飛機總體設(shè)計課件 超臨界機翼設(shè)計

超臨界機翼設(shè)計第一飛機設(shè)計研究院上海飛機設(shè)計研究院張錫金2011.02.18前言飛機的氣動布局設(shè)計飛機氣動設(shè)計系列培訓(xùn)第一章飛機的氣動布局設(shè)計原理

第二章繞機翼的流動和超臨界機翼的設(shè)計第三章飛機飛行力學(xué)的基本理論第四章型號氣動的試驗驗證第五章氣動特性數(shù)據(jù)體系的建立與分析方法前言

機翼作為飛機貢獻(xiàn)升力的主要部件，對飛機的整體氣動特性起著十分重要作用。

機翼設(shè)計是飛機氣動力學(xué)設(shè)計中的技術(shù)關(guān)鍵。超臨界機翼是上世紀(jì)在氣動設(shè)計技術(shù)方面的一項重大突破。它顯著提高了機翼的跨音速氣動特性,它能夠把阻力發(fā)散馬赫數(shù)提高一個檔次。可以增加最大相對厚度，或者減小機翼后掠角。這樣，進一步提高了氣動效率。因此，在機翼的幾何參數(shù)與氣動特性的設(shè)計、優(yōu)化、協(xié)調(diào)、匹配方面，給設(shè)計師們提供了更大的選擇空間。超臨界機翼設(shè)計前言

但是，超臨界機翼發(fā)展到今天，設(shè)計技術(shù)已日趨完善。想在這個基礎(chǔ)上再提高一個臺階，想在激烈的技術(shù)競爭中再領(lǐng)先一步，對飛機氣動設(shè)計師們都是極大的挑戰(zhàn)。在介紹超臨界機翼的設(shè)計之前，應(yīng)該對常規(guī)的機翼設(shè)計有一個初步概念。對于翼吊布局的飛機，機翼的最終成型是在發(fā)動機安裝之后，所以，這里介紹常規(guī)機翼的設(shè)計、超臨界機翼的設(shè)計和機翼-發(fā)動機短艙的一體化設(shè)計。在第一章中我們講到飛機總體設(shè)計流程，現(xiàn)在來看機翼設(shè)計在流程圖中的位置。超臨界機翼設(shè)計

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1.1翼型的選擇與設(shè)計

1.2機翼的平面形狀

目錄超臨界機翼設(shè)計

3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1發(fā)動機位置的選擇

3.2短艙吊掛外形設(shè)計

3.3機翼的最后修形

3.4干擾阻力的計算

2超臨界機翼設(shè)計

2.1機翼“超臨界”的含義

2.2超臨界機翼的特點

2.3超臨界機翼的設(shè)計

2.4翼梢小翼的設(shè)計

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1.1翼型的選擇與設(shè)計

1.2機翼的平面形狀

（1）翼型的幾何定義①翼型弦長（c）②相對厚度（t）與最大厚度位置（xt）③相對彎度（f）與最大彎度位置（xf）④前緣半徑（r）

(t、xt、f、xf、上面都有一橫“--”)

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1.1翼型的選擇與設(shè)計

翼型為機翼的縱向剖面外形，其氣動特性對機翼乃至飛機的總體特性具有重要影響。

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1.1翼型的選擇與設(shè)計（1）翼型的幾何定義（2）繞翼型的流動駐點減速加速飛機飛行時，氣流繞機翼的流動。同時①駐點分流

遠(yuǎn)前方來流在駐點處分開，向上、下表面流動。

②

前緣加速

上表面來流在前緣加速，前緣半徑小，加速快，負(fù)壓峰高。

③

上表面減速

上表面彎曲，氣流加速，相對厚度大，加速快，負(fù)壓高。但比前緣加速小，相對來說是減速，負(fù)壓低。

④

翼型相對彎度翼型相對彎度越大，零升迎角（負(fù)）越大。在同樣的迎角下，升力越大。⑤

上表面后部減速

上表面后部氣流減速。根據(jù)儒科夫斯基的“庫塔條件”，前方的來流同時來到達(dá)機翼的前緣，又同時離開機翼的后緣。所以，在后緣點的速度和壓力是平衡的。下表面的流動可以同樣原理分析。

