第三章飞机总体参数详细设计(部件设计) 31设计的任务和步骤 311飞机总体参数详细设计的最优化准则 本章将说明飞机各个部件,比如机翼、机身、尾翼、动力装置、操纵系统和起落架装置的总 体设计特点。设计的主要任务是保证飞机总体参数的最优化。由复杂系统的设计理论可知,在一般 情况下,由局部最优的子系统组成的系统并不是最优的,然而局部的最优化还是有意义的。第 如果各个部件的参数不是互为函数,那么,部件的最优化与整个系统的最优化是一致的:第二,在 一些情况下,总体的最优化是不可能或者是很困难的,由于它的数学模型太复杂,或者是不确定的。 那么,系统就只好按各部件最优化,希望结果距离总体最优不远:第三,如果对部件和对系统总体 的最优化准则是统一的,或者部件的准则是总体最优化准则的一部分,而这一部分能很好地反应部 件的独立参数的变化,则部件最优化也是有意义的。 例如,对于整个飞机的最优化准则是使飞机起飞总重量最小。对于飞机各部件,例如机翼, 最优化准则也可以是以下形式的准则: Wwing=Amking-B(L/D)wing+CS-DmT 其中mi-机翼重量:(L/),im-机翼升阻比:S一机翼面积:mr一分布在机翼内的燃油重量。A、B、 C和D是根据所设计飞机而异的系数,它们反映了飞机的战术技术要求和使用技术要求(航程、巡 航速度、着陆时的下滑速度、有效载重和装备的多少等)。 这样的评价单独飞机部件最优化的准则形式简单,不要求有整个飞机的优化数学模型,也不 要求采用考虑这个部件内部各参量更复杂的数学模型,只需考虑决定它的外部形状的参数变化。准 则的内容应指明为完善这一部件,今后的工作的合理方向,也允许对各部件之间的相互影响进行估 算 312飞机总体参数详细设计(部件设计)的主要任务 在飞机部件的设计过程中,要解决以下的问题 (1)选择主要参数和几何尺寸的最优值 (2)选择最优形状、最优外形 (3)选择飞机部件的最优结构受力形式,满足强度、刚度等要求并使重量最轻 (4)选择最优材料和工艺过程,使在成批生产中保证外形和表面质量的条件下使飞机部件生产 成本最低; (5)保证飞机部件使用维护方便,在飞机部件重要结构和设备的检査和修理时,有自由接近的 和进行必需的测量调整工作的可能性 在第二章中已经说明了确定下列飞机主要参数的方法:翼载荷W/S、推重比T/W、机翼面积S 和发动机的总起飞推力P。和求飞机起飞重量Wm的第一次近似值的方法。根据这些参数值和规定的 战术(使用)技术性能来选择飞机部件的主要参数和几何尺寸并使它们最优化
50 第三章 飞机总体参数详细设计（部件设计） 3.1 设计的任务和步骤 3.1.1 飞机总体参数详细设计的最优化准则 本章将说明飞机各个部件，比如机翼、机身、尾翼、动力装置、操纵系统和起落架装置的总 体设计特点。设计的主要任务是保证飞机总体参数的最优化。由复杂系统的设计理论可知，在一般 情况下，由局部最优的子系统组成的系统并不是最优的，然而局部的最优化还是有意义的。第一， 如果各个部件的参数不是互为函数，那么，部件的最优化与整个系统的最优化是一致的；第二，在 一些情况下，总体的最优化是不可能或者是很困难的，由于它的数学模型太复杂，或者是不确定的。 那么，系统就只好按各部件最优化，希望结果距离总体最优不远；第三，如果对部件和对系统总体 的最优化准则是统一的，或者部件的准则是总体最优化准则的一部分，而这一部分能很好地反应部 件的独立参数的变化，则部件最优化也是有意义的。 例如，对于整个飞机的最优化准则是使飞机起飞总重量最小。对于飞机各部件，例如机翼， 最优化准则也可以是以下形式的准则: Wwing=Amwing-B(L/D)wing+CS-Dm T , 其中 mwing－机翼重量；(L/D)wing－机翼升阻比；S－机翼面积；m T －分布在机翼内的燃油重量。A、B、 C 和 D 是根据所设计飞机而异的系数，它们反映了飞机的战术技术要求和使用技术要求（航程、巡 航速度、着陆时的下滑速度、有效载重和装备的多少等）。 这样的评价单独飞机部件最优化的准则形式简单，不要求有整个飞机的优化数学模型，也不 要求采用考虑这个部件内部各参量更复杂的数学模型，只需考虑决定它的外部形状的参数变化。准 则的内容应指明为完善这一部件，今后的工作的合理方向，也允许对各部件之间的相互影响进行估 算。 3.1.2 飞机总体参数详细设计（部件设计）的主要任务 在飞机部件的设计过程中，要解决以下的问题： （1） 选择主要参数和几何尺寸的最优值； （2） 选择最优形状、最优外形； （3） 选择飞机部件的最优结构受力形式，满足强度、刚度等要求并使重量最轻； （4） 选择最优材料和工艺过程，使在成批生产中保证外形和表面质量的条件下使飞机部件生产 成本最低； （5） 保证飞机部件使用维护方便，在飞机部件重要结构和设备的检查和修理时，有自由接近的 和进行必需的测量调整工作的可能性。 在第二章中已经说明了确定下列飞机主要参数的方法：翼载荷 W/S、推重比 T/W、机翼面积 S 和发动机的总起飞推力 P 0和求飞机起飞重量 WTO的第一次近似值的方法。根据这些参数值和规定的 战术（使用）技术性能来选择飞机部件的主要参数和几何尺寸并使它们最优化：
