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机翼外形初步设计-南京航空航天大学飞机设计研究所

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鸭式模块化双机身飞机机翼初步及详细设计

鸭式模块化双机身飞机机翼初步及详细设计

飞行器结构设计课程设计作业鸭式模块化双机身飞机””“鸭式模块化双机身飞机机翼初步及详细设计——机翼初步及详细设计——学院：航空航天与力学学院专业：飞行器制造工程学号：093508、093534、093535姓名：杜孟尧、张茂新、倪荫梅指导老师：沈海军1.项目背景所谓模块化鸭式飞机，指在设计中采用模块化思想及鸭式的布局形式。

采用鸭式的气动布局，具有全机升力系数大、升阻比大的有点。

而模块化则要求飞机可以在双机身和单机身之间方便的转变，此乃模块化的意义所在。

项目提出并成功立项之后，经工作任务分配，杜孟尧、张茂新、倪荫梅三人负责飞机机翼的设计与制作工作。

2012年8月，所有工作完成之后，已经对单机身的飞机进行了试飞并获得成功。

2012年12月，双机身飞机也已制作成功，现正在进行试飞后的改进工作。

以下为机翼的初步设计以及细节设计过程。

2.机翼初步设计（主要完成者：杜孟尧）2.1机翼俯视图经过之前的整机初步设计，已经得到了机翼的设计要求，如表2.1：图2.1机翼设计参数经气动分析整体设计，机翼采用CLARK Y 翼型。

有以上设计参数，确定了机翼的俯视图，如图2.2图2.2机翼俯视图双机身单机身翼面积0.589㎡0.439㎡相对厚度15%15%展弦比10.788.22根梢比 1.5 1.5外段后掠角7.59°7.59°展长 2.5m 1.5m 根部弦长0.25m 0.25m 平均气动弦长0.2356m 0.231m 安装角3°3°副翼展长 1.0m 1.0m 副翼弦长0.06m 0.06m 副翼面积0.06㎡0.06㎡相对面积0.1020.137机翼包括中段翼和外段翼两部分。

中段翼与机身相连，外段翼由中段翼外伸，并安装副翼和翼稍垂尾。

2.2翼身连接连接方式设计翼身连接方式采用根部翼肋加强耳片与机身侧壁螺栓连接的形式。

这种方法在飞机中并不常见，但对于航模来说，强度已经足够，并且可以达到快速装配的目的。

飞行器设计重量估算

飞行器设计重量估算

• 注释：
客机的结构重量（机翼、机身、尾翼、起落架） 一般占最大起飞重量30％～35％。
基于统计方法的重量估算方程
参考文献
1. D. Howe, Aircraft Conceptual Design Synthesis, Professional Engineering Publishing Limited, London, UK, 2000. L. R. Jenkinson, P. Simpkin, D. Rhodes, Civil Jet Aircraft Design, AIAA Inc, 1999
基于统计方法的重量估算方程
• 机翼重量
– 按理想的基本结构重量、修正系数、机身影响系数 三部分分别计算。 （1）理想的基本结构重量MIPS
M IPS = mC + mr M0
(kg）
mC = 1920 A1.5 S 0.5 Nr (1 + λ )sec φ sec ϕ / τ f a
mr = 3S τ M 0 A0.25
• 基于近似分析模型
– 工程梁理论
• 基于数值仿真/虚拟样机的方法
– 结构有限元模型 – 三维CAD模型
按基本空重百分比分配重量指标
重量统计数据
按基本空重百分比分配重量指标
重量统计数据（续）
按基本空重百分比分配重量指标
对于同类型飞机，机翼、机身、尾翼、短舱、起落架、推进系统、 固定设备在基本空重所占百分比存在一定的统计关系。
• 重心调整
– 若重心估算的结果表明，基本空机重量不符合上述统计规 律，需调整机翼位置。
1 ΔxG = cA
⎤ ⎡ W机翼 − 1)⎥ Δx机翼 ⎢( ⎦ ⎣ Wto
Δx 机翼－机翼移动量 ΔxG － 全机重心在平均气动弦上 的移动量

飞机操稳特性评估

飞机操稳特性评估

操稳分析内容
静稳定性
俯仰静稳定性导数 特征方程
特征根
稳定性
动稳定性
稳定性判据
模态特征
长周期
纵向
静操纵性
短周期 升降舵操纵力矩及配平曲线
纵向运动状态量对升降舵 及油门的操纵响应 横滚静稳定性导数 偏航静稳定性导数
操纵性
动操纵性
操稳 特性
稳定性
静稳定性 动稳定性
特征方程 特征根
稳定性判据
模态特征
横侧向
静操纵性
方向舵及副翼的操纵力矩
滚转 螺旋 荷兰滚
操纵性
动操纵性
非对称定常飞行时的平衡
横侧向运动状态量对方向 舵及副翼的操纵响应
主要操稳要求的校核
• 纵向
– 巡航和着陆配平
– 静稳定裕度
– 起飞时抬头力矩 – 短周期模态特性
对平尾面积的约束
– 长周期模态
这些操稳性能计算需要纵向气动导数。
主要操稳要求的校核
– 能快速对各种飞机构型的气动导数进行计算。
AVL的应用示例
载重电动遥控飞机 飞翼布局电动遥控飞机
基于面元法的气动导数计算
• DWT（Digital Wing Tunnel）数值风洞软件
– 基于无粘的线化位流方程；数值方法－面元法，C语言编写。 – 可估算升力、诱导阻力、摩擦阻力、纵向/横侧向静、动气动导数。
• 计算输出气动力与力矩系数（基本）： • 计算输出静稳定性导数（基本）： • 计算输出动稳定性导数： • 计算平尾配平时产生的相应的力与力矩 • 计算由襟翼、副翼及升降舵产生的力与力矩
基于涡格法的气动导数计算
• 涡格法程序AVL
– 由MIT的教授和他的学生Youngren开发。

现代飞机机翼结构的受力型式可分为...