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1.1翼型的選擇與設(shè)計（1）翼型的幾何定義（2）繞翼型的流動飛機飛行時，氣流繞機翼的流動。環(huán)量Γ⑥機翼產(chǎn)生升力壓力分布的積分就是這個飛機的升力。但是，這是在飛機前進的時候才能產(chǎn)生這樣的壓力，飛機前進同時產(chǎn)生阻力。⑦前緣上洗機翼產(chǎn)生升力，前緣誘導(dǎo)來流上洗。⑩⑧

后緣下洗機翼后緣有尾渦。誘導(dǎo)上、下表面的氣流下洗。⑨

機翼的環(huán)量機翼的這個對氣流的誘導(dǎo)相當(dāng)于一個環(huán)的作用。這個環(huán)的大小叫做“環(huán)量”，環(huán)量的大小與升力有關(guān)：L=ρVΓ

。這個環(huán)量與機翼對氣流的誘導(dǎo)作用是等效的。（3）翼型的選擇與修形

早期飛機設(shè)計使用的翼型通常選擇一些典型翼型。根據(jù)飛行性能的要求，采用逐步修形，最后進行風(fēng)洞試驗驗證。

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1.1翼型的選擇與設(shè)計（1）翼型的幾何定義（2）繞翼型的流動（2）翼型的選擇與修形

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1.1翼型的選擇與設(shè)計（1）翼型的幾何定義翼型選擇應(yīng)考慮的因素：

①高的升力線斜率使整個飛機的飛行姿態(tài)具有較高的升力系數(shù)。②盡可能小的阻力有高的升阻比，以獲得比較好的巡航和爬升性能。③俯仰力矩比較小不致帶來較大的升力損失和配平阻力。④良好的失速特性大的最大升力系數(shù)，而且失速時升力變化緩慢。⑤較大的相對厚度使得結(jié)構(gòu)重量輕，燃油容積大。

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1.1翼型的選擇與設(shè)計

1.2機翼的平面形狀

（1）飛機特征參數(shù)

機翼包括布置在上面的輔助部件和穿越機身的部分。

機翼面積

毛機翼包括穿越機身部分和輔助部件的機翼稱為“毛機翼”

基本機翼包括穿越機身部分但不包括輔助部件的稱為“基本機翼”

外露機翼不包括穿越機身部分但包括輔助部件的稱為“外露機翼”

外露基本機翼不包括穿越機身部分也不包括輔助部件的稱為“外露基本機機翼參考面積

“基本機翼”在飛機構(gòu)造水平面中的投影面積。

①機翼參考面積

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1.1翼型的選擇與設(shè)計

1.2機翼的平面形狀

（1）飛機特征參數(shù)

①機翼參考面積

②平均氣動弦長平均氣動弦長(MAC)是代表整個機翼，甚至飛機氣動特性的一個特征長度。

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1.1翼型的選擇與設(shè)計

1.2機翼的平面形狀

（1）飛機特征參數(shù)

①各翼剖面的環(huán)量機翼由各個翼剖面組成。各個翼剖面都有剖面升力，一定的升力對應(yīng)一定的環(huán)量。

（2）繞機翼的流動

翼剖面②剖面間的附著渦各個翼剖面的環(huán)量不同，無旋流，環(huán)量守衡，相鄰剖面間拖出尾渦——“附著渦”。

③強大的翼尖渦在翼尖環(huán)量不連續(xù)，拖出“翼尖渦”。比附著渦強得多，對周圍流動的誘導(dǎo)也大得多。

④最后形成渦辮翼尖渦和附著渦在機翼后緣拖出組合，最后形成一個“渦辮”。這是機翼后下洗的來源。

附著渦翼尖渦渦辮

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1.1翼型的選擇與設(shè)計

1.2機翼的平面形狀

（1）飛機特征參數(shù)

機翼的三個主要平面參數(shù)包括:

展弦比梢根比后掠角

（3）飛機平面參數(shù)

（2）繞機翼的流動

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1.2機翼的平面形狀①展弦比

機翼的展弦比為其展長與平均幾何弦長之比。

提高展弦比有助于提高飛機

的升力線斜率。

有限展長的機翼，大的展弦

比可以有效地減小升致阻力。大展弦比大，結(jié)構(gòu)重量就大。（1）飛機特征參數(shù)

（3）飛機平面參數(shù)

（2）繞機翼的流動

1.2機翼的平面形狀

（3）飛機平面參數(shù)

