《空气动力学a2教学课件》关于前掠翼.docx

1、空气动力学a2教学课件关于前掠翼 空气动力学a2教学课件关于前掠翼 关于前掠翼，这种布局在气动方面有一些优势： 1 失速从翼根开始，副翼的操纵效率可以保持到较大迎角状态.2 机翼阻力较小，跨声速阻力低。 3 前掠主翼非常适合与近耦鸭翼布局。 前掠翼的气流分离从翼根开始，鸭面非常适合缓解这种影响。 关于前掠翼的问题： 1 气动焦点前移量较大，对控制率有要求。 2 机翼要承受很大的弯扭力矩。 3 气动弹性问题。 这三个问题，前者取决于对该布局的研究程度，后两者取决于材料技术的发展，用金属材料实现前掠翼是不现实的，以铝合金为列当前掠角由 14.5 度增加到 27 度和 35 度时，机翼重量将由 25

2、5KG 上升到 716KG 和 1589KG。 因为前掠翼的翼尖位于机翼根部之前，在气动载荷作用下，翼尖相对翼根产生的扭转变形，使翼尖的局部迎角增大，迎角增大又引起气动载荷的进一步增加。 这种恶性循环的发展将使机翼结构破坏。 此效应称为气动弹性发散。 与后掠机翼的翼尖处于根弦之后的情况相反，前掠的翼尖向前伸位于根弦之前。 与后掠翼相比，在相同条件下，前掠翼的优点为： 失速特性好；可保持好的副翼效率；机翼阻力较小；机翼弯矩小。 前掠翼至今仍未得到应用的原因是气动弹性发散问题。 随着前掠角的增大，前掠机翼的气动弹性发散速度迅速下降。 当机翼前掠角由 0 增加到28 时，机翼的发散速度降低了 90%

3、。 按常规用加强结构增加刚度的办法来解决气动弹性问题，在重量上付出的代价是难以接受的。 复合材料结构在飞机上的应用将为前掠翼的应用创造有利的条件。 复合材料结构的面板铺层厚度和纤维方向可以任意变化，因此能够控制复合材料机翼的刚度和扭转变形。 同时复合材料重量轻，只要以很小的重量代价，就可以解决前掠机翼的气动弹性发散问题。 谁说没有的，HFB 320 前掠翼喷气式运输机 前掠翼的优点是更符合超音速面积率，缺点是弹性气动剪裁对机翼的破坏作用还有超音速下翼尖激波造成的阻力。 从纯气动的角度来看，前掠翼比后掠翼有很多优势。 最重要的一个就是后掠翼存在着翼尖失速的问题。 但是，正如楼上所说，前掠翼存在着

4、气动发散问题。 所以，虽然气动上有优势，但是为了不让机翼因发散而破坏就需要对结构进行加强，由此带来的结构增重使得气动的优势得不偿失。 最近由于复合材料科学的迅猛发展，利用复合材料弯扭耦合 弯拉耦合的特性，通过合理的设计，能够解决气动发散问题，使得前掠翼的工程应用变得普遍。 如美国的折刀，俄罗斯的 Su-47 等。 前掠翼飞机比固定翼飞机有更好的机动性和可操纵性，只是因为气动发散导致翼尖变形失效，只要解决了材料问题，前掠翼飞机很有前途。 -俺来发表一点看法 -就飞机的外形构造来说。 -在飞机设计时飞机的各方面的稳定性和机动性（也可以说成可操作性）总是矛盾的。 决定稳定性多还是机动性多的最重要的考

5、虑就是飞机的用途。 在民用航空器设计时我们会偏重稳定性（安全性）和经济性。 在军用航空器特别是战斗机设计时我们会偏重机动性（用于空中格斗）。 -前掠翼飞机的稳定性确实不如后掠翼飞机（有关飞机的稳定性和决定稳定性的因素在理论知识板块有讨论帖，欢迎访问讨论）。 但他很有效的增加飞机的机动性和操纵效率。 所以前掠翼飞机只见于战斗机。 -类似的问题像 canard（前置水平安定面或叫鸭式前翼）也是减少了稳定性增加机动性。 也因此才被战斗机采用以增加机动性。 我相信前掠翼还有其他优点和缺点。 前掠翼结构是一种高度不稳定空气动力学外形，目前只有俄罗斯和美国进行过深入研究. 与后掠翼相比，前掠翼主要有四大优

