总体设计c3_acd(2)讲解.ppt

3.3~3.7 部件设计 3.3 机翼设计设计 3.3.1 翼型参数 翼型是 指机翼或 尾翼的剖 面形状 中弧线：翼型内切圆圆 心的连线 前、后缘：中弧线的最前点、最后点 翼弦/弦线：连接前、后缘之间的直线 弦长c ：翼弦/弦线被前、后缘所截的长度 翼型厚度t：内切圆的直径 翼型最大厚度tmax：最大的内切圆的直径 翼型相对厚度t/c： 翼型弯度 f：中弧线上各点到翼弦之间的距离 翼型最大弯度 fmax：弯度的最大值 翼型相对弯度： 最大厚度位置xt：最大厚度的x坐标 最大弯度位置xf：最大弯度的x坐标 最大厚度相对位置： 最大弯度相对位置： 翼型参数（厚度、弯度）决定其气动特性 翼型气动特性表征： 升力系数 Cl 阻力系数 Cd 力矩系数 Cm 影响翼型升阻特性的主要因素： 攻角+弯度+厚度 许多气动特性计算中（厚度不太大时），常将 翼型的厚度作用和弯度作用分开：前者（厚度）主 要影响翼型的型阻，后者（弯度）主要影响翼型的 升力和诱导 阻力 翼型的气动特性还受雷诺诺数Re的影响 Re数是流体的惯性力和受到的粘性力之比： 因此，Re数越小的流动，粘性作用越大（相对 于惯性作用来说）；Re数越大的流动，粘性作用 越小。

翼型选择时 要注意Re的匹配 典型飞机的机翼飞行中的Re大约是一千万 翼型族 NACA 四位数翼型现在主要用于尾翼 NACA 五位数翼型将最大弯度点前移，以产生 更大的最大升力 NACA六位数翼型是层流翼型，将最大厚度点后 移，以保证尽可能大面积的层流，多用于高速飞 机P-51（野马 ）是二战最 优秀的战斗 机之一，归 功于其采用 的层流翼型 对称翼型： 零迎角升力等于0 正负攻角时升力 系数等大反向 层 流 翼 型 的 极 曲 线 层流翼型的极曲线（局部） NACA65,3-215；A=0.5 层层流翼型一般在层流戽斗状态飞 行，可以减阻 30% 层流翼型需要镜面蒙皮和精确的外形，导致机 翼制造成本急剧上升 军用飞机的亚光迷彩漆粗糙度大，使翼型（全 机）阻力增加 层流非常脆弱，很容易转涙成为湍流（表面灰 尘、雨滴、昆虫残骸……） 设计设计 升力系数 翼型具有最大升阻比的升力系数称为设计 升力 系数 为提高气动效率，应该 在翼型设计 升力系数附 近进行任务飞 行（如巡航平飞），此时迎角较小 （接近0°），主要靠弯度提供升力 因此，设计 升力系数通常是指0°迎角时的升力 系数 设计 升力系数典型值： 战斗机 0.3；运输机 0.5；高空飞机1.0~ 极曲线是评价气动特性的重要方面。

升阻比L/D是评价气动特性的重要参数 H↑，Re↓，Cf↓，CD0↓ 超音速飞行只需要很小的CL（0.09~0.1） J7飞机 L/D = 8（亚音速） 5（超音速）大体只有亚音速的一半左右 CDW = 0.35 失速 某些翼型失速后升力逐渐下降；而另一些翼型 失速后升力急剧下降并伴随着俯仰力矩系数的急 剧变 化 厚翼型（t/c 14%）通常从后缘开始失速； 薄翼型（t/c 14% 6%≤t/c≤14% t/c 2以后， 方向稳定性降低，这是垂尾设计 的主要情况； 飞机的横向静稳定性和航向静稳定性要保持一 定的比例，其比值不能过大或过小 (2) 保证飞 机具有良好的横航向操纵性： 主要要求飞机在所有可能的飞行状态下，都满 足横航向机动性的要求； 侧向压杆后，飞机的滞后反应不应超过允许的 范围； 在侧风 着陆和单发 停车时 ，应保证有配平的能 力和足够的横航向操纵性 垂尾尾容量为： 初步设计时，CVT(外露面积)可在0.075~0.14之间 选取对于小展弦比机翼和长机身飞机， CVT取上 限；双垂尾时， CVT要加大20% 飞机类型CHTCVT LHT/CW LVT/CW 涡桨干线客机0.80~1.10 0.05~0.082.0~3.0 涡喷/涡扇干线客机0.65~0.80 0.08~0.122.5~3.5 后掠翼重型非机动飞机 0.50~0.60 0.06~0.102.5~3.5 直机翼重型非机动飞机 0.45~0.55 0.05~0.092.0~3.0 高速机动飞机0.40~0.50 0.05~0.081.5~2.0 尾容量的统计值 通常垂尾为对 称翼型，主要参数： SVT/S = 13 ~ 23%； AVT = 0.8 ~ 1.5； λVT =0.3~0.5； (t/c)VT = (t/c)HT； ΛVT =45~60°。

方向舵相对于垂尾面积： Sru/SVT =20~30%。