现代飞机机翼结构的受力型式可分为...

南京航空航天大学硕士学位论文摘 要现代飞机机翼结构的受力型式可分为梁式、单块式和多腹板式。

结构选型是机翼结构设计的首要环节，它是否合理直接影响机翼结构重量。

目前已有定性结论指出相对载荷和有效高度比是机翼结构选型的两个重要依据，但由于操纵面、机身-机翼连接、发动机舱、吊挂、起落架位置等因素对结构性能的影响无法进行定量描述，所以结构型式的确定目前尚无普遍可以适用的定量方法，在很大程度上还是在原型机的基础上依赖于以往的设计经验。

为了部分取代结构选型中的经验成分，本文对机翼结构型式和相关参数进行了统计分析，得到了一些经验公式，探讨了不同机翼结构型式和相对厚度、相对载荷之间存在的内在关系，这样在结构初步设计阶段只要少数几个参数，即可对机翼受力型式作出初步的确定。

本文提出了一个新的几何参数：参与区系数，它作为机翼结构选型的一个辅助参考。

同时提出了一个新的设计参数：参与区重量因子，表征了因连接等原因引起机翼传力过程中出现的参与区对结构增重的影响。

并将参与区系数结合厚度与载荷关系进行统计分析，对机翼结构选型提供了一个辅助的参考，具有一定的工程应用价值。

本文同时提出了机翼结构优化的具体研究方法，探讨了PCL程序参数化建模、单元处理、惯性矩等效、分步优化等技术。

通过算例完成了波音707飞机和S.211飞机机翼在不同受力型式下的结构优化设计，计算得到了其参与区重量因子的具体数值, 并探讨了参与区的影响范围。

关键词：机翼结构型式，相对厚度，相对载荷，参与区系数，结构优化I机翼结构选型方法研究IIAbstractSpar structure, stressed-skin structure and multi-spar structure are the basic types of modernwing configuration. Configuration selection is the first step of wing structural design, and it affects wing structure weight directly. Existing qualitative conclusions indicate that the structure selection is based on two important parameters: relative loading and effective height ratio. But due to the fact that the control surfaces, fuselage-wing connection, engine nacelle, landing gear position, suspension and many other factors on the influence of structure performance cannot be described quantitatively, there is no universal quantitative method for configuration selection currently, so it still largely relies on past experience based on the prototype aircraft.In order to partially replace experience ingredient, statistical analysis for both existing wing configuration and relevant parameters is made in this thesis to find the potential relations between these parameters. Three experiential expressions related to airfoil relative thickness and maximum flying speed, as well as the limits of some parameters have been obtained. These expressions and data are proved to be referenced for configuration selection of wing in the preliminary design. As a result, only few parameters can preliminarily determine the form of wing load.In order to provide an auxiliary reference for configuration selection, this paper develops a new parameter, redundant-area coefficient. It represents the influence on weight increase of wing structures caused by redundant-area that is issued from the connection between fuselage and wing. Also a specific research methodology is proposed, parameterized modeling in PCL program, unit processing, inertia equivalent, step-by-step optimization etc technologies are discussed in this section. Numerical value of redundant-area coefficient is obtained through the structure optimization of boeing 707 wing and S.211 wing under different wing configuration.Keywords: wing configuration, relative thickness, relative loading, redundant-area coefficient, structural optimization南京航空航天大学硕士学位论文V图表目录图1.1 结构优化设计流程图 (6)图1.2 翼盒吊挂构造 (10)图1.3 不同机翼结构型式的重量隶属函数（对） (11)图2.1 典型工字梁剖面等效图 (14)图2.2 典型机翼剖面 (15)图2.3 各机种机翼结构型式比重 (21)图2.4 98架飞机的与Vmax 的关系图 (21)图2.5 后掠翼飞机的与Vmax 的关系图 (22)图2.6 整体式机翼飞机的与Vmax 的关系图 (22)图2.7 不同结构型式和及的关系 (23)图3.1 双梁式机翼传力路线图 (25)图3.2 机翼连接接头型式对传力过程的影响 (26)图3.3 壁板上正应力分布图 (26)图3.4双梁机翼根部参与区面积的几何图 (28)图3.5单梁单墙机翼根部参与区面积的几何图................................................................................28 图3.6 78架飞机H ζ与M 的关系图 (29)图4.1 参与区系数计算流程图 (31)图4.2 可调整参数示意图 (33)图4.3 机翼主要受力构件示意图 (34)图4.4 梁单元惯性距等效示意图 (35)图4.5 气动载荷分布示意图 (36)图4.6 波音707中外翼几何模型 (39)图4.7 单块式结构重量迭代历程图 (40)图4.8 机翼应力云图 (40)图4.9 机翼位移云图 (40)图4.10 机翼扭转角 (41)图4.11 机翼屈曲云图 (41)图4.12 梁式结构重量迭代历程图 (41)图4.13 机翼应力云图 (42)机翼结构选型方法研究图4.14 机翼位移云图 (42)图4.15 机翼扭转角 (42)图4.16 机翼屈曲云图 (42)图4.17 长桁的截面形状 (43)图4.18 蒙皮屈曲云图 (44)图4.19 长桁屈曲云图 (44)图4.20 翼肋屈曲云图 (44)图4.21 翼梁屈曲云图 (44)图4.22 蒙皮屈曲云图 (44)图4.23 长桁屈曲云图 (44)图4.24 翼肋屈曲云图 (45)图4.25 翼梁屈曲云图 (45)图4.26 S.211飞机机翼几何模型 (46)图4.27 单块式结构重量迭代历程图 (47)图4.28 机翼应力云图 (47)图4.29 机翼位移云图 (47)图4.30 机翼扭转角 (47)图4.31 机翼屈曲云图 (47)图4.32 梁式结构重量迭代历程图 (48)图4.33 机翼应力云图 (48)图4.34 机翼位移云图 (48)图4.35 机翼扭转角 (49)图4.36 机翼屈曲云图 (49)图4.37 蒙皮屈曲云图 (49)图4.38 长桁屈曲云图 (49)图4.39 翼肋屈曲云图 (50)图4.40 翼梁屈曲云图 (50)图4.41 蒙皮屈曲云图 (50)图4.42 长桁屈曲云图 (50)图4.43 翼肋屈曲云图 (50)图4.44 翼梁屈曲云图 (50)图4.45 波音707飞机机翼根部参与效应 (52)图4.46 S.211飞机机翼根部参与效应 (52)VI南京航空航天大学硕士学位论文表2.1总体参数 (13)表2.2 性能参数 (13)表2.3 机翼外形参数 (13)表2.4 参数汇总结果 (16)表4.1 材料的基本力学性能 (37)表4.2 波音707机翼各受力构件优化重量对比 (45)表4.3 S.211机翼各受力构件优化重量对比 (51)VII机翼结构选型方法研究VIII 注释表A展弦比，剖面积 p 翼载荷 B翼盒宽度 Q 剪力 b弦长 R 力偶 b开口度 S 机翼面积 ymax c最大升力系数 T 扭矩 c翼型相对厚度 max V 最大飞行速度 f d机身宽度 W 梁单元宽度 E弹性模量 1,2W 机翼结构重量 f安全系数 ,j x x 设计变量 ,()f f x目标函数 1χ 前缘后掠角 o G正常起飞重量 2χ 后缘后掠角 ,i g g约束函数 []σ 许用应力 (,)F x z气动力分布场函数 []δ 许用翼尖位移 Tomax G最大起飞重量 []θ 许用翼尖扭转角 H梁单元高度，翼盒高度 []λ 许用屈曲 eff H有效高度 δ 蒙皮厚度 eff H有效高度比 q Δ 附加剪流 l展长 μ 泊松比 M弯矩 η 根梢比 Ma马赫数 ζ 参与区系数 M相对载荷 σ 参与区重量因子 d n设计过载 ψ 综合影响系数承诺书本人声明所呈交的硕士学位论文是本人在导师指导下进行的研究工作及取得的研究成果。

