机翼外形初步设计－2 - 南京航空航天大学-航空宇航学院飞机设计研究所

机翼外形初步设计(二)
南京航空航天大学
余雄庆

设计
分
系
统
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
机翼外形初步设计
尾翼外形初步设计
总体布臵
形成初步方案
概念设计流程
设计要求、适航条例
No
满足要求?
方案最优?
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 ……
分析
Yes
初
步
方
案

• 翼型的选择与设计
• 机翼平面形状设计
机翼的设计的内容
• 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
• 增升装臵的设计
• 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

描述机翼平面形状的几何参数
• 参考机翼面积: S
• 展弦比:
2
AR l / S
• 后掠角: 1/ 4 前缘
• 根梢比:
c
尖
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。
b/2

• 几何参数之间的关系
如果给定:
S, AR, ,
1/ 4
则: 展长 l AR S
c 2 S /[ l(1 )]
根
c 尖 c根
MAC C
tg tg1/ 4 (1 ) /[ (1 )]
前缘
2
(2/3) root (1 )/(1 )

平均气动力弦长的几何作图法
MAC C
Y
2
(2/3) root (1 )/(1 )
b1 2
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。
2)对升力线斜率的影响
AR 增大,升力线斜率增大。
AR=8
AR=2
AR=8
不同展弦比机翼的 Cx ~ M 不同展弦比机翼的 Cy
~

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 。
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,有利于承力构件布臵。
6)对内部容积的影响:
▲ AR 减小,有利于起落架布臵;
▲ 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。
飞机类型 展弦比(AR)
轻型飞机 5.0~8.0
涡桨支线客机 11.0~12.8
公务机 5.0~8.8
喷气运输机 7.0~9.5
超声速战斗机 2.5~5.0

飞机名称
几种喷气支线客机的展弦比
乘客
(人)
机翼展长
(米)
机翼面积
(米 2 )
展弦比
阿夫罗RJ70(英) 70~85 26.3 77.3 8.95
CRJ700ER(加) 66 ~78 23.3 68.7 7.90
ERJ170LR(巴) 70 26.0 72.8 9.29
728JET(美) 70~85 26.6 75.0 9.43
福克70(荷) 70~79 28.7 93.5 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
▲ 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
▲ λ减小,有利于布臵起落架
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 梯形比
轻型飞机 1.0~0.6
涡桨支线客机 0.6~0.4
公务机 0.6~0.4
喷气运输机 0.4~0.2
超声速战斗机 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;
C ( C ) cos
L L
0
▲ 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;

▲ 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
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:
4)对内部容积的影响
▲ 后掠角过大,可能会给起落架布臵带来不利影响。
5)如何选定后掠角
▲ 对于亚声速飞机: =0 或 < 15 o (用于调整重心)
▲ 对于高亚声速飞机:
1 W 机翼 cos
= 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。

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。
– 一个典型的例子是翼根翼型采用NACA 23018,翼尖翼型采
用NACA 23010。

机翼厚度的分布
• 对于高亚声速公务机和运输机,一般用三个或更多的翼
型来定义机翼厚度的分布。
– 位臵:一个在机翼机身连接部,一个在翼尖;在二者之间再定义
一个或几个翼型。
– 目的:使机翼上表面等压线的后掠角更均匀,以提高机翼的阻力
发散马赫数。

机翼厚度的分布
喷气运输机机翼厚度的典型分布

• 机翼平均厚度
机翼厚度的分布
– 在初步设计中,通常用到平均厚度概念。
– 对于线性过渡的机翼,定义为:
( t/ c)
AV
t t
root tip
c c
root tip
对于由不同翼型定义的多段机翼,且每段线性过渡,
则首先用上述公式计算每段的平均厚度,然后再对各段
机翼的平均厚度进行平均,得到整个机翼的平均厚度。

机翼后掠角和平均相对厚度的确定
• 对于轻型飞机,其巡航速度一般小于阻力发散马赫数
较小,相对厚度一般为15%左右。
• 对于喷气运输机和公务机,其后掠角的确定与翼型的
相对厚度有关。
– 相对厚度大,后掠角应大一些。
– 相对厚度小,后掠角可小一些。
– 应选择最佳的后掠角和翼型的相对厚度的组合,使气动效率
和结构重量综合最优。
– 一般地,在确定了机翼平均相对厚度后,在满足阻力发散马
赫数的前提下,应使后掠角尽量小。
– 喷气运输机和公务机的平均相对厚度一般在10%至12%之间。
• 超声速战斗机/攻击机的相对厚度一般为3.5%左右。

