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机翼设计


第六章

飞机部件外形设计

飞机的机翼、尾翼和机身等部件的几何外形参数与飞机的总体设计方案密切相关。一般在 飞机总体设计过程中,选定了飞机的主要参数以后,下一步就要选择飞机各主要部件的几何参 数和绘制飞机的外形三面草图。本章分别对飞机的机翼、尾翼和机身等三个主要部件外形参数 的选择做简要的介绍。

§6.1

机翼的外形设计

机翼对飞机的飞行性能影响极大,与机体的结构和飞机的总体布置也有关系。因此,需要 全面考虑它的参数选择问题,重点是其剖面形状即翼型和其平面形状几何参数的选择。 一、翼型的选择 翼型及其在机翼上的配置情况,对气动特性影响极大。显然,只有选用良好的翼型并进行 正确地配置,才可能保证机翼具有良好的气动特性。 通常情况下,进行机翼设计时,首先就要从翼型手册等文献资料中查出有关翼型的几何数 据和气动参数,并进行对比分析,选出最能满足设计要求的翼型。一般来讲,翼型都是由专门 的研究部门给出,其种类和数目是很多的,在本书后面的附录Ⅲ中,给出了一些美国 NACA 系 列的翼型气动参数和几何参数数据表,可供同学们在毕业设计时选用或参考。 在过去的几十年中,飞机设计工作者都是从众多现有的翼型中选定所需要的翼型,从不考 虑自己设计新的翼型,有时对现有的翼型不尽满意,也无法改动。近来,这种情况有了变化, 在飞机设计过程中有时要修改翼型或创造新的翼型,例如,高速旅客机为了竞争,常需要新的 翼型。而且,在客观上,随着计算机用于翼型设计,加快了翼型设计的速度,也使在飞机设计 过程中修改和创造新翼型(包括预研期间)成为可能。为了在飞机总体设计过程中能正确选择 翼型或是根据飞机的速度范围、所需的压力分布研制新的翼型,设计者需要全面分析翼型参数 对气动特性的影响。 在亚音速时,翼型的相对厚度 C 对阻力的影响较小,虽然随着 C 的增大, C x 0 略有增加, 但一般可以不考虑这种影响。而 C 对 C y max 的影响是比较大的,这是在选择亚音速翼型时所要 考虑的主要问题。图 6.1 给出了几种现有翼型的 C y max 随 C 变化的曲线。 可见,对于每一种翼型,其 C 有一个最佳值,图 6.1 所示为 10%~14%,此时的 C y max 为最 大。因此,亚音速飞机翼型的相对厚度多在此范围之内。 高亚音速及超音速时,由于激波的产生, C 对阻力的影响则成为需要考虑的主要问题。 高亚音速时,减小 C 可以提高其临界 M 数,延缓激波的产生;超音速时,减小 C 可以明显地 使波阻降低,波阻与 C 成正比。因此,对于高速飞机,翼型的相对厚度应该减小。现代超音 速歼击机, C 一般已减小到 4%~6%左右。 图 6.2 示出了零升力波阻系数 C x 0波 与翼型相对厚度 C 的关系。
· 73 ·
2

图 6.1

翼型的 C Y

? C 曲线

图 6.3 是现代飞机翼型相对厚度随飞机飞行 M 数变化的示意图。 图 6.3 是对现有飞机的翼型数据进行实际 统计得到的规律。从此图可知,亚音速飞机, 一般 C 取 12%左右的较多,超音速飞机取 5 %左右。 翼型相对厚度的大小, 不仅对其升阻特性 有影响, 而且对机翼的结构设计和机翼内部容 积的利用也有直接的影响。C 值过小,将使结 构重量增加和内部容积减小, 所以 C 也不能太 小,一般 C =3%是下限。 关于最大厚度的相对位置 x c , x x c = c % , xc —翼型最大厚度点至翼型 b 前缘的距离。

图 6.2 翼型相对厚度对波阻的影响

各种翼型的 x c 值差别较大,有的低速 也有的大到 40%、 翼型 x c 为 15%或 30%, 50%、60%。 x c 增大即翼型的最大厚度点 后移,从而可以使翼型上的最小压强点后 移,于是转捩点后移,层流附面层加长, 紊流附面层缩短,摩擦阻力减少,这对提 高亚音速时的最大升阻比,改善续航性能 是有利的。适用于高亚音速旅客机的层流 翼型就具有这种特点。 相对弯度 f 也是翼型的最主要的几何
· 74 · 图 6.3 典型翼型相对厚度统计值

参数之一,也是在机翼设计过程中,进行参数选择时,需要考虑的问题。 从翼型设计的角度来看,如果翼型不太厚,则可以把翼型的厚度作用与弯度作用分开来考 虑,并且有的翼型就是根据这种道理,把厚度分布和中弧线的形状分开来设计的。中弧线的形 状按载荷分布的要求设计,相对弯度 f 按所需要翼型的设计升力系数的大小而定。 众所周知,所谓翼型的设计升力系数是指飞机常用的 C y ,即在巡航飞行时的 C y 值。做为 翼型的设计升力系数,是在进行翼型设计时,由设计者根据上述适用于某个巡航速度的要求, 确定的设计翼型的依据,这也就是说,各种翼型都是按适用于某一巡航速度的要求设计的。 翼型在其设计升力系数附近,具有最有 利的压力分布,从而使其阻力系数最小,升 阻比也比较大。从翼型手册等文献资料中所 给出的翼型 C x ~ C y 关系曲线中,也可以看 清这一点。图 6.4 示出了NACA 653系列的五 个翼型 C x ~ C y 曲线。 对于低速飞机,巡航速度比较小,所需 升力系数就要大一些,显然应选取 f 较大的 翼型。 相比之下, 对于高速飞机, 则应选取 f 比较小的翼型或 f =0 的对称翼型。 例如,对于一般的高亚音速飞机,其巡 航速度约为 M =0.8 左右,所需的 C y 约在 0.3~0.4 左右。从图 6.4 中可以看出选取 巡航飞行时翼型阻力 NACA653-218 较为有利, 最小。 一些超音速战斗机仍然是亚音速巡航, 所以也多选用亚音速的低阻翼型,如表 6.1 所示。
图 6.4 NACA 653翼型的 C x

~ C y 曲线

表 6.1 一些战斗机的翼型表
战斗机 F-86A F-100A F-101A F-102A F-104G F-105D F-106A F-4B 翼 型 最大速度 1070km/h M1.3 M1.85 M1.25 M2.35 M2.1 M2 M2.4 战斗机 F5A F-8E F-111A F-14A F-15 F-16A 米格-19 米格-21 翼 型 最大速 度 M1.4 M1.87 M2.5 M2.34 M2.5 M2 M1.4 M2

翼根 NACA0012(9.4)-64 翼尖 NACA0011(8.2)-64 NACA64A-007 翼根 NACA65A007(修) 翼尖 NACA65A006 NACA0004-65 (修)弯前缘 双圆弧超音速翼型 ε=3.36% rb=0.041cm 翼根 NACA65A005.5 翼尖 NACA65A003.7 NACA0004-65 (修)弯前缘 翼根 NACA0006.4-64 翼尖 NACA0003-64

NACA65A004.8(修) 翼根 NACA65A006.0 翼尖 NACA65A005.0 转轴 NACA65004.8 翼尖 NACA64A0010 翼根ε=3.36%,τ=9.6% 翼尖ε=3.36%(χ=20°),τ=9% 翼根 NACA64A006.6 翼尖 NACA64A203(修) 基本翼 NACA64A204 ЦАГИ层流翼型翼根 C-12C 翼尖 C-7C ЦАГИ层流翼型 C-9C

在高亚音速时, 随着 M 数的增大, 翼面附近出现超音速区, 并且会产生局部激波(图 6.5)。
· 75 ·

这将迅速减小升力和突然增大阻力。为了提高临界马赫数,减弱激波强度,60 年代后期,一 种新的称之为“超临界翼型”被人们设计出来。这种翼型的特征是,上表面较平坦,下表面后 段弯曲较大,并向上内凹,头部半径较大,如图 6.6 所示。
图 6.5 翼型的跨音速流场与激波

超临界翼型的气动特性从图上可看出,在跨音速流时,激波强度明显减弱,并靠近翼型的 后缘位置。超临界翼现已广泛应用于现代运输机和客机上。这种翼型也被用于设计超临界机动 战斗机的试验中。
附面层加厚与分离