①展弦比

對飛機的翼展有限制，例如:機場跑道寬度，滑行道空間，特別是轉(zhuǎn)彎處，以及機庫大門寬度對客機的寬度,

其上限為80m?？梢圆杉{翼尖小翼,增加有效展弦比。典型客機翼展限制見表

中所示。典型客機翼展限制飛機類型取值范圍（m）支線飛機20-21.5單通道飛機28.5-34中長航程飛機50-61超大型雙通道飛機

77-80

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1.2機翼的平面形狀①展弦比

②梢根比

梢根比又稱梯形比。是機翼翼梢弦長和翼根弦長的比值。

首先要使氣動載荷沿展向呈半橢

圓分布。

大梢根比對于結(jié)構(gòu)上是有益的。

過大的梢根比可能導(dǎo)致氣動載荷

在翼尖處集中，進而導(dǎo)致首先翼

尖失速。

而且，翼尖弦長的減小還受副翼

弦長的限制。

通常梢根比在0.1到0.6的范圍。

大部分低速機翼的梢根比為

0.4—0.5。后掠機翼的梢根比為

0.2—0.3。（1）飛機特征參數(shù)

（3）飛機平面參數(shù)

（2）繞機翼的流動

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1.2機翼的平面形狀①展弦比

②梢根比

③后掠角

機翼等百分比弦點之連線在飛機構(gòu)造水平面中的投影與垂直飛機對稱面的平面之間的夾角定義為機翼的“后掠角”。通常以1/4弦線的角表示，稱為“1/4弦線后掠角”。

機翼的后掠角增大可以提高它的臨界馬赫數(shù)，同時減小激波阻力的峰值。降低副翼效率。大的后掠角將增加結(jié)構(gòu)重量。

典型亞音速運輸機機翼后掠角、相對厚度與臨界馬赫數(shù)的關(guān)系。

（3）飛機平面參數(shù)

1.2機翼的平面形狀

（3）飛機平面參數(shù)

機翼幾何特征的典型值參數(shù)飛行馬赫數(shù)范圍MN≤0.65

0.65<MN≤0.950.95<MN≤1(le)MN≥1(le)后掠角0展弦比

5-7（短程）10-12（長程）4-6（戰(zhàn)斗機）7-10（運輸機）1.5-3.02-4梢根比0.5-0.60.2-0.30.10.o02-0.04翼根厚度0.15-0,200.10-0.150.060.02-0.03翼尖厚度65%

翼根值65%

翼根值翼根值翼根值表中：MN——飛行馬赫數(shù)；1（le）——代表機翼前緣（M=1）

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1.1翼型的選擇與設(shè)計

1.2機翼的平面形狀

目錄超臨界機翼設(shè)計

3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1發(fā)動機位置的選擇

3.2短艙吊掛外形設(shè)計

3.3機翼的最后修形

3.4干擾阻力的計算

2超臨界機翼設(shè)計

2.1機翼“超臨界”的含義

2.2超臨界機翼的特點

2.3超臨界機翼的設(shè)計

2.4翼梢小翼的設(shè)計

2超臨界機翼設(shè)計

2.1機翼“超臨界”的含義

2.2超臨界機翼的特點

2.3超臨界機翼的設(shè)計

2.4翼梢小翼的設(shè)計2

超臨界機翼設(shè)計

2.1

機翼“超臨界”的含義

2超臨界機翼設(shè)計M=1（1）臨界馬赫數(shù)

飛行器在飛行中，隨著飛行速度的增大，部件（例如：飛機的機翼）上某一點出現(xiàn)音速，此時的飛行馬赫數(shù)，就是這個飛行器的“臨界馬赫”Mcr

。M<1M=Mcr2

超臨界機翼設(shè)計

2.1

機翼“超臨界”的含義

（1）臨界馬赫數(shù)

2超臨界機翼設(shè)計

（2）阻力發(fā)散馬赫數(shù)

一般以阻力-馬赫數(shù)曲線斜率的增量來衡量，當(dāng)曲線的斜率

=0.1所對應(yīng)的馬赫數(shù)，確定為這個飛機的阻力發(fā)散馬赫數(shù)。也可以零升阻力系數(shù)增加

0.002時的馬赫數(shù)作為阻力發(fā)散馬赫數(shù)。

在超過臨界馬赫數(shù)飛行

時，飛行器產(chǎn)生波阻，阻力增加。

速度不斷增大，阻力不斷增加。到

達(dá)某個馬赫數(shù)時，阻力迅速增加。

這個阻力迅速增加的馬赫數(shù)叫做

“阻力

發(fā)散馬赫數(shù)”Mdd

。2

超臨界機翼設(shè)計

2.1

機翼“超臨界”的含義

（1）臨界馬赫數(shù)