起落架位置布置

起落架位置布置
起落架布置
南京航空航天大学
余雄庆
概念设计流程
设计
全ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ布局设计
No 满足要求？ 方案最优？
设计要求、适航条例
Yes
机身外形初步设计
确定主要参数
初 步 方 案
方案分析与评估
起 落 架
分 系 统 发动机选择
重量特性
动力特性 操稳特性 噪声特性 可靠性
气动特性
性能评估 经济性分析 排放量 维修性
机翼外形初步设计
选择轮胎数目和尺寸的一般原则
主起落架
飞机 类型 Wto (lb) 116,000 220,000 330,000 572,000 775,000 14,000 25,000 35,000 60,000 Dt x bt in. x in. 40 x 14 40 x 14 46 x 16 52 x 20.5 49 x 17 18.5 x 7 24 x 8 24 x 8 35 x 9 PmWto 轮胎数 (每支柱) 2 4 4 4 (3支柱) 4 (4支柱) 1 1 2 1
0.07 0.05 0.08 0.07
单发螺 旋浆飞 机
1,600 2,400 3,800
15 x 6 17 x 6 16.5 x 6
0.80 0.84 0.84
1 1 1
15 x 6 12.5 x 5 14 xx5
0.20 0.16 0.16
1 1 1
Pm－主起落架载荷 Pn －前起落架载荷
Dt－轮胎直径（英寸）
0.06 0.06 0.07 0.07 0.06 0.13 0.09 0.10 0.12
战斗机
Pm－主起落架载荷 Pn －前起落架载荷
Dt－轮胎直径（英寸）

飞机结构设计.

飞机结构设计.
1.1.2 飞机结构设计的地位
图1.1 飞机研制的一般过程
1. 概念性设计阶段
根据设计要求，全面构思，形成粗略的断 语飞机设计的基本概念，并草拟一个 或几个能满足设计要求的初步设计方案
工作内容：
初步选定飞机的形式，进行气动外形布局 初步选择飞机的基本参数 选定发动机和主要的机载设备 初步选择各主要部件的主要几何参数 粗略绘制飞机的三面草图 初步考虑飞机的总体布置方案，初步的性能估算， 检查是否符合飞机设计所要求的性能指标 方案要具有足够的先进性且实际可行 花钱和耗时不多，但非常重要
寿命――飞机结构中的主要受力构件。如： 主梁、下壁板、接头、气密舱 热强度――高温处，如：后机身、尾喷 口、 激波产生处 破损安全结构――重要部件设计成多路传力 结构，如：中翼受力盒段 缓慢裂纹扩展结构――不可检处按安全寿命 设计
1.2.3 结构的使用条件
气象条件（温度和湿度）、介质条件（海 水、水汽等）； 机场条件（主要是跑道品质）； 维修条件（周期、次数、速度、能力）。
技术要求
技术要求：Vmax，升限，航程/作战半径， 起飞着陆距离， 载重/起飞重量，机动性 指标（加速，最小盘旋，爬升），使用 寿命； 非定量要求：全天候，机场要求，维护 要求； 趋势：V ，Hmax ， 载重 ，航程 ；
苏-30
阵风
F－117
第四代战斗机(俄罗斯称之为第五代战斗 机)更着重强调同时具备隐身技术、超音 速巡航、过失速机动和推力矢量控制、近 距起落和良好的维修性等性能 。
飞机结构设计具体内容
飞机部件的结构打样设计（初步设计） 零构件设计 部件的结构图纸
飞机部件
设计师素质
设计师的第一要务是彻底熟悉飞机设计所 依据的规则; 其次，设计师应熟悉每一代飞机的型号。

