2012-飞机总体设计4第四讲总体布局设计part

1、 飞机系航空科学与工程学院飞机总体设计第四讲 飞机总体布局设计（第二部分）1第四讲 飞机总体布局设计 4.1 飞机型式的含义与内容 4.2 飞机配平形式选择4.3 隐身对布局设计的影响4.4 机翼参数选择4.5 尾翼布置及参数选择24.4 机翼参数选择4.4.1 翼型选择4.4.2 机翼外形设计 4.4.3 边条 4.4.4 机翼的增升装置和副翼 3翼型是构成翼面的重要部分，直接影响到飞机的性能和飞行品质选择翼型时不仅要满足气动要求，还须兼顾结构、强度及工艺的需要4.4.1 翼型选择4 翼型的参数中弧线 基本厚度分布 弦长b 最大弯度f相对弯度f/b 最大厚度c相对厚度c/b 最大厚度的 相对

2、位置Xc/b 前缘半径r 后缘角4.4.1 翼型选择5参数对翼型气动特性的影响前缘半径前缘半径小，前缘在小迎角时就开始分离，随迎角增加再附着，前缘半径越小越易分离，最大升力系数小，但波阻也小适于超音速飞机前缘半径大，圆前缘翼型从后缘开始失速，随迎角增加分离前移，失速迎角大，最大升力系数大，但波阻也大适于亚音速飞机4.4.1 翼型选择64.4.1 翼型选择参数对翼型气动特性的影响相对厚度直接影响飞机的阻力（特别是波阻）、最大升力系数、失速特性和结构重量。相对厚度对亚音速阻力影响不大，而超音速时波阻增加约与 的平方成正比 。超音速战斗机的 一般在4%6%，如太小则影响结构高度与机翼的可用容积；最大

3、厚度位置在40%-45%，有利减阻74.4.1 翼型选择参数对翼型气动特性的影响相对厚度随着翼型相对厚度增加，最大升力系数先增大，然后减小。对于每一种翼型，有一个最佳的相对厚度，范围大约为10%14%，亚音速飞机翼型的相对厚度多在此范围内。超临界翼型有助于 推迟激波的形成， 并减小给定相对 厚度翼型的阻力相对厚度经验曲线 84.4.1 翼型选择参数对翼型气动特性的影响相对弯度弯度的确定通常是保证翼型在正常的巡航速度飞行时处于设计升力系数状态。设计升力系数指的是具有最小阻力时的升力系数。对于任何一种翼型，在其设计升力系数附近，有最有利的压力分布，阻力最小，升阻比最大对于低速飞机，巡航速度比较小，

4、所需的升力系数要大，应当采用相对弯度较大的翼型，对于高速飞机则应选取相对弯度较小的翼型或无弯度的对称翼型。平尾、立尾等翼面需要在正负迎角、正负侧滑角下工作，因此这些翼面都要采用对称翼型94.4.1 翼型选择高速战斗机的方案设计初期不必花太多的时间去精选合适的翼型，经常是利用已有气动试验数据的翼型，从中选择比较合适的，如NACA64A或65A的对称翼型，确定好相对厚度；而前缘半径、弯度和扭转，则可在详细设计时根据不同的任务要求和机翼平面形状再进行精修设计大展弦比、小后掠的亚音速运输机一般采用自己设计的超临界翼型，如美国的NASA SC(2)-0614，西工大的跨音速飞机用的NPU-S73613还

5、需注意翼型的配置，翼尖用失速性能好的翼型，翼根则用升阻比高、相对厚度大的翼型104.4.2 机翼外形设计机翼设计的依据满足设计要求的飞机性能为主要依据，即应保证在起飞、着陆和空中机动状态下有尽可能大的升力及高的升阻比；在巡航状态和大速度下有尽可能小的气动阻力；在全包线范围内有良好的纵向及横侧向的操纵安定特性，特别是在低速时要有线性的俯仰力矩特性、较高的副翼效率及横向特性。满足强度和气动弹性要求，使机翼具有足够的结构刚度和较轻的结构重量及较大的颤振速度。11机翼几何形状定义 S 机翼参考面积 ； l 机翼展长； b0 翼根弦长； b1 翼尖弦长 ； 机翼展弦比 ； 机翼前缘后掠角； 根梢比（梯形

