机翼参数对气动特性的影响研究

盒式机翼布局气动特性研究

第３９卷第６期　２００７年ｌ２月　南　Ｊｏｕｒｎａｌ　Ｏ　尿　ｆ　Ｎａｎｊｉ　航空航天大学学报　ｎｇ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ　ｏｆ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ　８Ｌ　Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ　Ｖｏ１．３９Ｎｏ．６　Ｄｅｃ．２００７　

盒式机翼布局气动特性研究　

刘学强　李　青　柴建忠　伍贻兆　

（１．南京航空航天大学航空宇航学院，南京，２１００１６；２．中国一航第一飞机设计研究院，西安，７１００８９）　

摘要：采用数值模拟的方法研究了盒式机翼布局的气动特性。在数值模拟过程中，控制方程为雷诺平均Ｎ—Ｓ方　程，采用基于非结构网格的有限体积方法进行求解。空间离散采用了Ｏｓｈｅｒ逆风格式，时间离散则采用五步　Ｒｕｎｇｅ—Ｋｕｔｔａ格式。紊流模型采用了Ｓ—Ａ方程模型。对盒式机翼布局外形在不同状态下的流场进行了数值模拟，　给出了每个状态下的气动参数，并进行了分析，结果显示盒式机翼布局具有较好的气动特性　

关键词：盒式机翼；气动特性；数值模拟；有限体积法　中图分类号：Ｖ２１１．３　文献标识码：Ａ　文章编号：１００５—２６１５（２００７）０６—０７２２—０４　

Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ　Ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ　Ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｆｏｒ　Ｂｏｘ－Ｗｉｎｇ　Ａｉｒｃｒａｆｔ　

Ｌｉｕ　Ｘｕｅｑｉａｎｇ　，Ｌｉ　Ｑｉｎ。，Ｃｈａｉ　Ｊｉａｎｚｈｏｎｇ　Ｗｕ　Ｙｉｚｈａｏ　

（１．Ｃｏｌｌｅｇｅ　ｏｆ　Ａｅｒｏｓｐａｃｅ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｎａｎｊｎｇ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ　ｏｆ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ　８Ｌ　Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ，２１００１６，Ｃｈｉｎａ；　２．Ｆｉｒｓｔ　Ａｉｒｃｒａｆｔ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，ＡＶＩＣ　Ｉ，Ｘｉ　ａｎ，７１００８９，Ｃｈｉｎａ）　

Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ　ｏｆ　ｂｏｘ—ｗｉｎｇ　ａｒｅ　ｓｔｕｄｉｅｄ　ｂｙ　ｔｈｅ　ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｍｅｔｈｏｄ　ａｎｄ　ｔｈｅ　ｆｌｏｗ　

地面效应对机翼气动特性及近地爆炸对机翼气动性能影响的研究

桑树浩;桑晓鹏;冯宇;杨杨

【摘要】本文采用非结构网格和标准k-epsilon（2eqn）模型，建立相应的控制方程对NACA0012机翼进行求解，得到了机翼的升力系数、升阻比随近地（海）距离变化曲线及拟合函数。采用非结构网格和标准k-epsilon（2eqn）模型和滑移网格、动边界模拟近地爆炸冲击波对近地飞行器压力的影响，得到了在该试验条件下受力随时间的变化趋势曲线。本文结果可以为研究地效飞行器近地飞行时气动性能分析及遇到爆炸等不稳定的近地（海）条件下飞行器的平稳性、安全性设计提供一些理论上的支持。%In this paper,unstructured grids and standard k-epsilon(2eqn) model,to establish the appropriate equations to solve for

NACA0012 wing, got the lift coefficient of the wing,the lift-drag ratio

with(sea) from the curve of the near-Earth and the fitting

function.Unstructured grids and standard k-epsilon(2eqn) model and the

sliding mesh,dynamic simulation of near-Earth boundary blast pressure

effects on near-Earth spacecraft,has been in force under the test

conditions change with time trend curves.Our results may be flying under

大展弦比柔性机翼气动特性分析_马铁林

2007年7月第33卷第7期北京航空航天大学学报JournalofBeijingUniversityofAeronauticsandAstronauticsJuly 2007Vo.l33 No17