机翼外形初步设计(一)

机翼外形初步设计(一)

设计升力系数的计算：
W
L
1 2
v 2
S CL
C
L
(W S
)
1 q
在初步设计时，近似认为： CL cl
CL 三维机翼的升力系数； cl 翼型的升力系数；
根据设计升力系数选出合适的翼型
如何选择翼型（续）
• 翼型在其设计升力系数附近， 具有最有利的压力分布，其阻力 系数最小，升阻比也比较大。
• 从翼型手册等文献资料可查出 有关数据。
机翼外形初步设计 －翼型设计
概念设计流程
设计
全机布局设计
机身外形初步设计
确定主要参数
发动机选择
分
系
统
机翼外形初步设计
尾翼外形初步设计
总体布置 形成初步方案
设计要求、适航条例
No
满足要求？
Yes 初 步
方案最优？
方
案
方案分析与评估
重量特性 气动特性 动力特性 性能评估 操稳特性 经济性分析 噪声特性 排放量 可靠性 维修性 机场适应性 ……
▪ 升力线斜率： cl
▪ 零升力攻角： 0l
▪ 设计升力系数: CL,des
• 阻力特性：
▪ 阻力系数：
cd
d
(
1 2
v 2
c)
▪ 最小阻力系数： cd min
▪ 阻力发散马赫数： Mdd
• 俯仰力矩特性：
▪
俯仰力矩系数： cm
m
(
1 2
v 2
c2
)
▪ 零升力力矩系数： cm0
▪ 焦点（气动中心）位置
尖峰翼型（Peaky Airfoil）
• 最早（上世纪60年代）由美国和英国开发的一种翼型。 • 阻力发散马赫数高于NACA六位系列翼型。 • 曾应用于DC-10、C-5A、VC-10和运10喷气运输机。

飞机布局设计

飞机布局设计
• 技术储备
– 是否已掌握了该布局的设计特点。
• 市场因素
– 研究市场（客户）对布局的偏好。
• 设计传统和风格
4
飞机构型选择的思维特点
• 创造性
– 非逻辑性思维
• 非唯一性
– 虽然设计要求相同 但构型可完全不同
5
飞机构型的非唯一性（1）
• 幻影-2000
- 无尾布局型式 - 机翼形状：三角翼 - 蜂腰形机身 - 一台发动机装在机身尾段 - 机身两侧的进气道
– 根弦较长，在翼型相对厚度相同情况下，可得到较大的结构高度。 – 三角翼的气动、强度、刚度和重量特性均较好。
• 缺点
– 升力线斜率较小，飞行速度较小时需较大的迎角，才能提供足够的 升力。
– 对于小展弦比大后掠角的三角翼，当迎角较大时，将产生强烈的下 洗气流，尾翼布置困难。
29
不同形式的三角翼
幻影2000
阵风（法）
"协和"号超音速客机 30
后掠翼 、三角翼与小展弦比机翼的比较
因素
阻力（M1.6)
后掠翼 1
阻力（ M>1.6）
3
重量
3
升力线斜率
2
洛-马公司提出的超声速公务机（三角翼）
三角翼 2
小展弦比 3
2
1
1
2
3
1
美国Aerion公司提出的超声速公务机（小展弦比）
31
机翼在机身上的安装位置
因素
上单翼
✓ 起落架短、易收放、结构重量轻； ✓ 发动机和襟翼易于检查和维修； ✓ 安全考虑：强迫着陆时，机翼可起缓冲 作用。
不利因素：
机身机翼气动干扰较大 机翼离地近，吊舱安装困难。 部分客舱的座位的视线被机翼遮挡

飞机重量估算

飞机重量估算
发动机安装在机翼上： 发动机安装在机身后部：０.47 ~ 0.50 L身
战斗机：
发动机安装在机身内： 0.45 L身
重心位置估算
• 起落装置
– 假设与全机重心重合
• 动力装置
– 由发动机重心位置来确定
• 固定设备
– 假设与全机重心重合
• 燃油
– 根据油箱布置的位置 – 计算油箱的体积和重量，燃油密度＝0.8g/cm3
中程客机
重心位置
• 正常使用重心
–飞机在正常飞行过程中，经常保持的重心位置。
• 使用重心前限
–飞机在飞行过程中，重心可能的最前位置。
• 使用重心后限
–飞机在飞行过程中，重心可能的最后位置。
重心位置估算
L/2
• 机翼
– 直机翼
(38~40%)cA
0.4L/2
– 后掠角和三角翼
(40~42%)cA
35%半展长
• 注释：
客机的结构重量（机翼、机身、尾翼、起落架） 一般占最大起飞重量30％～35％。
基于统计方法的重量估算方程
参考文献
1.
2.
D. Howe, Aircraft Conceptual Design Synthesis, Professional Engineering Publishing Limited, London, UK, 2000.
基于统计方法的重量估算方程
• 机翼重量
– 按理想的基本结构重量、修正系数、机身影响系数
三部分分别计算。 （1）理想的基本结构重量MIPS
M IPS mC mr M0
(kg）
mC 1920 A1.5 S 0.5 Nr (1 )sec sec / f a