对于机翼:展弦比A、后掠角A、根梢比λ、机翼根部和尖部翼型的相对厚度/c、上 反角rw,几何扭转及气动扭转和增升装置选择 对于机身:最大横截面积SM、长细比1/d、机身长度l、机身头部和尾部的长细比 对于尾翼:尾翼的水平力臂和垂直力臂(L,L)、尾翼的面积Sm和Sr、舵面面积S和 Snc、根梢比λm和λ、展弦比Am和An 对于起落架和动力装置:起落架支柱和机轮尺寸、进气口和尾喷口的尺寸、发动机吊舱或 起落架整流舱的最大截面积等 选择了这些参数和尺寸后就可以详细地确定飞机起飞重量的第二次近似值,并且用来修正飞 机的主要参数和机翼、机身、尾翼以及飞机的其它部件的主要参数和尺寸 飞机部件(最优)形状的选择与以下的参数的选择有关: 机翼和尾翼的翼型及其沿翼展方向的布置规律; 机翼和尾翼相对于机身的位置,水平尾翼(HT)和垂直尾翼(ⅥT)的相对位置; 机身的横截面和机身头部与尾部的外形 起落架的位置,起落架收入机翼或机身内的可能性(以及有没有设专门的整流罩的要求) 发动机进气口、短舱、安装这些短舱的吊挂,以及喷口装置的形状。 在进行形状选择时,有必要使各部件之间保持协调,以减小由于这些部件间的互相影响而引 起对气流统一流线特性的干扰。这里指出的是岀现不利干扰的可能性(使Co增加),当然反过来 也有产生有利干扰的可能性(例如,运用“面积律”或者在超音速飞行中进气口前产生附加的“激 波 选定了形状之后,飞机和它的部件的外形即可依据解析几何、计算几何或计算机辅助设计CAD 中提供的数学方法得出 选择飞机部件的(最优)结构受力形式,选择材料和可能的工艺过程需运用航空院校学生在 机械设计》、《结构力学》、《飞机制造工艺学》和《材料力学》等课程中学习的内容。 随着航空技术的发展,飞行速度和速压的增大,把飞机的使用期限增加到30,000、-40,000 乃至60,000飞行小时的必要性,都使得保证飞行中结构的静态和动态稳定性、结构的疲劳强度(包 括在气动加热条件下和材料腐蚀条件下)、结构的声振强度(来自发动机和环绕飞机的紊流的噪声) 等问题尖锐化了。所有这些问题不但对部件的形状,而且对结构受力形式都要提出相互矛盾的要求 (例如为了提高疲劳强度,要降低许用拉伸应力水平)。这就决定了飞机各部件设计过程的迭代性 在用计算的方法审查,确认它们已经满足上述矛盾的要求之后,并检查它们和飞机其它部件的相互 协调关系,通过上述的迭代,该部件的形状、外形、尺寸和结构受力形式才能明确地规定下来,而 且这个过程要重复进行,直到得出(最优)结果为止 313飞机部件设计的步骤 下面给出对飞机各个部件的主要型式、尺寸、形状的选择步骤:这些部件的其它性能的选择 (结构的、强度的和工艺的等)在专门的教材里进行研究。 (1)总体布局的选择: ·常规布局(指尾翼在机身后段) ·无尾式布局(指没有水平尾翼和鸭翼) 鸭式布局 翼面布局 (2)机身方案的选择 ·乘员、旅客、行李、燃油、货物和其他有效载重的安排
51 ——对于机翼：展弦比 A、后掠角 Λ 、根梢比λ、机翼根部和尖部翼型的相对厚度t / c 、上 反角Γ w，几何扭转及气动扭转和增升装置选择； ——对于机身：最大横截面积 M f S ⋅ 、长细比 l/d、机身长度 f l 、机身头部和尾部的长细比； ——对于尾翼：尾翼的水平力臂和垂直力臂（LH T,LVT）、尾翼的面积 SHT和 SVT、舵面面积 SHC和 SVC、根梢比λHT和λVT、展弦比 AHT和 AVT； ——对于起落架和动力装置：起落架支柱和机轮尺寸、进气口和尾喷口的尺寸、发动机吊舱或 起落架整流舱的最大截面积等。 选择了这些参数和尺寸后就可以详细地确定飞机起飞重量的第二次近似值，并且用来修正飞 机的主要参数和机翼、机身、尾翼以及飞机的其它部件的主要参数和尺寸。 飞机部件（最优）形状的选择与以下的参数的选择有关： ——机翼和尾翼的翼型及其沿翼展方向的布置规律； ——机翼和尾翼相对于机身的位置，水平尾翼（HT）和垂直尾翼（VT）的相对位置； ——机身的横截面和机身头部与尾部的外形； ——起落架的位置，起落架收入机翼或机身内的可能性（以及有没有设专门的整流罩的要求）； ——发动机进气口、短舱、安装这些短舱的吊挂，以及喷口装置的形状。 在进行形状选择时，有必要使各部件之间保持协调，以减小由于这些部件间的互相影响而引 起对气流统一流线特性的干扰。这里指出的是出现不利干扰的可能性（使 CD0增加），当然反过来， 也有产生有利干扰的可能性（例如，运用“面积律”或者在超音速飞行中进气口前产生附加的“激 波”）。 选定了形状之后，飞机和它的部件的外形即可依据解析几何、计算几何或计算机辅助设计 CAD 中提供的数学方法得出。 