收稿日期:2006-06-28 作者简介:马铁林(1978-),男,黑龙江齐齐哈尔人,博士生,matielin@.大展弦比柔性机翼气动特性分析马铁林马东立张华(北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100083) 摘要:长航时无人机在飞行过程中受气动载荷影响,其大展弦比机翼产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形严重影响飞机的飞行性能和飞行安全,不能将此种飞机机翼当作传统的刚性机翼进行气动分析.针对一真实复合材料大展弦比前掠机翼,采用气动/结构一体化的分析方法,利用计算流体动力学(CFD)软件FLUENT和计算结构动力学(CSD)软件NASTRAN联合求解,研究了在不同载荷情况下大展弦比柔性机翼静气动弹性变形对机翼气动特性的影响.结果表明,大展弦比无人机机翼受载变形后升阻比降低,滚转力矩和偏航力矩显著增大,对飞机的纵向和横侧向气动性能产生不利影响,同时也证明此CFD/CSD耦合计算方法可以应用到柔性机翼的气动/结构一体化设计中.关键词:CFD/CSD;大展弦比柔性机翼;静气动弹性;气动特性;一体化设计中图分类号:V221;V211.41文献标识码:A 文章编号:1001-5965(2007)07-0781-04Aerodynamiccharacteristicanalysisofhigh-aspectratioelasticwingMaTielin MaDongli ZhangHua(SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeijingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Beijing100083,China)Abstract:Theaerodynamicperformanceandflyingsafetyoflong-enduranceunmannedaerialvehicle(UAV)arelargelyaffectedbytheaeroelasticdistortionofitshigh-aspectratiowing.High-aspectratiowingofUAVisbendedandtwistedbytheairloadduringflightandcouldnptbetreatedasatraditionalrigidwing.Theeffectofstaticaeroelasticdistortiontotheaerodynamiccharacteristicforarealhigh-aspectratiosweepforwardwingofcompositematerialunderdifferentloadstatuseswasanalyzed.Theintegrateddesignmethodcombinedaerodynamicwithstructuralwasadoptedinthisanalysisusingassociatedcomputationalfluiddynamics(CFD)programFLUENTandcomputationalstructualdynamics(CSD)programNASTRAN.Theresultshowsalif-tdragratiodropandaremarkableincreaseonrollingandyawingmomentswhichaffecttheportraitandlateralaerodynamicperformanceofUAVnegatively.TheresultalsoshowsthattheCFD/CSDcouplingcomputationalmethodologyisreliabletobeusedaerodynamic-structuralintegrateddesignofelasticwing.Keywords:CFD/CSD;high-aspectratioelasticwing;staticaeroelastics;aerodynamiccharacteristic;integrateddesign现代长航时无人机为提高飞行性能减小起飞重量,飞机结构大量采用碳纤维复合材料,尤其是在机翼和尾翼等部件.在布局上普遍选用大展弦比机翼来提高飞机的升阻比,而这种复合材料大展弦比机翼在受到气动载荷时,产生很大的上翘和扭转变形[1],此问题属于气动弹性静力问题.柔性机翼的这种静气弹变形严重影响着飞机的气动性能,尤其是横侧向气动特性,使飞机偏离原设计点,影响无人机的飞行安全.国外研究机构对此问题进行了很多相关研究,提出了各种解决途径.20世纪80年代俄罗斯中央流体动力研究院开发了多学科飞机设计的综合设计软件ARGON,90年代后期,美国MSC公司推出了能够进行气动力-结构一体化耦合计算的综合软件MSC.Flds.这2种软件的气动力计算只是采用了平板气动力计算方法,都没有将飞机的非线性气动力和结构变形同时考虑到飞机的飞行载荷计算中[2].21世纪初,国外学者又提出了HISSS/NASTRAN方法[3]、CFL3D/GFEC方法[4]、ZAERO/NASTRAN方法[5]等气动/结构一体化的设计手段,这些方法都将结构的弹性变形考虑到了飞机设计中,同时为研究柔性机翼的静气动弹性问题提出了很好的解决途径.国内学者针对柔性机翼的静气弹问题也开展了相应的研究[6-7],提出了可行的研究手段,但所选择的计算模型较简单,尤其是结构模型不能反映实际飞机结构的特点.本文针对长航时无人机的特点,机身和尾翼的弹性变形相对机翼来说对飞行性能影响较小,利用结构/气动一体化设计的方法,将CFD软件FLUENT和CSD软件NAS-TRAN结合起来,对某无人机大展弦比前掠翼机翼进行了静气弹计算,并详细分析了结构弹性对机翼气动特性的影响.1 前掠翼机翼模型选择某长航时无人机方案的大展弦比前掠机翼作为研究对象,模型的俯视图和正视图见图1.

