2024年9月18日发(作者：阙鸿羲)
西北工业大学
硕士学位论文
飞翼运输机气动布局设计
姓名：杨宇飞
申请学位级别：硕士
专业：飞行器设计
指导教师：白俊强
20070301
摘要
飞翼布局是近几年飞机气动布局研究的热点问题之一。由于空气动力学和
飞控技术的发展成熟，使得飞翼布局原先的稳定性与操纵性难题有了可靠的解
决方案，加上其本身结构重量轻，气动效率高，隐身性能好等特点，使其成为
下一代新型气动布局飞机首选方案之一。本文在分析了大量国内外针对飞翼气
动布局的研究结论与成果的基础上，将飞翼气动布局应用到民用大型运输机的
设计中，在设计巡航马赫数下，首次完成了一架起飞总重为２００吨级的，具有
较强应用参考价值的高亚音速飞翼布局运输机气动外形方案。
本文主要完成了以下几方面的工作：
一、根据国内外研究机构对飞翼气动布局的先进研究成果，结合目前航空
运输业中主流运输机的性能指标，提出了起飞重量２００吨级，载重量大于５０
吨的高亚音速飞翼布局运输机设计指标。
二、应用飞机现代设计理论与方法，结合飞翼气动布局的特点，对所设计
的运输机进行了较为可靠的重量、翼载等初始参数的估算。并根据估算结果，
应用计算机三维建模技术，构建完成了所设计的飞翼运输机初始气动外形。
三、应用计算流体力学（ＣＦＤ）技术，采用较为成熟的Ｅｕｌｅｒ方程加附面
层粘性修正的数值计算方法，对初始飞翼运输机外形的气动特性进行数值计算。
根据气动计算结果，分析了初始外形气动特性的不足及原因。
四、针对初始外形的不足，在研究了多种气动参数组合与外形搭配对气动
特性影响的基础上，提出了可行的改进方案，并通过计算验证，完成了能满足
设计要求的飞翼运输机气动外形设计。
五、结合设计改进过程中，对大量外形的气动计算结果分析，阐述了本文
在飞翼运输机气动布局设计中所发现的一些现象与规律。
关键词；飞翼，气动布局设计，运输机，Ｅｕｌｅｒ方程
Ａｂｓｔｒａｃｔ
Ｆｌｙｉｎｇ
ｗｉｎｇ
ｓｅｅｍｓ
ｔｏ
ｂｅ
ｏｎｅ
ｏｆｔｈｅ
ｍｏｓｔ
ｐｒｏｍｉｓｉｎｇ
ｃｏｎｃｅｐｔｓｒｅｇａｒｄｉｎｇ
ｖｅｒｙ
ｈｉｇｈｃａｐａｃｉｔｙ
ａｉｒｃｒａｆｔｓ．Ｓｏ．ｓｕｃｈ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｈａｓ
ｂｅｅｎ
ｔｈｅ
ｓｕｂｊｅｃｔ
ｏｆ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｄｅｓｉｇｎｏｆｉｎｔｅｒｅｓｔ
ｒｅｃｅｎｔｌｙ．Ｓｉｎｃｅｔｈｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓａｎｄｆｌｉｇｈｔｃｏｎｔｒｏｌ，
ｔｈｅ
ｓｔａｂｉｌｉｔｙ
ａｎｄ
ｍａｎｅｕｖｅｒａｂｉｌｉｔｙ
ｐｒｏｂｌｅｍｓ
ｏｆ
ｆｌｙｉｎｇｗｉｎｇｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｃｏｕｌｄｂｅ
ＳＯＩｖｅｄ．Ｔｈｅｒｅｆｏｒｅ，ｓｕｃｈ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ａｃｈｉｅｖｅｓ
ａ
ｃｌｅａｎ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ａｎｄ
ｅｆｆｉｃｉｅｎｔ
ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ
ｄｅｓｉｇｎ
ｔｈａｔ
ｏｆｆｅｒｓｔｒｅｍｅｎｄｏｕｓ
ｐｏｔｅｎｔｉａｌ
