未来大型客机气动布局设计
我国C919大型客机项目于2009年通过了工业和信息化部组织的专家评审，顺利进入总体设计阶段，主要部件和系统的供应商已基本确定，并采取合资、联合研发与研制、设计要求是飞机设计的依据，现代客机设计要求主要包括飞机性能、安全性、可靠性和维护性、机载系统性能等内容，还要满足民航当局的适航管理条例要求。转包生产等形式与供应商合作，以期实现飞机零部件生产的本土化以及降低飞机的直接使用成本。本文将以未来大型客机为背景，重点探讨气动布局设计问题，提出我国今后民用客机布局设计技术发展的建议。
未来大型客机设计要求
设计要求是飞机设计的依据，现代客机设计要求主要包括飞机性能、安全性、可靠性和维护性、机载系统性能等内容，还要满足民航当局的适航管理条例要求。比如，空客公司A380主要采用增加座位的技术途径达到客公里成本降低10%以上的设计目标；波音公司787综合使用复合材料、高效发动机、健康监测、先进制造工艺等技术，满足了降低20%燃油消耗的设计要求，同时改善了飞机的舒适性和可维护性；我国C919的设计目标是在性能指标与现役同级别先进客机相当的前提下，直接使用成本同比降低10%。
安全性、经济性、环保型和舒适性仍然是下一代大型客机发展的主要设计要求，也是客机的评价准则体系。波音公司将重点从气动、推进、材料和系统技术入手，力图从提高推进系统可靠度、材料、电击保护、结构和系统健康监测等方面增强飞机安全性，从减少耗油率和维护费用、减轻材料和结构重量、降低制造成本等方面提高飞机的经济性，从降低推进系统噪声、减少排放物污染、能源优化等方面加强环境保护；从降噪和人性化客舱设计等方面提高乘坐的舒适性。空客公司也提出了下一代民机发展的战略目标，明确了更安全、更经济、更环保和更舒适的设计思想。
针对未来航空环境，美国航空航天局(NASA)于2008年10月请求工业界部门和学术单位对满足2030年代能源效率、环境和运营目标要求的未来商用飞机的先进概念进行研究，即N+3代客机计划，也就是在20~25年之后投入使用、比现役客机先进三代的飞机。N+3代客机的初步设计目标如下：
（1）飞行噪声比现在使用的联邦航空管理局噪声标准低71dB，当前的标准在机场边界内容纳了部分有害噪声；
（2）氮氧化物排放比现在标准减少75%以上，现在使用的国际民航组织航空环境保护第六阶段标准旨在改善机场周边的空气质量；
（3）燃料消耗降低超过70%，以此降低航空旅行的温室气体排放和旅行成本；
（4）具备在大都会地区优化使用多个机场跑道起降的能力，以减轻空中交通拥堵和延误，
具体说就是要能在1500m长的备用机场跑道起落。
根据以上设计要求，由波音公司、诺斯罗普·格鲁门、麻省理工学院牵头的3个团队完成了N+3代亚声速大型客机第一阶段的研究工作，下面将参照NASA未来客机的设计要求讨论大型客机的气动布局设计。
飞机气动布局
飞机的气动布局是指飞机不同气动承力面的安排形式。飞机一般由机翼、机身、尾翼和起落架四大部件构成其气动外形，机翼用来产生克服飞机重量的升力，也可装载燃油和安装发动机和/或起落架；机身提供装载空间和飞机其他部件的安装基础；尾翼用于保证飞机的稳定飞行和提供飞行操纵力矩；起落架供起飞、着陆及地面滑行和停放使用。由此可以看出，机翼是飞机的主要气动承力面，由平尾和立尾组成的尾翼是飞机的辅助气动承力面。简单地说，飞机机翼和尾翼的不同安排就构成了飞机的气动布局。传统飞机的气动布局有以下几种形式。
（1）正常式布局：水平尾翼位于机翼之后的布局形式，是现代飞机采用最多的布局，积累的知识和设计经验最为丰富。飞机正常飞行时，正常式布局的水平尾翼一般提供向下的负升力，保证飞机各部分的合力矩平衡，保持飞机的静稳定性。现代大型客机全部采用这种布局形式，如1957年首飞的波音707客机和1991年首飞的空客公司A340客机气动外形比较，它们几乎没多大区别，最新型的波音787和空客A350也采用类似布局。
（2）鸭式布局：水平尾翼位于机翼之前的布局形式。鸭式布局是飞机最早采用的布局形式，莱特兄弟设计的飞机就是鸭式布局，由于鸭翼提供的不稳定俯仰力矩造成鸭式飞机发展缓慢。随着主动控制技术的发展，鸭式布局技术日趋成熟，这种布局升力效率高，难点是鸭翼位置的选择和大迎角时俯仰力矩上仰的问题。
（3）无尾式布局：只有机翼、无平尾、有立（垂）尾的布局形式，一般采用大后掠的三角机翼，用机翼后缘的襟副翼作为纵向配平的操作面。配平时，襟副翼的升力方向向下，引起升力损失，同时力臂较短，效率不高。为解决操纵困难和配平阻力大的问题，无尾式布局的飞机通常采用机翼扭转设计。这种布局的优点是结构重量较轻、气动阻力较小。近年来，在上述3种典型布局的基础上，又发展了飞翼和三翼面布局形式。
（4）飞翼和三翼面布局：飞翼飞机只有机翼、没有平尾和立尾，一般采用翼身一体化设计，也没有明显的机身，通常在飞翼后缘装襟副翼、升降舵、阻力方向舵等多个舵面来控制飞机的飞行，具有气动效率高、升阻比大等优点。三翼面布局飞机机翼前面有前翼，后面有平尾，综合了正常式布局和鸭式布局的特点，操纵和配平特性好，允许有更大的重心移动范围，不足之处是飞机的总重有所增加。
除上述布局外，随着未来新设计目标的提出，飞机布局也要随之创新，近年来提出了一些新概念布局形式，如翼身融合、斜翼、连翼、环翼、变体等。
在拟定飞机设计要求后，总体设计中的重要工作之一就是进行飞机气动布局设计。一般来说，对于相同的设计要求，不同的设计单位可能得出不同的飞机布局形式，即飞机布局设计具有非唯一性特点。飞机气动布局设计首先通过多种气动布局方案的对比研究，选出最优布局。此外，气动布局设计还要确定翼型和机翼
平面形状参数、机身外形、尾翼的布置和参数、发动机及其进排气系统布置、起落架布局等。
未来客机气动布局设计
要同时实现NASA提出的N+3代客机在油耗、废气排放、噪声以及机场适应性方面的设计目标确实是件非常困难的事情，必须从多方面入手，综合利用各种新技术成果。客机的气动布局设计实质上是飞机空气动力的总体设计，其科学依据主要是空气动力学，这自然是飞机设计的核心内容，对于实现未来客机的设计目标起着关键作用，但只通过气动布局设计是远不能解决所有问题的，需要有先进推进、材料、工艺等技术的支撑。发动机是未来客机的关键，发动机效率的提高直接带来油耗、废气排放、噪声方面的收益；轻质高效新材料的使用可减轻飞机结构重量，降低客机巡航飞行时的需用推力；新的结构设计和制造工艺可减少飞机结构零件和连接、紧固件数量，除降低结构重量外，还可极大改善飞机的可维护性。
1 正常式布局
现役大型客机以及几乎全部支线客机都采用正常式布局，自然想到在现有先进客机上改进设计能否满足未来25 年左右的设计要求。按照NASA 的设计目标，波音公司领导的团队以波音737 为原准机进行改进设计，正常布局的原准飞机使用超临界翼型，巡航升阻比18.2。在原准设计上综合使用自然和主动层流控制、机身使用脊状表面减阻、尾翼放宽静稳定性和增加最大升力系数、使用多功能结构/ 减少紧固件/ 减少襟翼整流罩等技术降低杂项阻力，巡航升阻比增加到20.9，但巡航马赫数M a 降低了6% ，为0.74，在此基础上综合使用先进复合材料结构、高涵道比低排放涡扇发动机、轻质涂层和舱内设施轻质化等技术得到飞机精细设计方案，使飞机油耗降低44%、噪声降16dB、氮氧化物排放减少58%，该方案极大改善了飞机性能，但离设计目标有较大距离。