6、比）; 翼型相对厚度; 扭转角 4.4.2 机翼外形设计12机翼几何形状定义 美英等国的表示符号 s b c根 c尖 A； LE 尖削比（梢根比）=1/ t/c; S 机翼参考面积 ； l 机翼展长； b0 翼根弦长； b1 翼尖弦长 ； 机翼展弦比 ； 机翼前缘后掠角； 根梢比（梯形比）; 翼型相对厚度; 扭转角 4.4.2 机翼外形设计13机翼的平均气动弦翼型在亚音速流中的俯仰力矩数据通常相对于1/4弦点给出。翼型绕该点的俯仰力矩随着迎角的变化基本为一常数，该点即为翼型的“气动中心”完整梯形机翼的气动中心落在“平均气动弦”上，其位置如右图确定： =(2/3)C根（1+2 ）/（1+） =（

7、b/6）(1+2)/(1+)典型的气动中心=0.25 亚音速 =0.4 超音速4.4.2 机翼外形设计14主要参数选取展弦比 展弦比越大，即翼展长，翼尖效应（翼尖处下面高压气流流向上翼面，减小了翼尖附近的升力）对机翼影响区比例越小，其升力线斜率即升阻比都较大由于翼尖涡减小了翼尖处的有效迎角，所以小展弦比机翼的失速迎角大4.4.2 机翼外形设计15主要参数选取展弦比 大型民用旅客机和军用运输机为提高升阻比，减小升致阻力，展弦比选在10左右战斗机着眼于高机动性和减少超声速阻力，展弦比一般选2.04.04.4.2 机翼外形设计164.4.2 机翼外形设计主要参数选取后掠角 增加后掠角，可以提高临界M

8、a数，延缓激波的产生，这是高亚音速飞机采用后掠角的根本原因。后掠角增加，可以降低气动阻力，但同时会使机翼结构重量增大，选择后掠角时应避开音速前缘，采用亚音速或超音速前缘 亚音速前缘的后掠机翼令 n= tg(r) /tg(u)n1 为超音速前缘 r :机翼前缘半顶角 :扰动锥半顶角 174.4.2 机翼外形设计主要参数选取后掠角 当飞行Ma2时，如果采用亚音速前缘，则后掠角可能很大，这样会引起机翼结构重量过份增大，同时翼梢分离更为严重。这时应当避开音速前缘，采用超音速前缘。选取前缘后掠角的经验曲线184.4.2 机翼外形设计主要参数选取根梢比 根梢比影响机翼的升力沿展向分布的规律，大部分低速平直

9、机翼的根梢比在22.5，后掠机翼的根梢比多在26范围内除三角翼外，一般根梢比小于5，以避免翼尖失速194.4.2 机翼外形设计主要参数选取其他参数 扭转角机翼扭转可以防止翼尖失速，改善升力分布，减小升致阻力，改善巡航特性。一般翼根、翼尖的相对扭转角为3左右。安装角机翼相对于机身的偏角工程上常常给出翼根和翼尖处的安装角，并将两者之间的差值定义为扭转对多数初始设计，可假定通用航空飞机和自制飞机的安装角约2 ，运输机约1 ，军用飞机约为零度204.4.2 机翼外形设计主要参数选取其他参数 上（下）反角上反角可提供横向安定效应，下反角减少横向安定效应对于后掠机翼，为防止过大的横向安定性，大后掠时一般选