2超臨界機翼設(shè)計（2）阻力發(fā)散馬赫數(shù)

（3）超臨界機翼的物理本質(zhì)

“超臨界機翼”是一個適用于超過其臨界M數(shù)飛行的機翼。所以，這個機翼上應(yīng)該有超音速區(qū)。有超音速區(qū)就有激波，有激波就有波阻，有波阻飛機阻力就很快增大。因此，要使這個機翼的阻力發(fā)散M數(shù)盡可能的高一些。這樣，使得飛機飛行速度增大了，而阻力增加不太多，從而得到飛機比較高的巡航效率。

總之，超臨界機翼是在臨界馬赫數(shù)與阻力發(fā)散馬赫數(shù)之間，獲得最佳巡航效率的機翼。最佳巡航效率

2.1

機翼“超臨界”的含義

（3）超臨界機翼的物理本質(zhì)

有些研究超臨界機翼學(xué)者，在無激波設(shè)計方面很感興趣，花了較大的精力。也有一些業(yè)內(nèi)人士認(rèn)為：“無激波就沒有波阻，不更好嗎”？

2超臨界機翼設(shè)計

弱激波無激波

2.1

機翼“超臨界”的含義

（3）超臨界機翼的物理本質(zhì)這樣的機翼抗干擾的能力非常脆弱，飛行速度減低一點，升力系數(shù)（迎角）小一點，出現(xiàn)雙激波；速度稍大一點，出現(xiàn)強激波。

2超臨界機翼設(shè)計

不同馬赫數(shù)不同迎角

2.1

機翼“超臨界”的含義

（3）超臨界機翼的物理本質(zhì)

無激波機翼巡航點阻力系數(shù)最小，但是，隨飛行速度的提高波阻迅速增大。阻力發(fā)散特性差別較大。

2超臨界機翼設(shè)計

2

超臨界機翼設(shè)計

2.1

機翼“超臨界”的含義

2.2

超臨界機翼的特點

2超臨界機翼設(shè)計（1）超臨界機翼的設(shè)計準(zhǔn)則

“超臨界機翼的設(shè)計準(zhǔn)則”。各種資料介紹了大同小異的許多準(zhǔn)則，歸納、整理起來是：

①最小激波阻力準(zhǔn)則巡航飛行狀態(tài)下,激波較弱，波阻最小，巡航效率最高。阻力隨馬赫數(shù)增加比較緩和，阻力發(fā)散馬赫數(shù)高。②最小誘導(dǎo)阻力準(zhǔn)則對于單獨機翼，給定展弦比時，橢圓升力分布具有最小的誘導(dǎo)阻力。對于全機，低平尾時全機最誘導(dǎo)阻力對應(yīng)的升力分布與橢圓升力分布相比，內(nèi)翼升力增大，外翼升力略為減小。③最小設(shè)計迎角準(zhǔn)則

采用適當(dāng)?shù)那凹虞d和后加載，使設(shè)計條件下的機翼升力比較大，而迎角盡可能小，最好接近于零。④最小低頭力矩準(zhǔn)則后加載控制在一定范圍內(nèi)，使其產(chǎn)生的低頭力矩盡可能小，以降低配平阻力和尾翼載荷。并對翼尖后加載進行適當(dāng)控制，保證襟翼和副翼的結(jié)構(gòu)空間。⑤后緣氣流分離準(zhǔn)則

在設(shè)計馬赫數(shù)和設(shè)計升力系數(shù)范圍內(nèi)，機翼后緣的逆壓梯度不能太大，以避免后緣氣流分離。⑥低速失速特性準(zhǔn)則低速狀態(tài)，具有較高的最大升力系數(shù)和較好失速特性，以盡量減輕增升裝置設(shè)計的負(fù)擔(dān)。2

超臨界機翼設(shè)計

2.1

機翼“超臨界”的含義

2.2

超臨界機翼的特點

2超臨界機翼設(shè)計（1）超臨界機翼的設(shè)計準(zhǔn)則

①頭部比較豐滿超臨界翼型的前緣半徑大，頭部比較豐滿，以消除前緣的負(fù)壓峰，使氣流不致加速太快，而過早達(dá)到音速。②上表面比較平坦

上表面中部曲度小，比較平坦，使壓力分布比較平緩，不能有比較大的逆壓剃度，使這部分氣流逐漸平穩(wěn)加速，達(dá)到比較低的超音速。以減小激波強度，降低波阻。