降低油耗的实质是减小飞机阻力，波音团队采用大展弦比机翼来提高正常式布局飞机的气动效率，得到了支撑式上单翼方案。该设计方案继续使用层流控制、机身和机翼湍流部分的脊状表面、先进超临界翼型、低干涉发动机吊舱和低阻支撑等技术，使Ma 0.74下巡航升阻比达到25.97，配装使用先进发动机技术的非常高涵道比涡扇发动机，可降低油耗46%、噪声22dB、废气排放72%。但由于翼展过长，考虑机场适应性和减重使用了斜支撑和机翼折叠，带来折叠机构的复杂性和整个机翼结构重量的不确定性。
诺斯罗普·格鲁门公司领导的团队以波音737-500 为参照，开展了一系列研究工作。在气动布局形式选择方面，该团队经过若干布局上的创新设计，最后的首选方案回到了正常式布局。该方案主要使用层流控制、起落架整流罩（也有降噪功能）等气动设计技术。与波音
737-500相比，机翼后掠角加大1°、展弦比增加61%、翼载荷减少29%，巡航升阻比接近20，但巡航高度增加到13700m。由于罗·罗公司是团队成员，该方案重点使用了三转子超高涵道比（18）涡扇发动机以及后掠风扇叶片、压气机流动控制、形状记忆合金喷口等相关先进技术。此外，该方案使用了大型一体化编织和缝合复合材料结构、超高性能纤维、主动气弹控制、进气道隔声衬套、碳纳米管电缆等先进技术，达到了降低噪声69.6dB、油耗63.5%、废气排放90.6% 的性能指标，同时可使用1500m 的备用机场跑道，基本上达到了NASA 的设计目标，不过该方案中高性能发动机是重点，飞机出厂价格可能相当昂贵。
麻省理工学院领导的团队以波音737-800 为基准，开展了正常式布局的创新设计，气动布局主要特征为“双气泡”形宽体机身、带自然层流控制的大展弦比小后掠下单翼、双立尾顶端的高平尾、具有附面层吸出功能带隔声衬套的后置涡扇发动机，采用主动载荷减缓和起落架整流等气动技术。此外，该方案使用3 台涵道比20 的发动机、先进结构材料和结构减重设计、健康和飞行监视等技术，降低油耗70%、氮氧化物排放87%、噪声60dB，可在1500m 跑道起降，几乎达到了NASA 的设计目标。该方案创新性强，较传统正常式布局有独到之处，但其高涵道比要求发动机有更小尺寸和更高效率的核心机，可行性受到质疑。
2 翼身融合布局
高升阻比是翼身融合布局的最大优势，这是一种广义的飞翼布局形式。随着NASA 和波音公司X-48翼身融合试验无人机项目研究工作的开展，翼身融合布局受到了全球广泛关注。按照NASA 的N+3 代客机设计目标，波音公司团队也进行翼身融合布局方案设计。该方案主要采用机翼和垂尾的层流控制、机身和机翼湍流部分的脊状表面、降低杂项阻力和低干涉吊舱等气动设计技术，M a0.74 巡航马赫数下的升阻比达到26.6，高于正常式布局方案，加之非常高涵道比涡扇发动机、先进结构材料和工艺、噪声屏蔽设计等技术的应用，波音翼身融合布局方案降低油耗43.3%、排放72%、噪声37dB。但该布局存在客舱容量小、应急逃生通道安排困难、满足机场适用性采取的机翼折叠等问题。
麻省理工学院团队按照NASA设计目标，以350 座级的波音777-200 加长型为参照，完成了翼身融合布局方案设计。该方案采用无立尾带翼梢小翼的翼身融合布局形式，气动上采用前缘带弯度的升力体机身、无前缘缝翼和襟翼的机翼、发动机嵌入机身上表面后部以吸入机体部分40% 弦长的附面层并屏蔽发动机噪声、带整流罩的起落架等布局和技术方案，0.83 马赫数下的巡航升阻比达到24.2。加之平齐安装涵道比20 的高性能涡扇发动机，隔声衬套、可变喷口面积、推力矢量以及先进结构材料和设计技术的应用，使该方案降低油耗54%、氮氧化物排放81%、噪声46dB。该方案的问题仍然是小尺寸高效率发动机核心机。
3 其他布局
飞机气动布局设计受设计单位的技术基础和传统文化的影响，如法国达索飞机公司偏爱无尾布局、波音公司的飞机几乎清一色采用正常式布局（X-45、X-48 采用飞翼布局除外），企业的文化氛围有时候会限制设计上的创新。由于诺斯罗普·格鲁门公司领导的团队没有客机设计和研制背景，在N+3 代客机的概念设计中，尝试了若干新型布局形式，虽然最后的首
选方案回到了正常布局，但它们的非常规布局研究值得关注和借鉴。
（1）嵌入式发动机的三翼面布局。这种气动布局形式除三翼面布局的特点外，具有噪声屏蔽、降低发动机吊舱阻力和减少浸湿面积、可能部分吸入机身附面层的优点，但存在推力损失和机翼结构复杂等挑战。
（2）连翼布局。这是一种非常规布局形式，具有小结构重量、低机身阻力、良好的跨声速气动性能，不足之处是由于浸湿面积增大和部件之间的干扰使飞机零升阻力增加、发动机和翼面布置不能对发动机噪声产生遮挡效应。
（3）鸭式布局。除具备鸭式布局的固有特点外，附加升力面使飞机诱导阻力增大，同时飞机稳定性和操纵性方面也面临新的挑战。
（4）用桨扇发动机的槽形翼三翼面布局。这是一种新概念布局形式，优点是经济性好、可有效降低起飞着陆滑跑距离，缺点是机翼浸湿面积和重量增加、机翼结构制造和集成困难。
（5）小展弦比全翼展承载体布局。一种全新的气动布局形式，优点是诱导阻力相对小、旅客登机和下机效率更高、可使用分布式推进系统，缺点是全机阻力大、发动机噪声难于控制。
（6）嵌入式发动机的翼身融合布局。优点是噪声屏蔽、减阻和部分机身附面层吸入，缺点是机舱空间小、推进效率降低、总体集成困难。
通过以上分析，由于各自的优缺点，每一种创新气动布局都难以同时满足NASA 未来N+3 代客机的设计目标。
我国客机气动布局设计的发展建议
中国商用飞机有限责任公司的C919 客机已完成气动布局设计，采用正常式布局，在翼型、翼梢、发动机短舱、前机身等方面使用了先进的空气动力和声学设计技术，气动性能指标比现役同级别飞机有所提高。由以上讨论可以看出，要以现有成熟技术与未来可预知技术使大型客机同时满足未来25 年左右的设计目标是非常困难的，必须以发展、前瞻的眼光来看待未来客机的创新问题，为提高我国未来大型客机的设计水平及其市场竞争力，在飞机气动布局设计方面应注意以下工作：
（1）加强对正常布局客机的挖潜研究、重点进行后掠机翼的层流控制、先进翼型、稳定环量控制等方面的深入研究，同时开展分布式喷口和襟翼、可收放狭板旋涡发生器、起落架整流、逆流喷口、高效进气道、隔声衬套等新技术的研究工作。
（2）重视翼身融合等新概念气动布局形式的预先研究，梳理各种非常规气动布局形式的优势和不足，探讨未来大型客机的正确发展方向。
（3）气动布局设计仅是实现未来客机设计目标的关键一环，还须加强配套技术的研究和发展。高效率发动机是满足未来客机设计要求的核心，必须高度重视和加大科研投入。此外，先进结构材料、制造工艺、先进电缆、健康检测等技术也应得到重点研究。
与机翼的几何参数 往飞行是从模仿鸟类飞行开始的。但是由于鸟类飞行机理的复杂性，至今未能对扑翼机模仿成功。 促使人们遨游天空的，也许是受中国风筝的启发，在航空之父凯利的科学理论指导下，将动力和升力面分开考虑，而发明了固定翼飞机。 二十世纪人类史最伟大的科学成就。是人类最快捷、舒适、高效、安全的交通运输工具，在国家安全、社会和国民经济的发展中占有极其重要的地位。史之乱蒙冤沦为囚犯，被流放到白帝城后，朝廷大赦天下，他立刻返舟东下，重出三峡，欣喜的心情无法言表： 帝彩云间，千里江陵一日还。两岸猿声啼不住，轻舟已过万重山。 白乘飞机，不知如何写佳作。是否同意写成如下： 帝彩云间，千里江陵一时还。两耳风声鸣不住，轻机已过万重山。 飞翔，必须做到： 的气动外形 的结构 的动力 定的速度 的操纵机构 系统 同，飞机在空中能够飞行是依靠与空气的相对运动，而产生作用在飞机上的力和力矩来实现的。如对于水平等速直线飞行而言，从飞机受力条件，有 L V￥（升力与重力平衡） D//V￥（推力与阻力平衡） (俯仰力矩保持守恒）