选择飞机部件的（最优）结构受力形式，选择材料和可能的工艺过程需运用航空院校学生在 《机械设计》、《结构力学》、《飞机制造工艺学》和《材料力学》等课程中学习的内容。 随着航空技术的发展，飞行速度和速压的增大，把飞机的使用期限增加到 30，000、40，000 乃至 60，000 飞行小时的必要性，都使得保证飞行中结构的静态和动态稳定性、结构的疲劳强度（包 括在气动加热条件下和材料腐蚀条件下）、结构的声振强度（来自发动机和环绕飞机的紊流的噪声） 等问题尖锐化了。所有这些问题不但对部件的形状，而且对结构受力形式都要提出相互矛盾的要求 （例如为了提高疲劳强度，要降低许用拉伸应力水平）。这就决定了飞机各部件设计过程的迭代性： 在用计算的方法审查，确认它们已经满足上述矛盾的要求之后，并检查它们和飞机其它部件的相互 协调关系，通过上述的迭代，该部件的形状、外形、尺寸和结构受力形式才能明确地规定下来，而 且这个过程要重复进行，直到得出（最优）结果为止。 3.1.3 飞机部件设计的步骤 下面给出对飞机各个部件的主要型式、尺寸、形状的选择步骤；这些部件的其它性能的选择 （结构的、强度的和工艺的等）在专门的教材里进行研究。 （1） 总体布局的选择： ·常规布局（指尾翼在机身后段） ·无尾式布局（指没有水平尾翼和鸭翼） ·鸭式布局 ·三翼面布局 （2） 机身方案的选择 ·乘员、旅客、行李、燃油、货物和其他有效载重的安排
·座舱或飞行仪表板的设计 ·机身内部设计 窗户、门和紧急出口的设计 燃油、行李和货物的容积检查 武器和储备的安排 加载和卸载的通道 ·维修和保养的通道 (3)推进装置类型的选择 增压式或非增压式活塞式发动机或者螺旋桨 涡轮螺旋桨 ·桨扇 涡轮喷气或涡轮风扇 冲压喷气或火箭 ·电机(太阳能、微波和电池等) (4)发动机或螺旋桨数目的选择 (5)推进装置的布置 推进器:推进或拉进 发动机埋在机身内部或机翼里 发动机舱在机身上或机翼上 发动机和发动机舱的布置 (6)机翼和尾翼(尾翼或鸭翼)的设计参数选择 ·机翼面积 展弦比 后掠角(固定翼或可变后掠翼) ·相对厚度 翼型类型 根梢比 舵面的尺寸和布置 安装角(固定翼或可变后掠翼) ·上反角 (7)增升装置的类型、尺寸和布置的选择 ·机械式襟翼 后缘或前缘增升装置 (8)起落架类型和布置的选择 固定式或可收放 后三点式、前三点式或自行车式 支柱和轮胎的数目 机轮收放位置 起落架收起的可行性 (9)飞机上使用的各主要系统的选择 飞控系统,主系统和备用系统 辅助动力装置 燃油系统 ·液压系统
52 ·座舱或飞行仪表板的设计 ·机身内部设计 ·窗户、门和紧急出口的设计 ·燃油、行李和货物的容积检查 ·武器和储备的安排 ·加载和卸载的通道 ·维修和保养的通道 （3） 推进装置类型的选择 ·增压式或非增压式活塞式发动机或者螺旋桨 ·涡轮螺旋桨 ·桨扇 ·涡轮喷气或涡轮风扇 ·冲压喷气或火箭 ·电机（太阳能、微波和电池等） （4） 发动机或螺旋桨数目的选择 （5） 推进装置的布置 ·推进器：推进或拉进 ·发动机埋在机身内部或机翼里 ·发动机舱在机身上或机翼上 ·发动机和发动机舱的布置 （6） 机翼和尾翼（尾翼或鸭翼）的设计参数选择 ·机翼面积 ·展弦比 ·后掠角（固定翼或可变后掠翼） ·相对厚度 ·翼型类型 ·根梢比 ·舵面的尺寸和布置 ·安装角（固定翼或可变后掠翼） ·上反角 （7） 增升装置的类型、尺寸和布置的选择 ·机械式襟翼 ·后缘或前缘增升装置 （8） 起落架类型和布置的选择 ·固定式或可收放 ·后三点式、前三点式或自行车式 ·支柱和轮胎的数目 ·机轮收放位置 ·起落架收起的可行性 （9） 飞机上使用的各主要系统的选择 ·飞控系统，主系统和备用系统 ·辅助动力装置 ·燃油系统 ·液压系统
·冷气系统 ·电气系统 ·供氧系统 环境控制系统 防冰、除冰系统 ·喷洒系统(指农用飞机) ·导航系统 电传控制系统 (10)结构布置、结构类型和生产细目的选择 ·金属、复合材料 主要飞机部件的结构布置 起落架结构 生产和制造的流程 (11)确定研究、发展、制造和使用的费用 ·潜在利润的估算(民用飞机) 任务效能的估算(军用飞机) 全寿命周期费用估算(包括民机和军机) 1~11项的排列次序与其重要性无关。而且布局设计是一个反复的过程,并不能一次完成 在布局设计的早期阶段,一架飞机全寿命周期费用的90%是不能变更的:有很多种不同的设计 思路都可以得到一个令人满意的设计。完全有可能发现不止一种有时相差还很大的布局设计 都能满足给定的使用要求。 32机翼设计 本节给出了确定以下表征机翼平面特征参数的具体方法 (1)机翼面积,S (2)展弦比,A (3)后掠角,A (4)相对厚度,t/c (5)翼型 (6)根梢比,λ (7)安装角,i和扭转角,E (8)上反角,r (9)横向操纵面尺寸与布局 机翼平面外形的第一条在初始参数设计过程中确定,而第三条至第九条尚待确定。 以下是机翼平面设计和横向操纵面形状位置设计的过程。(具体参数计算方法将在以下各节中 介绍) 第1步:考虑对机翼布局起主要影响的因素,确定布局是下列形式之一: (1)常规布局(指尾翼后置) (4)鸭翼 (2)飞翼(指无平尾或鸭翼) (5)三翼面 (3)串列式机翼 (6)连接式机翼 第2步:确定机翼总的结构布局 结构布局在以下两者之间选择 (1)悬臂式机翼(2)支撑式机翼
