固定翼飞机设计复习题整理Word下载.docx

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（4）结合边条翼技术，可以有效改善飞机在中到大迎角范围的机动能力，同时，可以减缓跨音速波阻的增加，降低超声速波阻。

缺点：

（1）对于静稳定的正常式布局飞机而言，水平尾翼产生负升力，从而降低飞机的升阻比;

（2）平尾位于机翼的下洗和速度阻滞区，影响平尾的效率.

鸭式布局

鸭式布局水平前翼位于机翼之前。

在配平条件下，为保证飞机纵向静稳定性，前翼迎角必须大于机翼迎角。

（1）对于静稳定飞机，鸭翼平衡力向上，提高整机升力;

（2）大迎角时鸭翼对机翼产生有利干扰，显著提高大迎角的升力;

（3）更均匀和光滑的纵向面积分布，因而可能得到较低的跨音速阻力;

（4）有较好的失速保护特性;

（1）鸭翼产生升力但也付出诱导阻力代价;

（2）超音速时，带来更大的阻力代价和操纵能力限制问题;

（3）起飞着陆在大迎角的平衡能力可能不足;

（4）平衡阻力可能比常规布局大;

（5）前缘涡破裂带来的不稳定;

无尾布局

无尾布局只有一对机翼。

一般采用后掠角较大的三角翼，用机翼后缘处的襟副翼作为纵向配平的操纵面。

具有静稳定性无尾飞机，襟翼的升力方向向下，引起升力损失，这会引起飞机在着陆拉平时或在改出俯冲时“下沉”。

为减小配平损失，需采用扭转机翼，保证，当以巡航状态飞行时，不需要偏转襟翼。

（1）多采用大后掠三角翼，因而超音速波阻小;

（2）机翼结构强度、刚度大，结构重量小;

（1）尾力臂短，效率不高;

（2）起降性能差;

（3）不易发挥放宽静稳定度技术和主动控制技术的潜力;

（4）着陆拉平时或改出俯冲时“下沉”。

4机翼气动设计应满足哪些要求？

（1）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;

（2）在巡航状态和大速度下有尽可能小的气动阻力;

（3）在全包线范围内有良好的纵向及横侧向的操纵和安定特性，特别是在低速时要有线性的俯仰力矩、较高的副翼效率及横向特性;

（4）要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机构重量及较大的颤振速度。

5平尾、垂尾的作用，设计时应满足哪些要求？

平尾的作用：

（1）保证飞机在重心后限时的纵向稳定性;

（2）保证飞机在重心前限时的纵向平衡和操纵性;

（3）对静不稳定飞机，平尾能够提供足够的防止飞机上仰发散的纵向低头力矩;

（4）与机翼上的操作面（副翼）一起动作对飞机的横滚进行控制（差动平尾）。

设计要求：

（1）机动时保证飞机达到最大的过载;

（2）在任何重心位置处飞机都是稳定的;

（3）襟翼放下，处在前重心位置着陆时能配平飞机;