M∞> M临界
普通翼型 普通

超临界 超临界翼型 图 6.6 普通翼型与超临界翼型的外形及跨音速压力分布的比较

二、机翼的平面形状设计 机翼平面几何形状参数有机翼的面积、展弦比、根梢比、后掠角等,如图 6.7 所示。 (一)展弦比 λ 机翼的展弦比 λ = l 2 / S 。 l ——机翼的展长, S ——机翼的面积。

λ 的大小,对机翼的诱导阻力系数 C xi 、零升阻力系数 C x 0 和升力线斜率 C α 等方面的气动 y
特性都有影响。 对于低速飞机诱导阻力在机翼阻力中占一定的比例,不可忽视。 C xi 与 λ 成反比,增大机 翼的展弦比可以降低诱导阻力和增大升阻比, 这对提高飞机的升限和加大飞机的航程都是有利 的。

· 76 ·

机翼的面积— S 机翼的展长— l 展弦比 λ 根梢比 η 后掠角 χ 图 6.7 机翼平面形状的几何参数定义

l /2

=l /S
2

高速飞机的阻力中,波阻占很大的比例。减小机翼的展弦比,可使阻力系数明显降低。

C x ~ M 曲线随 λ 的变化如图 6.8 所示。 因此,对于超音速飞机,应采用较小的展弦比。这主要是因为,减小 λ 可以使临界 M 数提 高,延缓激波的产生,减弱激波的强度,从而使波阻降低。

λ 对机翼升力系数曲线的斜率 C α 也有明显的影响。 λ 减小, C α 也减小。如 C y ~ α 曲线 y y
随 λ 的变化图 6.9 所示。

图 6.8 不同展弦比机翼的 C x ~ M 曲线

图 6.9 不同展弦比机翼的 C y ~ α 曲线

由图 6.9 也可以看出,当机翼的 λ 减小时,临界攻角和着陆攻角也随之增大很多。因此, 实际上要在着陆时利用其所能提供的 C x max 值是比较困难的,要受到起落架高度的限制。

λ 减小, 可以防止大攻角时翼尖失速, 减小从亚音速到超音速过程中, 气动焦点的移动量, 这对改善高速飞机的纵向稳定性和操纵性是有利的。 但减小 λ , 由于降低了飞机横滚阻尼特性,
又对飞机的横向稳定性和操纵性产生不利的影响。
· 77 ·

此外,减小展弦比,会使机翼根部的弯矩减小,结构重量减轻,并且在机翼面积相同的情 况下,机翼的弦长和厚度的绝对尺寸加大,使机翼的结构高度增大,这对承力构件的布置和内 部容积的利用都是有利的。 总的来说,对于亚音速飞机宜采用较大的 λ ,一般在 6~8 左右,最大甚至超过 10。对于 超音速飞机,约在 3~5 左右,有的小到 2 左右。 (二)根梢比 η 机翼的根梢比 η 是其翼根弦长与翼尖弦 长之比,三角形机翼的 η 理论值为无限大。 对于亚音速飞机, 需考虑 η 对机翼诱导阻 力的影响。机翼诱导阻力系数的表达式为:

C xi = k

2 Cy

πλ

(6.1)

其中系数 k 与 η 的关系如图 6.10 所示。 当 η 一定时, k 是 η 的函数,由图 6.10 可见,当 η =2.5 左右时, k 值最小,即诱导 阻力最小。 这是因为此时机翼上的气动载荷分 布接近椭园形,减小了下洗速度,这也是许多 亚音速飞机多采用大展比和 η =2.5 左右的梯 形翼的主要原因。 对于超音速飞机,如果用三角形机翼,其 根梢比很大, 此时诱导阻力已不再是所要考虑 的主要因素了。对于后掠翼,也主要是从有利于结构的强度和刚度等方面去考虑 η 的选取。 (三)后掠角 χ 增大机翼的后掠角, 可以提高临界 M 数,延缓激波的产生,这是高亚音 速飞机多采用后掠翼的根本原因。 对于超音速飞机,在一定的飞行 M 数范围内,增大后掠角也可以改善 其气动特性,降低气动阻力。图 6.11 示出了不同后掠角时, 机翼零升力阻力 系数的特性曲线。 后掠角 χ 是对机翼特性影响较大 的一个几何参数, 需要综合考虑各方面 的设计要求后选定。 增大后掠角可以降 图 6.11 不同后掠角机翼的 C x 0 ~ M 曲线 低气动阻力, 但同时也会使机翼结构重 量增加。因此,就应根据飞机设计要求中给定的飞行 M 数,选取合适的后掠角。通常是要避 开音速前缘,采用亚音速前缘或超音速前缘,如图 6.12 所示。 当机翼前缘处于激波扰动锥之内时,即当 γ < ? 时即为亚音速前缘,此时,机翼前缘处的
· 78 · 图 6.10

k 与 η 的关系曲线

气流流速为亚音速,对降低气动阻力有利。 按满足亚音速前缘的要求,当飞行 M 数等于 1.2~1.8 时,机翼尖点扰动锥的半顶角

? = arctg

1
M 2 ?1

= 56.5° ~ 33.5° ,则机翼前缘的后掠角应取为 χ = 45° ~ 60° 。

图 6.12 亚音速前缘的后掠机翼

由以上的分析可知,当 M >2 以后,要保持亚音速前缘,则 χ 值要求很大。对后掠翼而 言, χ 值过大,对结构设计极为不利,机翼结构重量将显著增加。因此,这时可以采用后掠角 较小的超音速前缘,以避开波阻最大的音速前缘。美国的 F -15、苏联的М Г И -25 超音速飞机 机翼前缘的后掠角分别为 45°和 40°。 机翼后掠角加大,可以改善其高速的气动特性,但对其低速特性是不利的,尤其是在最 大升阻比和最大的可用升力系数方面差别很明显。它们的变化规律如图 6.13 和图 6.14 所示。

图 6.13 K ~ M 曲线

图 6.14 C y ~ α 曲线

为了使飞机能在低速和高速时都具有良好的气动性能,许多飞机采用了可变后掠翼。 采用可变后掠翼的飞机,能够在飞行使用过程中,根据不同飞行状态的需要,来改变机翼 可动部分后掠角的大小。显然,在改变机翼后掠角的同时,机翼的展弦比和顺气流方向的翼型 相对厚度等一些其它参数也相应改变,结果对机翼气动力特性的影响是很显著的。例如美国的 F -111 多用途战斗机,当其后掠角变化时,其机翼的主要几何参数和气动力系数的变化情况
· 79 ·

如表 6.2 所示。
表 6.2 F-111 飞机机翼的数据 前缘 后掠角 翼展 l(m) 19.2 14.6 9.74 机翼 面积 2 S(m ) 64 60 57 展弦比

χ前
16° 50° 72.5°

λ

顺气流 相对厚度

M=0.85

M=2.5

C (%)
7.2 6.0 4.0

Cx0
/ 0.014 ~0.016 /

K max
/ 13.4 ~12.5 /

Cx0
/ / 0.025

K max
/ / 4.22

C y着陆
≈2 / /

5.75 3.56 1.66

从表 6.2 中可以看出,当机翼的后掠角变大时,机翼的展弦比 λ 、顺气流的翼型相对厚度

C 随之也明显地减小。因此,也就使超音速的波阻减小,使飞机的高速性能得到改善,而当 飞机在低速飞行时, 机翼的后掠角变小, 则可以改善飞机的低速特性, 使诱导阻力减小,C y max 提高。在起飞着陆时,机翼采用小后掠角并与襟翼一起使用,可以显著地改善飞机的起飞着陆 性能,降低着陆速度,缩短滑跑距离。 F-111 起飞时, χ 前 =16°,着陆及亚音速巡航飞行时, χ 前 =26°,高、低空超音速飞行时, 可选用 72.5°以下的适当的后掠角,机翼采用 NACA 64A 系列的翼型,带有常规机翼的负扭转, 并布置有前缘缝翼及后缘开缝襟翼。因此,其所适用的速度范围是比较宽的。 (四)机翼边条 大后掠角机翼前缘在迎角不大时就能 产生自前缘卷起的脱体涡,从而产生非线 性的涡升力,如图 6.15 所示。但是机翼后 掠角太大,其低速性能较差。 鉴于从大后掠角细长机翼会产生脱体 涡升力和小后掠机翼低速升力大的两方面 考虑。70 年代,一种中等后掠机翼前加上 大后掠细长边条的设计新布局就出现了。 边条的气动影响主要有两方面,一是边条 前缘产生强的脱体涡,可以直接产生涡升 力;二是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。边条机翼 的布局特别适于改进飞机大迎角气动性 能,如图 6.16 所示。
图 6.15 细长机翼的涡升力(低速,后掠角 75O)