（2）超臨界翼型的幾何特點

根據(jù)超臨界機翼的物理本質(zhì)和設(shè)計準(zhǔn)則，與早期的典型翼型相比，超臨界翼型的幾何外形有以下特點。③上后部向下彎曲

上表面后部向下微微彎曲，以緩和激波誘導(dǎo)邊界層分離。也增加一點翼型的彎度，增加一點升力。④下表面后部凹彎

下表面后部有一個向里凹進去的彎曲段，產(chǎn)生一定的正壓力，因而增加升力，叫做“后加載”。彌補上表面比較平坦引起的升力不足，使超臨界機翼在較小迎角下，得到足夠大的升力。2

超臨界機翼設(shè)計

2.1

機翼“超臨界”的含義

2.2

超臨界機翼的特點2.3

超臨界機翼的設(shè)計機翼設(shè)計要求超臨界翼型設(shè)計M,CL,t/c,

平面形狀M2D,CL2D,(t/c)2D,

目標(biāo)壓力分布超臨界機翼設(shè)計翼型配置彎扭設(shè)計表面光順翼梢小翼設(shè)計計算分析與非設(shè)計點協(xié)調(diào)機翼設(shè)計凍結(jié)與低速設(shè)計協(xié)調(diào)與總體布局協(xié)調(diào)（1）第一步

翼型設(shè)計（2）第二步

展向配置和修形（3）第三步

再設(shè)計和再修（4）第四步

其他方面的協(xié)調(diào)超臨界機翼的設(shè)計結(jié)果

（1）第一步

翼型設(shè)計

2超臨界機翼設(shè)計

2.3

超臨界機翼的設(shè)計

根據(jù)上面超臨界機翼的設(shè)計準(zhǔn)則，有了翼型的設(shè)計升力系數(shù)和設(shè)計M數(shù)，就可以設(shè)計一個典型的、到滿足設(shè)計要求的翼型壓力分布，叫做“目標(biāo)壓力分布”。根據(jù)飛機巡航條件，確定機翼的設(shè)計指標(biāo)——設(shè)計M數(shù)和設(shè)計升力系數(shù)。再轉(zhuǎn)化到翼型設(shè)計指標(biāo)：

2超臨界機翼設(shè)計

2.3超臨界機翼的設(shè)計（2）第二步

展向配置和修形

進行幾何外形的協(xié)調(diào)和修

形。使得各個剖面的厚度、扭轉(zhuǎn)

角、以及等百分比線沿展向比較

光順。所以，超臨界機翼沒有早

期機翼的典型翼型，而是各個剖

面的的目標(biāo)壓力分布。

將此作為初始翼型沿機翼展

向配置，計算分析各個剖面的壓

力分布。修改各個剖面翼型，使

其接近前面的目標(biāo)壓力分布。

（3）第三步

再設(shè)計和再修

2超臨界機翼設(shè)計

2.3超臨界機翼的設(shè)計

形經(jīng)過第二步修改的翼型，壓力分布變化了。然后再做第一步和第二步的再設(shè)計和再修形。如此循環(huán)，最后得到滿足設(shè)計要求的、外形光順的機翼。（4）第四步

其他方面的協(xié)調(diào)

2超臨界機翼設(shè)計2.3超臨界機翼的設(shè)計

需要對非設(shè)計點進行計算分析。例如：阻力發(fā)散馬赫數(shù)要高一些，阻力隨馬赫數(shù)的變化趨勢緩和一些。協(xié)調(diào)、修改，折中處理。

①高速非設(shè)計點的協(xié)調(diào)

②高速與低速的協(xié)調(diào)

盡可能給低速增升裝置的設(shè)計有必需的潛力。

Δ氣動上——最大升力系數(shù)比較大。

Δ結(jié)構(gòu)上——足夠的厚度，足夠的空間。

③與總體布局的協(xié)調(diào)

從總體布局的角度，還有結(jié)構(gòu)的厚度和油箱容積等的協(xié)調(diào)。經(jīng)過這一輪的修改，機翼的高速設(shè)計才算最終完成?？梢?，超臨界機翼的設(shè)計是不斷計算分析、不斷優(yōu)化協(xié)調(diào)、多重迭代循環(huán)的繁復(fù)、細(xì)致的過程。