飞机气动特性分析

飞机气动特性分析

机场适应性 ……
分析
任务
输入 设计方案 分析评估 输出
计算模型 • 工程估算 • CFD
巡航（高速） • 升阻特性 起飞/着陆（低速） • 最大升力系数 • 升阻特性
抖振升力系数
气动特性分析评估的方法
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 升力面理论 涡格法/面元法 小扰动位流方程或 全位流方程的数值方法 附面层方程解 无粘/有粘交互计算 欧拉方程数值方法 N-S方程数值方法
⎛ xT ⎞ c f = ⎜1 − χ mf ⎟ c f −turb lb ⎠ ⎝
摩擦阻力
根据部件叠加的方法，飞机的摩擦阻力系数表示为：
i i c S ∑ f wet i =1 I
CD 0 − f =
SW
压差阻力
• 定义
– 由流经飞机的气流分离所引起的阻力。
• 方法
– 采用部件形状因子的方法，计入压差阻力。 – 机身的压差阻力因子为：
Ffus = 1 + 2.2 k 1.2 − 0.9 k 3
K 为机身长细比，即机身长度与机身最大直径之比 。 －发动机短舱的压差阻力因子：
Fnac
lnac = 1 + 0.35 / d nac
lnac/dnac发动机短舱的长度与直径之比。
压差阻力
– 翼面类部件的压差阻力因子与其平均相对厚度及最大厚度位 置的弦向比例有关，还需要考虑飞行马赫数的修正. – 机翼的压差阻力因子（尾翼类似）:
• 起飞/着陆构形
总阻力 ＝ 零升阻力 ＋ 升致阻力 ＋ 配平阻力 ＋ 起落架放下 引起的阻力增量 ＋ 襟翼放下引起的阻力增量
CD = CD 0 + CDi + CD − LG + C D 0− flap +CD ,trim

南京航空航天大学飞机设计研究所PPT课件

南京航空航天大学飞机设计研究所PPT课件
第14页/共37页
天线罩气动载荷理论CFD分析方法（续）
Fluent软件界面
文件操作
显示网格、结果等
网格操作(网格信息、平 移、拷贝等）
计算中升力、阻 力变化
设置变网格等 求解算法定义
物理模型定义（粘性、 可压缩性等）
面操作(面信息、气动载荷理论CFD分析方法（续）
脱胶部位 雷达罩上表层材料
与蜂窝材料脱胶
第5页/共37页
天线罩气动载荷理论CFD分析方法
计算流体力学（CFD）简介
CFD最常用的是有限体积（FV) 法，FV与有限元法类似，首先 是把空间区域离散化成小胞腔， 以形成一个立体网格或者格点， 然后应用合适的算法来解运动方 程（对于不粘滞流体是欧拉方程， 对于粘滞的是Navier-Stokes equations)。最后得到空间内部 各点的压力、流体速度等。
第6页/共37页
天线罩气动载荷理论CFD分析方法（续）
CFD软件概况
CFD软件是专门用来进行流场分析、流场 计算、流场预测的软件。通过CFD软件，可 以分析并且显示发生在流场中的现象，在比 较短的时间内，能预测性能，并通过改变各 种参数，达到最佳设计效果。CFD的数值模 拟，能使我们更加深刻地理解问题产生的机 理，为实验提供指导，节省实验所需的人力、 物力和时间，并对实验结果的整理和规律的 得出起到很好的指导作用。
前处理软件gambit
GAMBIT是Fluent公司开发的CFD前处理 软件，可建立并网格化CFD模型。 GAMBIT通过它的用户界面（GUI）来接 受用户的输入。既能简单而又直接的建 立模型、网格化模型，还能指定模型区 域网格划分的大小等。
第10页/共37页
天线罩气动载荷理论CFD分析方法（续）

《飞机总体设计》电子教案2009最新版-南航-余雄庆-620页-单个PDF

《飞机总体设计》电子教案2009最新版-南航-余雄庆-620页-单个PDF

参考教材
1.
L. R. Jenkinson, P. Simpkin, D. Rhodes, Civil Jet Aircraft Design, AIAA Inc, 1999
2.
D.P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series. 1992.
方法与手段
• 统计数据 • 经验公式 • 工程估算公式 • 参数敏感分析 • 地毯图 • 总体分析软件 • 总体参数优化软件
输出
• 初步方案的三面图 • 可行性论证报告 • 详细技术要求与目标
初步设计
输入
• 概念设计结果 • 初始方案的外形CAD模型
目标
• 细化、优化概念设计方案 • 确信方案能达到设计要求，冻结总体外形。
10. 李为吉主编，现代飞机总体综合设计，西北工业大学出版社，2001年。
11. 谢·米·叶格尔[俄]等著，杨景佐、胡传泰等译，《飞机设计》，航空工业出版社，1986年。
12. Nicolai著，赵先宁译，《飞机设计基本原理》，台湾，徐氏基金会，1975年.
飞机设计依据
飞机设计依据
• 飞机设计的基本要求 • 飞机设计规范和适航性条例 • 评价飞机设计方案准则
关于性能指标
• 航程
– 航程对飞机重量的确定有很大影响 – 列出覆盖机场的距离，在此基础上确定航程。
工作内容
• 细化和优化几何外形 - 气动设计、分析与优化
• 总体结构布置 - 结构分析与优化
• 多学科分析与优化 • 完整三面图和外形数模 • 飞机总体布置图
方法与手段
输出
• CAD软件（CATIA）