必须具备的条件： 飞机在空中飞行是靠作用于飞机上的空气动力）。此外，喷气发动机的氧气也是取源于空气。一定的飞行速度（飞机和空气之间要有一定的相对运动，产生空气动力）。 的气动外形、受力大小和飞行姿态。 保持和改变飞行状态的能力。 布局 型的飞机、不同的速度、不同的飞行任务，飞机的气动布局是不同的。 机的气动布局？ 飞机主要部件的尺寸、形状、数量、及其相互位置。 件有：推进系统、机翼、机身、尾翼（平尾、立尾）、起落架等。 连接的相互位置分为：
有无上反角分为： 分为： 的相对纵向位置分为： 花八门、多种多样，有平直的，有三角的，有后掠的，也有前掠的等等。然而，不论采用什么样的形状，设计者都必须使飞机具有良好的气动外形，并且使良好的气动外形，是指升力大、阻力小、稳定操纵性好。
摘要 飞机姿态控制包含俯仰（pitch）、滚转（roll）与偏航（yaw）方向，其中俯仰方向安定性和操控性是对飞行安全最重要的飞控参数。如果以俯仰控制面安装位置对飞机分类，则可分为鸭翼（canard，法文鸭子的意思，来源于法国报纸对莱特兄弟飞机的描述）、水平尾翼（horizontal tail）、无尾翼（tailless）以及同时安装鸭翼和水平尾翼的三翼面（three surface）布局。鸭翼布局虽然具有较佳升力特性，但如果未能妥善处理好鸭翼涡流与主翼、机身及垂直尾翼流场间的交互作用，将对飞行稳定与姿态控制产生不良影响。但这个缺点在近距耦合概念诞生，并结合线传飞控系统后已经得到改善，诞生了几种成功的鸭翼战斗机。本文从气动力学的观点出发，在不考虑飞控系统与推力矢量控制运用的成熟性、结构负荷极限、战场场景想定与战术运用等外在因素的情况下，对鸭翼布局的气动特点进行初探。 鸭翼-三角翼布局水平尾翼布局 无尾三角翼布局三翼面布局 前言 人类第一架载人动力飞机“飞行者”号采用的就是鸭翼布局，该布局与水平尾翼布局相比，具较佳的升力特性，所以在飞机早期发展史上也能偶尔见到鸭翼布局战斗机。但因为鸭翼布局复杂的气动特性，特别是缺乏足够的纵向恢复力矩，所以虽然最早运用在飞机上，却没有被后续战斗机普遍运用，水平尾翼布局反而成为“传统布局”。随着线传飞控系统的诞生，因鸭翼与主翼间复杂气流交互作用导致的操控问题得以解决，推力矢量控制进一步解决俯仰方向控制。欧洲和中国的新一代战斗机，因侧重瞬间转弯能力以及短场起降需求，多采鸭翼布局设计，而美俄则继续坚持传统布局战斗机。显见两种布局各具优点，使设计人员于在不同设计考虑下，在两种迥异的气动外形下，依据战场环境与作战需求设计出各自的性能优异的战斗机。 中国的歼-20是目前唯一的鸭翼布局隐身战斗机 随着中距空空导弹的日益普及，视距外交战（beyond visual range, BVR）已成为未来空战的必然模式，战斗机操控性似乎不如武器性能重要。中程空空导弹发展成熟，性能可靠，战斗机可在视距外交战多目标，如果战斗机具有超音速速度优势还能增加我方导弹射程，导弹发射后还需发挥超音速机动性以规避敌方可能射击的中程空空导弹，尽快脱离敌导弹射程。但在很多情况下还是需要进行目视格斗，如受到敌我识别器（IFF）功能限制必须目视识别、目标成功躲避导弹后、隐身战斗机间的空战、雷达制导导弹遭遇先进电子战装备干扰等。全向（all aspect）攻击近距导弹与头盔瞄准具的结合，使空战特点由“占位”转为“指向”，特别是在近距空空导弹结合红外成像（IR Image）引导头和推力矢量控制后，不可逃逸区大大扩大，先敌射击就能掌握致胜先机，使战斗机瞬时转弯速率的重要性大于持续转弯率。根据赫柏斯特（W. B. Herbst）的研究：战斗机除需具备亚音速格斗性能外，还需具有一定的超音速巡航与转弯能力，所以未来战斗机设计除应该有良好的视距外交战能力外，机动性与敏捷性都是不可忽视的指标。 机动性是指在一定时间内，战斗机改变飞行速度、飞行高度和方向的能力；敏捷性则是指迅速、精确地改变机动飞行状态的能力，即机动性对时间的微分。依约翰?博伊德（John Boyd）提出的能量机动论（energy maneuverability），战斗机机动性取决于推重比（推力/重量）与翼载（重量/翼面积），前者受发动机性能与机身重量（含结构、燃油存量与武器挂载）影响，比值大就加速快，后者是飞机可产生多少升力进行转弯，比值小就转弯快，高推重比与低翼载可提高战斗机的机动性，转弯机动性好就能提高战斗机的击杀率与生存性。常见用于评估战斗机转弯能力的参数有： 最大持续转弯速率（maximum sustained turn rate），用于获得交战初期优势，定义为单位重量剩余功率（specific excess power, SEP）=0与结构限制线的交点。
飞机的常见气动布局 亲爱的同学们 大家好： 今天，我想和大家讲一讲，飞机的常见气动布局。大家知道的都有哪些呢？ 目前我们所知的可行的飞机的空气动力布局方式有：常规、鸭式、三翼面、变后掠、无尾、飞翼、前掠翼。这些布局方式各有特色各有长短，我将为大家逐个讲解。 首先是常规，常规布局也就是主翼在前，水平尾翼在后，有一个或两个垂尾的气动布局方式。使用这种气动布局设计的具有代表性的战斗机有，美国——洛克希德马丁公司：F22猛禽。俄罗斯——苏霍伊设计局：苏27侧卫。但其实，我们常见的客货机几乎全是这种设计的。常规布局的优点是技术成熟，理论研究已经非常完善，生产技术也成熟而又稳定，同其他气动布局相比各项性能比较均衡。只是由于均衡所以也没有特别出色的地方。 然后是鸭式。因为当初这种气动布局的飞机飞起来像鸭子，故此得名。说到鸭式布局，我们就不得不说世界上第一架飞机——莱特兄弟的飞行者一号。它所使用的布局其实就是鸭式布局。鸭式布局也是主翼在后面，前面加个小机翼叫做鸭翼。简单地来看，鸭式布局就是将常规布局中的水平位移移到了主翼前方，但鸭翼与平尾并不是一个概念。虽然鸭
翼也承担着控制俯仰的责任，但除此之外，鸭翼还会产生涡流。这些涡流吹过主翼会带来强大的增升效果，也就是说，鸭翼能提供额外的升力。如此，鸭式布局的飞机的短距起降性能更强，因为它们在低速度状况下也能获得较高的升力。鸭式布局的飞机在高速飞行中有着更高的稳定性，机动性也要比常规布局飞机更加出色。有时鸭式布局飞机还会在机身的后下方增加两片叫做腹鳍的翼面，以增加大迎角情态下的飞行稳定性，这是因为在大迎角情态下，常规布局的飞机的垂尾还会接触到由主翼和平尾的间隙间吹过的气流，而鸭式布局的飞机的主翼往往会阻断流往垂尾的气流，如此垂尾便不能很好地控制飞机的水平方向稳定，而在机身下方增加的腹鳍则能解决这个问题。这也是鸭式布局飞机的一个不同之处。鸭式布局设计的代表战机有：中国成飞歼20，欧洲双风：阵风、台风。而鸭式布局正是我国擅长，欧洲钟情的飞机气动布局方式。这里补充一个鸭翼与平尾的不同之处：鸭翼与主翼的耦合一般是不允许二者处于同一平面的：鸭翼的位置要高于主翼。如此鸭翼才会体现它的特性。而常规布局的飞机的平尾和主翼是可以，或者说一般都是处在同一平面的。可这样一来，我们知道，使用鸭式布局的我国歼20属于第四代隐身战机。而鸭翼的这种耦合方式会对飞机的外形隐身带来很大的负面影响。所以我们的歼20身上鸭翼与主翼的耦合方式变为了鸭翼上反和主翼下反。这样做确实压抑了鸭