有边条 · 80 ·

有边条

有边条 无边条

升力系数

力矩系数

极曲线

图 6.16 有无边条机翼的气动特性的比较

F-16,F-18,米格 29,苏 27 等战斗机都采用边条机翼的布局形式。边条与近距鸭翼有相 似的对机翼有利干扰作用,而边条在大迎角时比鸭式布局在升力特性上有更大的优势。鸭翼在 中等迎角时产生附加升力比边条相对大一些, 鸭翼还可用于配平和操纵面, 这是边条所不及的。 现将一些国外军用飞机机翼几何参数的统计数据(表 6.3)附后,供参考。
表 6.3 飞机机翼几何参数的统计数据表 机翼参数 平面形状 飞机 МИГ-19 МИГ-21 МИГ-23 МИГ-25 F-100 F-102 F-104 F-105 F-106 F-4 F-5 F-111 F-14 F-15 F-16 A-7 A-10 SR-71 U-2 Saab-37 幻影-2000 狂 风 Ty-16 B-47 火 神 B-52 B-1 后掠 三角形 变后掠 双后掠 后掠 三角形 梯形 后掠 三角形 后掠 梯形 变后掠 变后掠 切尖三角形 后掠 后掠 梯形 三角形 梯形 三角形 三角形 变后掠 后掠 后掠 三角形 后掠 变后掠 机翼面积 S(m2) 25.0 23.2 展弦比 λ 3.24 2.2

χ 1 / χ 前缘
4

顺气流相对厚度

C (%)
8.24 4.44 ~3 4 6 5 3.36 4 4 5.1 4.8 4

55°/ /57°

34.16 37.27
56.2 37.2 64.57 18.25 35.8 64.83 50.01 17.3

1.77 5.26
3.3 3.74 2.08 2.45 3.18 2.1 2.74 3.82

74°40' 18°40'
/40°、42° 45°/ /60°6’ 18°6’/ 45°/ /60°6’ 45°/ 24°/

58.8 48.7 65.2 52.5
56.44 29.73 34.83 47.1 167.2 57.3 46.3 41

1.61 7.57 2.15 7.32
2.98 3.0 4.0 6.52 1.72 10.56 2.54 1.97

72°30' 16° 68° 20°
/45° /40° 35°/ 0°/ /60° 0°/ /45°~60° /58°

3~6 4 7 16 3.2~3.5 9

30
164.65 132.5 368.3 371.6 ~181

8.6 13.9
6.6 9.48 3.1 8.56

68° 25°
35°/ 35°/ /50° 35°/ 9.85~12.9 12 10 12

3.14 9.62

67.5° 15°
· 81 ·

C-5A DC-9-30 DC-10-30 L-1011 Boeing707 Boeing747 ИЛ-86 Ty-144 协 和

后掠 后掠 后掠 后掠 后掠 后掠 后掠 三角形双 三角形

576 92.97 367.7 320 268.6 511 320 438 385.25

7.75 8.71 7.5 6.95 7.06 6.96 6.4 1.7

25°/ 24°/ 35°/ 35°/ 35°/ 37°30’/ 35°/ 57°、76°

11~12 11.6 8.4~12.2

8~13.44

2.15~3

表 6.4 直机翼后缘襟翼数据表 襟翼型式 开裂式 后退式 双缝式 多缝式 相对弦长 ~25% 30%~40% 30%~40% 35%~45% 偏转角 50°~60° 40°~50° 40°~50° 50°~60°

?C y max 及对应 C y max 的 α
0.6~0.8(α=13°~14°) 1.3~1.4(α=13°) 1.4~1.5(α=12°) 1.6~1.8(α=12°)

三、机翼的增升装置与副翼设计 (一)增升装置 如前所述,机翼的翼型和平面形状几何参数,通常都是按巡航状态的要求设计的,翼型的 相对弯度 f 等参数通常是按设计升力系数的要求确定的, 因此, 其气动特性不能满足起飞着陆 状态的要求。所以,几乎所有机翼上都附设有增升装置,用以改善飞机的起飞着陆性能。对于 舰载飞机,尤为重要。 并对附面层进行 从工作原理上来看, 机翼增升装置的作用主要是增加翼型的相对弯度 f , 控制,延迟翼面上的气流分离。目的都是增大机翼的 C y max 值,对于后退式襟翼,还增大了机 翼的面积,使升力随之增大。各种不同类型增升装置及其升力增量特性参见图 6.17—6.19。

简单襟翼 开裂襟翼 富勒襟翼 单缝襟翼 双缝襟翼 · 82 · 多缝襟翼

图 6.17 各种后缘襟翼的示意图

图 6.18 不同后缘襟翼的升力增量特性

图 6.19 各种前缘襟翼的形式及设计参数

由于增升装置附设在机翼上,故其几何参数与机翼的几何参数有关。机翼的增升装置主要 有以下几种: 1.机翼的后缘襟翼
· 83 ·

后缘襟翼一般布置在机翼后缘的内侧, 其主要的几何参数是相对弦长 b襟 / b 和偏转角 δ 襟 , 在进行初步设计时,可参考表 6.4 所列数据选择后缘襟翼的参数。 襟翼的展长 l襟 ,通常是与外侧副翼的展长协调考虑。 襟翼的增升效率,与机翼的几何参数有关。 机翼的展弦比 λ 和根梢比 η 较大时,增升装置的效率较高,而机翼的后掠角 χ ,尤其是后 缘后掠角加大时,襟翼的增升效率降低。 2.机翼的前缘缝翼和前缘襟翼 机翼的前缘缝翼起控制附面层、延缓气流分离的作用,从而使 C y max 值增大,在机翼翼尖 部分布置前缘缝翼,可以延缓翼尖部分气流的分离,保证飞机的侧向稳定性和大攻角时改善副 翼的效率。 设计适当时,前缘缝翼可以保证当 α =25°~30°时,最大的 ?C y max 值达到 1.0~1.2。 前缘襟翼用于翼型为薄前缘且相对厚度较小的机翼, 前缘襟翼向下偏转时, 增大相对弯度, 并保证机翼前缘气流不分离。 3.吹气襟翼 由于机翼襟翼偏转角度大时,容易发生气流分离,可利用吹气或射流来改进和提高襟翼效 率。目前吹气襟翼主要有三种类型: (1)流向吹气附面层控制 此装置是在后缘襟翼的转轴处沿着襟翼表面(或在前缘襟翼的后缘处, 沿机翼表面)高速吹 射出非常薄的射流层,从而使吹气翼面的附面层获得附加动量,避免了气流分离,在襟翼大偏 角时,可显著提高襟翼升力,同时也提高了飞机的最大升力系数。另外,也有采用吸气来改进 附面层控制的。

图 6.20 吹气襟翼大偏角时的附壁效应

(2)展向吹气襟翼 展向吹气装置是在襟翼根部(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
· 84 ·

生增升效果。 (3)喷气襟翼 喷气襟翼是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举力。

图 6.21 带喷气襟翼的机翼的弦向压力分布

(二)副翼 副翼是布置在机翼后缘两侧的横向操纵面,其作用是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。 副翼滚转力矩系数 mx 与其自身的几何参数及机翼的平面形状和几何参数有关,在初步设 计阶段,需要选定的参数主要有: 1.副翼面积与机翼面积之比值,即相对面积;

S副 =0.05~0.07 S b 2.副翼的相对弦长 副 b b 一般取 副 =0.20~0.25 b l 3. 副翼的相对展长 副 l l 一般取 副 =0.30~0.40 l
一般 4.副翼的偏角 δ 副
· 85 ·

通常,副翼的最大偏角 δ 副 =25°~30° 副翼参数的取值范围,下限按能否满足横向操纵的性能指标而定,上限则要受到能否进一 步有效增大副翼横向操纵系数的限制。 副翼最大偏角 δ 副 的取值。一般当副翼向下偏转时会增大机翼的迎角,如果此时机翼原来 副翼下偏则有可能使这一侧机翼的迎角超过临界迎角, 使升力下降而不是 的迎角 α 已相当大, 增加。为避免这种现象发生,故副翼采用差动偏转:向上时 δ 副 =-25°;向下时 δ 副 =+15° 一般取 S 补 / S 副 ≤0.25~ 副翼采用铀式气动补偿时, 补偿面积与副翼面积之比为 S 补 / S 副 , 0.28;采用翼内腔补偿时,可取 S 补 / S 副 =0.30~0.31。 为了增大副翼的颤振临界速度,副翼应该有完全的重量补偿,即结构质心位于转轴上。 四、机翼气动设计计算 早期机翼设计的气动分析主要依赖于风洞试验和简单的解析估算,直到 70 年代机翼的气 动设计仍然以半经验方法为主。 现代飞机的设计已广泛运用计算空气动力学理论方法(Computational Fluid Dynamics, 缩写为 CFD)。目前飞机设计中主要采用的计算空气动力学方法如下表:

空气动力学理论
经典理论

计算方法
简化解析公式, 半经验公式 细长体理论 面积律

在飞机设计中的应用
总体概念性设计

无粘线性位流理论

面元法, 升力面理论

总体初步设计和气动分析, 机翼弯扭设计 中等强度激波的跨音速流

无粘非线性位流理论

小扰动位流方程或 全位流方程的数值方法

粘流理论

附面层方程解 无粘/有粘交互计算

阻力计算,附面层修正, 修正无粘计算结果 包括脱体涡的亚、跨、超音 速流场分析

无粘有旋流理论

欧拉方程数值方法

粘性有旋流理论

N-S 方程数值方法

包括分离流的复杂流场

上述空气动力学非线性偏微分方程组的数值求解方法,常见的有“有限差分法”和“有限 元素法” 。CFD 方法的发展,可以减少飞机设计阶段的风洞试验,目前在飞机设计中已起着相 当重要的作用。 尤其在飞机设计选型和初步设计阶段, 方法的运用可以大大缩短设计周期, CDF 节省风洞试验费用。图 6.22 是某飞机应用 CFD 方法的三维流场计算网格。
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图 6.22 计算空气动力学(CFD)方法的三维流场计算网格

以下介绍一些在飞机概念性设计中常用的计算公式: (一)升力特性 1. 翼型升力线斜率(低速)

C α ∞ = 1.8π (1 + 0.8 t ) y
其中 t 为翼型的相对厚度。 2. 亚音速机翼(飞机)的升力线斜率

_

(6.2)

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Cα = y

2πλ tan 2 χ max t λ2 β 2 2+ 4+ (1 + ) η2 β2

(

S 外露翼 S 参考

)F

(6.3)

其中:χmax t 为机翼的翼型最大厚度线的后掠角,λ为展弦比,

β 2 =1? M 2
α η = { = βC y ∞ 2π

0.95
F 为机身升力影响系数:
F = 1.07(1 + d / l ) 2

当C α ∞未知时 y

其中 d 为机身当量直径,l 为机翼展长。 3. 超音速(三角形)机翼升力线斜率

Cα = y

4 M 2 ?1
2πm

(超音速前缘)

(6.4)

Cα = y M 2 ?1 tan χ

M 2 ? 1 E ( m)

(亚音速前缘)

(6.5)

其中: m =

χ为机翼前缘后掠角
π

E ( m) =
4. 机翼最大升力系数


0

2

1 ? (1 ? m 2 ) sin 2 φ dφ

C y max = 0.9(C y max ) 翼型 cos χ c / 4
其中χc/4为机翼 1/4 弦线的后掠角。 5. 小展弦比三角翼前缘脱体涡升力(增量)系数

(6.6)

C y涡 = K v sin 2 α cos α
? ? =1 ? 其中: K v ? ? 4?λ ?= ? 4 ? 1.25
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(6.7)

0.75 ≤ λ ≤ 1.25 1.25 ≤ λ ≤ 4.0

(二)阻力特性 阻力系数

C D = C D0 + C Di
其中:零升阻力系数 C D0 = C f
C f 为摩擦阻力系数:

(6.8)

S 浸湿 S 参考

1.328 ? = ? Re ? ? Cf ? ? 0.455 ?= 2.58 2 0.05 ? (lgR e ) (1 + 0.144 M ) ?
C Di 为诱导阻力系数: C Di =
2 kC y

(层流附面层) (紊流附面层)

πλ

计算流体力学(CFD)方法的发展,不但可用来对设计的飞机作气动分析,而且,可以给定 气动性能要求来反设计出飞机外形。 五、给定升力和压力分布下的机翼外形设计 (一)翼型的设计与修形 当选择已有的翼型尚不能满足新设计的飞机要求时,往往需要重新设计或修改翼型。目前 已大量采用计算空气动力学的方法设计和修改新翼型, 代替以往制造各种修正翼型模型进行风 洞试验的过程。 为了精确计算和分析翼型气动特性,应当运用考虑非线性和粘性的空气动力学数值方法。 在给定翼型的表面压力分布要求下,通常用两种方法进行外形反设计,一种是优化设计方法, 另一种是人-机对话反复修形设计方法。前者在给定压力分布目标函数后,根据其它约束条件, 通过计算机优化方法自动修改翼型形状,经过多次迭代,达到给定误差要求为止。后者方法是 人工修改翼型图形或数据,通过计算压力分析并与设计要求比较分析,重复进行修正,直到满 足要求。前者优化方法,不需人工操作,使用方便,但对多约束条件或多目标设计问题,则优 化方法不一定自动满足要求。有经验的人工修正有时也会较好地达到预想结果。一些新型超临 界翼型的设计就是运用翼型绕流压力分布的逆命题设计成功的典型例子。 人们希望在跨音速时 翼型表面无激波或激波很弱,并由此计算反设计而获得“超临界翼型”(图 6.23)。 (二)机翼最佳弯扭设计 根据设计经验和风洞试验,人们发现机翼的弯扭分布对其阻力(主要对诱导阻力或升致阻 力)影响很大。为了降低阻力,提高飞机的升阻比,目前已经可以实现利用空气动力学数值方
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法来获得最小诱导阻力下的机翼的弯扭设计。该方法的基本思路是,应用数学最优化原理,将 给定升力系数约束条件下的诱导阻力作为目标函数,根据求最小极值的优化方法,来求出机翼 的最佳弯扭分布的设计方法。

图 6.23

给定压力分布下的翼型设计

机翼最佳弯扭设计所采用的计算空气动力学方法,目前多半为以下两种。 一种是基于小扰动线化理论的面元法,这主要用于亚超音速机翼的弯扭设计。该方法的基 本思路是,将机翼中弧面划分为适当的网格面元,在各个面元上布置涡元(面涡或马蹄涡)。根 据空气动力学有限基本解方法,建立面元几何斜率分布与面元环量分布的代数方程组: ? ?z ? (6.9) ? ? = [A]{Γ} ? ?x ? 式中:[A]是空气动力影响系数矩阵。 然后,通过环量分布与升力系数、诱导阻力系数的关系,根据阻力函数的极小值优化方法 和升力系数的约束条件,求出矩阵中的环量分布,继而获得最佳翼面弦向斜率分布,从而获得 几何“变”形分布。 当然,机翼的平面形状,机翼与平尾(或鸭翼)布置及其弯扭形状也都可以进行最小诱导阻 力布局优化设计。 另一种机翼弯扭优化设计方法是采用非线性空气动力学三维流场计算方法, 即可以计算出 流场速度分布和激波情况,故而多用于跨音速机翼设计。其方法是,给定机翼跨音速下的理想 压强分布(或速度发布)的要求, 对原始机翼由非线性空气动力学数值离散空间网格方程组求解
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出翼面压强分布,再将计算压强分布与理想压强分布之差,代入气动数值方程组的边界条件, 于是得到翼面形状修正量,再重新计算,反复迭代,直至解出的压强分布与理想分布一致或波 阻系数小于指定值为止。这时修正的翼面形状即为所要设计的机翼。以上方法又称为空气动力 “反设计方法” 。