同樣的設(shè)計準(zhǔn)則，同樣的設(shè)計指標(biāo)，同樣的約束條件，同一個原始機翼，

2超臨界機翼設(shè)計2.3超臨界機翼的設(shè)計

——設(shè)計結(jié)果各個設(shè)計團隊都有不完全相同的設(shè)計思路。六個團隊設(shè)計了六副不同的機翼。2

超臨界機翼設(shè)計

2.1

機翼“超臨界”的含義

2.2

超臨界機翼的特點2.3

超臨界機翼的設(shè)計

2.4

翼梢小翼的設(shè)計

2超臨界機翼設(shè)計（1）翼根和翼尖的修形（2）

翼梢小翼的氣動機理（3）翼梢小翼的設(shè)計準(zhǔn)則（4）翼梢小翼的氣動設(shè)計

（1）翼根和翼尖的修形

2超臨界機翼設(shè)計

2.4翼梢小翼的設(shè)計

①翼根的修形

翼根修形是為了改善內(nèi)翼區(qū)的結(jié)構(gòu)和氣動特性。

Δ加大翼根剖面弦長，翼型相對厚度不變，擴大內(nèi)部空間，以有利結(jié)構(gòu)的安排，并減輕結(jié)構(gòu)重量。

Δ增加內(nèi)翼前緣后掠角，縮小翼根剖面上表面的超音速區(qū)，從而減輕激波強度。

Δ修改翼根剖面，頭部下垂，減小機翼根部的實際安裝角。以減小氣流分離的可能。

（1）翼根和翼尖的修形

①翼根的修形

2超臨界機翼設(shè)計

2.4翼梢小翼的設(shè)計②翼尖的修形

梯形翼尖帶來較大的阻力，為此，修改成曲線翼尖。這樣，翼尖區(qū)的后掠角加大，阻力減小。這種曲線翼尖稱為“低阻翼尖”。

2超臨界機翼設(shè)計

2.4翼梢小翼的設(shè)計融合式鯊魚鰭帆板式（2）

翼梢小翼的氣動機理（1）翼根和翼尖的修形翼梢小翼的形式較多，當(dāng)前航線上常見的有三種：帆板式；融合（上反）式；鯊魚鰭式。其中，采用最普遍是上反式小翼。（2）

翼梢小翼的氣動機理

2超臨界機翼設(shè)計

2.4翼梢小翼的設(shè)計②

減弱機翼翼尖渦的強度③抵消翼尖渦的誘導(dǎo)作用①

增加機翼的有效展弦比（1）翼根和翼尖的修形

翼梢小翼的作用：

2超臨界機翼設(shè)計

2.4翼梢小翼的設(shè)計（2）

翼梢小翼的氣動機理（1）翼根和翼尖的修形（3）翼梢小翼的設(shè)計準(zhǔn)則①小翼的剖面設(shè)計

剖面彎度要大于機翼，使氣流分離遲于機翼。小翼的相對厚度要?。ㄒ话闶?%或者更小），不使小翼表面產(chǎn)生激波或強激波。②小翼的平面形狀

小翼的面積增大，升力、升阻比增大。小翼和機翼的結(jié)構(gòu)重量增大。一般小翼面積約為機翼面積的1.5～3%。控制高度，一般在機翼半翼展的10%左右。翼梢小翼有較大的梢根比，其后掠角比機翼稍大一些。③小翼的弦向布置

小翼要靠后布置，不使氣流與機翼上表面前段的高速氣流疊加。④小翼外撇與外傾

機翼翼尖渦的洗流使小翼有一個較大的迎角，小翼應(yīng)有外撇角。翼梢小翼的外傾角有利于減弱其根部區(qū)域的洗流干擾，一般取外傾角15～20°為好。

2超臨界機翼設(shè)計

2.4翼梢小翼的設(shè)計（2）

翼梢小翼的氣動機理（1）翼根和翼尖的修形（3）翼梢小翼的設(shè)計準(zhǔn)則（4）翼梢小翼的氣動設(shè)計

翼梢小翼的幾何參數(shù)相當(dāng)于一個機翼。其剖面參數(shù)，平面參數(shù)和機翼一樣。也有翼型的配置和扭轉(zhuǎn)，小翼的外撇角相當(dāng)于機翼的安裝角，外傾角相當(dāng)于上反角。而且，小翼區(qū)域的流場受小翼翼尖渦和機翼翼尖渦兩股洗流的組合影響，流動狀態(tài)十分復(fù)雜。如何按照設(shè)計準(zhǔn)則進行小翼的氣動設(shè)計，各個設(shè)計師的理解不僅相同，側(cè)重方面和權(quán)衡能力不僅相同，設(shè)計出來的小翼也就不同，就不好談更具體的設(shè)計方法。例如，某型客機，六個設(shè)計團隊，在相同的設(shè)計準(zhǔn)則，相同的約束條件，同一副機翼上設(shè)計出來的六副翼梢小翼。