中文名称：先进气动布局技术 英文名称：Advanced aerodynamic configuration technology 相关技术：总体设计；机翼设计；综合设计 分类：飞机总体设计；气动布局；空气动力学； 定义与概念：为实现先进的气动性能和战术技术指标要求，对飞机气动设计中主要参数进行的综合性选择和规范。 气动布局的研究对象是主要气动参数（如升力、阻力、力矩系数和其它气动导数）以及主要气动参数与飞机外形参数的关系。研究的内容包括：飞机各主要部件的外形和相对配置，各种外形和配置下飞机的气动特性；此外，由于很多气动技术对飞机部件外形和配置的选择有很大影响，所以较重大的气动技术是气动布局研究的重要内容和基础。 气动布局的研究范围很广，大到飞机总体布局的类型和参数，小到机翼剖面外形、前后缘襟翼这类气动技术，都对飞机气动布局的选择和确定以及最终的飞机性能有根大影响。国外概况：冷战时期，前苏联的先进气动布局技术与美国并驾齐驱，如Su-27依靠优良的气动布局设计，使其气动性能超过了美国的第三代战斗机。但冷战后，俄罗斯由于经济上的原因，新技术的发展十分缓慢，第四代战斗机迟迟出不来，明显已落后于美国。而美国气动力技术的发展却未见减缓，仍然保持着冷战时的高速发展态势，不但第四代战斗机F-22和JSF 都已研制出来，而且已开始着手发展下一代战斗机的气动力和先进气动布局技术。因此，目前美国在气动布局技术方面处于领先地位。西欧则稍稍落后于美俄，保持着较高水平，又以其体现多用途的战斗机气动布局而独具特色，如EF-2000和法国的"阵风"。 美国空军认为，虽然近年来在提高战斗机机动能力的先进气动布局方面作了一些工作，隐身气动设计和隐身能力也得到很大提高，但他们确实忽视了先进气动布局的研究和发展。在轰炸机方面，B-2的飞翼布局是40年代和50年代提出的概念的现代翻版。随着现代计算流体力学的进展和流动控制技术的提高，先进气动布局研究有可能获得新生。今后先进气动布局研究主要沿着如下两个方向： 第一，对过去提出的方案进行系统化研究。对亚音速飞机，这些方案包括带支撑机翼、翼身融合体、环翼、多机身飞机等。对超音速飞机，通过有利干扰降低阻力的布局已经提出但尚未进行系统的研究。这些方案过去都曾提出但没能研究下去，原因包括：设计工具和数据库不合适，稳定性和控制问题（现在可以成功地与现代结构和控制技术一起考虑），缺乏总体发展和实际验证。 第二，全新的布局概念研究，尤其是同时利用流动控制技术和现代结构和控制概念的布局研究。这些概念可能包括：带嵌入式层流控制吸气系统的复合材料机翼蒙皮；用于控制旋涡和边界层的机敏蒙皮；将层流控制、推进和结构设计综合在一起的翼型；其它等等。由于计算流体力学提供了探索和预测有利非线性干扰效应的能力，并且有了旋涡、粘流效应和分离的控制技术，全新气动布局概念的潜力是可以发挥的。 未来先进气动布局研究必须沿着多学科的路线进行。新布局的早期方案研究必须考虑推进一体化以及结构和控制方案。设计一体化技术的发展将使新方案的快速分析成为可能。 涉及先进气动布局的研究计划将为飞机性能的提高开创新的可能性，也许能开发出新的应用。不仅如此，这样的研究计划对诸如流动控制、设计方法和多学科综合这样的基础领域的研究来说，还将起到指南的作用，从而使先进气动布局的所有支撑技术能够同时成熟。从这一点来看，先进气动布局将重新发挥其作为气动技术推动力的作用。 美国90年代中期进行了"新世界展望"（New World Vistas）和"2025年的空军"（AF 2025）等对未来军事技术的预测研究，其研究结果最近已经过综合，并开始在美国空军的"航空器科学技术"（Air Vehicles S&T）的范围内进行技术开发。1997年，美国空军启动"未来飞机
飞机气动布局简介 想必很多人对飞机很感兴趣，因为飞机大多是很漂亮的，流线型的机身，舒展的机翼，实现了人类在蓝天翱翔的梦想。其实飞机外型的美观虽然是人类主动的设计创作，而实质却是受制于空气阻力的被动结果，从某种意义上讲，这种符合人类审美标准的流畅线条其实是空气动力原理的杰作。 大千世界千变万化，飞机也是形态各异，大的、小的、胖的、瘦的，四个翅膀的、两个翅膀的甚至还有一个翅膀的，打个比方，飞机的式样就像宠物狗一样，当真是品种丰富，血统复杂。俗话说外行看热闹，内行看门道，既然飞机的外观是空气动力原理决定的，那么这么多种飞机的形状在飞机设计中就有个称谓，叫做空气动力布局。下面我们就逐一介绍一下各种气动布局，当了解到气动布局这个概念后再回过头来看这些飞机，就会发现自己不会再看花眼了，其实全世界的飞机品种再多，也无非就以下这几种气动布局而已。 各种空气动力布局的主要差别就在于机翼位置上的差别，首先介绍一个最常见的布局——常规布局。这种布局的特点是有主机翼和水平尾翼，大的主机翼在前，小机翼也就是水平尾翼在后，有一个或者两个垂直尾翼。世界上绝大多数飞机属于这种气动布局，特别是客运、货运大型飞机，几乎全是这种布局，例如波音系列、欧洲的空中客车系列，我国的运七、运八、ARJ21，美国的C130等。我国的军用飞机中除了歼10猛龙战斗机以外，都是常规气动布局。 常规布局最大的优点是技术成熟，这是航空发展史上最早广泛使用的布局，理论研究已经非常完善，生产技术也成熟而又稳定，同其他气动布局相比各项性能比较均衡，所以目前无论是民用飞机还是军用飞机绝大多数使用这种气动布局。 常规气动布局机型——我国的ARJ21祥凤支线客机
摘要 我们看到任何一架飞机，首先注意到的就是气动布局。飞机外形构造和大部件的布局与飞机的动态特性及所受到的空气动力密切相关。关系到飞机的飞行特征及性能。故将飞机外部总体形态布局与位置安排称作气动布局。简单地说，气动布局就是指飞机的各翼面，如主翼、尾翼等是如何放置的，气动布局主要决定飞机的机动性，至于发动机、座舱以及武器等放在哪里的问题，则笼统地称为飞机的总体布局。 飞机的设计任务不同，机动性要求也不一样，这必然导致气动布局形态各异。现代作战飞机的气动外形有很多种，平直机翼布局、后掠翼布局、变后掠翼布局、无尾翼布局、鸭式布局、三翼面布局、前掠翼布局等。而以巡航姿态为主的运输机等大型飞机，其气动布局就相对比较单一，主要以常规布局为主 关键词：翼型；尾翼；气动外形；空气动力
目录 引言 (1) 一、现代飞机常见气动外形 (2) （一）作战飞机气动外形 (2) （二）非作战飞机气动外形 (7) 二、国内飞机常见气动外形 (7) （一）作战飞机气动外形 (7) （二）非作战飞机气动外形 (9) 三、飞机气动外形发展 (11) （一）作战飞机气动外形的发展 (11) （二）非作战飞机气动外形的发展 (11) 四、我国大飞机气动布局设计的发展建议 (15) 致谢 (17) 参考文献 (18)