螺旋桨滑流对机翼气动特性影响的方法研究

第１１卷第１４期２０１１年５月　１６７１—１８１５（２０１１）１４－３２２９—０７　科学技术与工程　Ｓｃｉｅｎｃｅ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ　ａｎｄ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ　Ｖｏ１．１１　Ｎｏ．１４　Ｍａｙ　２０１１　⑥２０１１　Ｓｃｉ．Ｔｅｃｈ．Ｅｎｇｎｇ．　

航天航空　

螺旋桨滑流对机翼气动特性影响的方法研究　

程晓亮李杰　

（西北工业大学航空学院，西安７１００７２）　

摘要主要工作是螺旋桨滑流对机翼气动特性影响的非定常流体力学计算方法研究。几何模型借鉴国外某太阳能无人　机，建立单螺旋桨计算模型，采用两叶螺旋桨。用ＩＣＥＭ网格软件生成具有两个计算域的高质量非结构数值计算网格，应用多　参考系和滑移网格边界条件，对模型在低速情况下进行数值模拟。分析螺旋桨滑流的发展和机翼在滑流作用下的非定常气　动特性，对比分析螺旋桨不同转速下滑流对机翼影响大小，计算结果表明本文采用的数值模拟方法能有效地应用于机翼在螺　旋桨滑流作用下的流场求解，可以为工程应用提供重要的参考。　关键词　螺旋桨滑流　滑移网格　Ｎ—Ｓ方程　非定常数值模拟　气动特性　中图法分类号Ｖ２１１．３；　文献标志码Ａ　

在螺旋桨类飞机中，滑流对机翼的气动特性的　

影响是飞机性能分析与气动数值模拟的重要方　面　Ｉ２　Ｊ。是随着近年来太阳能无人机的深入发展，　

这一点变得更为重要，因为太阳能无人机广泛采用　

大展弦比长直机翼和螺旋桨驱动。太阳能无人机　有着其它飞机不能相比的飞行高度和高航时特点，　

这样太阳能无人机在高空侦察、通信信息传输等方　面有出色的表现。太阳能航空器的研究，是我国新　世纪航空工业重点发展的一个新领域，也是各国航　

空工业研究的新热点。　螺旋桨滑流和机翼的气动干扰是此类飞机设　计中急待解决而难度很大的问题＿２　Ｊ，由于螺旋桨的　

滑流是一种非管道控制的流动，流动特性比较复　杂。滑流不仅轴向速度较远方的来流速度大，而且　还有一定的回转运动，流线是螺旋状的，采用试验　

涡流发生器对垂直轴风力机翼型气动性能的影响

第51卷第2期2020年2月中南大学学报(自然科学版)JournalofCentralSouthUniversity(ScienceandTechnology)Vol.51No.2Feb.2020

涡流发生器对垂直轴风力机翼型气动性能的影响

张立军，朱怀宝，顾嘉伟，马东辰，米玉霞，于洪栋，刘静，缪俊杰，李想

(中国石油大学(华东)机电工程学院，山东青岛，266580)

摘要：为推迟翼型的边界层分离，改善叶片的气动性能，提出一种在H型垂直轴风力机对称翼型

NACA0012叶片表面上加装涡流发生器的设计方案。利用FLUENT软件对翼型进行三维流体力学仿真，采

用正交试验设计法，研究涡流发生器的高度、安装角度和安装位置这3个设计参数对翼型气动性能的影响。

研究结果表明：最佳的涡流发生器高度为6.5mm、安装角度为18°、安装位置为0.1c(c为叶片弦长)，过大

或者过小的涡流发生器高度和安装角会降低翼型的升力系数和升阻比；安装位置靠近翼型前缘可增大翼型

的临界攻角，但会给翼型带来较大阻力；加装涡流发生器后，对称翼型叶片失速区范围减小40.3%。

关键词：垂直轴风力机；涡流发生器；正交试验设计；气动性能

中图分类号：TK83文献标志码：A开放科学(资源服务)标识码(OSID)