53 ·冷气系统 ·电气系统 ·供氧系统 ·环境控制系统 ·防冰、除冰系统 ·喷洒系统（指农用飞机） ·导航系统 ·电传控制系统 （10） 结构布置、结构类型和生产细目的选择 ·金属、复合材料 ·主要飞机部件的结构布置 ·起落架结构 ·生产和制造的流程 （11） 确定研究、发展、制造和使用的费用 ·潜在利润的估算（民用飞机） ·任务效能的估算（军用飞机） ·全寿命周期费用估算（包括民机和军机） 1～11 项的排列次序与其重要性无关。而且布局设计是一个反复的过程，并不能一次完成； 在布局设计的早期阶段，一架飞机全寿命周期费用的 90%是不能变更的；有很多种不同的设计 思路都可以得到一个令人满意的设计。完全有可能发现不止一种有时相差还很大的布局设计 都能满足给定的使用要求。 3.2 机翼设计 本节给出了确定以下表征机翼平面特征参数的具体方法。 （1） 机翼面积，S （2） 展弦比，A （3） 后掠角，Λ （4） 相对厚度，t/c （5） 翼型 （6） 根梢比，λ （7） 安装角,iw和扭转角,εt （8） 上反角，Γw （9） 横向操纵面尺寸与布局 机翼平面外形的第一条在初始参数设计过程中确定，而第三条至第九条尚待确定。 以下是机翼平面设计和横向操纵面形状位置设计的过程。（具体参数计算方法将在以下各节中 介绍） 第 1 步： 考虑对机翼布局起主要影响的因素，确定布局是下列形式之一： （1）常规布局（指尾翼后置） （4）鸭翼 （2）飞翼（指无平尾或鸭翼） （5）三翼面 （3）串列式机翼 （6）连接式机翼 第 2 步： 确定机翼总的结构布局 结构布局在以下两者之间选择： （1）悬臂式机翼 （2）支撑式机翼
参考各类已有飞机的参数,建立基本的选择思路。读者可能注意到支撑式主要用在低速飞机上 原因是:权衡干扰阻力增加和机翼重量,可认为支撑式布局适合于速度在220km/h以下的飞机 第3步:机翼/机身总体布置的确定 布置在以下三者之间选择 (1)上单翼(2)中单翼(3)下单翼 下面这些机翼/机身布局的比较只有在其它条件均相同时才是正确的。数字1表示‘首选’,数 字3表示‘最不合适’。 上单翼 中单翼 下单翼 干扰阻力 横向稳定性 211 座舱视界* 1222 3331 起落架重量 *表示在很大程度上取决于机翼通过机身的位置 **表示如果起落架收入机身内,那么起落架重量将不再是一个必需的因素。在这种情况下,起落架经 常需要减震器外形整流,而这又会引起附加阻力。 第4步:选择机翼1/4弦线后掠角和机翼相对厚度 后掠角的类型有以下几种: (1)零度后掠或平直翼 (2)后掠(也叫正后掠) (3)前掠(也叫负后掠) (4)变后掠(对称变后掠) (5)斜掠(不对称变后掠) 类型4和5只有在兼顾超音速和亚音速巡航或高机动任务时才适用,如果还要求短距起降,变 后掠和斜掠这两种类型的机翼就比较合适。但使用这两种机翼将付出很大的重量代价 对大多数飞机来说后掠角的选择可参考各类已有飞机的选择思路,相对厚度的选择也同样 在总体参数的详细设计中计算阻力极曲线时,读者将发现后掠角和相对厚度的选择对阻力增 长特性有很大的影响。对一架有高亚音速巡航或超音速巡航要求的飞机来说,后掠角和相对厚度之 间的权衡就成为机翼设计中的关键因素 图3.2.1表明后掠角和相对厚度对临界马赫数的影响。记住:巡航升力系数C是一个非常重 要的系数
54 参考各类已有飞机的参数，建立基本的选择思路。读者可能注意到支撑式主要用在低速飞机上。 原因是：权衡干扰阻力增加和机翼重量，可认为支撑式布局适合于速度在 220km/h 以下的飞机。 第 3 步: 机翼/机身总体布置的确定。 布置在以下三者之间选择： （1）上单翼 （2）中单翼 （3）下单翼 下面这些机翼/机身布局的比较只有在其它条件均相同时才是正确的。数字 1 表示‘首选’，数 字 3 表示‘最不合适’。 上单翼 中单翼 下单翼 干扰阻力 2 1 3 横向稳定性 1 2 3 座舱视界* 1 2 3 起落架重量 3** 2 1 *表示在很大程度上取决于机翼通过机身的位置 **表示如果起落架收入机身内，那么起落架重量将不再是一个必需的因素。在这种情况下，起落架经 常需要减震器外形整流，而这又会引起附加阻力。 第 4 步: 选择机翼 1/4 弦线后掠角和机翼相对厚度 后掠角的类型有以下几种： （1） 零度后掠或平直翼 （2） 后掠（也叫正后掠） （3） 前掠（也叫负后掠） （4） 变后掠（对称变后掠） （5） 斜掠（不对称变后掠） 类型 4 和 5 只有在兼顾超音速和亚音速巡航或高机动任务时才适用，如果还要求短距起降，变 后掠和斜掠这两种类型的机翼就比较合适。但使用这两种机翼将付出很大的重量代价。 对大多数飞机来说后掠角的选择可参考各类已有飞机的选择思路，相对厚度的选择也同样。 在总体参数的详细设计中计算阻力极曲线时，读者将发现后掠角和相对厚度的选择对阻力增 长特性有很大的影响。对一架有高亚音速巡航或超音速巡航要求的飞机来说，后掠角和相对厚度之 间的权衡就成为机翼设计中的关键因素。 图 3.2.1 表明后掠角和相对厚度对临界马赫数的影响。记住：巡航升力系数 CLxh是一个非常重 要的系数