（4）在前重心起飞时能满足抬前轮的要求。

垂尾的作用：

垂尾是保证飞机航向稳定性及航向操纵品质的主要部件，垂尾的作用就是要使飞机在整个飞行包线范围内部有足够的方向稳定性。

在下列条件下垂尾具有足够效率：

（1）飞机在大的侧飞条件下着陆；

（2）飞机作曲线飞行；

（3）低速大迎角机动；

（4）发动机故障或不对称外挂；

（5）飞机进入尾旋；

（6）飞机以最大马赫数飞行。

6飞机的总体参数有哪些？

简述其与飞行性能的关系。

起飞重量、翼面积、起飞推力

组合参数：

翼载、推重比

（与飞行性能关系需要补充）

7简述翼载选取的限制（4个以上，加必要的说明及公式）

（1）按失速速度

失速速度不大于某个最小值

（3）按着陆距离

着陆距离公式为

给定着陆距离，可计算着陆翼载，为着陆重量，是放下襟翼时最大升力系数

将得到的着陆翼载折算到起飞翼载

（3）按机动过载

在给定过载时

于是飞机的最大过载系数

只要有足够的动力，过载就可以达到

由此可得（所得翼载必须除以格斗重量与起飞重量的比值才能获得所需要的起飞翼载）

（4）按升限

（5）按航程

螺旋桨飞机在最大K对应的速度下飞行时达到最大航程，在最大K对应的速度下，零升阻力等于诱导阻力

在巡航期间升力等于重力

根据飞机不同性能要求可以求出几个翼载，折算为起飞翼载后取最小值

8简述推重比选取的限制（3个以上，加必要的说明及公式）

（1）按保证平飞状态确定推重比

巡航可通过多种方法求得。

螺旋桨飞机巡航与最大相同；

喷气飞机是最大的86.6%。

求出巡航段推重比以后折算出起飞推重比。

（2）按爬升性能

为满足爬升性能要求，推重比需满足公式

（3）按起飞滑跑距离

飞机战术技术要求给定了起飞滑跑距离要求下式可计算这一距离

由上式可求得推重比

（4）按最大平飞速度

给出最大平飞速度后，如果已知翼载，就可以求出推重比

即

根据飞机不同性能要求可以求出几个推重比，折算为起飞推重比后取最大值

9简述超临界翼型的外形特点及优缺点.

外形特点：

超临界翼型头部半径大，上下表面较为平坦，后缘弯曲较大，下表面有反凹。

（1）头部丰满目的是消除前缘负压峰使气流不致过早达到声速；

；

（2）上表面比较平直，有利于提高临界马赫数，减小激波强度；

（3）局部向下弯曲有利于缓和激波诱导边界层分离；

（4）为弥补上表面平坦引起的升力不足，下表面有反凹，使后部升力增加，后缘加载。

（1）超临界翼型的后加载特性引起了较大的低头力矩，一般情况下会引起配平阻力的增加；

（2）超临界翼型的弯度很大的后缘也给襟翼设计带来困难。

10翼型的几何参数（弯度、厚度、前缘半径）对气动特性（零升迎角、升力线斜率、最大升力系数、最小阻力系数）有什么影响

零升迎角

对称翼型零升迎角等于零；

有正弯度时，翼型的零升迎角一般为负值；

当弯度不大时，零升迎角几乎不随翼型相对厚度变化而变化。

零升迎角随马赫数的变化与翼型的弯度和厚度有关。

对称翼型的零升迎角不随马赫数变化，非对称翼型的弯度、厚度越小，马赫数的影响越小。

升力线斜率

相对厚度较小时，实验值非常接近理论值，相对厚度较大时，NACA4位、5位数普通翼型的升力线斜率随相对厚度增加而减小，具有光滑表面的NACA6系列翼型升力线斜率随相对厚度增加而增加

在亚临界音速情况下，翼型的弯度对升力线斜率没有系统影响。

最大升力系数

相对厚度：

当相对厚度为12%~18%时将得到最大升力系数

前缘半径：

当前缘半径小于某一临界值的时候，前缘半径对翼型的最大升力系数几乎没有影响；

当前缘半径大于这一临界值以后，随着前缘半径增加，翼型的最大升力系数增加；

但是，前缘半径过大，最大升力系数也会下降。

弯度：

一般来说，弯度增加有利于提高最大升力系数。

对于具有较小前缘半径、较薄厚度的翼型，增加弯度对提高最大升力系数更有效。

最大弯度或最大厚度的位置靠前时将有更高的最大升力系数。

最小阻力系数

翼型最大厚度向后移动将导致最小压力点后移增加了有利梯度的弦向范围，也有利于减少最小阻力。

其他条件相同时，增加翼型相对厚度将导致最小阻力增加。

11翼型的升致阻力与机翼的升致阻力产生的原因是什么？

两者有何区别？

翼型升致阻力：

在低或中等升力系数下，翼型的升致阻力来自升力系数的变化对摩擦阻力和形状阻力的影响，摩阻增加主要由于升力系数增加时，翼型上表面有利压力梯度减小和最小压力点前移，使翼面上层流附面层范围减小所致。