2超臨界機翼設(shè)計

2.4翼梢小翼的設(shè)計——設(shè)計出來的六副翼梢小翼

1常規(guī)機翼的設(shè)計

1.1翼型的選擇與設(shè)計

1.2機翼的平面形狀

目錄超臨界機翼設(shè)計

3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1發(fā)動機位置的選擇

3.2短艙吊掛外形設(shè)計

3.3機翼的最后修形

3.4干擾阻力的計算

2超臨界機翼設(shè)計

2.1機翼“超臨界”的含義

2.2超臨界機翼的特點

2.3超臨界機翼的設(shè)計

2.4翼梢小翼的設(shè)計

3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1發(fā)動機位置的選擇

3.2短艙吊掛外形設(shè)計

3.3機翼的最后修形

3.4干擾阻力的計算

超臨界機翼設(shè)計

3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1發(fā)動機位置的選擇

3.2短艙吊掛外形設(shè)計

3.3機翼的最后修形

3.4干擾阻力的計算

一體化設(shè)計的目的

①

減小機翼-吊掛/發(fā)動機

短艙組合的干擾阻力；

②

避免機翼-吊掛/短艙組

合后出現(xiàn)激波或強激波；

③

防止機翼-吊掛/短艙組合

后引起局部流動分離；

④機翼-吊掛/發(fā)動機短艙組

合后盡可能不影響機翼原

有的氣動特性。3

機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1

發(fā)動機短艙位置的優(yōu)化

3.2

短艙吊掛外形設(shè)計

3.3

機翼修形

3.4

干擾阻力計算3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計（1）展向位置（2）前伸量（3）下沉量（4）安裝角（5）內(nèi)偏角3

機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1發(fā)動機短艙位置的優(yōu)化

3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

各個型號可有各自的規(guī)定，但要嚴(yán)密和方便。這里以一型配裝內(nèi)外涵渦扇發(fā)動機的客機為例來定義:參考面——外涵出口平面。參考線——發(fā)動機中心（軸）線。參考點——發(fā)動機外涵出口平面與中心線的交點。

首先必須確定發(fā)動機短艙自身的參考點、線、面。3

機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1發(fā)動機短艙位置的優(yōu)化

3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

(1)展向位置的選擇——需要考慮：

翼吊布局的統(tǒng)計:

雙發(fā)飛機一般位于33-37半展長處；四發(fā)飛機，內(nèi)側(cè)發(fā)動機在30-37

半展長處，外側(cè)發(fā)動機在55-67。

①機翼翼根彎矩比較小；②單發(fā)停車時的偏航力矩比較?。虎埏w機乘客/貨艙門距發(fā)動機進氣道的距離比較遠(yuǎn)；④飛機安全撤離應(yīng)急門與發(fā)動機進氣道足夠的距離；⑤轉(zhuǎn)子爆破碎片飛出軌跡必須保證不會對飛機造成額外的安全損害。⑥襟翼和副翼的布局協(xié)調(diào)，不允許發(fā)動機的熱噴流噴射到飛機的任何操縱面上。3

機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1發(fā)動機短艙位置的優(yōu)化

3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

發(fā)動機短艙展向位置由總體布局設(shè)計基本確定。因此，短艙位置的選擇包括：前伸量、下沉量、安裝角和內(nèi)偏角。

(1)展向位置的選擇在發(fā)動機短艙位置的優(yōu)化選擇時，暫不考慮吊掛影響。是一個單獨發(fā)動機短艙相對于機翼不同位置的選擇。沒有吊掛。

一般地說：前伸量越大，干擾阻力越小。但是，短艙前伸過大，機翼必須付出較大的結(jié)構(gòu)重量。實際上，在一定的前伸量范圍內(nèi)，如果機翼本身的阻力發(fā)散特性比較好，抗干擾能力比較強，干擾阻力的變化并不很大,最大不超過5Counts。3