引言 自从莱特兄弟发明第一架飞机以来，航空科技一直伴随着科技革命的推进迅速发展，由于该行业属于技术密集型，因此也使得航空科技一直云集着该时代最先进的科技成果，和众多的行业精英。因此航空技术往往代表着一个时代的科技水平，也促进和引领着科技进步。而一个时代的航空科技水平则主要体现在该时期的航空器上，飞机作为数量最多、最为常见的航空器，当然代表着一个时代航空科技的水平。而一个时代飞机的技术水准，则直观的体现在飞机的气动外形上。从飞机的气动外形我们就可以看出：这个时代航空科技的总体水平，这个时代的设计理念，甚至这个时代的军事政治战略格局等等。因此，研究飞机的气动外形及其发展，对于我们学习航空科技进而了解世界科技、历史、军事、政治等方面知识有着深远的意义。
飞机的气动布局与机翼的几何参数 人类向往飞行就是从模仿鸟类飞行开始的。但就是由于鸟类飞行机理的复杂性,至今未能对扑翼机模仿成功。 而真正促使人们遨游天空的,也许就是受中国风筝的启发,在航空之父凯利的科学理论指导下,将动力与升力面分开考虑,而发明了固定翼飞机。 飞机就是二十世纪人类史最伟大的科学成就。就是人类最快捷、舒适、高效、安全的交通运输工具,在国家安全、社会与国民经济的发展中占有极其重要的地位。 当年李白受安史之乱蒙冤沦为囚犯,被流放到白帝城后,朝廷大赦天下,她立刻返舟东下,重出三峡,欣喜的心情无法言表: 朝辞白帝彩云间,千里江陵一日还。两岸猿声啼不住,轻舟已过万重山。 如果李白乘飞机,不知如何写佳作。就是否同意写成如下: 朝辞白帝彩云间,千里江陵一时还。两耳风声鸣不住,轻机已过万重山。 人类要想自由飞翔,必须做到: 1、必须有良好的气动外形 2、必须有轻巧的结构 3、必须有相当的动力 4、必须达到一定的速度 5、必须有机敏的操纵机构 6、必须有导航系统 与鸟的飞行不同,飞机在空中能够飞行就是依靠与空气的相对运动,而产生作用在飞机上的力与力矩来实现的。如对于水平等速直线飞行而言,从飞机受力条件,有 L＝G L V￥ (升力与重力平衡) F＝D D//V￥ (推力与阻力平衡) M=0 (俯仰力矩保持守恒)
飞机产生升力必须具备的条件: (1)有空气(飞机在空中飞行就是靠作用于飞机上的空气动力)。此外,喷气发动机的氧气也就是取源于空气。 (2)必须存在一定的飞行速度(飞机与空气之间要有一定的相对运动,产生空气动力)。 (3)要有适当的气动外形、受力大小与飞行姿态。 (4)必须存在保持与改变飞行状态的能力。 1、飞机的气动布局 不同类型的飞机、不同的速度、不同的飞行任务,飞机的气动布局就是不同的。 何为飞机的气动布局？ 广义而言:指飞机主要部件的尺寸、形状、数量、及其相互位置。 飞机的主要部件有:推进系统、机翼、机身、尾翼(平尾、立尾)、起落架等。 按机翼与机身连接的相互位置分为: 按机翼弦平面有无上反角分为:
民用飞机气动设计原理民用飞机可以随时转为军用。海湾战争期间，美国曾动员民用飞机用于军事运输。预警机、加油机等军事用途飞机也往往由民用飞机改型而成。下面是为大家分享民用飞机气动设计原理知识，欢迎大家阅读浏览。 宽体飞机相对于窄体飞机，超临界机翼气动设计的难点主要体现在哪里?(Dan) 超临界翼型设计的本质是弱激波翼型的设计。超临界翼型相较于普通翼型，其头部比较丰满，降低了前缘的负压峰值使气流较晚达到声速。即提高了临界马赫数。同时超临界翼型上表面中部比较平坦，有效控制了上翼面气流的进一步加速，降低了激波的强度和影响范围，并且推迟了上表面的激波诱导边界层的分离。因此超临界翼型有着更高的临界马赫数和更高的阻力发散马赫数。 超临界翼型与传统翼型对比 对于窄体飞机，其巡航马赫数范围在0.78-0.80 之间，通常巡航时间占全航程比例不高，因此翼型设计需要多考虑起降、爬升等非巡航性能。而宽体飞机的巡航马赫数则通常在0.85-0.90 之间，并常用于长航程飞机，应此翼型设计需要多考虑巡航性能。更高的巡航马赫数使得机翼表面有很大的超声区，使得通过翼型设计来削弱、推迟激波的设计难度大大加大。 控制律载荷一体化技术能改善飞机什么性能?有何效 益？(Zhijie) 放宽静稳定性使飞机阻力减小，减轻飞机的质量，增加有用升
力，使飞机的机动能力提高; 边界控制技术减轻了驾驶员的工作负担并保证飞机安全; 阵风载荷减缓技术减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的，并提高乘坐舒适性; 机动载荷控制改变飞机机动飞行时机翼的载荷分布，降低翼根处的弯曲力矩，从而减轻机翼的结构重量和机动时的疲劳载荷，最终可以提高商载能力和增加飞行航程; 颤振模态控制技术通过改变翼面的非定常的气动力分部，从而降低或改善机翼的气动弹性耦合效应，最终达到提高颤振速度的目的。 A320 阵风载荷减缓控制系统说说风洞试验中，风洞的问题和缩比模型的问题、试验结果的一致性问题(Shaoyun) 风洞试验是指在风洞中安装试验模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。 F22 飞机风洞模型风洞的基本参数一是风洞几何参数，包括风洞截面积、风洞试验段长度等，二是风洞的试验风速，一般地，0~0.3M 范围为低速风洞，0.3M~1M为高速风洞，大于1M为超音速风洞。 由于模型缩比等原因，风洞试验模型不能完全保留真实飞行器的气动特性。风洞试验通过采用相似准则来尽可能地使试验特性同真 实特性一致，通常根据试验的目的不同会选择不同的相似准则，但一般都会满足的重要准则包括： 几何相似性，模型几何特征同真实飞行器尽可能等比例的放大或缩小; M 数相似，风洞试验M数和飞行器实际使用M数保持一致；
由于CFD 在节省研制费用、缩短研制周期、实现研制数字化自动化、提高研制质量等方面的优势，越来越多的人认为未来飞行器性能的确定，将依赖于在“虚拟风洞”数据基础上产生的“虚拟飞行”，这将是飞行器研制的主要发展方向。 近30多年来计算机和CFD 计算方法的迅速发展，CFD 取得了很大的成就。今天，以数值求解Euler 方程和RANS 方程为代表的CFD 技术已经广泛应用到航空、航天、船舶、武器装备等领域，取得了令人瞩目的成就，日益展现出它蓬勃的活力和发展的潜力 [1]。在航空航天等领域，CFD 革命性地改变了传统的空气动力学研究和设计方法，推动了这些领域的技术进步。由于CFD 在节省研制费用、缩短研制周期、实现研制数字化自动多数型号单位成为主要的气动设计 手段，风洞试验成为后期的确认性工作；（2）一般情况下，CFD 精度可以满足工程要求，型号部门大都购买了商业CFD 软件，但使用者的水平需要进一步提高;（3）商业CFD 软件具有功能全面、使用方便、技术服务好等优点，但这些商业软件的性能低，如计算精度、计算效率、可靠性均较差。西方大国的先进CFD 软件是禁止向我国出口的，如CFL3D、USM3D 等NASA 发展的著名CFD 软件； （4）计算周期大大缩短，常规CFD 任务可以在一周至数周内完成，复杂任务可以在数周至数月内完成。 基于CFD 在我国航空航天领域应用的现状，本文主要论述大型飞机气动设计中的CFD 技术。 大型飞机是指起飞总重超过 阎 超 液体力学教授，博士生导师，主要从事CFD 领域的研究工作。 大型飞机气动设计中的 CFD技术 北京航空航天大学国家计算流体力学实验室 阎 超 甘文彪 CFD Technology for Aerodynamic Design of Large Commercial Aircraft 化、提高研制质量等方面的优势，越来越多的人认为未来飞行器性能的确定，将依赖于在“虚拟风洞”（CFD）数据基础上产生的“虚拟飞行”，这将是飞行器研制的主要发展方向。美国NASA 在20世纪90年代的20项关键技术中CFD 技术被列为第8项, 属最优先发展的技术领域。 今天的CFD 已经成为飞机、导弹、飞船等航空航天飞行器研制中一种主要的气动分析和设计工具。CFD 以其快速、经济、高效、适用面广、约束少、数据详尽、容易实现数字化和自动化设计等特有的优势改变了传统的气动设计方法，成为航空航天飞行器研制中无可替代的有力工具。在我国，CFD 研究及其应用也得到了迅速的发展。目前，CFD 在我国航空航天领域的现状是： （1）CFD 已经得到普遍的认可，成为型号设计部门的常规手段，在大