0.1 0.14 A>6 图3.2.1后掠角和相对厚度对临界马赫数的影响 这一系数可用下式估算 CLab=(W1o-0 4W)/gs (3.2.1) 在很多设计中,可以通过机翼前掠或后掠减小重心的移动范围。另外,后掠角轻微的变化(从 零度开始)会对机翼/机身的焦点a.C.位置有很大影响 第5步:选择翼型 参考已有飞机选取翼型的基本思路,尤其参考类似NACA标准化翼型的详细介绍。我们发现尽 管翼型计算设计技术已能够为某一个特殊的任务设计出翼型,但大多数飞机仍使用系列化翼型 在选择或设计翼型时,下列的重要因素必须考虑: 阻力系数,Cd 设计升力系数,C1 临界马赫数,M 俯仰力矩系数(相对1/4弦长),Cn 第6步:确定机翼尖削比λ,并绘制机翼平面尺寸图。 参考已有飞机选择机翼尖削比λ,。应当注意,机翼尖削比选择的好坏将对机翼的失速与重量 特性有重要的影响 第7步:列出最大升力系数 第8步:确定横向操纵面的形状、尺寸及位置 根据已有飞机提供一个初步的参考。另外一个主要的设计因素是,横向操纵面与所需的增升装 置之间要配合得很好 第9步:在6步绘制的机翼平面图上标出前后翼梁轴线 第7步和第8步所得数据是确定翼梁轴线位置所必需的。另外在翼梁轴线与增升装置和副 翼外形线之间应保持大约0.005c的间隙。任何扰流片转轴线必须紧靠后翼梁轴线后面。 第10步:机翼油箱容积的计算 这里首先假设燃油装在一个所谓的“湿翼”中(即不存在单独的油箱)。机翼的扭转盒段(机 翼前后梁之间的结构)经密封构成油箱。 确定隔板梁的位置主要用在飞机坠毁时防止火势蔓延。注意不要将隔板梁计算在燃油容积之 内 假设翼展85%以外部分不能携带燃油。这主要是为了防止飞机飞行时遭雷击起火(这会给飞机 造成致命的损伤)
55 Mcr t/c .9 0.04 0.07 0.1 .8 0.12 CL=0 0.14 A>6 .7 10 20 30 40 Λc/4(deg) 图 3.2.1 后掠角和相对厚度对临界马赫数的影响 这一系数可用下式估算： CLxh=（WTO-0.4WF）/ - q s （3.2.1） 在很多设计中，可以通过机翼前掠或后掠减小重心的移动范围。另外，后掠角轻微的变化（从 零度开始）会对机翼/机身的焦点 a.c.位置有很大影响。 第 5 步：选择翼型 参考已有飞机选取翼型的基本思路，尤其参考类似 NACA 标准化翼型的详细介绍。我们发现尽 管翼型计算设计技术已能够为某一个特殊的任务设计出翼型，但大多数飞机仍使用系列化翼型。 在选择或设计翼型时，下列的重要因素必须考虑： 阻力系数，Cd 设计升力系数，Cl 临界马赫数，Mcr 俯仰力矩系数(相对 1/4 弦长)，Cm 第 6 步：确定机翼尖削比λW并绘制机翼平面尺寸图。 参考已有飞机选择机翼尖削比λW。应当注意，机翼尖削比选择的好坏将对机翼的失速与重量 特性有重要的影响。 第 7 步：列出最大升力系数。 第 8 步：确定横向操纵面的形状、尺寸及位置。 根据已有飞机提供一个初步的参考。另外一个主要的设计因素是，横向操纵面与所需的增升装 置之间要配合得很好。 第 9 步：在 6 步绘制的机翼平面图上标出前后翼梁轴线。 第 7 步和第 8 步所得数据是确定翼梁轴线位置所必需的。另外在翼梁轴线与增升装置和副 翼外形线之间应保持大约 0.005c 的间隙。任何扰流片转轴线必须紧靠后翼梁轴线后面。 第 10 步：机翼油箱容积的计算 这里首先假设燃油装在一个所谓的“湿翼”中（即不存在单独的油箱）。机翼的扭转盒段（机 翼前后梁之间的结构）经密封构成油箱。 确定隔板梁的位置主要用在飞机坠毁时防止火势蔓延。注意不要将隔板梁计算在燃油容积之 内。 假设翼展 85%以外部分不能携带燃油。这主要是为了防止飞机飞行时遭雷击起火（这会给飞机 造成致命的损伤）