6、势： 结构优势。 前掠翼结构可以保障机翼与机身之间更好地连接，并且合理地分配机翼和前起落翼所承受的压力。 这些优势用其它方法很难达到或者不可能达到，它大大提高了飞机在机动时、尤其是在低速机动时的气动性能。 此外，前掠翼的结构设计，还可使飞机的内容积增大，为设置内部武器舱创造了条件，同时也大大提高了飞机的隐身性能。 机动优势。 前掠翼技术可使飞机在亚音速飞行时具有非常好的气动性能，从而大大提高其在仰角状态下的机动性。 若前掠翼布局与推力矢量控制系统综合使用，还可使其在空战中更具优势，其近距空战机动能力将成倍地提高。 起降优势。 与相同翼面积的后掠翼飞机相比，前掠翼飞机的升力更大，载重量增加 30

7、，因而可缩小飞机机翼，降低飞机的迎面阻力和飞机结构重量；减少飞机配平阻力，加大飞机的亚音速航程；改善飞机低速操纵性能，缩短起飞着陆滑跑距离。 据美国专家计算，F16战斗机若使用前掠翼结构，可提高转变角速度 14，提高作战半径 34，并将起飞着陆距离缩短 35。 可控优势。 使用前掠翼结构可以提高飞机低速度飞行时的可控性，并能在所有飞行状态下提高空气动力效能，降低失速速度，保证飞机不易进入螺旋，从而使飞机的安全可靠性大大提高。 当然，前掠翼也并非十全十美。 比如它技术复杂，对与之配套的相关技术要求比较高等。 据报道，早在 70 年代末，美国航空业就曾按美国空军的意愿研究制造了一种叫X29A的试验

8、飞机，该机采用鸭式气动布局，装备了 35 度的前掠翼。 1984 年 12 月 14 日，X29A 进行了首次试飞，截止 1991 年，2 架技术验证机总共飞行了 616 次。 但令人遗憾的是，由于相关技术的原因，尽管 X29A 采用了最先进的复合材料，但最终仍未能完全克服空气动力所造成的偏差。 美国空、海军无奈，只得放弃将前掠翼作为美国未来战斗机的象征这一设想。 由此，前掠翼机翼结构技术的高度复杂性可略见一斑。 但不管怎样，前掠翼作为一项可使飞机的作战性能得到极大提高的特殊技术，已受到了各国越来越多的重视，同时它也已成为 21 世纪作战飞机的重要象征之一 【回复 长须鲸 】: 美国小型验证机

9、 美国在年由国防部高级项目管理处（）、美国空军、美国国家宇航局（）共同投入资金研制小型前掠翼验证机。 年月日在美国加利佛尼亚爱德华空军基地完成首次飞行，在年月日成功完成了前掠翼飞机的世界上首次超音速飞行。 但这只是一种小型验证机（只有普通战斗机的一半尺寸），由格鲁曼公司设计制造，为降低造价，该机在结构上采用了不少生产型飞机的现成设备和组件，F5A 飞机的机头和前起落架，F16 飞机上的主起落架等。 机翼前掠角 35 度，为了改善前掠翼结构固有的高度不稳定空气动力学外形特性，采用鸭翼设计，在前端增加两个能控制滑动和扭转的短翼（鸭翼），使整体具有良好的气动性能，具有敏捷的操作性能，没有水平尾翼。

10、由于当时的世界综合技术水平的局限，还是未能成功解决气动发散难题，美国第四代战斗机的设计方案没有采用前掠翼结构 美国目前只有两架小型验证机样机 美国前掠翼验证机相关数据： 驾驶员人数一名；机长。 米；机高。 米；翼展。 米；机翼面积。 平方米；最大速度。 马赫；最高升限。 米；使用美国普惠公司 General Electric F404-GE-400 涡扇发动机，最大推力 71,17 kN，功率kp；空重kg，最大重量kg；有效负载kg。 美国目前只有两架样机。 在年期间，2 架 X-29A 前掠翼试验飞机进行了约 442 次试验飞行，年退役后送到博物馆展示。 美国在研制开发小型验证机时采取了许

11、多技术尝试工作，采用复合材料的机翼和机体；数字电传飞行控制系统；高推重比发动机；改进型机体设计，在设计上采用一对前置鸭翼来改进气动性、改善操纵性能，而且这一设计被后来的俄罗斯歼击机引用；美国小型验证机使前掠翼战斗机方面研究又前进一步。 【回复 长须鲸 】: Su-47, 先前即是 S-37 Berkut(金雕) 战斗机 1997 年 9 月 25 日，由俄空军试飞员伊戈尔瓦金采夫驾驶 S-37 完成了首次试飞。 这也是俄罗斯正式试飞成功的第一架第五代具有隐形能力的战斗机。 随后不久，这架苏37 歼击机于 1996 年 9 月在英国范堡罗国际航空航天博览会上进行了首次飞行表演并引起了轰动。 俄罗