机舱布置图设绘通则 [版本1/修改0]讨论稿 年月日发布年月日实施编制：钱明校对：审核：编制单位： 会签：审定：批准：
1.主题内容与适用范围 1.1 本标准规定了机舱布置图的设绘依据、基本要求、内容要点、图面要求、注意事项、校审要点、质量要求以及附录。 1.2 本标准适用于详细设计阶段时机舱布置图的设绘，对于基本设计和生产设计、报价设计时的机舱布置图也可以酌情采用。 2.引用标准及设绘依据图纸 2.1 引用标准 下列标准所包含的条文，通过在本标准中引用而构成为本标准的条文。本标准出版时，所示版本均为有效。所有标准都会被修订，使用本标准的各方应探讨使用下列标准最新版本的可能性。 a) QSCZ0001-2015《船舶设计图样及技术文件设绘通则》编制规则； b) GB4476.1~4-84 金属船体制图。 2.2 设绘依据图纸 a) 设计任务书； b) 规格书或轮机说明书； c) 机械设备明细表； d) 总布置图； e) 线型图和基本结构图或肋骨型线图和机舱分段结构图； f) 主要设备的厂家资料。 3.基本要求 3.1 布置基本原则 机舱布置图是船舶设计中最重要的基础性图纸之一，是许多其它图纸项目的依据。动力装置布置的好坏对船舶性能有决定性的影响。 a) 应满足相关规范、公约、规则及入级符号的特定要求。 b) 要求动力装置可靠而持久的工作，提供足够的航行动力，保证航行安全，同时便于
船员管理维修。 c) 采取综合利用、多层布置设备的方法尽可能地充分利用机舱空间、缩小机舱长度，以增加船舶货舱容积。 d) 各种机械设备相互间位置分布合理，按其功能不同（如船舶系统、冷却水、燃油、滑油、电站等）分区布置，以便于维护使用并节省管路。 e) 主要通道、开口、舱柜、舱室的布置应考虑船体结构的完整性，设备基座简单合理以便施工建造。 f) 应尽量保持左、右两舷重量平衡，且尽可能降低重心。 g) 详细设计的机舱布置图应能表明机舱内主、辅机电设备布置的全貌,作为送审图和轮机其它部分图纸生产设计的依据。 4.内容要点 4.1 主机的布置要点 4.1.1 主机前端（底层）应保留足够的空间以布置自身管路及冷却海水泵，压载泵等泵组和海水总管、舱底压载等管系。主机两侧应留出必要的管路空间和维修空间。 4.1.2 主机纵向定位时应保证主机油底壳出油口位于相邻两档肋板之间，主机基座螺栓孔与肋板尽量减少位置重叠。 4.1.3 主机纵向定位时还应考虑到机舱平台开口的位置。平台开口的前后端应尽可能位于强肋位，主机（包括路台）应尽可能位于开口当中。 4.1.4 对于重型低速柴油机当垂向外力矩过大时，注意使柴油机中点尽量远离船体振动节点位置。 4.2 轴系布置要点 4.2.1 螺旋桨轴抽出空间 当螺旋桨轴向船内拉出时，从机舱后舱壁至主机(或齿轮箱)联轴节之间的距离通常为螺旋桨轴长度加450mm,如定距桨向船外拉时，则应考虑向船内拉轴检查轴前端和艉轴管后轴承所需的位置。 4.2.2 轴系的倾斜度 轴系的中心线(通常也是主机的中心线)一般应与基线平行(α= 0°)如需倾斜时在运
气动翼碟型飞机设计（目录） 1.外观图 2.说明摘要 3.飞机截面图 4.气动翼结构分布及升力和相对速度 4.1结构 4.2分布 4.3升力及相对速度 4.3.1相对速度 4.3.2综合升力 5.发动机球面三环喷嘴（半球面万向喷嘴）自动控制系统5.1球面三环与液压杆系俯视图 5.2液压杆系控制说明 5.3液压杆喷嘴控制点操作态位置图 5.4液压杆喷嘴控制点定位轨迹 6.机舱分布图 7.旋转体飞行方向与重心偏移规律特性坐标图 7.1旋转体重心偏移规律坐标图（前视） 7.2旋转体重心偏移规律坐标图（后视） 7.3喷嘴推力坐标图 8.驾驶控制系统 8.1方向及重心偏移角α 8.2自控系控制图示 8.2.1重心偏移角α 8.2.2 F喷与翼底水平线夹角β 9.飞机重心平衡 9.1发动机及重心平衡车位置示图 9.2客货装载重心平衡自控（见8.2） 10.转向系统 10.1左转向 10.2右转向控制示图 11坐椅重力自动回位装置 12.弧线气动翼及纺锤形飞机外观图
（气动翼碟型飞机设计内容） 1.外观图 2.说明摘要 该款飞机设计为12片气动底翼，飞行时翼及外罩旋转，飞行时内部机舱及底中心喷嘴不作旋转面平移。由于气动翼旋转相对速度很大产生的升力较大，且上升时喷嘴可向下喷，综合升力更强。 球面三环喷嘴（半球面万向喷嘴）自动控制系统能实现机底水平线以下半球面任意方向的喷气动力调节，且易自动化控制。 机舱底设离合与旋转翼连接处可制动，实现实现机舱在空中悬停作圆周转向运动，调头更容易。可垂直升降免跑道着陆。 飞机外部为旋转体移动能减少空气阻力和产生反重力作用，可降低能耗。 3.飞机截面图 4.气动翼结构分布及升力和相对速度 4.1结构
大飞机班 大型客机气动设计 结课论文 2013/12/27
1，大型客机概述 1.1大型客机概念 大型客机项目是一个国家工业、科技水平和综合实力的集中体现，对增强中国的综合国力、科技实力和国际竞争力，使中国早日实现现代化具有极为重要的意义。大飞机一般是指起飞总重超过100吨的运输类飞机，包括军用大型运输机和民用大型运输机，也包括一次航程达到3000公里的军用或乘坐达到100座以上的民用客机。从地域上讲，我国把150座以上的客机称为大客机，而国际航运体系习惯上把300座位以上的客机称作“大型客机”，这主要由各国的航空工业技术水平决定的。具体载客量要看机型和舱内布局。最大的客机A380如果全经济布局的话可以载800多个人。 1.2大型客机研制 较军机而言，民机有许多不同之处。主要来讲，民机研制流程可以从时间角度划分为前期论证、型号研发、产品支援及客户服务三大阶段：1）前期论证阶段：这一阶段的主要工作任务是形成产品设想和立项，一个标志性里程碑是：长周期及通用技术准备工作正式启动。 2）型号研发之可行性论证阶段：这一阶段的主要工作任务是定义满足市场需求的产品方位和层次。初步设计和详细设计阶段：这一阶段的主要工作任务是定义满足市场需求的具体产品。产品研制阶段：这一阶段的主要工作任务是形成满足市场需求的合法的产品和服务。 3）产品支援及客户服务阶段。 1.3国产大飞机研制意义 中国虽然在民用飞机制造方面拥有一定经验，但与发达国家相比还存在较大差距，难以满足我国经济社会发展和快速增长的民用航空市场的需求。未来２０年，是中国民用航空工业发展的重要战略机遇期。中国实施大型客机项目具有以下六大重要意义： 1）大型客机项目是一个国家工业、科技水平和综合实力的集中体现，对增强中国的综合国力、科技实力和国际竞争力，使中国早日实现现代化具有极为重要的意义。 2）航空工业产业链长、辐射面宽、连带效应强，在国民经济发展和科学技术进步中发挥着重要作用。大型客机是现代制造业的一颗明珠，是现代高新科技