基于CATIA二次开发的飞翼外形参数化建模

基于CATIA二次开发的飞翼外形参数化建模

I A 环境中 , 提供了根据引导线 ( Guide 线 ) 定义来
绘制过渡面的方法 。引导线是指放样命令中 , 控 制生成曲面的边界线 。不同的引导线将绘制出不 同的过渡面 ; 因此 , 绘制过渡面的关键是要定义 1 条或 1 组引导线 。 本文采用空间 3 次 Herm ite曲线 [ 2 ]来定义引 导线的形状 。因为该曲线方程的阶数较低 , 描述 曲线时不会产生不必要的扭摆 , 而且可描述曲线 的形状也很丰富 。曲线参数方程如下 2 -2 1 -3 3 -2 3 2 P ( t) = [ t t t 1 ] 0 0 1 1 0 0
y1 = y0 + b1
对于飞翼而言 , 主剖面形状就是翼型 。描述 翼型形状的方法很多 , 本文采用文献 [ 1 ]的方法 建立主剖面参数化模型 。该方法的基本思路是采 用形状函数 (伯恩斯坦多项式 S ( x ) ) 和分类函数 F ( x ) 相乘 , 再叠加翼型后缘厚度 ΔT 的方法来建 立翼型 。这种方法可称为 B PX 法 (其中 BP 代表伯 恩斯坦多项式 , x 代表伯恩斯坦多项式的阶数 ) 。
11
数化建模的途径 ; 最后 , 用典型飞翼外形设计作 为应用例子 , 验证该方法的适应性 。
1 飞翼外形参数化模型
典型飞翼外形可分为内翼和外翼 2 部分 (如 图 1 所示 ) 。内翼通常只有 1 段 , 在本文中称为第 1 段 ; 而外翼可包含 2 段 , 分别称为第 2 段和第 3 段 。为了建立飞翼外形参数化模型 , 将飞翼外形 参数分为以下 3 类 。
B PX 法将翼型纵坐标函数定义为
Γ + C2 A t sin θ z1 = z0 + b1 tan 1 第 2 段翼梢弦前缘坐标 α x2 = x1 + b2 tan

《飞机总体设计》电子教案2009最新版-南航-余雄庆-620页-单个PDF

《飞机总体设计》电子教案2009最新版-南航-余雄庆-620页-单个PDF

方法与手段
• 统计数据 • 经验公式 • 工程估算公式 • 参数敏感分析 • 地毯图 • 总体分析软件 • 总体参数优化软件
输出
• 初步方案的三面图 • 可行性论证报告 • 详细技术要求与目标
初步设计
输入
• 概念设计结果 • 初始方案的外形CAD模型
目标
• 细化、优化概念设计方案 • 确信方案能达到设计要求，冻结总体外形。
飞机设计的三个阶段
• 概念设计 (Conceptual Design) 1% 人员
• 初步设计 (Preliminary Design) 9% 人员
• 详细设计（Detail Design)
90%人员
设计工作特点
• 科学性与创造性
– 构思与分析 – 右脑与左脑
• 非唯一性 • 逐步细化 • 反复迭代，多轮逼近 • 多学科综合与协调
关于性能指标
• 航程
– 航程对飞机重量的确定有很大影响 – 列出覆盖机场的距离，在此基础上确定航程。
参考教材
1.
L. R. Jenkinson, P. Simpkin, D. Rhodes, Civil Jet Aircraft Design, AIAA Inc, 1999
2.
D.P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series. 1992.
飞机设计的基本要求
• 飞机的类型和基本任务
– 类型
• 军用机：战斗机，轰炸机，……. • 民用飞机：客机，货机，公务机，……
– 基本任务
• 飞行任务剖面图
• 有效载荷
– 民用飞机：旅客数；行李重量 ；货物重量 – 军用飞机：空勤人员；武器弹药；装备

飞机总体布局设计

飞机总体布局设计

“火神”采用无尾三角翼布局形式，4台发动 机。 B-47采用后掠翼的布局型式，6台发动机。
B-47与“火神”飞机
7
航空宇航学院
单击此处编辑母版标题样式 1.尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置
• 单击此处编辑母版文本样式 • 平尾前、后位置与数目的三种形式
– 第二级 1．正常式（Conventional)
• 第三级 2．鸭式（Canard） – 第四级
第五级 3．无尾式» ( Tailless )
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航空宇航学院
正常式飞机 单击此处编辑母版标题样式
• •水平尾翼的气动力 单击此处编辑母版文本样式 • 第三级 • 优点与缺点第四级 –
- 技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。 » 第五级 - 机翼的下洗对尾翼的干扰往往不利，布置不当配平阻力比较大。 - 平尾对全机升力贡献的大小与重心的位置有关 - – 第二级 纵向静稳定性
• • 第三级 置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。 – 第四级 避开发动机尾喷流的不利干扰 » 第五级
平尾安装在机身上对减轻结构重量有利
• 有利于结构布置
考虑角度 结构重量
上平尾 轻
中平尾 较轻
下平尾 轻
“T” 平尾 重
高置平尾 较重
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航空宇航学院
不同平尾高低位置的实例 单击此处编辑母版标题样式
• 第三级
1 – 第四级 » 第五级 1 3** 1 1
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航空宇航学院
鸭式布局 单击此处编辑母版标题样式
• 全机升力系数较大； • 单击此处编辑母版文本样式 • L/D可能较大； – 第二级 • 第三级 • 为保证飞机纵向稳定性，前翼迎角一般大于机翼迎角；
– 第四级 • 前翼应先失速，否则飞机有可能无法控制。 » 第五级