12、斯第五代战斗机的概念研究始于 1981 年。 其设想类似美国也采用高低搭配，分为重型的多功能战术战斗机（MFI）和轻型战术战斗机（LFI）。 S37 属于重型多功能战术战斗机。 后称为u（S-37 Berkut）验证机，在年月，经过和米高扬设计局的米格。 验证机激烈竞争，苏霍伊 Sukhoi 被选择为下一代俄国 PAK FA 战斗机计划主要的承包商。 下一代战斗机（PAK FA）将会是u的一个发展但是没有前掠翼。 令人可惜的是，俄罗斯的航电设备和美国不是一个水准的；在隐身材料等其他隐身措施方面，也存在差距；猜测在武器系统方面还存在技术改进工作；更先进的发动机和雷达需要资金来研究开发等；这恐怕是

13、俄罗斯没有把下一代战斗机定位前掠翼结构的原因之一。 其他原因估计一个是鉴于美国 F35 抢占国际市场，俄罗斯认为按 Su27 系列的传统结构路线进度更快些，毕竟 Su27 系列的综合特性已经非常卓越了；另一个是，战斗机的技术在一些具体方面是通用的。 俄罗斯因为缺少资金下一代战斗机是和国外共同发展，苏 47(S-37)前掠翼战斗机方面的研究俄罗斯已经远远将其他国家抛在后面，可能这也是技术独占和保密的需要。 俄罗斯可能待技术成熟后或在发展下一代战斗机同时继续研究前掠翼结构的苏 47(S-37)。 回顾研究发展历程，Su-47 非常高的机动能力原型的设计是基于航空电子学和空气动力学技术的发展产生于

14、Su-27 升级计划，是苏霍伊设计局为测试下一代战斗机新的结构的一个努力成就，用于强调超强机动能力在近距离内格斗的情形。 前掠翼结构显然是以 TsAGI 学会数年的研究为基础，引起研究原因大概在美国 80 年代早期已经建造他们的 Grumman X-29 A 前掠翼实验机之后。 也采用现有的一些系统和构成设计，主要来自 Su-27 系列战斗机。 举例来说已经被用于Su-47，座舱盖的设计，起落装置，一些航电系统和近- 垂直（near-vertical）的尾部。 为了成功解决前掠翼战斗机固有的发散问题，苏联航空专家经过近年的研究，通过理论和实践，从而解决前掠翼承受大过载的技术难题。 、在材料方面

15、。 在机体结构大量采用最先进的复合材料，通过合理的纤维铺层，前掠翼具有极高的强度来产生强大的升力和气动弹性，允许机翼弯曲，但不会出现引起结构负载过度的机翼扭曲。 Su-47 机身是椭圆形的横断面并且机身主要地构造由铝和钛合金和 13%重量的复合材料制成。 机翼嵌板结构由将近 90%复合材料制成，总之仅此一项就可使飞机提高有效载荷 20-25%，寿命延长 05-2 倍，而材料本身的利用率可达 85，人工制造零部件的劳动强度也降低不少。 、在飞行操控航电方面。 整个飞机的气动控制面多达 14 个。 苏霍伊公司专门为之设计了多字符串遥控自动飞行计算机与软件技术，因此飞机的低速运动性能相当惊人。 数字

16、式多通道自动控制设备，一体化自动指挥和导航系统。 在导航系统中，又有由卫星导航和数字地图组成的激光陀螺仪惯性导航系统。 雷达使用在 X 波段工作的相控阵天线。 、创新有效的机体结构设计，解决前掠翼结构固有的发散问题。 苏霍伊设计局表明C37金雕采用的是纵向一体化三翼面布局。 据相关资料数据，从飞机前翼、主翼和平尾完全在一个平面上，前翼的平面形状为梯形，前缘后掠角超过 45 度。 主翼翼展 167 米，由内外两段组成，靠近翼根的内翼段为后掠翼，前缘后掠角约 75 度；外翼段为前掠翼，占整个机翼的绝大部分，平面形状为梯形，前缘前掠角约 20 度，后缘前擦角稍大一些，后缘内侧一半以上为襟翼，外侧为升

17、降副翼。 水平尾翼的平面形状为切尖三角形，前缘后掠角很大，约为 75 度，后缘平直。 整个翼面通过从前到后的边条与机身相连，使机翼与机身融合在一起，构成一个统一的升力体。 从机身高度和进气口设计来看，扁平较低的机身能强化隐身性能，而美国 F/A-22（机高仅为 5 米）的机体设计思想也是这样的，还便于快速可靠的维修和故障检测方面。 前掠翼具有极高的强度来产生强大的升力 前掠翼飞机 求助编辑 百科名片 前掠翼飞机的英文名称为： forward-sweptwingairplane，前掠翼飞机是机翼前、后缘向前伸展（前掠）的飞机。 它的梢弦在根弦的前面，左右翼俯视投影形成一个 V 字。 前掠翼是和后