§6.2

尾翼参数的初步选择

尾翼是保证飞机稳定性和操纵性的翼面,虽然尾翼对飞机的升阻特性也有一定的影响,但 影响最大、关系最直接的则是飞机的操、稳特性,所以尾翼是根据对飞机的操、稳性能要求进 行设计的。如果在飞机的设计要求中,没有对操、稳性能指标给出明确的具体规定,则应按有 关的设计规范来选定。 尾翼的设计参数与飞机的型式及全机的气动布局有关,同时,尾翼又是飞机的主要组成部 分,其参数对全机的气动外形布局又有影响,所以,尾翼的参数选择不可能一次完成,往往需 要反复多次。初步选出后,要经过全机操纵性和稳定性的估算及试验再进行修改。此外,在飞 机总体设计阶段,往往只能根据对飞机静稳定性方面的要求,来进行尾翼参数的选择,因为这 时还没有足够的关于质量分布及转动惯量等方面的数据,有关这方面的资料较难搜集,而且散 度较大,所以对飞机动稳定性和操纵性的分析计算相当困难。除非设计者具有丰富的经验,一 般都等到总体设计方案基本完成的最后阶段,才对飞机的动态特性进行全面的分析、计算和试 验,如发现问题,再次进行改进。 “主动控制技术”ACT(Active Control Technology)近年来发展很快,已经在许多飞 机上广泛采用。由于主动控制技术的不断发展和日益广泛的应用,势必促使飞机设计方法的变 革和发展,尤其是对飞机尾翼等操纵性和稳定性控制翼面以及飞机飞行控制系统的设计,已经 产生了很大的影响,有人提出了“随控布局飞机”CCV(Control Configured Vehicles)的概 念。尾翼参数的选择和控制面的设计要根据飞行控制系统的要求而定,本书仅从讲授飞机设计 基本原理的教学要求出发,介绍在常规的飞机设计过程中尾翼参数的初步选择。 一、水平尾翼参数的选择 平尾参数的初步选择,通常是先参照同类飞机或性能相近飞机的统计资料选择尾容量 (Tailplane Volume) ,然后再确定其主要几何参数。 从前面(3.8)式可知,正常式飞机水平尾翼引起飞机气动力焦点的后移量为:

? x F平尾
其中: A平尾 即尾容量

C α平尾 ? ?ε ? y = 1? ?k 平尾 A平尾 α ? C y ? ?α ?

(6.10)

A平尾 = S 平尾 L 平尾 =

S 平尾 L平尾 Sb A

(6.11)
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可以看出,水平尾翼的贡献虽然与气动导数 C α平尾 、 C α 及速度阻滞系数 k 平尾 等有关,但 y y 最主要的还取决于尾容量 A平尾 的大小, A平尾 是代表平尾特性的一个相对参数,初步设计时可 按表 6.5 给定的统计数据选取。
表 6.5 尾容量统计值的范围 飞机型式 装涡轮螺桨发动机的干线客机 装涡轮喷气和涡轮风扇发动机 的干线客机 后掠翼重型非机动飞机 直机翼重型非机动飞机 高速机动飞机

A平尾
0.80~1.1 0.65~0.80 0.50~0.60 0.45~0.55 0.40~0.50

A垂尾
0.05~0.08 0.08~0.12 0.06~0.10 0.05~0.09 0.05~0.08

L平尾 / b A ~ L垂尾 / b A
2.0~3.0 2.5~3.5 2.5~3.5 2.0~3.0 1.5~2.0

对于军用飞机,也可以从本节最后的尾翼参数统计表(表 6.6)所列数据中选取。 应当注意,如果 S 平尾 取平尾的全面积,即包括机身阴影部分的面积,则 A平尾 为全面积尾 容量;如果 S 平尾 取水平尾翼的外露面积,则 A平尾 即为外露面积尾容量。表 6.5 所列为全面积 尾容量, 但有些资料中, 可能给出的是外露面积的尾容量。 因现代超音速飞机多采用全动平尾, 故有的资料把 S 平尾 取全动平尾的面积。 选取 A平尾 时,应同时考虑满足飞机的纵向静稳定性和操纵性两方面的要求。 关于考虑稳定性方面,主要是应能保证飞机在低空、高亚音速飞行时,仍有足够的纵向静 稳定度。如果在飞机设计指标中,静稳定度取得比较大,或是在飞行使用过程中,质量中心变 化范围取得比较大时,则 A平尾 要选取较大的值,反之则可以取小一些。 保证飞机具有足够纵向静稳定度的条件可以用下式表示:

x G后限 ? x F翼身 ? k 平尾 A平尾

C α平尾 y Cy
α

(1 ?

?ε Cy ) ≤ m z min ?α

(6.12)

式中: xG后限 ——飞机的质心后限; x F翼身 ——翼身组合体的气动焦点位置; m z y min —— 允许的最小飞机纵向静稳定度,为负值。 关于要满足纵向操纵性的要求,显然指的是外露面积的尾容量。主要是要保证在飞机质心 处于前限位置的情况下,当放下襟翼、大迎角进行着陆时,平尾的偏度不能用尽,而应留有一 定的备用偏度。 飞机着陆时,纵向力矩平衡方程为:
CY mz 0着陆 + mz着陆 + mφ φ平尾 = 0 z

C

(6.13)

m φ平尾 = ? k q A平尾 C α平尾 y z
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式中: φ 平尾 ——使用平尾偏度, m z 0 着陆 ——着陆状态下的零升力纵向力矩系数,
y m z着陆 ——着陆时的纵向静稳定度(按 50%余油来计算) 。

C

从上式可得出:

φ 平尾 = ?

1 Cy (m z 0着陆 + m z着陆 C y着陆 ) α k q A平尾 C y平尾 1
y (m z 0着陆 + m z着陆 C y着陆 )

A平尾 ≥

C

k q C y平尾φ 平尾

α

(6.14)

如果所选取的 A平尾 值能够基本满足上述要求,就可以用此值作为选择平尾几何参数的依 据。 A平尾 选定后,要进一步考虑安排平尾的位置,因为 A平尾 = S 平尾 L平尾 ,所以为了得到所必 需的 A平尾 值,可采用较大的面积和较小的力臂,或者相反,采用较大的力臂和较小的面积。 如果本来机身的长度就比较长,从提高水平尾翼效率的角度来看,显然应使尾力臂 L平尾 尽量 长一些, S 平尾 小一些,随之平尾的结构质量和气动阻力都可减小。但这要受到机身长度的限 制,因为如果仅仅是为了尾力臂的需要,而专门增加机身的长度,这常常比增大平尾面积所增 加的结构质量更大,所以尾翼面积和力臂的选择,应与机翼、机身的设计相协调。 尾翼及其舵面的效率,不仅取决于其面积 S 平尾 和尾臂 L平尾 ,而且还决定于其气动特性, 主要是其升力系数 C y平尾 和其对迎角的导数 C α平尾 。这些导数,基本上决定于平尾的几何外形。 y 平尾的平面形状和翼型,在一定程度上又取决于已经选定的机翼的平面形状和翼型。在选 择平尾的平面形状、后掠角 χ 平尾 、展弦比 λ 平尾 、及其翼型相对厚度 C 平尾 等几何参数时,必须 保证在机翼所有可能的迎角下,尾翼都有足够的效率,或者说尾翼不能比机翼先失速,并且还 应保证尽量使平尾的临界 M 数大于机翼的临界 M 数。 有的飞机采用三角形机翼,而平尾则采用后掠的平尾。选用后掠平尾的优点是,由于与 三角形平尾相比,其展弦比比较大, C α平尾 较大,同时其 M 临界 也比较高,这样既可以在阻力 y 增加较小的条件下,获得较大的 C α平尾 ,并且还由于后掠,可以使尾臂稍有增长。 y 平尾翼型的相对厚度,也应从保证使平尾具有较大的 C α平尾 和 M 临界 的需要来选择。一般, y 对于低速飞机,可以选 C 平尾 =10%~12%;对于超音速飞机,可以选 C 平尾 =3%~6%。在进行 初步选择时, 展弦比和根梢比可按以下数据选取, 对于大展弦比机翼的飞机,λ 平尾 =3.5~4.5; 对于小展弦比机翼的高速飞机, λ 平尾 =2~3;一般情况下, η 平尾 =2.0~3.5。 二、鸭式飞机前翼参数的选择 由于鸭式飞机的前翼位于飞机的质量中心之前,不受机翼下洗气流的影响,如果不考虑前 翼对机翼所产生的气动干扰, 则可以得到前翼的纵向力矩系数及由前翼引起的飞机气动焦点移 动量的表达式。
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前翼对飞机质心的纵向力矩系数为:

(m z ) 前尾 = A前翼 C α前翼α 前翼 y
前翼引起的飞机气动焦点的前移量为:

(6.15)

?x F前翼 = S 前翼 L前翼 Sb A

C α前翼 y C α翼身 y

A前翼

(6.16)

式中: A前翼 =

,即前翼的容量系数。

A前翼 的初值也可以参照同类飞机的统计数据选取,或在初选时,按 A前翼 =0.10~0.12 选
取。 这里没有考虑前翼对机翼的气动干扰,仅仅是为了分析起来比较简单、方便,实际上在进 行前翼的几何参数选择时,这种干扰和影响是不能忽略的。

