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(6.8)
其中：零升阻力系數(shù)
參考
浸濕
S
S
CD = Cf
0
Cf 為摩擦阻力系數(shù)：
⎪ ⎪ ⎪
⎩
⎪⎪ ⎪
⎨
⎧
+
=
=
2.58 2 0.05
(lgR e ) (1 0.144 )
0.455
1.328
M
R
C
e
f
( )
( )
紊流附面層
層流附面層
CDi 為誘導阻力系數(shù)：
πλ
2
y
Di
kC
C =
計算流體力學(CFD)方法的發(fā)展，不但可用來對設計的飛機作氣動分析，而且，可以給定
氣動性能要求來反設計出飛機外形。
五、給定升力和壓力分布下的機翼外形設計
(一)翼型的設計與修形
當選擇已有的翼型尚不能滿足新設計的飛機要求時，往往需要重新設計或修改翼型。目前
已大量采用計算空氣動力學的方法設計和修改新翼型，代替以往制造各種修正翼型模型進行風
洞試驗的過程。
為了精確計算和分析翼型氣動特性，應當運用考慮非線性和粘性的空氣動力學數(shù)值方法。
在給定翼型的表面壓力分布要求下，通常用兩種方法進行外形反設計，一種是優(yōu)化設計方法，
另一種是人-機對話反復修形設計方法。前者在給定壓力分布目標函數(shù)后，根據(jù)其它約束條件，
通過計算機優(yōu)化方法自動修改翼型形狀，經(jīng)過多次迭代，達到給定誤差要求為止。后者方法是
人工修改翼型圖形或數(shù)據(jù)，通過計算壓力分析并與設計要求比較分析，重復進行修正，直到滿
足要求。前者優(yōu)化方法，不需人工操作，使用方便，但對多約束條件或多目標設計問題，則優(yōu)
化方法不一定自動滿足要求。有經(jīng)驗的人工修正有時也會較好地達到預想結(jié)果。一些新型超臨
界翼型的設計就是運用翼型繞流壓力分布的逆命題設計成功的典型例子。人們希望在跨音速時
翼型表面無激波或激波很弱，并由此計算反設計而獲得“超臨界翼型”(圖6.23)。
(二)機翼最佳彎扭設計
根據(jù)設計經(jīng)驗和風洞試驗，人們發(fā)現(xiàn)機翼的彎扭分布對其阻力(主要對誘導阻力或升致阻
力)影響很大。為了降低阻力，提高飛機的升阻比，目前已經(jīng)可以實現(xiàn)利用空氣動力學數(shù)值方
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法來獲得最小誘導阻力下的機翼的彎扭設計。該方法的基本思路是，應用數(shù)學最優(yōu)化原理，將
給定升力系數(shù)約束條件下的誘導阻力作為目標函數(shù)，根據(jù)求最小極值的優(yōu)化方法，來求出機翼
的最佳彎扭分布的設計方法。
圖6.23 給定壓力分布下的翼型設計
機翼最佳彎扭設計所采用的計算空氣動力學方法，目前多半為以下兩種。
一種是基于小擾動線化理論的面元法，這主要用于亞超音速機翼的彎扭設計。該方法的基
本思路是，將機翼中弧面劃分為適當?shù)木W(wǎng)格面元，在各個面元上布置渦元(面渦或馬蹄渦)。根
據(jù)空氣動力學有限基本解方法，建立面元幾何斜率分布與面元環(huán)量分布的代數(shù)方程組:
= [ ]{Γ}
⎭ ⎬ ⎫⎩ ⎨ ⎧
∂
∂
A
x
z （6.9）
式中：[A]是空氣動力影響系數(shù)矩陣。
然后，通過環(huán)量分布與升力系數(shù)、誘導阻力系數(shù)的關(guān)系，根據(jù)阻力函數(shù)的極小值優(yōu)化方法
和升力系數(shù)的約束條件，求出矩陣中的環(huán)量分布，繼而獲得最佳翼面弦向斜率分布，從而獲得
幾何“變”形分布。
當然，機翼的平面形狀，機翼與平尾(或鴨翼)布置及其彎扭形狀也都可以進行最小誘導阻
力布局優(yōu)化設計。
另一種機翼彎扭優(yōu)化設計方法是采用非線性空氣動力學三維流場計算方法，即可以計算出
流場速度分布和激波情況，故而多用于跨音速機翼設計。其方法是，給定機翼跨音速下的理想
壓強分布(或速度發(fā)布)的要求，對原始機翼由非線性空氣動力學數(shù)值離散空間網(wǎng)格方程組求解
· 90 ·

出翼面壓強分布，再將計算壓強分布與理想壓強分布之差，代入氣動數(shù)值方程組的邊界條件，
于是得到翼面形狀修正量，再重新計算，反復迭代，直至解出的壓強分布與理想分布一致或波
阻系數(shù)小于指定值為止。這時修正的翼面形狀即為所要設計的機翼。以上方法又稱為空氣動力
“反設計方法”。
§6.2 尾翼參數(shù)的初步選擇
尾翼是保證飛機穩(wěn)定性和操縱性的翼面，雖然尾翼對飛機的升阻特性也有一定的影響，但
影響最大、關(guān)系最直接的則是飛機的操、穩(wěn)特性，所以尾翼是根據(jù)對飛機的操、穩(wěn)性能要求進
行設計的。如果在飛機的設計要求中，沒有對操、穩(wěn)性能指標給出明確的具體規(guī)定，則應按有
關(guān)的設計規(guī)范來選定。
尾翼的設計參數(shù)與飛機的型式及全機的氣動布局有關(guān)，同時，尾翼又是飛機的主要組成部
分，其參數(shù)對全機的氣動外形布局又有影響，所以，尾翼的參數(shù)選擇不可能一次完成，往往需
要反復多次。初步選出后，要經(jīng)過全機操縱性和穩(wěn)定性的估算及試驗再進行修改。此外，在飛
機總體設計階段，往往只能根據(jù)對飛機靜穩(wěn)定性方面的要求，來進行尾翼參數(shù)的選擇，因為這
時還沒有足夠的關(guān)于質(zhì)量分布及轉(zhuǎn)動慣量等方面的數(shù)據(jù)，有關(guān)這方面的資料較難搜集，而且散
度較大，所以對飛機動穩(wěn)定性和操縱性的分析計算相當困難。除非設計者具有豐富的經(jīng)驗，一
般都等到總體設計方案基本完成的最后階段，才對飛機的動態(tài)特性進行全面的分析、計算和試
驗，如發(fā)現(xiàn)問題，再次進行改進。
“主動控制技術(shù)”ACT（Active Control Technology）近年來發(fā)展很快，已經(jīng)在許多飛
機上廣泛采用。由于主動控制技術(shù)的不斷發(fā)展和日益廣泛的應用，勢必促使飛機設計方法的變
革和發(fā)展，尤其是對飛機尾翼等操縱性和穩(wěn)定性控制翼面以及飛機飛行控制系統(tǒng)的設計，已經(jīng)
產(chǎn)生了很大的影響，有人提出了“隨控布局飛機”CCV（Control Configured Vehicles）的概
念。尾翼參數(shù)的選擇和控制面的設計要根據(jù)飛行控制系統(tǒng)的要求而定，本書僅從講授飛機設計
　
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