民用飞机气动设计原理 民用飞机可以随时转为军用。海湾战争期间，美国曾动员民用 飞机用于军事运输。预警机、加油机等军事用途飞机也往往由民用飞机改型而成。下面是为大家分享民用飞机气动设计原理知识，欢迎大家阅读浏览。 宽体飞机相对于窄体飞机，超临界机翼气动设计的难点主要体 现在哪里?(Dan) 超临界翼型设计的本质是弱激波翼型的设计。超临界翼型相较 于普通翼型，其头部比较丰满，降低了前缘的负压峰值使气流较晚达到声速。即提高了临界马赫数。同时超临界翼型上表面中部比较平坦，有效控制了上翼面气流的进一步加速，降低了激波的强度和影响范围，并且推迟了上表面的激波诱导边界层的分离。因此超临界翼型有着更高的临界马赫数和更高的阻力发散马赫数。 超临界翼型与传统翼型对比 对于窄体飞机，其巡航马赫数范围在0.78-0.80之间，通常巡 航时间占全航程比例不高，因此翼型设计需要多考虑起降、爬升等非巡航性能。而宽体飞机的巡航马赫数则通常在0.85-0.90之间，并常用于长航程飞机，应此翼型设计需要多考虑巡航性能。更高的巡航马赫数使得机翼表面有很大的超声区，使得通过翼型设计来削弱、推迟激波的设计难度大大加大。 控制律载荷一体化技术能改善飞机什么性能?有何效 益?(Zhijie)
放宽静稳定性使飞机阻力减小，减轻飞机的质量，增加有用升力，使飞机的机动能力提高; 边界控制技术减轻了驾驶员的工作负担并保证飞机安全; 阵风载荷减缓技术减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到 减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的，并提高乘坐舒适性; 机动载荷控制改变飞机机动飞行时机翼的载荷分布，降低翼根 处的弯曲力矩，从而减轻机翼的结构重量和机动时的疲劳载荷，最终可以提高商载能力和增加飞行航程; 颤振模态控制技术通过改变翼面的非定常的气动力分部，从而 降低或改善机翼的气动弹性耦合效应，最终达到提高颤振速度的目的。 A320阵风载荷减缓控制系统 说说风洞试验中，风洞的问题和缩比模型的问题、试验结果的 一致性问题(Shaoyun) 风洞试验是指在风洞中安装试验模型，研究气体流动及其与模 型的相互作用，以了解实际飞行器的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。 F22飞机风洞模型 风洞的基本参数一是风洞几何参数，包括风洞截面积、风洞试 验段长度等，二是风洞的试验风速，一般地，0~0.3M范围为低速风洞，0.3M~1M为高速风洞，大于1M为超音速风洞。 由于模型缩比等原因，风洞试验模型不能完全保留真实飞行器 的气动特性。风洞试验通过采用相似准则来尽可能地使试验特性同真
国产歼10双座型战斗教练机
静安定度的后尾式、无尾式和鸭式飞纵向配平方式的示意图文／傅前哨 歼一10战斗机采用了鸭式气动布局，这在我国研制成功的战斗机中还是首次。在世界战斗机的大家庭中，有一些比较先进的战斗机也采用了类似的布局，如瑞典的Saab一37“雷”、JAS 39，法国的“幻影”ⅢNG、“幻影”4000、“阵风”，以色列的“幼狮”C2、“狮”，俄罗斯的米格1.44以及西欧四国合作研制的 EF2000“台风”等等。随着航空技术的深入发展，新型鸭式战斗机方案不断出现，并跻身先进战斗机的行列。那么，鸭式布局战斗机有些什么特点，其气动特性又如何呢? 高低速性能好 采用后尾式和无尾式气动布局的普通高速飞机，由于种种原因，其低速性能往往不佳。而鸭式布局则可以满足战斗机对高、低速。性能的要求。因为这种布局能很好地兼顾高速飞机所需的细长体外形和飞机实现短距起落所需的高配平升力系数。这是因为：一方面，细长鸭式布局在由亚声速过渡到超声速时，其焦点移动而引起的安定度增量比后尾式要小，这对高速机动飞行是有利的。另一方面，在大迎角进场或飞行时，它又能产生比后尾式和无尾式飞机高得多的配平升力。这说明它亦适合低速飞行。 配平升力高
图一是静安定度的后尾式、无尾式和鸭式飞机纵向配平方式的示意图。飞机在空中做定常水平飞行时，其重力与升力，推力和阻力是相等的，全机力矩也是平衡的。为获得配平力歼一10A用的鸭式布局方案虽然在中国早期歼一9概念中曾有过体现，但其中涉及的诸多技术问题是在歼一lO上获得了最终的完美解决刘应华摄矩，无尾式及后尾式飞机需要付出一定的升力代价。在飞行中，机翼的升力Y及全机零升力矩Mzo对飞机重心要产生一个低头力矩。为平衡这个力矩，无尾式飞机要上偏升降襟翼，后尾式飞机要上偏转升降舵，以便产生一个负升力去配平，致使全机升力下降。当然，小迎角飞行时平尾的负荷不大，它付出的升力代价也很小。但是当飞机以大迎角飞行，并采取增升措施时(例如放襟翼)形势就恶化了。因为增升时会带来很大的附加低头力矩。为配平这些附加力矩，平尾后缘必须上偏很大的角度，这将使增升效果显著降抵。倘若机翼采用高度增升的方法。有时连配平都很困难了，只好在平尾上采取高度增加负升力的措施。国外不乏这方面的例子。美国的F一4飞机由于在后缘襟翼上采取了附面层控制技术，使低头力矩增加很多，结果尾翼在配平时已接近失速，只好对平尾进行修改，使前缘上翘，将翼型变为反弯度的。而日本的PS一1水上飞机则是在尾翼下表面吹气以增加负升力。后尾式布局尚且如此，无尾式飞机配平高升力就更困难了。 相比之下，鸭式布局比后尾式及无尾式布局优越之处在于：其抬头俯仰力矩可由飞机重心前的正升力面(鸭翼)提供。这真是一举两得：既提供了配平力矩，又增加了升力。那么为什么以前人们很少采用鸭式布局呢?这是因为常规的鸭式飞机有三大缺点：(1)前翼对主翼存在着强烈的下洗，使主翼升力降低。尽管前翼的升力是正的，弥补了部分升力损失，但配平时的总升力不见得比后尾式高很
华东船院ＣＡＤ中心标准 QJ/ＨＤ04.65-2000 代替 QJ/ＨＤ04.65-94 机舱综合布置图设绘要领 1 主题内容与试用范围 本标准规定了机舱综合布置图的定义，设绘条件，内容，顺序，方法和校对内容等 本标准试用于船舶机舱范围综合布置图的设绘 2 引用标准 CB*3093-81 弯管技术要求 CB*3182-83 船体结构相贯切口与补板 CB*/Z345-85 船舶管系布置和安装通用技术条件 3 机舱综合布置图的定义 船舶产品机舱范围内除船体结构外的各类舾装件。例如：主机，辅机，泵，电气设备，主干电缆以及管路，通风，基座，箱柜，花钢板，梯子，格栅等预先在图纸上分区域进行全面规划，综合安排和统筹协调，以求得各专业在每个区域内的矛盾和问题在图面上获得解决后所设绘的图样，就是综合布置图 综合布置图是连接详细设计和生产设计的纽带，是舾装生产设计的基础，不直接用于现场施工 4 机舱综合布置图设绘前应具备的资料 4.1 综合性资料 4.1.1 有关轮机部分的建造方针和施工要领