18、掠翼同时提出的，两者推迟激波产生的原理是完全相同的。 查看精彩图册 目录 简介 原理 优点 1. 结构优势 2. 机动优势 3. 起降优势 4. 可控优势 缺点 世界第一种前掠翼飞机 展开 简介 原理 优点 1. 结构优势 2. 机动优势 3. 起降优势 4. 可控优势 缺点 世界第一种前掠翼飞机 展开 编辑本段 简介 机翼前、后缘向前伸展（前掠）的飞机。 前掠翼与后掠翼正好相反，梢弦在根弦的前面，左右翼俯视投影形成一个 V 字。 前掠翼是和后掠翼同时提出的，两者推迟激波产生的原理是完全相 前掠翼飞机 同的。 1944年德国制造了第一架前掠翼飞机容克斯 287，机翼前掠角为 15。 但前掠翼产

19、生弯曲变形时会使外翼迎角增大，从而使外翼升力增大，造成机翼弯曲变形加剧，在一定（临界）速度下，这种现象会形成恶性循环，直到使机翼折断。 为了提高临界速度，需要付出增加结构重量等代价。 所以，前掠翼虽和后掠翼同时提出，却很少被采用。 70 年代以后，出现了利用复合材料结构的弯扭变形耦合效应（即通过布置不同纤维方向铺层）克服上述现象，同时由于变弯度技术、放宽静稳定度技术和电传操纵控制技术等的发展，前掠翼飞机遂又受到航空界的重视。 编辑本段 原理 飞行中，当垂直于机翼前缘的气流速度接近音速时，机翼上表面局部气流速度将超过音速，出现激波，使飞行阻力急剧增加。 前掠翼技术可使飞机在亚音速飞行时具有非常好

20、的气动性能，从而大大提高其在仰角状态下的机动性。 若前掠翼布局与推力矢量控制系统综合使用，还可使其在空战中更具优势，其近距空战机动能力将成倍地提高。 编辑本段 优点 结构优势 前掠翼结构可以保障机翼与机身之间更好地连接，并且合理地分配机翼和前起落 前掠翼飞机 翼所承受的压力。 这些优势用其它方法很难达到或者不可能达到，它大大提高了飞机在机动时、尤其是在低速机动时的气动性能。 此外，前掠翼的结构设计，还可使飞机的内容积增大，为设置内部武器舱创造了条件，同时也大大提高了飞机的隐身性能。 机动优势 前掠翼技术可使飞机在亚音速飞行时具有非常好的气动性能，从而大大提高其在仰角状态下的机动性。 若前掠翼布

21、局与推力矢量控制系统综合使用，还可使其在空战中更具优势，其近距空战机动能力将成倍地提高。 起降优势 与相同翼面积的后掠翼飞机相比，前掠翼飞机的升力更大，载重量增加 30%，因而可缩小飞机机翼，降低飞机的迎面阻力和飞机结构重量；减少飞机配平阻力，加大飞机的亚音速航程；改善飞机低速操纵性能，缩短起飞着陆滑跑距离。 据美国专家计算，F16 战斗机若使用前掠翼结构，可提高转变角速度 14%，提高作战半径 34%，并将起飞着陆距离缩短 35%。 可控优势 使用前掠翼结构可以提高飞机低速度飞行时的可控性，并能在所有飞行状态下提高空气动力效能，降低失速速度，保证飞机不易进入螺旋，从而使飞机的安全可靠性大大提

22、高。 编辑本段 缺点 前掠翼的严重问题是在结构方面，沿结构曲线方向的弯曲变形会使外翼沿气流方向增大 怪异的俄罗斯苏-47 前掠翼飞机 迎角，增加外翼部分升力，进一步增加机翼的弯曲变形。 在足够大的速度下，这种现象会形成恶性循环，直到使机翼弯曲折断。 这个现象称弯扭发散。 开始弯扭发散的速度称弯扭发散（临界）速度。 为了提高前掠翼的弯扭发散速度，需增加机翼抗弯刚度，这就会导致机翼结构重量的增加，以致完全抵消采用前掠翼带来的好处。 这是前掠翼飞机很少被采用的主要原因。 70 年代以后，有人提出用复合材料结构的弯扭变形耦合效应克服前掠翼发散的缺点，也就是通过布置不同纤维方向的铺层,使机翼的弯曲变形引