注:当翼尖蒙皮局部加强,能有效避免雷击时,燃油可装在翼尖油箱中。这虽然将付出増重的 代价,有时仍然得到应用 比较一下机翼油箱的计算容积与任务所需的实际容积。 在初步设计时,可用下列推荐的方式来估算机翼油箱容积: 这个公式基于统计数据得出,并预先考虑了所需的隔板梁以及隔断问题。 V=0.54(S2/b)(t(1+xwtw2+2ts)(1+)} 式中: T=(t/c),/(t/c) (3.2.2) 如果有足够的燃油空间,按第11步继续。否则就要考虑增加额外的燃油空间以满足要求。这 些额外的油箱空间包括翼尖油箱,副油箱,机身油箱和尾翼油箱等 需要指出的是公式3.2.1的误差是±10% 在一些情况下若能提供的燃油容积与实际需求的相差太大(超过20%),则需在初步确定的机 翼尺寸的基础上加大机翼面积。 第11步:确定机翼上反角『w 这个参数与飞机的横侧稳定性和荷兰滚稳定性之间的权衡有关。具体阐述可参考相关文献。 在飞机拉平以5°倾斜角下滑时飞机与地面之间的间隙(如翼尖,翼吊发动机舱及螺旋桨等)也 是影响上反角选择的重要因素 在初步设计阶段可参考已有飞机的统计结果作出初步选择 第12步:确定机翼安装角及机翼扭转角ε 机翼安装角对以下一些方面有重要影响: (1)巡航阻力 (2)起飞距离(特别是对于串列式起落架飞机) (3)机舱内的地板在巡航时的姿态及货物底盘装上或卸下的难易。 在初步设计阶段,可参考已有飞机选择初始的机翼安装角 机翼的扭转角对机翼的失速特性有重要的影响,其存在下列可能性 (1)外洗(可通过减小沿翼展外向的翼型安装角来实现反向扭转):可防止翼尖失速 (2)内洗(正向扭转):可加速翼尖失速。 (3)气动扭转(可通过沿翼展方向改变翼型来实现):这样做既可能抑制翼尖失速,也能加速翼 尖失速。最终结果取决于沿翼展方向的翼型的变化 绝大多数的飞机机翼外洗,有时也采用气动扭转,不过制造成本要高一些,扭转角的初步选择 可参考已有飞机参数。 第13步:将各步的决定和清晰的尺寸图归入一份简短的文档。 321机翼的展弦比 机翼的几何展弦比是无因次的几何参数,并由下式确定 A=b-/S 其中b一机翼的翼展,米;S一机翼面积,米2 在确定机翼的气动力特性时,不用几何展弦比,而用有效展弦比。在小速度,即M<M时 气流被认为是不可以压缩的, A有效不可压=A几何/(1+8不可压)
56 注：当翼尖蒙皮局部加强，能有效避免雷击时，燃油可装在翼尖油箱中。这虽然将付出增重的 代价，有时仍然得到应用。 比较一下机翼油箱的计算容积与任务所需的实际容积。 在初步设计时，可用下列推荐的方式来估算机翼油箱容积： 这个公式基于统计数据得出，并预先考虑了所需的隔板梁以及隔断问题。 Vwf=0.54(S2 /b)(t/c)r{(1+λwτw 1/2+λ2 wτw )/(1+λw) 2 } (3.2.1) 式中： τw=(t/c)t/(t/c)r (3.2.2) 如果有足够的燃油空间，按第 11 步继续。否则就要考虑增加额外的燃油空间以满足要求。这 些额外的油箱空间包括翼尖油箱，副油箱，机身油箱和尾翼油箱等。 需要指出的是公式 3.2.1 的误差是 ± 10%。 在一些情况下若能提供的燃油容积与实际需求的相差太大（超过 20%），则需在初步确定的机 翼尺寸的基础上加大机翼面积。 第 11 步：确定机翼上反角Γｗ 这个参数与飞机的横侧稳定性和荷兰滚稳定性之间的权衡有关。具体阐述可参考相关文献。 在飞机拉平以 5 0 倾斜角下滑时飞机与地面之间的间隙（如翼尖，翼吊发动机舱及螺旋桨等）也 是影响上反角选择的重要因素。 在初步设计阶段可参考已有飞机的统计结果作出初步选择。 第 12 步：确定机翼安装角 wi 及机翼扭转角εt 机翼安装角对以下一些方面有重要影响： （1） 巡航阻力 （2） 起飞距离（特别是对于串列式起落架飞机） （3） 机舱内的地板在巡航时的姿态及货物底盘装上或卸下的难易。 在初步设计阶段，可参考已有飞机选择初始的机翼安装角。 机翼的扭转角对机翼的失速特性有重要的影响，其存在下列可能性： （1） 外洗（可通过减小沿翼展外向的翼型安装角来实现反向扭转）：可防止翼尖失速。 （2） 内洗（正向扭转）：可加速翼尖失速。 （3） 气动扭转（可通过沿翼展方向改变翼型来实现）：这样做既可能抑制翼尖失速，也能加速翼 尖失速。最终结果取决于沿翼展方向的翼型的变化。 绝大多数的飞机机翼外洗，有时也采用气动扭转，不过制造成本要高一些，扭转角的初步选择 可参考已有飞机参数。 第 13 步：将各步的决定和清晰的尺寸图归入一份简短的文档。 3.2.1 机翼的展弦比 机翼的几何展弦比是无因次的几何参数，并由下式确定： A＝b 2 /S (3.2.3) 其中 b－机翼的翼展，米；S－机翼面积，米 2 。 在确定机翼的气动力特性时，不用几何展弦比，而用有效展弦比。在小速度，即 M< Mcr 时， 气流被认为是不可以压缩的， A 有效•不可压 =A 几何 /（1+δ不可压 ）；
不可压=0.02 31-14+20-8 22A3 其中:∧4-机翼1/4弦线处的后掠角 λ=cr/c1一机翼根梢比,即机翼根弦c,与尖弦cr之比。 应该注意用A代替An后,在计算机翼气动特性时可能造成很大的误差。例如,对于λ 4和A14=35°(c0sAm4=0.82)的机翼,在几何展弦比A几何=8时,有效展弦比A有效=7 10时,A有效=8.5;误差可达12.5~15% 在超临界气流中,在跨音速飞行速度范围内,考虑到空气的压缩性时: A有效,不可压 10A(/c)(M-Mr)31>M>Ma 可压 M0时 M"=M-C3(t/c)2 其中:M一在C1=0时机翼的临界M数 1「,(k+(o)3(k+1)2(/) (3.26) cos COsA 其中:A。一机翼最大厚度线后掠角 k=14一空气绝热指数。 322机翼的平均相对厚度 机翼的平均相对厚度由下式确定: I/c=SMH/S=SMw (3.2.7) 其中:SM联一机翼最大截面积,米2。 对于锥形的梯形机翼 0.5(h+h)bh+h1 05(c+c)b