A前翼 选定后,如何确定 S 前翼 和 L前翼 ,则需根据飞机的总体气动布局而定,不同的气动布
局方案,其差别可能是很悬殊的。如果用近距耦合的方案,可能 L前翼 很小,而 S 前翼 很大;如 为了尽量避免对主翼不利的气动干扰,前翼仅用作配平和辅助操纵面的方案,则可能 L前翼 很 大,而 S 前翼 很小。 三、垂直尾翼的参数选择 垂直尾翼是保证飞机侧向稳定性和操纵性的主要部件, 垂直尾翼与机翼机身的相对位置如 图 6.24 所示。

图 6.24 · 94 ·

垂直尾翼的位置参数

选择垂直尾翼几何参数的方法与上述选择水平尾翼几何参数的方法类似, 主要应考虑满足 以下两方面的要求: 1.保证飞机具有良好的侧向稳定性。主要是要有足够大的方向静稳定度,对于超音速飞
β 机,当飞行 M 数大于 2 以后,往往 m y 变化剧烈,方向静稳定度降低,这通常即为垂直尾翼

最主要的设计情况。 2.保证飞机具有良好的侧向操纵性。主要是要求使飞机能够在所有可能的飞行状态下, 都满足侧向机动性的要求。侧向压杆后,飞机的滞后反映不应超过允许的范围,在侧风着陆和 单发停车起飞时,应保证有配平的可能和足够的侧向操纵性。 此外,飞机的侧向稳定性和操纵性,不仅决定于垂直尾翼,同时还与机身与机翼的几何外 形以及副翼的布置有直接的关系,因此,在选择垂直尾翼的参数时,还必须协调考虑这些影响 因素。 仅从垂直尾翼的作用来分析,在定常直线侧滑飞行时,垂直尾翼所产生的偏航力矩为: ?σ M y垂尾 = ?C zβ垂尾 (1 ? ) βq垂尾 S垂尾 L垂尾 (6.17) ?β 偏航力矩系数为:

m y垂尾 = ?k垂尾C zβ垂尾 (1 ?

?σ S垂尾 L垂尾 ) β ?β SL

(6.18)

式中: k垂尾 = q垂尾 / q ——垂直尾翼处的速度阻滞系数; L垂尾 ——垂直尾翼侧力作用点 至飞机质心的距离,即垂尾力臂。 垂直尾翼对航向静稳定度的贡献为:
β β m y 垂尾 = ? k垂尾C z垂尾 (1 ?

?σ )A ?β 垂尾

(6.19)

式中:

S垂尾 L垂翼 = S垂尾 L垂尾 ——为垂直尾翼的尾容量。 SL 同理,垂直尾翼对横向静稳定度的贡献为: A垂尾 =
β mz 垂尾 = ?k垂尾C zβ垂尾 (1 ?

?σ S垂尾 y垂尾 ) β ?β SL

(6.20)

式中, y 垂尾 ——垂直尾翼上侧力的作用点至 ox 轴的距离。
β β 为了满足侧向静稳定性的要求, m y 和 m x 均应为负值。 β β 比值不能过大, 此外, 从侧向动态稳定性的要求来说, 还必须使 m x / m y 保持一定的比例,

否则会引起振荡不稳定,但也不能过小,过小可能产生螺旋不稳定。 在进行初步方案设计时,垂直尾翼外露面积尾容量可在 0.075~0.14 的范围内选取。对于 小展弦比机翼和长机身的飞机, A垂尾 的值应取上限,若采用双垂尾,其尾容量要加大 20%。

A垂尾 选定后,根据机身布局和长度,可先选取尾力臂 L垂尾 ,然后求出 A垂尾 。通常垂直尾
翼的面积和机翼面积有一定的比例关系,约为:
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S 垂尾 / S =13~23% 垂直尾翼平面形状和几何参数与机翼及平尾参数的选择方法类似,通常可以选:

λ垂尾 =0.80~1.5; η 垂尾 =2.0~3.5; χ 垂尾 =45°~60°;
垂直尾翼翼型的相对厚度与平尾相近。 方向舵的参数根据飞机的侧向操纵性指标来选取。一般 S 舵 / S 垂尾 =0.20~0.30。 表 6.6 中是一些飞机尾翼参数统计数据。
表 6.6 一些飞机尾翼参数统计数据表 飞机型号 ΜГ И -19 ΜГ И -21 F-4 F-5 F-105 F-100 F-102 Saab-37 F-104 F-111 F-15 F-16 ΜГ И -25 Ty-104 DC-10 波音-707 B-52 XB-70 协 和 火 神

A平尾
0.349 0.22 0.258 0.291 0.311 0.432 -0.31 0.56 0.795 0.232 0.203 0.22 0.594 0.66 0.342 0.62 -0.065

S 平尾 S
0.218 0.171 0.174 0.178 0.517 0.24 0.31 0.28 0.53 0.186 0.145 0.18 0.22 0.22 0.18 0.23 0.059

L平尾 bA
1.6 1.32 1.48 1.64 1.98 1.8 -0.1 2.0 1.5 1.247 1.40 1.22 2.7 3.0 1.9 2.7 -1.1

χ1
4

平尾

S 垂尾 A垂尾
0.0862 0.1083 0.0744 0.094 0.1032 0.078 0.059 0.046 0.26 0.123 0.0898 0.036 0.063 0.062 0.046 0.019 0.104 0.018

χ 前缘平尾
55°/ 55°/60° 36.5°/45° 45°/48° /48° /60° /23° /58° /50° /40° /48° /41° /38° /38° /41° /23°

S
0.165 0.177 0.125 0.22 0.19 0.22 0.24 0.24 0.40 0.17 0.196 0.16 0.18 0.15 0.16 0.056 0.14 0.097

L垂尾 l
0.516 0.612 0.592 0.43 0.543 0.355 0.245 0.19 0.65 0.725 0.458 0.225 0.35 0.41 0.29 0.42 0.74 0.18

χ1
4

t垂尾

χ 前缘垂尾
57.5°/ 60.5° 58.5°/65.5° 45.6°/ /46° /55° /52° /43° /57° /35° /48° /55° /45° /41° /35° /39° /50° /47° /55°

§6.3

机身外形参数的选择

通常,机身是飞机机体结构中,构造最复杂的一个部件,在选择几何参数、确定机身外形 时,必须协调考虑以下诸方面的要求: 1.应该有足够大的内部容积,保证满足内部装载的使用要求; 2.使气动阻力最小; 3.有利于进行结构布置,具有足够的结构高度,便于连接和安装机翼、尾翼等其他部件。 虽然要求所设计的机身,能够同时全面满足各个方面的要求,但是对机身外形几何参数进
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行初步选择时,对于不同的飞机所考虑的侧重点是不同的。对于低速飞机的机身,通常主要按 照其内部装载的需要以及连接安装机翼等其他部件的要求进行设计,同时考虑按气动力的要 求,对其外形进行适当的修正;而对于高速飞机,尤其是超音速飞机则应着重考虑气动外形的 要求,同时协调内部装载以及连接其他部件的问题。 一、机身的主要几何参数 飞机机身外形的主要几何参数是其总长度 L身 和其最大横截面积 S 身 。在进行参数选择时, 还经常用到这两个几何参数的比值所构成的相对参数——机身的长径比 λ身 。

λ身 =

L身 d身

(6.21)

其中, d 身 对于圆形截面的机身即为机身的最大直径,对于非圆截面的机身,则是其最大 横截面积的当量直径。

d身 =

4S 身 max

π

(6.22)

从式(6.21)和式(6.22)可知, λ身 是一个无量纲的相对参数,有时,为了参数选择和分析 问题的方便,常把复杂的机身划分为前、中、后三段,如图 6.25 所示。

图 6.25

机身外形分段

这样,机身头部的长径比 λ身 = L头 / d 头 ,尾部的长径比 λ 尾 = L尾 / d 尾 ,即是进行机身头部 和尾部外形设计时的主要几何参数。 长径比 λ身 是机身一个很重要的几何参数,它代表了机身几何外形最主要的特征,对机身 的气动阻力和机身结构等方面的特性都有直接的影响。 λ身 对气动阻力的影响是很明显的,机 身的阻力由压差阻力、摩擦阻力和波阻组成,此三部分阻力的阻力系数与机身长径比的关系如 图 6.26 所示。