23、起附加的负扭转变形,从而抵消由升力引起的前掠翼正扭转。 这样可以得到不发散而重量轻的前掠机翼，前掠翼飞机遂又引起人们的注意。 编辑本段 世界第一种前掠翼飞机 Ju287 是世界上的一种前掠翼喷气式轰炸机。 1943 年，Junkers 公司的由 Hans.Wocke 领导的设计小组受命研制一种能够超越盟军任何战斗机的重型轰炸机。 首次提出的方案是涡轮喷气 前掠翼飞机 Ju287 发动机和后掠翼方案。 这种方案在高速飞行中优点明显，低速时则有不易操纵的缺点。 因此，设计小组提出： 将后掠翼方案改为前掠翼方案，兼顾高速和低速飞行的需要。 前掠翼虽然高低速性能均优秀，但是存在气动发散问题： 即当速度

24、和仰角达到一定值时，很难保证飞机的静稳定性。 仰角越大，机翼的弯曲变形越大，直至结构被破坏。 前掠翼对飞机机翼的结构和弹性变形有特殊要求。 为此，在设计 Ju287 时对机翼结构进行了一些改进。 为了加快研制进度，第一架原型机 Ju287V1 机身采用 He177A 的现成部件： 机尾沿用 Ju388;主起落架沿用 Ju352；前起落架甚至取自被击落的美军 B-24 轰炸机。 只有前掠翼是重新设计的。 装用 4 台 Jumo004m 型涡轮喷气发动机，两台布置于前机身两侧，另两台吊装翼下。 1944 年 8 月 16 日，Ju287V1 首次试飞，结果十分令人满意。 可是在接下来的试飞中，当速

25、度达到 650KM/h 时，气动发散问题开始出现，幸而只是感觉舵效减小，飞机不自主地趋于俯冲。 经过将前机身侧的发动机改为翼下悬挂，问题得到抑制，并增加增压座舱，这 世界上第一种前掠翼飞机容克 287 型 就是第二种原型机 Ju287V2,使用 4 台 Heinkel-Hirth011A 喷气发动机，每侧翼下挂两台。 由于该发动机生产厂被盟军炸毁，不得已改为使用 6 台BMW003A-1 发动机。 如每侧翼下悬挂 3 台，称为 Ju287V2;如每侧翼下悬挂 2台，前机身侧保留 1台，和 V1型一样，称为 Ju287V3型，即预生产型 Ju287A-0. 1945 年，生产线上未装配好的 V2

26、 型和 Hans.Wocke 及设计小组被苏军俘虏，带回苏联对 Ju287 计划继续研究。 1947 年 Ju287 在苏联试飞，称为-2，达到了 1150KM/h(M0.95)的速度。 当时的技术水平，前掠翼的技术问题无法彻底解决，所以并未进一步发展。 Ju287 制造公司 JunkersKiugzeugundMotorwerkeAG 用途 世界上的一种前掠翼喷气式轰炸机 1944-1945Ju287V3 发动机 6 台 BMW003A-1 发动机 最大速度 819Km/h 海平面 864KM/h5000M 高度 升限 10400M 可在十分钟内爬升到 6000M Ju287 航程 1585

27、Km 重量 空重 11930Kg 最大起飞重量 21518Kg 军械 尾部遥控炮塔 2XMg131 机枪可载 4000Kg 炸弹 三角翼飞机机翼前缘后掠，后缘基本平直，半翼俯视平面形状为三角形的飞机。 机翼重量轻、刚度好，有利于收置起落架，安放燃油和其他设备。 三角翼超声速阻力小，从亚声速过渡到超声速时机翼压力中心向后移动量小，这对于舵面平衡能力比较差的飞机尤为重要，所以无尾飞机和鸭式飞机基本上都采用三角翼。 超声速飞机也常用三角翼的形式，但由于超声速三角翼飞机展弦比较小，亚声速飞行时的升阻比低，故亚声速巡航特性不好。 小展弦比的三角翼只有在大迎角下有足够升力系数，因飞机着陆前迎角不能很大，故其着陆性能较差。 前掠翼飞机推迟激波产生的原理和后掠翼相同。 由于前掠翼上的展向流动指向翼根，大迎角飞行时气流首先从机翼根部分离，从根本上克服了翼尖失速问题，因而低速性能好，可用升力大，机翼的气动效率高。 亚声速时 前掠翼飞机的气动效率与后掠翼飞机相比具有明显的优势在跨声速段两者的气动效率几乎无差异 超声速时 前掠翼飞机的气动效率相对较低。