文章编号：1672-7207（2020）02-0540-11

Influenceofvortexgeneratoronaerodynamicperformanceof

airfoiloftheverticalaxiswindturbine

ZHANGLijun,ZHUHuaibao,GUJiawei,MADongchen,MIYuxia,YUHongdong,LIUJing,

MIAOJunjie,LIXiang

(CollegeofMechanicalandElectronicEngineering,ChinaUniversityofPetroleum,Qingdao266580,China)

前翼对飞机纵向气动特性和机翼载荷影响研究

第２３卷第２期　２００８年３月　海军航空工程学院学报　Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　Ｎａｖａｌ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ　ａｎｄ　Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａｌ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ　、，ｏ１．２３　ＮＯ．２　Ｍａｒ．２００８　

文章编号：１６７３—１５２２（２００８）０２—０１６５－０３　前翼对飞机纵向气动特性和机翼载荷影响研究　

邱述斌　，李志　．　（１．海军装备部，北京１０００７１；２．沈阳飞机研究所，沈阳１１００３５）　摘要：利用ＡＲＧＯＮ和ＭＧＡＥＲＯ计算了三翼面布局飞机气动特性和机翼载荷，给出了有前翼、无前翼布局全　机气动特性和机翼环量分布。研究分析了前翼对全机气动特性、机翼分布载荷的影响规律，得到了一些重要的　结论，可用于飞机型号设计。　关键词：前翼；机翼环量分布；气动特性　中图分类号：Ｖ２１１．４１　文献标志码：Ａ　

Ｏ引言　１前翼对全机气动特性影响分析　现代战斗机为了提高大迎角机动特性，减小起　飞和着陆距离，对飞机的升力特性提出了更高的要　求【　。三翼面布局是现代战斗机设计良好选择途径　之一。三翼面布局飞机利用前翼卷起的涡对机翼流　动产生的有利干扰（涡升力），控制机翼流动分离，　提高了飞机升力特性【训。同时，前翼与平尾协调偏　转实现飞机纵向配平，减小了配平升力损失和配平　阻力。三翼面布局的另一个潜在优势是容易实现直　接升力控制和飞行轨迹精确控制，可以显著提高飞　机的作战效能和生存力。　三翼面布局飞机有三个升力面（前翼、机翼和　平尾），比正常（或鸭式）布局飞机增加了一个升力　面，在飞机气动载荷分配上更加合理。即完成相同　过载机动时，三翼面布局飞机机翼所承受的气动载　荷低于正常布局飞机，这对飞机结构设计是有利的。　但是，由于前翼洗流和对来流的阻滞作用，又使机　翼气动载荷分布变差，对结构设计带来不利影响。　因此，三翼面布局飞机结构设计需要进行综合分析　考虑。　本文采用ＣＦＤ技术【５】计算了一个三翼面布局　有、无前翼状态下飞机的纵向气动特性和机翼载荷　分布，分析了前翼对气动特性和机翼载荷特性的影　响规律。气动特性和机翼气动载荷计算分别采用　ＭＧＡＥＲＯ和ＡＲＧＯＮ两种计算软件，并对两种软　件的计算结果进行了比较分析。　