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图 6.26 C x ~ λ身 曲线

图 6.27 不同 M 数的 C x ~ λ身 曲线

可知机身的压差阻力和波阻,随 λ身 的增大而降低,但摩擦阻力则有可能增加。此外,整 个机身的阻力系数还与飞行 M 数有关,如图 6.26 所示。 图 6.27 的曲线说明,当飞行 M 数较低时,由于没有波阻的出现或者是波阻在机身总阻力 选用 λ身 =3.5 中所占的比例较小, 所以采用长径比较小的机身有利。 6.27 表明, M =0.6 时, 图 当 的机身最有利。随着飞行 M 数的提高,则应采用较大的 λ身 ,当 M =0.9 时,则以 λ身 =6.5 最 为有利。总之,可以看出,对应一定的飞行 M 数,从减小气动阻力的角度来说,存在一个最 有利的长径比, λ身 过大或过小都会引起气动阻力的增加。 二、机身几何参数的初步选择 (一)机身长径比 λ身 的选择 前面已经简要地分析了机身的长径比 λ身 对机身气动阻力的影响,这是选择机身参数时必 须考虑的问题。因此,在进行机身参数选择时,通常第一步工作就是根据所给定的飞机性能要 求,按气动阻力最小的原则,选定合适的机身长径比 λ身 。当然仅按气动力的要求来选定机身 的参数是不全面的,还需要考虑其内部的容积、结构和重量等方面的特性。因此,在进行初步 方案设计时,一般是首先按气动方面的要求,参照同类飞机的统计数据,选取 λ身 的初值,做 为进一步参数选择的基础。待机身的各主要几何参数选定后,再重新对其 λ身 值进行修正。 按飞机的飞行速度范围,机身及其头部和尾部长径比的取值范围如表 6.7 所示。 表 6.7 给出了 λ身 的一般取值范围,由于飞机的用途不同, λ身 的差别可能很大,有可能 超出这个范围。例如,一些装活塞式发动机的轻型飞机, λ身 =4~5 或更小;对超音速的歼击 机,不仅要考虑超音速情况,同时还要考虑其亚音速巡航的情况,象美国的 F-15 等飞机,还 要考虑安装大直径的涡轮风扇发动机的需要等等,其 λ身 均在 8~10 之间;旅客机机身的长径
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比则应主要按客舱布置的需要而定。
表 6.7 机身长径比的统计值

长径比

低速飞机(M≤0.7) 6~9 1.2~2.0 2~3

高亚音速飞机(M=0.8~0.9) 8~13 1.7~2.5 3~4

超音速飞机 10~20 4~6 5~7

λ身 λ头 λ尾

(二)机身最大横截面及机身长度的确定 但实际上, 如果仅从减小机身的迎面阻力来看, 总是希望其最大横截面面积 S 身 越小越好, 往往要受到机身内部装载的限制,尤其是对于小型飞机的设计更是如此。因此,在进行机身几 何参数选择时,经常是先按其内部装载的需要,定出可能的最小截面面积,并把这个面积做为 所要选取的机身最大截面面积 S 身 。 例如,对于歼击机,发动机大多装在机身内,发动机的外廓尺寸以及进气道和座舱等即可 能成为选取机身最小截面面积的约束条件,根据这种约束条件,就可以选出机身的最大横截面 面积 S 身 ,当然,在最大截面处,除需满足内部装载的要求外,还必须留出足够的结构高度。 对于旅客机和货机,一般是根据旅客舱或货舱的具体布置方案来确定机身几何参数的。但

用地板梁连接的双圆弧形成的机身横截面,地板梁在 剩余压力作用下承受拉伸(DC-9)或压缩(安-24)

图 6.29 由圆弧拼成的机身横截面

图 6.28 两种飞机的机身控制截面

对于大型的旅客机,当旅客的人数和对客舱的等级要求给定后,可能有许多种布置方案(每排 座位的数目、座椅及过道的布置、客舱的高度等等) ,不同的布置方案所对应的机身截面形状
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和尺寸也不相同,也就是说,可能存在多种具有不同 S 身 和 L身 的方案,能满足同一装载的要 求,这时就需要对不同的 S 身 和 L身 的组合进行优化选择。优选时,应全面协调考虑减小气动 阻力、减轻结构质量、提高使用安全性和经济性等方面的要求。 三、机身外形的初步设计 在机身的主要儿何参数 λ身 和机身的最大横截面面积、机身的总长初步选定以后,机身的 几何外形还需要进一步的确定。为了满足飞机总体设计方案的需要,应对机身的外形进行初步 设计,粗略地定出机身的几何外形。一般从确定控制截面和寻找合适的几何外形曲线两方面入 手。 (一)确定机身几何外形的控制截面 前面已经提到,机身的几何形状必须考虑其内部装载的需要,机身横截面的形状和尺寸, 起码要能容纳其内的装裁,这种按内部装载的要求定出的各个横截面称之为机身的控制截面。 图 6.28 是两种歼击机机身横截面的示意图。 图中所示的各个控制截面,分别是按照所装发动机的外廓尺寸及座舱、进气道、尾喷管、 设备舱等几何外形和尺寸,再加上结构高度决定的。 机身横截面的形状,以圆形最为有利。在内部容积一定的情况下,其表面面积最小,摩擦 阻力也最小。圆形截面对于机身密封舱来说,承受内压的情况也最有利,从而可以使其结构质 量减轻。如果由于内部布置的限制,不允许采用圆截面时,也应尽量采用近似于圆形,或由圆 孤拼接而成的截面,如图 6.29 所示。 (二)机身外形的初步选择 机身的外形,在这里主要是指机身侧视图上的几何外形。当选取足够多的横向控制截面以 后,在侧视图上将各点连接起来即可构成机身的侧视外形图,但这时存在着如何对外形曲线进 行光顺以及能否满足气动要求的问题。因此,一般要对横截面和侧向外形进行协调,进行两方 面同时协调的设计。 如果说机身的横截面一般是按内部装载的要求确定的, 那么从侧视图上看去的机身纵向的 几何外形则主要应按气动阻力最小的原则来确定。 对于亚音速飞机多采用流线型或层流型机身。 流线型机身的最大截面积约在距机头三分之 一机身长度处,其压差阻力较小,但摩擦阻力所占的比例较大,因此并不要很大的长径比,重 点是要求具有良好的流线形。对于高亚音速飞机可采用层流机身,与机翼的层流翼型相类似, 层流型机身也可以延缓激波的产生,这种机身的最大横截面后移至距机头 45%机身长度处或 更后一点。 对于超音速飞机的机身外形,减小气动阻力的要求更高。其头部的外形对机身的波阻影响 很大,从减小波阻的角度出发,采用较大长径比的旋成体比较有利。旋成体的母线可从以下的 曲线中选取: 1.指数曲线系列

r = xn
2.抛物线系列
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(0<n≤1)

(6.23)

r=
式中: r =

2 x ? nx 2 2?n

(0≤n≤1)

(6.24)

r x ,x = 为旋成体曲线的相对坐标, r ——机身头部任一截面的半径; L头 L头

x ——机身头部任一截面距机头的距离; L头 ——机身头部的长度。
机身头部通常要安装雷达天线,在选择机身头部外形时,要考虑其内部布置的限制条件。 机身头部的外形还需要与飞行员座舱的安排相协调,保证飞行员有足够大的视界角,并在外形 上与凸起的座舱盖光滑过渡。 机身中段的几何外形,对气动阻力的影响比较小,常按内部布置的需要来确定。从减小气 动阻力的角度来说,以圆柱形体最好。但从全机阻力来考虑,有时还需要按面积律的要求进行 修形。 机身尾段的外形参数如图 6.30 所示。

图 6.30 机身尾段外形

机身尾段的几何参数包括其长径比 λ 尾 、底部面积 S 底 和收敛角 β 等。这些参数及尾段的 外形都对气动阻力有影响。

S 底 的选择通常根据发动机尾喷口的尺寸来定, S 底 直接影响机身底部阻力的大小。收敛 角 β ,通常以小于 3°为好,不能使 β 过大,以免引起表面气流的分离。同时还要使尾段的外 形与机身中段及尾翼的外形相协调。 经上述的选择,得出机身的初步外形,并绘制出初步、粗略的机身外形草图。虽然,这时 并不能完全将机身的外形确定下来,但这种粗略的外形图,可以供进一步的飞机总体方案设计 之用,同时也是以后进一步进行机身理论外形设计、参数优化、绘制机身外形图以及拟定机身 外形数学模型的基础。
四、面积律 一般来说,尽管机翼、机身和尾翼等每个单独的部件都是最佳部件,但是将它们组合在一 起, 并不一定成为最佳的飞机, 这是因为各部件组合在一起后, 存在着相互影响和干扰的问题。 空气动力学的理论和实验表明,流经飞机的气流扰动仅与飞机机体的横截面分布有关,而
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与机体的外形无关,或者说波阻仅是机体沿激波平行方向截面积的函数。所谓面积律,就是这 种研究飞机机体横截面积的分布规律与波阻之间相互关系的理论。根据这种理论,为了使飞机 在跨音速范围内的阻力最小,飞机各个部件组合在一起的横截面积的分布图形,应该相当于一 个最小阻力的当量旋成体图形。 当 M ≤1 时,沿垂直于飞机纵轴方向取机体的横截面,如图 6.31 所示。

