表5.3 公式5.27 中的線性回歸值A(chǔ)、B
飛機(jī)類型 A B
家庭制造的飛機(jī) 私人娛樂(lè)和運(yùn)輸機(jī) 0.3411 0.9519
單發(fā)的螺旋槳驅(qū)動(dòng)的飛機(jī) -0.1440 1.1162
全金屬飛機(jī) 0.0966 1.0298
雙發(fā)的螺旋槳驅(qū)動(dòng)的飛機(jī)
復(fù)合材料飛機(jī) 0.1130 1.0403
農(nóng)業(yè)飛機(jī) -0.4398 1.1946
商業(yè)噴氣式飛機(jī) 0.2678 0.9979
支線渦輪螺旋槳驅(qū)動(dòng)的飛機(jī) 0.3774 0.9647
噴氣式運(yùn)輸機(jī) 0.0833 1.0383
渦輪噴氣 0.6632 0.8640
軍用教練機(jī) 渦輪螺槳 -1.4041 1.4660
活塞/螺槳 0.5627 0.8761
渦輪噴氣（帶額外載荷） 0.5091 0.9505
戰(zhàn)斗機(jī) 渦輪噴氣（無(wú)額外載荷） 0.1362 1.0116
渦輪螺槳（帶額外載荷） 0.2705 0.9830
渦輪噴氣 -0.2009 1.1037
軍用巡邏機(jī)、轟炸機(jī)和運(yùn)輸機(jī)
渦輪螺槳 -0.4179 1.1446
飛艇、兩棲和水上飛機(jī) 0.1703 1.0083
超音速巡航飛機(jī) 0.4221 0.9876
表5.4 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)重量減小系數(shù)
結(jié)構(gòu)元件 復(fù)材金屬G /G
機(jī)身 0.85
機(jī)翼、垂直尾翼 0.85
鴨翼、水平尾翼 0.75
初步設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)
起落架 0.88
襟翼、縫翼、艙門 0.60
整流罩 0.60
內(nèi)部裝備 0.50
詳細(xì)設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)
吸氣系統(tǒng) 0.70~0.80
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第六章 飛機(jī)部件外形設(shè)計(jì)
飛機(jī)的機(jī)翼、尾翼和機(jī)身等部件的幾何外形參數(shù)與飛機(jī)的總體設(shè)計(jì)方案密切相關(guān)。一般在
飛機(jī)總體設(shè)計(jì)過(guò)程中，選定了飛機(jī)的主要參數(shù)以后，下一步就要選擇飛機(jī)各主要部件的幾何參
數(shù)和繪制飛機(jī)的外形三面草圖。本章分別對(duì)飛機(jī)的機(jī)翼、尾翼和機(jī)身等三個(gè)主要部件外形參數(shù)
的選擇做簡(jiǎn)要的介紹。
§6.1 機(jī)翼的外形設(shè)計(jì)
機(jī)翼對(duì)飛機(jī)的飛行性能影響極大，與機(jī)體的結(jié)構(gòu)和飛機(jī)的總體布置也有關(guān)系。因此，需要
全面考慮它的參數(shù)選擇問(wèn)題，重點(diǎn)是其剖面形狀即翼型和其平面形狀幾何參數(shù)的選擇。
一、翼型的選擇
翼型及其在機(jī)翼上的配置情況，對(duì)氣動(dòng)特性影響極大。顯然，只有選用良好的翼型并進(jìn)行
正確地配置，才可能保證機(jī)翼具有良好的氣動(dòng)特性。
通常情況下，進(jìn)行機(jī)翼設(shè)計(jì)時(shí)，首先就要從翼型手冊(cè)等文獻(xiàn)資料中查出有關(guān)翼型的幾何數(shù)
據(jù)和氣動(dòng)參數(shù)，并進(jìn)行對(duì)比分析，選出最能滿足設(shè)計(jì)要求的翼型。一般來(lái)講，翼型都是由專門
的研究部門給出，其種類和數(shù)目是很多的，在本書后面的附錄Ⅲ中，給出了一些美國(guó)NACA 系
列的翼型氣動(dòng)參數(shù)和幾何參數(shù)數(shù)據(jù)表，可供同學(xué)們?cè)诋厴I(yè)設(shè)計(jì)時(shí)選用或參考。
在過(guò)去的幾十年中，飛機(jī)設(shè)計(jì)工作者都是從眾多現(xiàn)有的翼型中選定所需要的翼型，從不考
慮自己設(shè)計(jì)新的翼型，有時(shí)對(duì)現(xiàn)有的翼型不盡滿意，也無(wú)法改動(dòng)。近來(lái)，這種情況有了變化，
