线，最大载荷点距襟翼前缘5cm）

Ⅲ、课程设计（论文）工作内容：

1、分析襟翼的常见结构和载荷情况 2、分析和确定襟翼的运动方式，画出运动图 3、根据给定的设计载荷设计襟翼结构。 4、选择3个以上关键部件进行强度分析。重量估算。 5、根据设计结果，绘制襟翼的装配图。选择3个以上的零件画出零件图。图纸必须 6、符合规范。

序号翼型根弦长度br 尖弦长度bt 展长l 后掠角A（25度弦线）相对弦长b襟翼/b机翼相对展长 l襟翼/l机翼偏转角 As 前缘气动载荷P（襟翼展向根部）前缘气动载荷P（襟翼展向尖部）

8 23016 2.4 1.5 18 10 0.30 0.25 35 850 750

共 15 页第 3 页 7、完成课程设计报告。

一、襟翼的常见结构和载荷情况： 1.1 襟翼的常见结构：

图2 简单襟翼：简单襟翼与副翼形状相似,放下简单襟翼,相当于改变了机

切面形状,使机翼更加弯曲。这样,空气流过机翼上表面,流速加快,压力降低;而流过机翼下表面,流速减慢,压力提高。因而机翼上、下压力差增大,升力增大。可是,襟翼放下之后,机翼后缘涡流区扩大,机翼前后压力差增大,故阻力同时增大。襟翼放下角度越大,升力和阻力也增大得越多。分裂襟翼这种襟翼本身象一块薄板,紧贴于机翼后缘。放下襟翼,在后缘和机翼之间,形成涡流区,压力降低,对机翼上表面的气流有吸引作用,使其流速增大,上下压差增大,既增大了升力,同时又延缓了气流分离。另一方面,放下襟翼,机翼翼剖面变得更弯曲,使上、下表面压力差增大,升力增大。由于以上两方面的原因,放下分裂襟翼的增升效果相当好,一般最大升力系数可增大75-85%。但因大迎角放下襟翼,上表面的最 © 2011 共 15 页第 4 页低压力点的压力更小了,使气流更易提前分离,故临界迎角有所减小。

开缝襟翼开缝襟翼是在简单襟翼的基础上改进而成的。放下开缝襟翼,一方面襟翼前缘和机翼后缘之间形成缝隙,下表面高压气流,通过缝隙高速流向上表面后缘,使上翼面附面层中空气流速加大,延缓了气流的分离,提高最大升力系数。另一方面,放下开缝襟翼,使机翼更加弯曲,也有提高升力的作用。所以开缝襟翼的增升效果比较好,最大升力系数一般可增大85-95%,而临界迎角降低不多。因此它是中、小型飞机主要采用的类型。设计：后缘襟翼。分类：简单襟翼：偏角不宜大于15度固定铰链单缝襟翼：有效偏角40度，用于轻型飞机有导轨单缝襟翼：用于轻中型运输机，增升特点比固定铰链单缝襟翼好固定铰链和导流片双缝襟翼：大偏角时优于单缝襟翼，但起飞时阻力大三缝襟翼：高翼载的运输机增生效果好，阻力小，但结构复杂，质量重富勒式襟翼：可偏转较大角度，减少阻力，但结构复杂，质量重，设计困难吹风襟翼：高压气流从小缝吹出，延迟气流分离。增生效果极佳。 © 2011 共 15 页第 5 页翼梁主要结构：单梁，双梁，三梁，小间距多肋组合结构。抗疲劳能

力强在襟翼导轨和制动器连接的位置，必须设置加强肋。。其他翼肋一般为带有减轻空的弯板肋或者桁架肋。蒙皮一般经化学铣工和机械加工。连接部位带加强凸台，也可用等厚蒙皮加锯齿形带板与梁缘条相连。蒙皮一般可拆卸。翼梁可以选用挤压型材，腹板和立柱铆接梁，也可以是弯板槽形梁，加立柱和减轻孔。襟翼后梁采用蜂窝夹心结构。

1.2 襟翼的载荷情况： A、弯矩和剪力分析本方案设计的是单缝襟翼，襟翼展长为4m，设置三个铰支点。采用单梁式结构。为方便计算将襟翼简化成后缘一个多支点梁。承受着剪力、弯矩和扭矩。并将所受载荷简化为弯矩和剪力由襟翼主梁完全承担。而扭矩则由襟翼截面闭室全部承担。剪力由梁腹板承担，正应力由梁的上下缘条承担。如图3。设计原始数据：