喷气运输机后掠角与平均相对厚度的确定
后掠角与相对厚度对阻力发散马赫的影响

喷气运输机后掠角与相对厚度的确定
后掠角与相对厚度对阻力发散马赫的影响

▲ 对于超声速飞机:
A. 采用亚声速前缘
当M=1.21.8时;相应的 = 40 60

B. 采用超声速前缘(当 M2 时)
F-15: 前缘=45
米格-25: 前缘=40
原因在于: 过大,机翼结构重量太大。
的统计值

• 为何要变后掠飞机
1)大后掠角飞机低速飞行时:
▲ 升力线斜率小;
▲ 最大升力系数小;
▲ 翼尖气流易分离。
2)小后掠角飞机高速时
▲ 零升阻力太大
3)解决方案:变后掠!
F-111第一架变后掠飞机后掠
起飞时: 前缘=16º
亚音速巡航飞行时 : 前缘=26º
超音速飞行时: 前缘=72.5º

机翼边条(边条翼)
• 什么是边条翼(strake)?
在中等后掠翼(后掠角3040左
右)根部前缘,加上一后掠角很
大( 7080)的细长前缘所形
成的复合机翼。原后掠翼称为基
本翼,附加的细长前缘称为边条。

• 为什么需要边条翼?
1)边条前缘产生强的脱体涡,可以直接产生涡升力 ;
2)边条脱体涡对机翼流场的有利干扰会推迟机翼表面的气流分离;
3)边条机翼的布局特别适于改进飞机大迎角气动性能,与近距鸭翼
有相似的对机翼有利干扰作用。

米格-29
F-16
边条翼的应用
F-18
苏-27

机翼安装角的确定
• 机翼安装角(incidence)的定义:
机翼根弦与机身轴线之间的夹角

• 安装角对飞机气动特性和性能的影响
- 对巡航时阻力有影响;
- 对起飞滑跑距离有影响;
• 如何确定安装角(i w)
C i
L,
Des
• 统计值
CL
w
(C L,Des-巡航时所需的升力系数)
喷气客机: 1º~5.3º
战斗机: -1º~3.6º

• 扭转角(twist)
– 几何扭转:
机翼扭转角的确定
• 负扭转:从翼根至翼尖, i w 逐渐减小。
• 正扭转:从翼根至翼尖, i w 逐渐增大。
– 气动扭转
• 翼根与翼尖的翼型不同。
• 气动扭转角:翼根翼型零升力攻角与翼根翼型零升力攻角的夹角。

几何扭转角与气动扭转角

• 对气动特性的影响
– 负扭转或气动扭转可延缓翼梢气流失速;
– 可改变升力分布,影响诱导阻力。
• 如何确定扭转角
机翼扭转角的确定
- 在概念设计阶段参考同类飞机(类型和布局类似)。
- 轻型飞机、涡桨支线客机:负扭转角:0º~3º
- 公务机、喷气运输机:负扭转角:0º~7º
- 超声速战斗机/攻击机:扭转角很小或为零度。

喷气客机典型的机翼扭转角

• 定义(Dihedral)
机翼上反角的确定
- 机翼基准面与飞机对称面的垂线之间的夹角。
• 对气动特性和布局的影响
- 对侧向稳定性和荷兰滚稳定性有影响;
- 外挂与地面之间的距离(Geometric ground clearance)。

• 如何确定上反角
在概念设计阶段,主要依据统计值。
统计值的大小与飞机布局型式有关。
飞机类型
上反角的统计值
机翼位臵
下单翼 中单翼 上单翼
直机翼 5º~7º 2º~4º 0º~2º
亚声速后掠翼 3º~7º -2º~2º -5º~2º
超声速后掠翼 0º~5º -5º~0º -5º~0º
由于上单翼会增加侧向稳定性,故上反角较小;
机翼后掠翼会增加侧向稳定性,故上反角较小。