57 δ不可压 =0.02 Λ1/ 4 A (3.1- λ 14 + 2 20 λ - 3 8 λ ), (3.2.4) 其中：Λ1/ 4 －机翼 1/4 弦线处的后掠角； λ＝c r / c t －机翼根梢比，即机翼根弦 c r 与尖弦 c t 之比。 应该注意用 A 有效 代替 A 几何 后，在计算机翼气动特性时可能造成很大的误差。例如，对于λ ＝4 和Λ1/ 4 ＝35°（cosΛ1/ 4 ＝0.82）的机翼，在几何展弦比 A 几何 ＝8 时，有效展弦比 A 有效 ＝7， 而 A 几何 ＝10 时，A 有效 ＝8.5；误差可达 12.5～15％。 在超临界气流中，在跨音速飞行速度范围内，考虑到空气的压缩性时： A 有效•可压 ＝ 可压 有效 不可压 + δ • 1 A ； δ 可压 ≈ 1/3 3 10 / ) ( 1 0 cr cr cr A tc M M M M M M − ′′ > > ≤ 几何（ ） 其中（t / c）－机翼的平均相对厚度。 在 C L >0 时， Mcr ′′ = Mcr ′ － 2 / 3 CL (t / c ) 1/ 2 , (3.2.5) 其中: Mcr ′ －在 C L ＝0 时机翼的临界 M 数， Mcr ′ ＝ Λc cos 1 Λ + − Λ + + c c k t c k t c 1/ 3 2 / 3 2 / 3 2 / 3 4 / 3 4 / 3 cos ( 1) ( / ) 2cos ( 1) ( / ) 1 ， （3.2.6） 其中： Λc －机翼最大厚度线后掠角； k＝1.4－空气绝热指数。 3.2.2 机翼的平均相对厚度 机翼的平均相对厚度由下式确定： t / c ＝S M .W /S= M W S . , （3.2.7） 其中：S M .W －机翼最大截面积，米 2 。 对于锥形的梯形机翼， t / c ＝ 0.5( 0.5( h hb ccb + + r t r t ） ） = h h c c + + r t r t
cn(I/c)2+c(t/c),(t/c)12+(t/c) (3.28) 其中:b=c1(/c)2一根部截面的绝对厚度,米 h,=c1(tc)一尖部截面的绝对厚度,米 不能认定机翼的平均相对厚度是(t/c)2和(t/c)1之间的算术平均值,因为对锥形机翼,翼型 的相对厚度是非线性变化的。例如,对于根弦c=10m、(/C)=15%和尖弦c1=4m,(t/c)尖 5%的机翼,其平均相对厚度不是10%,而是G7/=10×015+4×005=17=1214 10+4 323中弧面的形状 机翼中弧面的形状同样也是机翼的几何特性。它的定义是由翼型上、下轮廓构成机翼的上、下 表面法向坐标之和的一半(机翼展向为Z坐标) y:(x、)=[(x、2)+y(x、2) 对于某些机翼,中弧面的特性是相对于根部剖面(z=0)扭转了Q(二=)角度的凹下的剖面的组 合。按照这一点来区分气动扭转和几何扭转,气动扭转的特性由翼型凹度随翼展的分布f(x)来确 定,几何扭转是由剖面(弦)转角随机翼翼展的分布规律φ(=)决定的 可以用以下两个参数作为鉴定机翼的气动扭转和几何扭转的平均参数: ∫(=)b()dz 9s/J∞(b-k 作为扭转的综合参数可以取 =q+4∫ 在一般情况下,对于任意平面形状的机翼,表示中弧面翘曲度特性的综合扭转参数可以取 qp(x、= dxd 其中:以(x、z)=(x、y 一在YOX平面内机翼的中弧面的切线和坐标平面XOZ之间的夹角。 324机翼的容积 机翼的容积是机翼很重要的几何特性,它可以用于放置燃油。对于有直母线的机翼,在前后 缘之间整个机翼的最大理论容积(米3)可以按下式计算
58 ＝ c tc c tc /) /) c c + + r rt t r t （ （ ＝ (/ ) / ) 1 tc tc λ λ + + r t （ ， （3.2.8） 其中： r h ＝c tc/ ) （r r －根部截面的绝对厚度，米； t h ＝c tc/ ) （t t －尖部截面的绝对厚度，米。 不能认定机翼的平均相对厚度是 t c/ ) （ r 和 t c/ ) （ t 之间的算术平均值，因为对锥形机翼，翼型 的相对厚度是非线性变化的。例如，对于根弦 r c ＝10m、 t c/ ) （ r ＝15％和尖弦 t c ＝4m，（t / c)尖 ＝ 5％的机翼，其平均相对厚度不是 10％，而是（t / c）＝ 10 4 10 0.15 4 0.05 + × + × ＝1.4 1.7 ＝12.14％。 