10、12下反角。粗略地说，10 的后掠角可提供大约1 的有效上反214.4.2 机翼外形设计机翼相对机身的垂直位置 三种形式：上单翼、中单翼、下单翼224.4.2 机翼外形设计机翼相对机身的垂直位置气动干扰问题 中单翼的气动干扰阻力最小，下单翼的干扰阻力最大。如果下单翼布局采用整流蒙皮，则可以大大降低气动干扰。中单翼对飞机的横滚力矩特性影响不大，上单翼使系数变大，其效果相当于机翼具有较大的上反角，下单翼正好相反。234.4.2 机翼外形设计机翼相对机身的垂直位置上单翼结构布置 机身更加接近地面，这对运输机来说是很明显的优点，因为这简化了装卸货物的过程 应急着陆时，机翼不能对机身起到保护作用，水上迫

11、降时，机身在水面下，应急疏散旅客困难机翼可以贯穿机身，机翼的升力自身可以平衡，减轻了飞机的结构重量由于机翼的位置很高，无法装起落架，起落架只能装到机身上，这时，起落架 难以保证滑跑的稳定性，因为起落架的轮距不容易保证在滑跑时的侧向稳定性很好。一些上单翼飞机往往采用下反来减少滑跑时的过分稳定 244.4.2 机翼外形设计机翼相对机身的垂直位置中单翼结构布置中单翼主要的不足是结构上的。对上单翼和下单翼布局来说，机翼可以贯穿机身，这种安排不会影响内部装载的布置，而中单翼会受到机身内部装载布置的强烈影响中单翼布局通常采用环形加强隔框来传递机翼的载荷，或采用折梁，修形的方式穿过机身，这样可能会增加机翼的

12、结构重量25机翼相对机身的垂直位置下单翼结构布置有利于起落架的设计，起落架可以直接收回机翼中。对双螺旋桨发动机来说，起落架可方便的收回到发动机短舱。但需考虑发动机和螺旋桨桨叶的离地高度，会造成起落架长度增加，重量增大。 为了增加侧向稳定性，机翼需要上反。 下单翼在应急着陆时对机身起到保护作用；水上迫降时，机身在水面上，应急疏散旅客比较方便。 机翼可以贯穿机身，降低飞机的结构重量。 机身离地高度较大，装卸货物不便。 4.4.2 机翼外形设计264.4.2 机翼外形设计选择上下位置时，必须认真分析不同布局的特点，结合飞机的设计要求才能确定。一般来说，轻型飞机采用下单翼，军用战斗机采用中单翼，军用运

13、输机采用上单翼，旅客机采用下单翼274.4.2 机翼外形设计机翼的纵向位置需要根据飞机的重心和飞机的稳定性操纵性的指标来确定尾翼在后的稳定飞机，机翼的最初位置应使飞机重心位于30% MAC处；考虑机身和尾翼的影响后，重心应大致在25% MAC处有后尾翼的不稳定飞机，机翼位置取决于所选择的不稳定水平，通常应使重心位于MAC的40%处对于鸭式飞机，由于鸭翼下洗对机翼的影响，这些经验法则很不可靠。对于带有计算飞控系统的操纵型鸭翼(即不稳定飞机)，机翼最初应布置在使飞机重心位于机翼MAC大约1520%处284.4.3 边条“边条”是前缘尖锐，后掠角很大（达60以上）的涡流控制面边条翼在大迎角飞行时产生

14、脱体涡，本身具有涡升力，同时还控制和改善机翼的外翼气流分离，提高机翼的升力294.4.3 边条边条的涡升力容易引起俯仰力矩发生上仰。随着主动控制技术的发展，采用放宽静稳定性可以有效解决纵向力矩不稳定的问题。304.4.4 机翼的增升装置和副翼增升装置的作用与类型作用主要是增加翼型的相对弯度和面积，并对附面层进行控制，延迟翼面上的气流分离，目的都是增加飞机升力，改善起降性能一般分为后缘襟翼 和前缘襟翼右图中各种后缘 襟翼的增升作用 逐渐增加，但结 构复杂性也增加(a)开裂式襟翼 (b)简单襟翼 (c)开缝襟翼 (d)后退开裂式襟翼 (e)单缝后退襟翼 (f)多缝后退襟翼314.4.4 机翼的增升