• 如何确定上反角(续)
还与尾翼布臵有关, “T”平尾会增加横向稳定性。
以运输机为例:
• 对于“T”平尾和下单翼布局,上反角为3º左右。
• 对于“T”平尾和上单翼布局,上反角-5º至-2º
MD-80:T平尾和下单
翼布局,有正的上反角
BAE-146:T平尾和上单
翼布局,有负的上反角

翼梢形状的设计
翼梢(wing tip)形状会影响翼梢处的气流旋涡效应。

各种各样的翼梢形状

双发喷气式公务机
翼梢小翼的应用
A330

采用翼梢小翼的效果
对翼梢处的旋涡进行遮挡
翼梢小翼设计成有弯度,翼梢涡在小翼产生升力,这
个升力方向向前,可减小总阻力。
翼尖小翼实验验证结果(Starship-3)
阻力 巡航状态,减小3.1%
重量 巡航时重量,增加0.5%
航程 增加117海里,增加3.3%
燃油 可减少24605升

翼梢小翼的最新应用
A320NEO的鲨鱼鳍(Sharklet) B737 MAX的翼尖小翼
空客认为A320NEO采用鲨鱼鳍能省
油3.5%。
波音认为B737 MAX采用新型小翼
能省油1.5%。

切翼的应用:Y-12

• 内翼后缘扩展定义
内翼后缘扩展
– 内翼后缘扩展(wing inboard trailing edge extensions)也称转折的
• 目的
机翼后缘(cranked trailing edge),如图所示。
– 增加根部弦长,便于起落架的布臵。
– 可降低根部弦剖面升力系数,便于气动设计。

增升装置、副翼与绕流板设计

• 为何需要增升装臵
• 机翼增升的原理
• 增升装臵的类型
增升装置的设计
• 增升装臵的几何参数
• 如何选择增升装臵的类型
• 如何确定增升装臵的几何参数

为何需要增升装置
• 机翼的翼型和平面形状几何参数,通常是按巡
航状态要求设计的,翼型的相对弯度等参数是
按设计升力系数的要求确定的。
• 其气动特性不能满足起飞着陆状态的要求。
• 为改善飞机的起飞着陆性能,需要增升装臵。

• 计算升力计算公式:
机翼增升的原理
1 2
2
L v S
• 增加升力的途径:
- 提高C L:
1)增加翼型弯度;
CL
2)控制附面层,延迟气流分离。
- 增加机翼面积S

• 后缘襟翼
增升装置的类型
• 前缘缝翼和前缘襟翼
• 吹气襟翼

各种不同类型后缘襟翼
简单襟翼
开裂襟翼
富勒襟翼
单缝襟翼
双缝襟翼
多缝襟翼

各种不同类型后缘襟翼

各种前缘缝翼和前缘襟翼
前缘襟翼
克鲁格襟翼
前缘襟翼
机动襟翼(F-20)
克鲁格襟翼
(“狂风”)
密封前缘襟翼
(F-86)
带 缝 前 缘 襟 翼
(F-14)

吹气襟翼
• 流向吹气附面层控制 :使吹气翼面的附面层
获得附加动量,避免了气流分离。
缝宽
射流
分离
射流

• 展向吹气襟翼
在襟翼根部(机身处),沿着后缘襟翼的前缘方向吹射
出一股射流。这股沿襟翼前缘轴向流引起翼面来流在此
形成一个类似于大后掠翼前缘卷起的脱体涡流动,从而
产生增升效果。
• 喷气襟翼
吹气襟翼
直接利用从机翼后缘喷射的高速射流层作为“襟翼”,
从而增加机翼的环量,提高升力。同时,喷气射流产生
的反作用力可增加推力与升力。

增升装置的几何参数
• 襟翼相对弦长:c 襟/c
• 襟翼展长:L 襟
• 偏转角: 襟
c 襟
L 襟

增升装置的增升效果
增升效果:直机翼后缘襟翼数据
襟翼型式 相对弦长 偏转角 △C Lmax及对应C lmax的
开裂式 ~25% 50°~60° 0.6~0.8(α=13~14°)
后退式 30%~40% 40°~50° 1.3~1.4(α=13°)
双缝式 30%~40% 40°~50° 1.4~1.5(α=12°)
多缝式 35%~45% 50°~60° 1.6~1.8(α=12°)