3.2.3 中弧面的形状 机翼中弧面的形状同样也是机翼的几何特性。它的定义是由翼型上、下轮廓构成机翼的上、下 表面法向坐标之和的一半（机翼展向为 Z 坐标）： y (x z) c 、 ＝ [ ] ( ) ( ) 2 1 y x z y x z u 、 + l 、 。 对于某些机翼，中弧面的特性是相对于根部剖面（z＝0）扭转了ϕ(z)角度的凹下的剖面的组 合。按照这一点来区分气动扭转和几何扭转，气动扭转的特性由翼型凹度随翼展的分布 f (x) 来确 定，几何扭转是由剖面（弦）转角随机翼翼展的分布规律ϕ(z)决定的。 可以用以下两个参数作为鉴定机翼的气动扭转和几何扭转的平均参数： c f ＝ ∫ − 2 2 ( ) ( ) 1 b b f z b z dz S ； ϕ c ＝ ∫ − 2 2 ( ) ( ) 1 b b z b z dz S ϕ 。 作为扭转的综合参数可以取： ϕ c ＝ϕ c +4 c f 。 在一般情况下，对于任意平面形状的机翼，表示中弧面翘曲度特性的综合扭转参数可以取： ϕ c ＝ ∫∫ x z dxdz S S ( ) 1 ϕ 、 ， 其中：ϕ(x、z) ＝ x x y ∂ ∂y ( ) c 、 －在 YOX 平面内机翼的中弧面的切线和坐标平面 XOZ 之间的夹角。 3.2.4 机翼的容积 机翼的容积是机翼很重要的几何特性，它可以用于放置燃油。对于有直母线的机翼，在前后 缘之间整个机翼的最大理论容积（米3 ）可以按下式计算：
(3.29) 42.++2+2 其中:Wm9(4+4+1) (32.10) (t/c) c,(t /c) (t)机翼迎面的根梢比。 通常不是用全部机翼放置燃油,只用大梁之间的部分,特别是当这部分是受力翼盒时。沿机翼 翼展的盒段结构使用得也不充分,要除去只有很小厚度的翼尖部分和在机身内的根部,整个翼盒油 箱可以分成独立的隔舱和独立的油箱 装在机翼油箱内的燃油的质量 (3.2.11) 这是因为通常用作为涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机的飞机的燃料的煤油的 公斤/米3 325中等展弦比和大展弦比机翼的气动力特性 1、机翼升力特性(C值的确定 中等展弦比和大展弦比机翼在低亚音速无紊流流动时的升力特性用升力系数和迎角的关系, 以及升力系数对迎角的导数来评定 CL=CLa (a-do), (32.12) 其中:a0为C1=0时的迎角。 =2p1+2 (3.2.13) 其中:P为机翼半周线与翼展的比值。 对于前、后缘为直线,尖弦平行于气流方向的机翼, p 2 c05/1 SAt A( 其中:A1和A1分别为前缘和后缘的后掠角,它们之间的关系如下: tgA, gA1-42 (32.15) A+2 如果在C(a)的公式中用CⅥ-M2、A√-M2和gA√1-M2分别代替C2、A和
59 V W .max ＝k W .max 1/ 2 3 / 2 ( / ) A t c Sc , (3.2.9) 其中：k W .max ＝ 9 4 ( 1)( 1) 2 2 + + + + + c c c λ λ λλ λ λ ， （3.2.10） λc ＝ t t r r c t c c t c ( / ) ( / ) ＝ t r t c t c ( / ) ( / ) λ －机翼迎面的根梢比。 通常不是用全部机翼放置燃油，只用大梁之间的部分，特别是当这部分是受力翼盒时。沿机翼 翼展的盒段结构使用得也不充分，要除去只有很小厚度的翼尖部分和在机身内的根部，整个翼盒油 箱可以分成独立的隔舱和独立的油箱。 装在机翼油箱内的燃油的质量： W F.W =νVW ′ ≈800VW ′ ， （3.2.11） 这是因为通常用作为涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机的飞机的燃料的煤油的比重ν＝800 公斤/米3 3.2.5 中等展弦比和大展弦比机翼的气动力特性 1、机翼升力特性（C Lα值的确定） 中等展弦比和大展弦比机翼在低亚音速无紊流流动时的升力特性用升力系数和迎角的关系， 以及升力系数对迎角的导数来评定： C L ＝C Lα（α −α 0）， （3.2.12） 其中：α 0 为 C L ＝0 时的迎角。 C Lα＝ ∂α ∂CL =2 pA + 2 A π , (3.2.13) 其中： p 为机翼半周线与翼展的比值。 对于前、后缘为直线，尖弦平行于气流方向的机翼， p ＝ 11 1 2 ( 2 cos cos ( 1) A λ + + ΛΛ + l t ） , (3.2.14) 其中： Λl和 Λt 分别为前缘和后缘的后掠角，它们之间的关系如下： tgΛl=tg 4 A Λ −t 2 1 + − λ λ 。 （3.2.15） 如果在 C L (α )的公式中用 C L 2 1− M 、A 2 1− M 和 tgΛ 2 1− M 分别代替 C L 、A 和