機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1發(fā)動機短艙位置的優(yōu)化

3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

(2)前伸量的選擇

(1)

展向位置的選擇

短艙前伸量阻力系數(shù)增量（Count）機翼總阻力的比ΔCDΔ%（0%）0.000（1%）0.150.0503（2%）0.260.0870（3%）0.340.1138（4%）0.390.1305（5%）0.470.1573

前伸量定義：發(fā)動機短艙前伸，參考面相對于其當(dāng)?shù)貦C翼剖面前緣點的距離與當(dāng)?shù)叵议L之比。

3

機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1發(fā)動機短艙位置的優(yōu)化

3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

(2)

前伸量的選擇

(3)

下沉量的選擇

(1)

展向位置的選擇

下沉量定義：發(fā)動機短艙下沉，短艙中心線相對于其當(dāng)?shù)貦C翼剖面前緣點的距離與當(dāng)?shù)叵议L之比。

下沉量越大，發(fā)動機短艙對機翼干擾越小，

干擾阻力越小。為了

防止地面異物吸入發(fā)動機和短艙的觸地；又要降低起落架高度，減輕

飛機結(jié)構(gòu)重量。下沉受到短艙進氣道唇口的離地

間隙的限制。

所以，對于下單翼布局的飛機，下沉量的選擇范圍很小。因此，干擾阻力的變化也不很大。下沉量從8%下降到12%，計算得

到的阻力減小0.4～0.7counts。K3

機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1發(fā)動機短艙位置的優(yōu)化

3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

(2)前伸量的選擇

(3)下沉量的選擇

(4)上仰角的選擇

(1)

展向位置的選擇

上仰（安裝）角定義為：發(fā)動機短艙中心線相對于飛機構(gòu)造水平線的夾角。

發(fā)動機短艙的上仰角需要考慮飛機的飛行迎角、機翼安裝角和

機翼前緣上洗角等因素，使得短艙進氣道唇口的當(dāng)?shù)貧饬鞔怪庇谶M

口截面，順利通過進氣道。因此，需要利用CFD手段進行流態(tài)分析。

上仰角變化范圍很小，1°～２°，對干擾阻力的影響也很小。3

機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1發(fā)動機短艙位置的優(yōu)化

3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

(2)前伸量的選擇

(3)下沉量的選擇

(4)上仰角的選擇

(5)內(nèi)偏角的選擇

內(nèi)偏角定義為：發(fā)動機短艙中心線相對于飛機對稱面的夾角。

(1)

展向位置的選擇

在發(fā)動機安裝位置，機翼有展向

流。為了使進氣道唇口的當(dāng)?shù)貧饬鞔?/p>

直于進口截面，短艙需要內(nèi)撇一個角

度。選擇方法與上仰角一樣。

3

機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1

發(fā)動機短艙位置的優(yōu)化

3.2

短艙吊掛外形設(shè)計

3.3

機翼修形

3.4

干擾阻力計算3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計（1）吊掛的平面形狀（2）吊掛的剖面外形（3）內(nèi)偏角的選擇（4）吊掛與機翼間的整流

3

機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1

發(fā)動機短艙位置的優(yōu)化

3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計3.2

短艙吊掛的外形設(shè)計

受機翼展向流的影響，吊掛

內(nèi)側(cè)的氣流向外側(cè)流。受機翼前

緣上洗的影響吊掛前緣的氣流向上走。嚴(yán)重地影響了機翼原有的設(shè)計流態(tài)。3

機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1

發(fā)動機短艙位置的優(yōu)化

3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計3.2

短艙吊掛的外形設(shè)計

吊掛設(shè)計要求

①

吊掛及其附近的流動沒有激波，沒有分離。

②

減小吊掛附近的流動對機翼的干擾。

③

一定的寬度，足夠的結(jié)構(gòu)和管道布置空間。

④

阻力最小。表面積小，翼面光順。3

機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計

3.1

發(fā)動機短艙位置的優(yōu)化

3機翼-吊掛/短艙一體化設(shè)計3.2

短艙吊掛的外形設(shè)計（1）吊掛的平面形狀

吊掛的平面形狀是根據(jù)發(fā)動機相對于機翼的安裝位置和連接方式確定的。從氣動設(shè)計的角度，為避免掛架前緣吸力峰和短艙唇口吸力峰相疊加，兩者應(yīng)叉開配置。3

機翼-吊掛