共 15 页第 6 页襟翼截面载荷分布 B、作用在襟翼上的分布载荷由给定的翼型数据，最大载荷点距襟翼前缘为5cm。现在要确定襟翼主梁的位置，主梁应不承受扭矩。如图七。以襟翼根部截面为研究对象，b根=2，4×0.30=0.72m 设主梁距前缘为acm 解得 a=0.226m 相对于根部弦长，位于31.5%处以襟翼尖部截面为研究对象，b尖=1.5×0.30=0.45m 尖部所受合力解，得 b=0.18m 相对于尖部弦长，位于40%处由于载荷沿展向为线性分布，故可以确定集中力的等效位置，大概位于各弦

8 23016 2.4 1.5 18 10 0.30 0.25 35 850 750

共 15 页第 7 页长的31.5%到40%左右处。由于差距较小，为方便计算，故选取统一的位置为

37%处。为了减少主梁的受力，可将主梁安置与集中力载荷处，这样受到的等效扭矩可以忽略。

选取合适的三点铰支位置悬挂点数量和位置确定的基本原则是：保证使用可靠、转动灵活、操纵面和悬臂接头的综合质量轻。增加悬挂点的数量可以使操纵面受到的弯矩减小，减轻了操纵面的质量，但增加了悬臂接头的质量和运动协调的难度；减少悬挂点的数目，运动协调容易，但操纵面上的弯矩大，且不符合损伤容限设计思想。在本设计案例中，因襟翼展长为全翼展长的25%，且出于降低结构静不定度数以简化计算的考虑，选取的悬挂点数目为3，则襟翼近似为一多支点梁受力模型，为一度静不定问题。为避免开口区不能传递剪流引起的补强问题，及由此导致的结构重量的增加，尽量减少开口区。故将两个悬挂点布置在襟翼两端，置于机翼里，另一悬挂点位于襟翼展长中间位置。为保证在机翼受载发生弯曲变形时不致出现襟翼卡死的现象，故悬挂接头一般有设计补偿。即除一个接头完全固定外，其余接头都有设计补偿，以便装配可调和运动协调。沿展向从襟翼根部到尖部，襟翼展长l襟翼=18×0.25=4.5m，单位展向长度截面所受合力 F=0.5×b截×P截=0.5×0.25*<(0.72-0.3)t+4*0.72>×(850t+750) =44.6 t2 +345t+270(0≤t≤4，t=0对应于襟翼根部) 载荷沿展向分布大致如下

采用3处铰接，如图八该问题变为1度静不定问题，利用材料力学中的力法原理，将问题转化：解

经计算得剪力及弯矩图如下：

图6 襟翼在设计载荷下的剪力图图7 襟翼在设计载荷下的弯矩图二、襟翼载荷（剪流）分析进一步简化襟翼截面：认为襟翼只有一根梁。则襟翼截面将只有两个闭室。由飞行器结构力学可知：如果前缘闭室的面积和扭转刚度足够大，作用在襟翼上的绝大部分扭矩将由前缘闭室承担。下面，我们将按照单闭室结构，用工程梁理论计算襟翼剖面上的剪流：首先，得把截面气动载荷简化成集中力，并找到它的作用点，这也是襟翼剪力在截面上的作用点。如图十一。在截面x轴上取一点x0，对这点取矩：得

到集中力的作用点3abbx 把主梁布置在1/3弦长处。为保证前缘闭室的刚度，我们假设前缘蒙皮和主梁腹板都足够厚。（根据经验，小飞机的襟翼的蒙皮3mm厚即可）。计算剪流时可能还会遇上同时使用不同材料的问题。进一步简化襟翼模型

2、

2、认为只有主梁承受正应力，简化xS~的计算。 3、按照结构力学课程讲义重新定义坐标系，并忽略腹板高度与襟翼最大高度（也就是前缘直径）之间的差别。简化后的截面图见下面。

0qqqQ

* xoxQSJQkq~••：22AdJox• ，1k；Q由前面的剪力图读取。 0~21,xS，2~~~54,43,32,AdSSSxxx•， 0~25,xS 于是：{0,,腹板蒙皮QQqdQq

*dsqMqQT0 其中)2(deQMyT，这里，3abae， 

2)23(2ddchorddQdsqQ



图9



232422dchordddS



闭室

综上所述：0qqqQ，前缘蒙皮的剪流为：



2/32422/)3(2)2(2dchorddd

ddchorddQdeQ

dQq



前蒙

主梁腹板上的剪流为：



2/32422/)3(2)2(2dchorddd

ddchorddQdeQ

q



腹板

载荷简化