，规则，公约以及建造合同，船东要求 4.2总体和船体部分 ，总体及船体说明书 4.2.2 船体型值表，梁拱值及肋骨线型图 ，中横剖面图 4.2.4 机舱区域范围内分段划分图，船体分段结构图 ，轴系，发电机，锅炉，空压机等主要设备基座草图 4.3 机装部分 ，机装管系原理图（包括机舱通风管系布置图）及阀件，附件明细表，机电设备明细表 ，样本，说明书 ，轴系布置图和艉轴管总图 4.3.5 集控室，机修间，备品间，电工间等工作舱室布置图 4.3.7 船体结构上的箱柜附件布置图及独立箱柜草图 4.3.8 机舱海底阀及附件布置图 ，格栅，梯子及主通道布置示意图 4.4电装部分 ，样本，说明书 4.5 船装部分 4.5.1 与机舱有关联的管系原理图 ，上甲板下，油柜等的隔音和绝缘布置图 4.5.3 上甲板居住舱室布置图
飞机气动设计分析 ——由图-22M和B-1B浅析现代超音速轰炸机设计 SYXXXXXXXXX 一、超音速轰炸机简介 众所周知，轰炸机是用于从空中对地面或水上目标进行轰炸的飞机，具有载弹量大，飞行距离远的特点。飞机开始投入战争后不久，便出现了专门用于对地面实施轰炸的轰炸机。一二次世界大战期间，轰炸机得到迅速发展和广泛使用，以美国B-17、B-29为代表的全金属四发重型轰炸机的出现是轰炸机发展到新水平的标志，这时的轰炸机载弹量可达8至9吨，航程在5000公里上下。战后，航空进入喷气时代，轰炸机也不例外，在现代喷气式轰炸机问世以来的50多年里，轰炸机的发展已经经历了三个明显的阶段（如图1所示）： 图1 喷气式轰炸机发展的三个阶段 第一阶段是上世纪60、70年代出现的亚音速喷气式轰炸机，以苏联图-16（我国轰六的原型）、英国的三V轰炸机(“胜利”、“火神”、“勇士”)、美国B-47和B-52等为代表。这一时期，飞机设计上的主要特点是以喷气动力取代螺旋桨动力，首先解决的是有无问题，在飞机的外形和结构设计上与之前的螺旋桨动力轰炸机并无较大区别。这类轰炸机由于飞行速度较慢，雷达散射截面积较大，在完整的现代防空体系面前不堪一击，突防能力较弱，但到目前为止仍有很大一部分的亚音速轰炸机在各国空军服役。 第二阶段是上世纪70、80年代出现的超音速轰炸机。超音速轰炸机往往采用了变后掠翼设计，解决了超音速轰炸机研制初期如B-58轰炸机遇到的速度与航程间的矛盾，这一阶段的代表是美国B-1B和苏联图-160、图-22M等。超音速战略轰炸机的出现使得战略轰炸机的突防能力大大增强，打击能力也相应提高。 第三阶段是上世纪末出现的隐身轰炸机，使轰炸机的战场生存能力和威慑力得到更大的提高。目前，隐身战略轰炸机只有美国的B-2一种。
ANSYS 新技术助力大飞机总体/ 气动设计 针对大飞机总体布局和气动力设计中的关键技术以及目前遇到的种种问题，ANSYS 公司凭借优秀的多物理场协同仿真技术、航空领域广泛应用的CFD 求解技术、领先的CFD 湍流计算模型和高效的气动噪声模型及完善的技术服务体系，对解决上述问题将起到有效的推动作用。 大飞机研发总体布局和气动力设计关键技术目前存在的问题 大飞机研发需要的关键技术很多，但总体布局和气动力技术是设计的重中之重。比如总体技术方案与气动布局选型、总体外形参数优化、超临界机翼与高效增升装置研究、气动控制与减阻技术、大展弦比机翼气动弹性分析计算技术、高效的气动降噪与发动机降噪技术、超临界机翼颤振分析和空投与空降时飞机稳定性分析等[1]。下面就上述重点问题进行详细阐述： （1）总体技术方案与气动布局选型。 由于速势、欧拉方程的局限性，使得在高雷诺数下可以获得较高精度，但是无法适应超临界机翼设计、飞机低速气动布局评估、飞机失速特性预测等和粘性流动密切相关工作。随着CFD 软件并行效率的提高和高性能计算机日新月异的发展，N-S 方程应用于总体方案与气动布局选型成为大势所趋。 （2）超临界机翼与高效增升装置研究。 超临界机翼和增升装置气流流动都具备层流区和湍流区共存的特点，流动转捩是CFD 气动计算的难点。目前CFD 代码普遍有基于低雷诺数修正模型或基于二维的eN 准则来模拟过渡流动，但是上面这2 种方法有很大的局限性，无法适应超临界机翼和复杂增升装置的转捩流动精确气动力评估。近些年，基于传输方程的Gamma_Theta 模型在航空领域获得了成功的应用。西北工业大学陈奕等发表了《Gamma_Theta 转捩模型在绕翼型流动问题中的应用》，作者采Gam ma_Theta 模型成功预测了S809 翼型的气动力系数、前缘分离泡和不同迎角下的转捩点位置。由于转捩计算对网格要求较高，比如近壁面网格密度和流向网格密度的要求会导致三维增升装置计算网格量达到千万量级，这大大限制了转捩计算在国内航空单位的广泛应用。 （3）大展弦比机翼气动弹性分析计算技术。 大展弦比机翼气弹设计在大飞机研发中非常重要，国外研究结果表明，在Ma=0.8，Re=2.1e7 条件下，弹性变形对MD90 翼身组合体机翼外侧剖面压力分布影响达30% 以上。过去以刚性机翼作为研究对象，加以弹性修正的方法，可能会导致重新修改飞机的基本布局，难以适应大飞机设计要求，因此，必须从方案论证阶段就考虑气弹要求[2]。因此对于大飞机总体气动布局设计而言，迫切需要一个可以包含静气弹计算的多物理场参数化设计平台，通过改变总体布局参数，快速获得考虑静气弹影响的气动力分析结果。 （4）超临界机翼颤振。 过去广泛运用于飞机颤振的偶极子格网法（DLM），基于线化势流理论，无法解决非线性强的流场，而且由于采用平面模型导致无法计入机翼厚度、迎角等几何细节。近年来随着CFD 技术和计算机日新月异的发展，CFD/CSD 耦合方法也迅速发展。21 世纪初国外学者提出HISSS/NASTRAN 方法、CFL3D/GFEC 方法、ZAERO/NASTRAN 方法等一体化设计手段。但是对于结构的求解，国内外大多基于结构在静变形平衡位置附近做微幅振动的假设，沿用线性系统振动理论中固有频率和模态的概念，称为“准模态”方法，基于该方法，结构振动方程仍然为线性，所以无法完整考虑结构和流场的非线性效应[3]。 （5）高效气动降噪与发动机降噪设计。 气动噪声是大飞机研制阶段必须重视的空气动力学问题之一。大飞机降落时襟翼、副翼和起落架展开，飞机为高升力、高阻力结构，发动机喷口湍流流入大气，湍流边界层和空腔振荡产生很强的噪音。飞机低空飞行很长距离，潜在地使大片区域暴露在飞机进场噪声环境中，尤其对附近由居住人群有较大的影响。可见，降噪设计将成为大飞机设计中的重要环节。 气动噪声是大飞机研制阶段必须重视的空气动力学问题。大飞机降落时襟翼、副翼和起落架展开，飞机为高升力、高阻力结构，发动机喷口湍流流入大气，湍流边界层和空腔振荡产生很强的噪声。飞机低空飞行很长距离，使大片区域暴露在飞机进场噪声环境中，尤其对附近居住人群有较大的影响。可见，对机体噪声的限制将成为未来飞机设计和发展过程中的重要障碍，发展精确实用的机体噪声预估方法可以正确认识机体噪声机理，为飞机降噪设计提供理论基础和指导原则。 ANSYS 新技术助力大飞机气动设计 ANSYS 旗下的ICEMCFD、CFX、Fluent 几乎成为国内主要航空单位及院校流体计算使用频率最高的商用软件，尤其是ANSYS 13.0 的发布，标志着多物理场协同仿真技术已经正式进入工业界产品研发的实际应用阶段，对我国大飞机研制将起到重要的推动作用。 （1）ANSYS 新协同仿真技术 在ANSYS Workbench 环境中很容易实现多物理场耦合分析。如果在大飞机方案阶段就考虑静气弹的影响，这一问题也很容易在参数优化流程建立的时候实现。我们只需要在CFX/Fluent 气动分析后添加一个ANSYS 结构有限元分析的静气弹耦合流程，这样所得到的气动力结果就是考虑飞机静气弹变形后的结果。