15、装置和副翼增升装置的作用与类型（续）前缘襟翼包括前缘缝翼、克鲁格襟翼和可偏转的机翼前缘（机动襟翼） 1没有增升装置的机翼 2具有前缘缝翼的机翼 3具有普通襟片的机翼 4具有滑动式多开缝襟翼的机翼 5同4,增加克鲁格前缘襟翼 6同4,增加前缘缝翼不同型式机翼增升装置的升力增量迎角曲线（以教材图3.25为准）324.4.4 机翼的增升装置和副翼襟翼参数选取后缘襟翼的升力增量CL与其面积、偏度、后退襟翼的后退量、带缝襟翼的缝隙形式有关后缘襟翼面积相对机翼面积一般在10%15%；襟翼的展长受副翼位置的限制，一般不能超过机翼展长的60%；为了增加面积，只能增加弦长：开裂式襟翼相对弦长在25% 左右简单襟

16、翼30%后退襟翼及单缝襟翼在2535%;若采用襟副翼，其相对展长可达70%80%，相对弦长在20%左右。334.4.4 机翼的增升装置和副翼襟翼参数选取（续）后缘襟翼的偏角因襟翼形式不同而不同，一般情况下：一般无缝襟翼偏度应小于25单缝襟翼偏度在3035双缝襟翼偏度可达4050开裂襟翼可达60。简单襟翼用于起降和 巡航状态增升，单、 双缝襟翼仅用于起降 增升。 344.4.4 机翼的增升装置和副翼襟翼参数选取（续）若前缘襟翼展长在0.8翼展范围，可分内、外两段前缘襟翼根弦在15%20%，翼尖弦在20%30%（相对当地机翼弦长）襟翼顺气流偏角一般不超过30：一般在起飞着陆时，前缘偏10，后缘偏3

17、0左右；巡航状态前、后缘偏5左右；大机动时前缘偏2530，后缘偏510。35副翼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，保证满足飞机对横向操纵性的要求。4.4.4 机翼的增升装置和副翼36副翼的初步参数选取副翼面积相对机翼面积一般在5%7%；副翼相对弦长约为20%25%；如采用襟副翼，即后缘 襟翼与副翼合成一块， 其相对展长可达 60%80%。一般副翼偏角a 不超过25。4.4.4 机翼的增升装置和副翼副翼选取曲线范围37尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，是飞机纵向和侧向上的平衡、稳定及操纵机构。尾翼设计的成败，直接关系到飞机的稳定性和操纵性，同时在一定程度上影响飞机的飞行性能

18、，如速度、升限等，所以尾翼是根据飞机的操纵 、稳定性要求进行设计的。4.5 尾翼布置及参数选择384.5.1 尾翼的布置后置尾翼变化情况394.5.1 尾翼的布置常规型尾翼通常可在重量最轻的情况，提供足够的稳定性和操纵性T型比常规型重得多，因为尾翼必须加强，以支撑平尾由于存在端板效应，T型的垂尾可以较小T型把平尾抬高，避开了机翼尾流和螺旋桨滑流，使其效率提高，从而减小平尾尺寸T型减小了平尾颤振，从而减轻了结构和飞行员的疲劳十字型是介于上述二者之间的这种方案：既避免喷流对平尾或方向舵的干扰，又减小重量代价；但无法利用端板效应来减小尾翼的面积404.5.1 尾翼的布置双立尾可以把方向舵设置得离开飞