增升装置
• 机翼平面形状对襟翼增升效果的影响
– 展弦比增大,襟翼增升效果增大;
– 梯形比减小,襟翼增升效果增大;
– 后掠角增大,襟翼增升效果降低。
(CL) 3D/ (CL) 2D = 0.85 cos 1/4
1/4 is the wing quarter chord sweep

襟翼的应用
巡航、起飞和着陆时襟翼的位臵

襟翼的应用
DC-9-30 采用襟翼后的增升效果

如何选择增升装置的类型和参数
• 回顾所需的C Lmax, C lmax起飞 , C lmax着陆
• 计算所需的起飞和着陆升力系数的增量:
△ C lmax起飞 = 1.07 (C lmax起飞 - C Lmax)
△ C lmax着陆 = 1.07 (C lmax着陆- C Lmax)
• 根据统计数据选择襟翼类型和尺寸。
– 轻型飞机一般采用简单襟翼或单缝襟翼。
– 涡桨支线客机、公务机和喷气运输机一般采用双缝襟翼,有些喷气
运输机甚至采用三缝襟翼。
– 现代客机一般采用前缘开缝襟翼,战斗机一般采用简单前缘襟翼。
• 考虑机翼平面形状对襟翼增升效果的影响。
• 襟翼展长应与副翼展长协调。
– 在满足副翼长度的前提,襟翼展长尽量长。

副翼外形的设计
• 副翼(aileron)的功用:
提供足够大的滚转力矩,保证满足对飞机横向操纵性
的要求。
• 副翼几何参数
- 副翼面积与机翼面积之比值,即相对面积:S 副/S
- 相对弦长: c 副/c
- 相对展长: L 副/L
- 偏角: 副

• 如何确定副翼的参数
- 在概念设计阶段,一般根据统计数据;
- 统计数据:
相对面积 S 副/S = 0.05 0.07
相对弦长 c 副/c = 0.20 0.25
相对展长 L 副/L = 0.20 0.40
偏角 副 = 25 30
副翼外形的设计
对于轻型飞机、涡扇支线客机,副翼一般的位臵为:半展
长60%-90%。

相对展长
统计数据:副翼的相对展长与相对弦长
相对弦长
摘自:aircraft design: A conceptual Approach

绕流板
• 绕流板(spoiler)是安装在机翼上表面的一部
分,当绕流板打开时,可减少机翼的升力。
绕流板

• 功用
绕流板
– 当非对称打开时,可产生滚转力矩。
– 当在飞行中对称打开时,可增加阻力,起减速作用和
增加下降速率。
– 当在着陆时对称打开时,可增加阻力,缩短着陆距离。
– 公务机和喷气运输机一般配臵有绕流板。
• 位臵
– 一般位于后缘襟翼的前面。

机翼粱的布置
• 在概念设计阶段需定义机翼前、后粱的位臵。
• 确定前、后粱位臵要考虑的因素:
– 结构高度
– 襟翼尺寸和操纵机构所需的空间
– 副翼尺寸和操纵机构所需的空间
– 燃油容积
• 典型的前、后粱位臵
– 前粱:16%~22%弦长处
– 后梁: 60%~75%弦长处

机翼内燃油容积的估算
• 通常公务机和运输机的机翼要容纳所有的燃油。
• 燃油一般装入由前、后粱和蒙皮上表面和下表面构成的
空间内。
• 燃油容积近似计算:420bS(t/c)(1-0.89+0.49 2 ) / AR (kg)
• 如果燃油容积不满足要求,需修改机翼外形:
– 增加机翼面积,或减小展弦比?
– 增加相对厚度(但同时需增加后掠角,以满足阻力
发散马赫数的要求)?
– 需要综合考虑!

机翼纵向位置的初步确定

机翼外形草图绘制
• 根据上述确定参数,可初步绘制机翼外形草图。

机翼外形草图绘制

课后任务
• 在参考同类飞机基础上,初步确定机翼外形的基
本参数。包括:
– 翼型的选择与设计
– 机翼平面形状设计,计算平均气动弦的位臵和长度。
– 机翼安装角和上反角的确定
– 副翼/绕流板的设计
– 增升装臵的设计
• 说明确定这些参数值的理由。
• 画出机翼外形的草图和平均气动弦的位臵和长度。