机翼外形初步设计-1 翼型选择与设计

机翼外形初步设计-1 翼型选择与设计
位置之间的距离愈小，则压心移动愈小，愈有利于结 构设计。
翼型的种类与特征
• 按气动特征：
- 层流翼型 - 高升力翼型 - 尖峰翼型 - 超临界翼型 - 超声速翼型 - 低力矩翼型
• 按用途：
- 飞机机翼翼型 - 直升机旋翼翼型 - 螺旋浆翼型
• 按使用雷诺数：
- 低雷诺数翼型 - 高雷诺数翼型
层流翼型
– 下表面后缘有较大的弯度；
尖峰翼型（Peaky Airfoil）
• 最早（上世纪60年代）由美国和英国开发的一种翼型。 • 阻力发散马赫数高于NACA六位系列翼型。 • 曾应用于DC-10、C-5A、VC-10和运10喷气运输机。
超临界翼型
• 最早（70年代）由NASA开发的、适于超临界马赫数 飞行器的跨声速翼型。
• 为使翼表面的附面层保持大范围的层流，借以减小阻 力而设计的翼型。
气动特性：
阻力小
最初的层流翼型 在非设计点和表面 粗糙时，阻力增加 较大。
比较适用于高亚 声速飞机
翼型特点：最大厚度位置靠后
层流翼型（续）
层流翼型与普通翼型气动特性的比较
高升力翼型
• 气动特性：
– 升力较高，巡航阻力与相对厚度相当的其它翼型相当。
设计升力系数的计算：
W
=
L
=
1 2
ρv 2
⋅S
⋅CL
C
L=
(W S
)
⋅
1 q
在初步设计时，近似认为： CL = cl
CL 三维机翼的升力系数； cl 翼型的升力系数；
根据设计升力系数选出合适的翼型
如何选择翼型（续）
• 翼型在其设计升力系数附近， 具有最有利的压力分布，其阻力 系数最小，升阻比也比较大。

机翼设计

机翼设计
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。
三角翼在亚声速飞行时，其升力线斜率较小，要求在更大的迎角下才能达到起 飞着陆所需的升力。这样，如果没有好的增升装置，会给擦地角、驾驶员视角限制 和起落架的设置等设计带来困难。
选择几种不同飞机机翼类比并初步确定设计类型
(5)变后掠翼 后掠角在飞行中可以改变的机翼称变后掠翼，见图e。 高速和低速气动特性对飞机的要求是相互矛盾的。对低速飞行，要求展弦比大，后掠
LH W
机翼平面主要参数的初步估计
将升限的升力式展开，有
LH
1 2
H vz2j SCl
W
所以，翼载表达式为
W S
1 2
H vz2jCl
式中 ρH——升限高度上的空气密度； vzj——可用推力最大是的飞行速度； CL——升限飞行时的升力系数。
机翼平面主要参数的初步估计
5.根据航程确定翼载 为了达到最大航程，翼载的选取必须使巡航条件下有高的升阻比L/D。 随着速度增加，螺旋桨飞机的推进 效率的降低，它在最大L/D对应的速度下飞行时达到最 大航程。而在最大L/D对应的速度下，零升阻力等于诱导阻力。因此，为了使航程最大， 螺旋桨飞机应这样飞行，即
后掠翼能提高机翼的临界马赫数，所以高亚声速飞机用后掠翼来扩大飞机的马赫数使 用范围。
后掠翼能降低翼面上局部超声速值，从而降低激波强度，使波阻有很大的减小，使波 阻随马赫数变化的峰值减小，并使峰值位置向后推移，提高了阻力发散马赫数，并且随 后掠角增大，这种作用增强.
选择几种不同飞机机翼类比并初步确定设计类型
机翼平面主要参数的初步估计
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= 2540；可以提高临M界数，延缓激波的产生。
后掠机翼“自动上仰”（pictch up）的边界图
• 给定一个后掠角时，机翼展
弦比存在一个上限，超过这个
上限可能存在“自动上仰”， 这个上限与梯形比有关。 • 机翼后掠角越大，翼展弦比 的上限值越小。 • 机翼梯形比越大，翼展弦比
的上限值越小。
可能会“自动上仰”，难于控制，影响飞行安全。
3）对结构重量的影响
▲ 后掠角增大，机翼结构重量增加。 对于战斗机：
1 W机翼 cos
4）对内部容积的影后掠角
▲ 对于亚声速飞机： =0 ▲ 对于高亚声速飞机： 或 < 15o (用于调整重心）
• 几何参数之间的关系
如果给定： 则： 展长
S , AR, , 1/ 4
l AR S
c根 2 S /[l (1 )]
c尖 c 根
MAC (2 / 3)Croot (1 2 ) /(1 )
tg 前缘 tg1/ 4 (1 ) /[ (1 )]
▲ 后掠角增加对飞机起飞和着陆性能带来不利的影响 由于升力线斜率减少，在同样攻角时，飞机起飞和着陆时的可用 升力系数降低，对飞机起飞和着陆性能带来不利的影响。
▲ 后掠角增加对飞机的加长型带来不利影响 如果只加长机身长度而不增加起落架高度，飞机的起飞角将受到 限制，可能达不到起飞升力系数的要求。
2）对操纵性的影响
描述机翼平面形状的几何参数
• 参考机翼面积: S • 展弦比: AR l 2 / S • 后掠角: 1/ 4
前缘
b/2
c尖 • 梢根比: c根
• 平均气动弦长（MAC）
把给定机翼展向各面的气动力矩特性加以平均而计算出来的等面积矩形相 当机翼的弦长，该矩形翼的力矩特性与给定的力矩特性相同。
▲ λ减小，有利于布置起落架
4）对于翼尖失速的影响
▲ λ 小对防止翼尖失速不利。
5）梯形比的确定实质上也是综合考虑诱导阻力（通过影 响载荷分布）、翼尖失速、结构重量和容积的结果。
飞机类型
轻型飞机
梯形比
1.0～0.6
涡桨支线客机
公务机 喷气运输机
0.6～0.4
0.6～0.4 0.4～0.2
超声速战斗机
5）对结构重量的影响：
▲ AR 增大，机翼根部弯矩增大，导致结构重量增加； ▲ AR 减小，机翼根部弦长增大，结构高度增加，有利于承力构件布置。
6）对内部容积的影响：
▲ AR 减小，有利于起落架布置； ▲ AR 减小，可增加燃油容积。
7）机翼展弦比的确定实质上是综合考虑巡航状态的升阻 比、结构重量和容积的结果。
喷气客机后掠角的统计数据
机翼厚度的分布
• 许多飞机机翼在不同展向站位上其厚度是变化的。 • 机翼根部的相对厚度通常大于翼尖的的相对厚度，以 有利于结构承受弯矩。 • 有些轻型飞机为了降低制造成本，机翼设计成矩形翼， 且翼型不变。 • 对于直机翼螺旋桨飞机，通常在翼根和翼尖分别确定 一个翼型，在二者之间翼型线性过渡。
平均气动力弦长的几何作图法
MAC (2 / 3)Croot (1 2 ) /(1 )
b 1 2 Y 6 1