湿空气凝结对ONERA M6机翼气动特性影响的数值研究

１４４　空气动力学学报　第２８卷　

了一系列研究［３，５　６　；ＺｉｅｒｅｐＥ　，Ｒｕｓａｋ￣　等学者从凝　

结起始马赫数和凝结放热量等方面对凝结流动之间　

的相似性进行了理论分析，取得了一些进展。这些研　

究表明：跨声速流动与凝结过程相耦合，凝结过程与　

来流马赫数、攻角、空气湿度等参数之间存在强烈依　

赖关系，湿空气凝结对翼型升力／阻力特性有显著影　

响。尽管如此，在湿空气凝结流动研究方面，仍有一　

些重要的问题没有解决，目前尚没有一般性的结论指　

出在什么样的条件下（大气温度、压力、相对湿度、飞　

行速度、攻角、飞机几何特征参数等）发生凝结；另外，　

凝结影响机翼气动性能的一般规律也并不清楚。解　

决这些问题，对提高飞机在复杂大气条件和各种飞行　

姿态下的气动性能具有重要意义。　

本文发展了湿空气非平衡凝结流动数学物理模　

型和计算方法，并对ＯＮＥＲＡ　Ｍ６机翼周围的湿空气　

凝结流动进行了分析。　

１湿空气凝结流动数学物理模型　

将湿空气凝结流视为一个两相系统：气相由干空　

气和水蒸汽即湿空气构成，凝结相为弥散在湿空气中　

所有凝结物的集合。在大气飞行条件下，由于水蒸汽　

相变发生的温度低于三相点温度，水蒸汽在跨声速条　

件下非平衡相变的产物可能是液态微小水滴或固态　冰晶。相变过程影响机翼气动特性的本质是相变潜　

热对气流加热产生的影响。文献［１１］指出，为了计算　

这种影响，可以假设相变产物为液态水，并在成核模　

型中对平面水的表面张力进行适当修正来计算成核　

过程中微小水滴的表面张力。因此本文假设湿空气　

相变产物为微小水滴。　

由于跨声速湿空气流动中非平衡凝结形成的水　

滴直径在ｌｔｚｍ以下，水滴和空气流之间的速度滑移　

可以忽略不计，因而可以建立如下欧拉／欧拉型的数　

值模型。描述气相即湿空气流动的质量、动量及能量　

守恒方程为　

ｖ』　＋　・（　ｕ）一一ｌ。ｍ　（１）　口　。　’　

＋　．（ＩＤａ　ＵＵ）一一　Ｐ＋　．１７一１０　Ｕ　口‘　’　（２）　

机翼流动特性实验报告(3篇)

第1篇

一、实验目的

本次实验旨在研究机翼在不同迎角和雷诺数条件下的流动特性，包括边界层的发展、分离流动、升力系数、阻力系数等，以期为飞机设计提供理论依据。

二、实验原理

机翼的流动特性主要受雷诺数、迎角、翼型等因素的影响。实验中，通过改变迎角和雷诺数，观察机翼表面的流动情况，并测量升力系数和阻力系数，分析机翼的气动特性。

三、实验设备

1. 风洞：用于产生稳定的气流环境。

2. 机翼模型：用于模拟实际机翼的流动特性。

3. 数据采集系统：用于测量升力系数、阻力系数、风速、风向等参数。

4. 高速摄影系统：用于观察机翼表面的流动情况。

四、实验方法

1. 实验前，将机翼模型安装于风洞中，确保模型安装牢固，并对模型进行标定。

2. 根据实验要求，调整迎角和雷诺数，使气流在机翼模型上形成稳定的流动。

3. 开启数据采集系统和高速摄影系统，记录实验数据。

4. 观察机翼表面的流动情况，分析边界层的发展、分离流动等特性。

5. 根据实验数据，计算升力系数和阻力系数。

五、实验结果与分析

1. 边界层发展

实验结果表明，随着迎角的增大，边界层厚度逐渐增加。当迎角达到一定值时，边界层开始出现分离现象。在分离区，气流速度降低，导致升力系数下降。

2. 分离流动实验观察到，在分离区，气流速度降低，流动变得不稳定。分离点的位置随迎角的增大而向翼尖移动。分离流动会导致升力系数下降，阻力系数上升。

3. 升力系数和阻力系数

实验结果表明，随着迎角的增大，升力系数逐渐增大，阻力系数逐渐减小。在低雷诺数条件下，升力系数和阻力系数的变化趋势与高雷诺数条件下基本一致。

六、结论

1. 随着迎角的增大，边界层厚度逐渐增加，分离流动现象逐渐明显。

2. 分离点的位置随迎角的增大而向翼尖移动。

3. 升力系数和阻力系数随迎角的增大而发生变化。

七、实验总结

本次实验通过改变迎角和雷诺数，研究了机翼的流动特性。实验结果表明，迎角和雷诺数对机翼的流动特性有显著影响。实验结果可为飞机设计提供理论依据，有助于优化机翼设计，提高飞机的气动性能。

KFM翼型的气动特性分析

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KFM翼型的气动特性分析

作者：叶龙海朱亚男

来源：《科学与信息化》2019年第11期

摘要 KFM翼型是一种新型翼型，与常规翼型相比，其在机翼表面上采用阶梯形式，从而对机翼的气动特性造成改变，本文采用Xflr5软件对Clark Y翼型和KFM翼型进行气动分析，KFM翼型在小迎角时的升力系数和升阻比均比Clark Y翼型的升力系数和升阻比大，通过翼型表面压力分析，在机翼迎角较大时，在KFM翼型的阶梯处会出现紊流，从而使飞机的升力系数和升阻比减小。