在飛機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中有時(shí)要修改翼型或創(chuàng)造新的翼型，例如，高速旅客機(jī)為了競(jìng)爭(zhēng)，常需要新的
翼型。而且，在客觀上，隨著計(jì)算機(jī)用于翼型設(shè)計(jì)，加快了翼型設(shè)計(jì)的速度，也使在飛機(jī)設(shè)計(jì)
過(guò)程中修改和創(chuàng)造新翼型（包括預(yù)研期間）成為可能。為了在飛機(jī)總體設(shè)計(jì)過(guò)程中能正確選擇
翼型或是根據(jù)飛機(jī)的速度范圍、所需的壓力分布研制新的翼型，設(shè)計(jì)者需要全面分析翼型參數(shù)
對(duì)氣動(dòng)特性的影響。
在亞音速時(shí)，翼型的相對(duì)厚度C 對(duì)阻力的影響較小，雖然隨著C 的增大， 略有增加，
但一般可以不考慮這種影響。而
Cx0
C 對(duì)的影響是比較大的，這是在選擇亞音速翼型時(shí)所要
考慮的主要問(wèn)題。圖6.1 給出了幾種現(xiàn)有翼型的隨
Cy max
Cymax C 變化的曲線。
可見，對(duì)于每一種翼型，其C 有一個(gè)最佳值，圖6.1 所示為10%～14%，此時(shí)的為最
大。因此，亞音速飛機(jī)翼型的相對(duì)厚度多在此范圍之內(nèi)。
Cymax
高亞音速及超音速時(shí)，由于激波的產(chǎn)生，C 對(duì)阻力的影響則成為需要考慮的主要問(wèn)題。
高亞音速時(shí)，減小C 可以提高其臨界M 數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生；超音速時(shí)，減小C 可以明顯地
使波阻降低，波阻與
2 C 成正比。因此，對(duì)于高速飛機(jī)，翼型的相對(duì)厚度應(yīng)該減小。現(xiàn)代超音
速殲擊機(jī)，C 一般已減小到4％～6％左右。
圖6.2 示出了零升力波阻系數(shù)與翼型相對(duì)厚度Cx0波C 的關(guān)系。
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圖6.1 翼型的CY − C 曲線
圖6.3 是現(xiàn)代飛機(jī)翼型相對(duì)厚度隨飛機(jī)飛行M 數(shù)變化的示意圖。
圖6.3 是對(duì)現(xiàn)有飛機(jī)的翼型數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)際
統(tǒng)計(jì)得到的規(guī)律。從此圖可知，亞音速飛機(jī)，
一般C 取12％左右的較多，超音速飛機(jī)取5
％左右。
圖6.2 翼型相對(duì)厚度對(duì)波阻的影響
翼型相對(duì)厚度的大小，不僅對(duì)其升阻特性
有影響，而且對(duì)機(jī)翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和機(jī)翼內(nèi)部容
積的利用也有直接的影響。C 值過(guò)小，將使結(jié)
構(gòu)重量增加和內(nèi)部容積減小，所以C 也不能太
小，一般C =3％是下限。
關(guān)于最大厚度的相對(duì)位置xc ，
%
b
x xc
c = , —翼型最大厚度點(diǎn)至翼型
前緣的距離。
xc
圖6.3 典型翼型相對(duì)厚度統(tǒng)計(jì)值
各種翼型的xc 值差別較大，有的低速
翼型xc 為15％或30％，也有的大到40％、
50％、60％。xc 增大即翼型的最大厚度點(diǎn)
后移，從而可以使翼型上的最小壓強(qiáng)點(diǎn)后
移，于是轉(zhuǎn)捩點(diǎn)后移，層流附面層加長(zhǎng)，
紊流附面層縮短，摩擦阻力減少，這對(duì)提
高亞音速時(shí)的最大升阻比，改善續(xù)航性能
是有利的。適用于高亞音速旅客機(jī)的層流
翼型就具有這種特點(diǎn)。
相對(duì)彎度f(wàn) 也是翼型的最主要的幾何
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參數(shù)之一，也是在機(jī)翼設(shè)計(jì)過(guò)程中，進(jìn)行參數(shù)選擇時(shí)，需要考慮的問(wèn)題。
從翼型設(shè)計(jì)的角度來(lái)看，如果翼型不太厚，則可以把翼型的厚度作用與彎度作用分開來(lái)考
慮，并且有的翼型就是根據(jù)這種道理，把厚度分布和中弧線的形狀分開來(lái)設(shè)計(jì)的。中弧線的形
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