几何参数对气动特性和结构重量影响
• 展弦比AR（Aspect Ratio） 1）对气动阻力的影响
对低速飞机， AR 增大，诱导阻力减小； 对高速飞机， AR 增大，波阻增大。
机场适应性 ……
分析
机翼的设计的内容
• 翼型的选择与设计 • 机翼平面形状设计
• 机翼厚度分布的确定
• 机翼安装角和上反角的确定 • 关于边条翼、翼梢形状和内翼后缘扩展 • 增升装置的设计 • 副翼和绕流板的设计
机翼平面形状设计
• 描述机翼平面形状的几何参数
• 机翼平面形状设计时所考虑的因素
• 几何参数对气动特性和结构重量的影响 • 机翼平面形状的几何参数的确定
0.5～0.2
• 后掠角（sweepback）
1）对气动特性的影响
▲ 后掠角增大，可以提高临M界数，延缓激波的产生； ▲ 后掠角增大，波阻降低； ▲ 后掠角增大，升力线斜率降低；
CL (CL ) 0 cos
▲ 后掠角增大，最大升力系数降低； ▲ 后掠角增大，低速时升阻比降低；
8.95
CRJ700ER（加）
ERJ170LR（巴） 728JET（美） 福克70（荷）
66 ~78
70 70~85 70~79
23.3
26.0 26.6 28.7
68.7
72.8 75.0 93.5
7.90
9.29 9.43 8.69
喷气客机的展弦比
• 梯形比λ（taper ratio）
1）对气动诱导阻力的影响
机翼外形初步设计（二）
南京航空航天大学 余雄庆
概念设计流程
设计
全机布局设计 No 机身外形初步设计 确定主要参数 满足要求？ 方案最优？
设计要求、适航条例
Yes
初 步 方 案
方案分析与评估
分 系 统 发动机选择 机翼外形初步设计 尾翼外形初步设计 总体布置 形成初步方案 重量特性 动力特性 操稳特性 噪声特性 可靠性 气动特性 性能评估 经济性分析 排放量 维修性
▲ 根据Prandtl机翼理论，当升力分布为椭圆形时，诱导阻力最小； ▲ 若机翼没有扭转和后掠，则机翼平面形状为椭圆形时，升力分布为 椭圆形，诱导阻力最小； ▲ 当λ=0.4时，升力分布接近椭圆形，故许多低速飞机为0.4左右。
2）对结构重量的影响
▲ λ 减小，可减轻机翼结构重量
3）对内部容积的影响
2）对升力线斜率的影响
AR 增大，升力线斜率增大。
AR＝8
AR＝8
AR＝2
不同展弦比机翼的 C x ~ M
不同展弦比机翼的 C y ~
3）对失速攻角和失速速度的影响：
▲ AR 增大，失速攻角减小。 ▲ 减小AR，可防止大攻角时翼尖失速。
4）对稳定性和操纵性影响：
▲ AR 减小，减小从亚音速到超音速过程中气动焦点的移动量； ▲ AR 减小，降低了飞机横滚阻尼特性 。
飞机类型 轻型飞机 涡桨支线客机 公务机 喷气运输机 展弦比（AR） 5.0～8.0 11.0～12.8 5.0～8.8 7.0～9.5
超声速战斗机
2.5～5.0
几种喷气支线客机的展弦比
飞机名称 阿夫罗RJ70（英） 乘客 （人） 70~85 机翼展长 （米） 26.3 机翼面积 （米2） 77.3 展弦比