关键词 KFM翼型；升力系数；升阻比

机翼是飞机升力的来源，人们通过不断地改变机翼的形状，从而使飞机的性能不断提高。随着时代和科技的发展，人们对飞机的飞行性能的要求不断提高，从而出现了更多的机翼种类，如S形翼型，双凸翼型等。一种优越的机翼可以促使一个国家的航空领域更加强大，在军事和商用上都会产生巨大的经济利益，在现实中能有效地使飞机的飞行性能更加稳定，提升飞机的安全性和操作性[1]。

1 KFM翼型原理

KFM翼型在其弦长的50%～60%出现阶梯，阶梯高度为翼型厚度的9%～12%，如图 1所示，当气流流过KFM翼型时，在阶梯后形成旋转的附着涡流，涡流与KFM翼型组成了一个传统翼型的形状，由于空气与其之间的阻力非常小，从而减小了飞机机翼所受的阻力。

2 KFM翼型设计

为了便于对KFM翼型的研究，以Clark Y为原型机翼，在其上翼面制作阶梯，通过对比两个翼型的升力系数，升阻比等关键参数，从而得出KFM翼型的优势和不足。

KFM翼型家族众多，本文只针对KFM-2和KFM-3翼型进行了理论验证，选用弦长为336mm，厚度为30mm的Clark Y翼型为原始翼型，KFM-2翼型在Clark Y机翼弦长的50%处开始制作阶梯，阶梯高度为机翼厚度的9%。KFM-3的第一个阶梯与KFM-2相同，KFM-3翼型的第二个阶梯从KFM-2翼型的阶梯与上翼面相交处开始制作，如图3，图4所示[2]。

飞机翼的仿生设计及其气动性能研究

飞机的出现给我们的生活和工作带来了极大的便利和效率，而从众多造福于人类的发明中，仿生设计也渐渐成为了设计领域中的一大热门。本文将为您介绍飞机翼的仿生设计及其气动性能研究。

一、仿生设计概述

仿生设计指的是从自然界中获取灵感，将其运用到设计中的一种方法。这种方法能够有效地提高设计的效率和性能。设计者借助仿生学的原理，发现许多生命体的结构，如海豚、飞鸟等，都具有很好的效能。通过对其结构的学习，可以有效地提高设计品质，并达到更好的性能指标。

二、仿生飞机翼的研究意义

飞机翼的改进是飞机设计中的一个重要环节，对飞机的性能有较大影响。仿生设计可以使得翼面形状更加优化，减轻飞机重量，降低飞机成本，并优化飞机的气动性能。因此，仿生设计就有了在飞机研制领域中的重要地位。

三、仿生飞机翼结构特点 1.生物翼面——仿生飞机翼的设计依据生物翼面的结构设计，模拟动物的翼面形状，如海鸥等鸟类，对翼面的弯搭，厚度分布进行仿照，并以此来设计出与其类似的特殊形状。此类翼面的研究表明，采用生物翼面形状能有效地提升飞机的气动性能和操纵性。

2. 骨架结构——仿生飞机翼的设计基于生物体的骨架结构，它的主要特点在于能把受力点更有效地传递到机身，从而能提高飞机机身的强度，同时减轻飞机翼重量，优化飞机的气动性能。

四、仿生飞机翼的气动性能研究

1.翼型性能——通过对翼型的研究，可以探究其对飞机气动性能的影响，从而对翼型进行合理化设计。

2.操作性能——在设计仿生飞机翼中，不仅要考虑气动性能，还需要对操作性能进行研究，如刚性、自适应等。

3.飞行测试——仿生飞机翼的气动性能研究离不开飞行测试。此类测试能够探究飞机的飞行参数，如速度、油门等，从而为飞机的后期制定提供可靠数据支持，实现更好的飞行性能。

五、仿生设计在航空工业中的应用

国内外飞机制造商都开始将仿生设计应用于飞机的设计中。例如，波音公司的“梦想飞机”B787采用的翼型即是基于仿生学原理设计的。我国研发的C919民机也运用了仿生设计的技术，对飞机的翼形、机身等进行了优化，取得了很好的成果。