此外，翼型上表面附面层厚度增加引起表面法向压力重新分布导致形阻，实际是压差阻力。

机翼升致阻力：

机翼的升致阻力主要是诱导阻力，由翼尖拖出的自由涡对机翼的诱导下洗引起的

区别：

（需要补充）

12简述翼型气动特性与飞机性能的关系

升力曲线：

（1）零升迎角标志着气动扭转量的大小；

（2）升力线斜率大，有利于提高飞机的巡航、起降和机动性能；

（3）最大升力系数时的升阻比指示爬升特性是否良好；

（4）升力系数的抖振边界愈高，机动性愈好；

（5）高的最大升力系数有利于提高飞机的起降和机动性能；

（6）失速临界迎角限制着着陆时飞机的擦地角和大迎角性能；

极曲线：

（7）最小阻力系数的大小与飞机最大速度有关；

（8）最小阻力系数对应的迎角指示可能的机翼安装角；

（9）最大升阻比指示续航时间和航程；

（10）最大升阻比对应的迎角指示巡航迎角；

（11）巡航因子（）愈大，巡航效率愈高；

力矩曲线及其它：

（12）零升力矩愈大，需要愈大的配平能力，引起愈大的配平阻力；

（13）最大升力时压心的最前位置和最小阻力时压心的最后位置之间距离愈小，则压心移动愈小，给出了最有效的结构；

（14）弦向15%、20%、60%、70%处的翼型厚度决定着翼梁高度，翼梁愈高则机翼重量愈轻，容积利用率愈高。

13翼型的分离有哪三种形式？

指出其各自的特点。

后缘分离：

（1）后缘分离常见于中等以上迎角、中等以上厚度的翼型绕流;

（2）分离发生于后缘附近，分离点之后流动不再附体;

（3）这类分离导致的升力损失和力矩的变化过程可能比较缓和。

前缘分离：

（1）前缘分离常见于具有较小前缘半径的薄翼翼型;

（2）分离流动可以很快重新附体形成短气泡分离，分离气泡的长度大约在1%弦长以下;

（3）翼型升力、力矩的突然变化。

薄翼分离：

（1）常见于更薄的分离;

（2）前缘分离流动需要经历一个较长的距离才能够重新附体，其长度数倍于短气泡或更长;

（3）升力损失不是很突然，但是力矩有较大变化。

14机翼后掠角与展弦比对机翼气动特性（升力线斜率、零升阻力、诱导阻力）有什么影响？

后掠角:

增大后掠角，机翼的升力线斜率降低

在亚音速以平直机翼的最大，后掠翼和三角翼相差不多；

在超音速，机翼后掠角增大会明显减小

后掠角增大，机翼的诱导阻力也随之增大，大后掠的机翼特别明显。

展弦比:

平直翼展弦比减小使升力线斜率降低，在亚、跨音速特别明显。

原因是小展弦比机翼三维效应减小上表面吸力；

展弦比减小，诱导阻力增大

后掠翼展弦比对升力和诱导阻力的影响与平直机翼相似

三角翼展弦比降低，会使升力线斜率降低，明显减小超音速的零升阻力系数，提高临界马赫数，降低跨音速波阻；

在亚音速时，展弦比降低，也相应降低（由诱导阻力起主要作用）；

展弦比降低，气动中心后移，并减小亚音速到超音速的气动中心后移量。

15亚音速飞机与超音速飞机如何选择机翼的平面形状？

展弦比、后掠角：

（1）亚音速飞机宜采用中、大展弦比，平直或小后掠角机翼，可以显著提高升阻比，减小升致阻力;

（2）高亚音速飞机可以适当减小展弦比，增大后掠角，既保证升阻比，又可以提高临界马赫数，延缓激波的产生。

（3）超音速飞机可采用小展弦比，中、大后掠角机翼,可减小激波阻力，提高机动性。

对于后掠角较大的后掠翼，展弦比减小对跨音速的零升阻力有不利影响，且在中小迎角时小展弦比机翼的升力