(1)

不考虑面积律要求

(2)考虑面积律要求 (c)横截面积分布

(a) 机翼-机身组合体

(b)当量旋成体

图 6.31 M ≤1 时当量旋成体

在超音速的情况下,激波马赫锥与飞机的纵轴成 ? 的夹角。 1 ? = arcsin( ) (6.25) M 超音速斜切截面积的平均值为: 此时, 飞机机体的横截面应该斜切与飞机的纵轴 x 成 ? 角,

S ( x, M ) =

1 2π

∫ S ( x, M ,θ )dθ
0



(6.26)

如果在选择机身外形及其与机翼、尾翼等其他部件的相互位置时,能够使 S ( x, M ) 沿飞机 纵轴的分布为一光滑曲线,且其一阶导数 S ′( x, M ) 是连续的,与最小阻力旋成体的截面分布情 况相当,则在此 M 数下的波阻最小。 按面积律的要求对飞机进行修形,多采用将机身中段收缩成蜂腰形,将水平尾翼、垂直尾 翼及发动机短舱等部件的纵向位置错开等办法,使 S ( x) 曲线的高峰降低,凹坑填平,从而得 到能使全机阻力降低的光滑曲线,如图 6.32 所示。 在飞机设计中,有很多应用面积律的例子。如美国的 F ? 102 飞机,开始没有按面积律设 计,因跨音速时阻力太大,不能达到音速,后来按面积律修形后,达到了设计要求。我国自行 研制的 J ? 5 型强击机和 J ? 12 歼击机也都是应用面积律,取得了较好的效果。

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图 6.32

美国 B ? 58 飞机横截面积分布图

1-机身;2-机翼;3-内侧发动机短舱;4-挂架;5-外侧发动机短舱;6-挂架;7-整流包皮;8-尾翼。

图 6.33

采用面积律修形对 C x 0 的影响

按面积律的要求进行修形, 对降低跨音速时的波阻是很有效的, 有时可以使 C x 0 降低 0.008 至 0.01 之多。从图 6.33 中可以明显地看出这种情况。 随着飞行 M 数的提高,采用面积律修形减小阻力的效果逐渐降低,当 M >1.5 以后,效 果就不显著了,当 M = 1.8 ~ 2.0 以后,实际上已不再起什么作用了。还应指出,上面的分析都 是相对于升力系数不很大( C y =0.05~0.5)的情况而言的,当 C y 的值更大时,由于诱导阻力 ( C xi )占大的比例,采用面积律的影响将减小。 五、翼身融合体 翼身融合体就是将机身表面设计成与两侧机翼表面光顺融合的一种构形。 现代战斗机不少 采用翼身融合体,如 F-16 战斗机,苏 27 战斗机,以及美国 F22 新式战斗机等。 翼身融合体设计主要有以下几方面的优点: 1.提高飞机大迎角时的升力,这是由于大迎角时融合体机身产生较强的脱体涡,并对机翼 产生有利的干扰作用。 2.减小了雷达散射截面积,提高了飞机隐身性能,这是因为融合体消除了机身与机翼角反 射区的强反射。 3.增加了机身的容积。如 F22 飞机将武器与外挂都装入机身内,提高了隐身效果。
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§6.4 起落架位置参数的选择
起落架也是很重要的部件,在总体方案设计时需选定其主要的几何参数。 在机身、机翼和尾翼等部件的主要几何参数已经选定,完成了初步的机体外形布局以后, 即可以对起落架的各项主要几何参数进行选择。此外,起落架的几何参数与飞机质量中心的位 置密切相关,因此,在确定起落架的几何参数前,还必须对飞机的质量进行初步的估算,给出 飞机质量中心的位置,做为选定起落架参数的基础。 对选择起落架几何参数的主要要求有:能保证飞机起飞和着陆时所需要的姿态;使起飞和 着陆时的滑跑距离最短;保证在地面滑跑过程中的稳定性和机动性等。 以上这些关于参数选择的基本要求,对任何型式的起落架都是共同的。对于不同型式的起 落架,在选择几何参数时所要考虑的主要问题和基本原则也都是一样。下面仅以前三点式为例 对起落架几何参数的选择做简单介绍。 前三点式起落架的主要几何参数如图 6.34 所示。

图 6.34

前三点式起落架参数

主要有:主轮距 B 、前主轮距 b 、停机角ψ 、着地角 ? 、防后倒立角 γ 和高度 h 等。这些 参数一般都是按机轮和减震器末压缩的情况来确定的。 停机角 ψ ——飞机的水平基准线与跑道平面之间的夹角。 ψ 的大小主要是按起飞的要求 选定,其最佳值应能使起飞滑跑距离最短。飞机在起飞滑跑时的迎角 α 起飞 = ψ + α 安装 ,故

ψ = α 起飞 ? α 安装 。 α 安装 是机翼的安装角。
通常取中ψ =0°~4°。

? 着地角 ? ——主轮接地点与机身尾部最低点间的平面和地面之间的夹角。 主要是按飞机
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所需要的着陆迎角 α 着陆 确定。

α 着陆 = ? + ψ + α 安装 ? = α 着陆 ? α 安装 ? ψ 防后倒立角 γ 一般取: γ = ? + (1 ~ 2 ) 。 γ 角不能过小,防止发生尾部倒立事故,但也 不能过大, γ 角过大会使前轮的伸出量 a 减小,造成前轮载荷过大,起飞时抬前轮困难,致使
起飞滑跑距离延长。 前、主轮距 b 可按飞机在停机准备起飞时,前轮所承受的载荷为全机起飞质量 6%~12% 的条件来确定。 这一点要与 γ 角的确定协调, 目的是保证飞机在滑跑过程中具有良好的操纵性。 此外,还应考虑飞机在滑行转弯时的性能,因此, b 与机身的长度 L身 也有关系,统计资料表 明,一般 b =(0.3~0.4) L身 。综合协调以上几方面的要求,才能选定起落架的前主轮距 b 。 起落架高度 h 是按前、后起落架支柱减振器和轮胎处于压缩状态时,能保持地面与飞机结 构之间的最小距离( 200 ~ 250mm )的要求来确定的,同时还应考虑起落架在飞机机体上的安 装和收藏位置的需要。 起落架的主轮距 B 应按飞机起飞、 着陆以及在地面滑行转弯时的稳定性要求来选定, 这就 希望它宽一些为好,但同时又必须协调考虑主起落架在机体上的安装和收藏位置(如收入机身 时, B 不能选得太大) ,最小的主轮距应该满足不致使飞机向侧向翻倒的要求。因此,对于前 三点式的起落架, 保证飞机在地面滑行转弯时, 不致绕图 6.34 中的轴线 1-2 翻倒即成了选定 B 的最小值的条件。 从图 6.34N 向视图上可以看出, 如果飞机机轮摩擦力对轴线 1-2 所形成的力矩是侧翻力矩, 等于 F侧 h ,则飞机重力对轴线 1-2 的力矩 mg ? A O ′ 即为阻尼力矩。保证飞机不会侧翻的条件 为:

mg ? A O ′ ≥ F侧 h 其中: F侧 = mg? , ? ——机轮侧向摩擦系数。 上式即为: A O ′ ≥ ?h 由 ?123 与△ ?1AO′ 相似的条件可得出
AO′ = aB B2 2 b + 4
2

(6.27) (6.28)

(6.29)

代入(6.28)式得到主轮距 B 的表达式:

B≥

2hb? a2 ? h2? 2

(6.30)

从(6.30)式可以看出,起落架的主轮距主要决定于飞机质量中心距地面的高度 h 。

? 是侧向的摩擦系数,在选定轮距时,可以取 ? =0.85。
对于重型飞机,需采用多支点的起落架或在同一支柱下面安排多轮小车式的起落架。对于 小车式起落架,在进行参数选择时,按支柱转轴的位置来定。机轮的数目根据其所需适用的跑 道等级而定,机轮数目多,每个机轮承受的载荷降低,使飞机能在等级较低的机场起落。轮胎
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的规格尺寸和压力,也与所使用的机场跑道等级有关,具体数据可以从轮胎产品目录中查找。

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