19、机中心线，通常比具有同等面积的单垂尾重，但往往更有效，也直接减少了所需的高度在大迎角下，双立尾可能被机翼或前机身挡住双立尾外倾对隐身有较大好处，一般外倾角在1525之间V型尾翼是为了减小浸湿面积，与常规平尾和垂尾上对应的力是V型尾翼上的力在水平和垂直方向的投影NACA研究表明，要获得满意的操稳性，V尾的尺寸需增大到其面积大约与所需的平尾和垂尾分开时的面积的总和相等，且操纵动作复杂，不过干扰阻力可以较低414.5.1 尾翼的布置平尾位置对失速特性的影响失速时，如果尾翼位于机翼尾流区，它将失去操纵能力，并进一步加剧上仰一般尾力臂短的飞机，平尾都布置在机翼弦平面翼以下，或在机翼弦平面上但带有上反角4

20、24.5.1 尾翼的布置为改出尾旋的尾翼布置尾旋时，飞机基本上是垂直下落，同时导致绕一垂直轴旋转，此时必须制止旋转并减小侧滑角，从而要求有足够的方向舵操作大迎角下，平尾失速，产生紊流尾迹，并以大约45 的角度向上扩展。作为经验法则，方向舵至少应有三分之一必须在尾迹之外434.5.1 尾翼的布置为改出尾旋的尾翼布置（续）将平尾上移也也可减小平尾尾迹对方向舵的影响，但需要提防上仰背鳍因产生一个附着于垂尾上的涡而改善了大侧滑角下的尾翼效率，这可防止在尾旋中所遇到的那种大侧滑角，并在尾旋中增大方向舵操纵腹鳍可以防止大侧滑角，且不会被机翼尾迹淹没，还用于避免高速飞行中的航向不稳定性 444.5.2 尾翼

21、的布置F/A-18E尾翼的错开J-10的双腹鳍454.5.2 尾翼参数选择初步选择通常是参照同类飞机的统计资料选择适当的尾容量 平尾LHT（Lh）-尾力臂SHT-平尾面积 鸭翼全面积外露面积Cw（bA） -机翼平均气动弦长Sw-机翼全面积464.5.2 尾翼参数选择初步选择通常是参照同类飞机的统计资料选择适当的尾容量 立尾LVT(Lv) -尾力臂SVT-立尾面积，双立尾面积为二者之和bw（l） -机翼翼展Sw-机翼全面积47根据尾容量系数和尾力臂的值可以计算尾翼面积尾容量系数的统计值典型值平尾CHT垂尾CVT喷气教练机0.700.06喷气战斗机0.400.07军用运输机轰炸机1.000.08喷

22、气运输机1.000.094.5.2 尾翼参数选择48尾容量系数的修正对于全动尾翼，尾容量系数可减小1015%对T型尾翼，立尾尾容量系数由于端板效应可减小约5%，而平尾尾容量系数由于处于无扰动气流中可减小5%H型尾翼（A-10）的平尾尾容量系数可减小5%尾力臂可以用机身长度的百分数来作初步的估算对于发动机装在机翼上的飞机，尾翼力臂约为机身长度的5055%对于发动机安装在后部的飞机，尾翼力臂约为机身长度的 4550%对采用主动控制技术的飞机，可将根据统计值算出的尾翼面积减小大约10%4.5.2 尾翼参数选择49对于V型尾翼的飞机，首先分别估算所需的水平和垂直尾翼尺寸，然后计算V型尾翼的总面积以提供与常规尾翼需要相同的面积；V型尾翼的上反角应调整到所需的垂尾和平尾面积之比的平方根的反正切，该角度应接近454.5.2 尾翼参数选择50鸭式布局飞机的鸭翼尺寸对操纵型鸭翼的鸭式布局，机翼提供大部分的升力，而鸭翼主要用于操纵。根据现有的该类飞机数据，平尾尾容量系数约为0.1，尾力臂的变化范围大约为机身长度的3550%对升力型鸭翼的鸭式布局，鸭翼和机翼一起产生升力，此时尾容量系数法不适用，应按照所需的总机翼面积进行分配，通常是鸭翼占25%，机翼