ｆｏｒｉｎｃｒｅａｓｅｄ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ
ａｎｄｓｔｅａｌｔｈ
ｏｎ
ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ，ａｎｄ
ｒｅｄｕｃｅｄｆｕｅｌ
ｂｕｒｎ，ｗｅｉｇｈｔ，ａｎｄ
ｃｏｓｔ．Ｉｎｔｈｉｓ
ｔｈｅｓｉｓ，ｂａｓｅｄ
ａｎａｌｙｓｉｓ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｉｓ
ｈｉｇｈ
ａｐｐｌｉｅｄ
ｔｏ
ｒｅｓｅａｒｃｈ
ａｃｈｉｅｖｅｍｅｎｔ，ｔｈｅ
ｆｌｙｉｎｇｗｉｎｇ
ｃｉｖｉｌ
ｔｒａｎｓｐｏｒｔ
ｏｆｌａｒｇｅｃａｐａｃｉｔｙ．Ａｔ
ｔｈｅ
ｃｒｕｉｓｅ
ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ，ａ
ｏｆａｂｕｎｄａｎｔ
ｓｕｂｓｏｎｉｃ
ｆｌｙｉｎｇｗｉｎｇ
ｆｏｒｔｈｅｆｉｒｓｔ
ｔｉｍｅ．
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｆｏｒ
ｔｒａｎｓｐｏｒｔ
ｏｆ２００
ｔｏｎ
ｔａｋｅ—ｏｆ
ｗｅｉｇｈｔ
ｉｓ
ｄｅｓｉｇｎｅｄ
Ｔｈｅ
ｍａｉｎ
ｒｅｓｅａｒｃｈｉｓｓｕｅｓａｎｄ
ａｃｈｉｅｖｅｍｅｎｔｓ
ｉｎ
ｔｈｉｓｔｈｅｓｉｓ
１．Ａｃｃｏｒｄｉｎｇ
ｔｏ
ａｒｅ
ａｓ
ｆｏｌｌｏｗｓ
ｔｈｅ
ｔｈｅ
ａｄｖａｎｃｅｄ
ｒｅｓｅａｒｃｈ
ａｃｈｉｅｖｅｍｅｎｔ
ｏｆ
ｆｌｙｉｎｇ、ⅣｉＩ培
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ，ｃｏｍｂｉｎｅｄ
ｄｅｓｉｇｎ
ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ
ｔａｒｇｅｔ
ｏｆａｃｔｕａｌ
ｐｏｐｕｌａｒ打ａｎｓｐｏｒｔｓ，ｔｈｅ
ｏｂｊｅｃｔｉｖｅ
ｏｆ２００
ｔｏｎ
ｔａｋｅ—ｏｆ
ｗｅｉｇｈｔ
ａｎｄ５０
ｔｏｎ
ｐａｙｌｏａｄ
ｆｏｒ
ｈｉｇｈ
ｓｕｂｓｏｎｉｃ
ｆｌｙｉｎｇｗｉｎｇｔｒａｎｓｐｏｒｔ
ｉｓ
ｂｒｏｕｇｈｔ
ｆｏｒｗａｒｄ．
２．Ｕｓｉｎｇ
ｍｏｄｅｍ
ａｉｒｃｒａｆｔ
ｏｆ
ｆｌｙｉｎｇｗｉｎｇ
ｔｒａｎｓｐｏｒｔ
ａｒｅ
ａｎｄ
ｍｅｔｈｏｄ，ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ
ｔｈｅ
ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ，ｔｈｅ
ｗｅｉｇｈｔ，ｗｉｎｇ
ｌｏａｄ
ａｎｄ
ｅｒｅ
ｏｆ
ｔｈｅ
ｆｌｙｉｎｇｗｉｎｇ
ｄｅｓｉｇｎ
ｔｈｅｏｒｙ
ｅｖａｌｕａｔｅｄ．Ａｃｃｏｒｄｉｎｇ
ｔｏ
ｔｈｅ
ｅｖａｌｕａｔｉｏｎ
ｒｅｓｕｌｔ，ａｐｐｌｙｉｎｇｃｏｍｐｕｔｅｒ
３Ｄ
ｍｏｄｅｌｉｎｇｔｅｃｈｎｉｑｕｅ，ｔｈｅ
ｏｒｉｇｉｎａｌ
３．Ｂｙ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｉｓ
ｂｕｉｌｔ，
ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，ｔｈｅ
Ｅｕｌｅｒ
ｅｑｕａｔｉｏｎｓ
Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ
Ｆｌｕｉｄ
Ｄｙｎａｍｉｃｓ
ｎｕｍｅｒｉｃａｌ
ａｌｇｏｒｉｔｈｍ
ｗｉｔｈ
ｂｏｕｎｄａｒｙ
ｌａｙｅｒ
ｖｉｓｃｏｓｉｔｙ
ｍｏｄｉｆｉｃａｔｉｏｎ
ｉｓ
ａｐｐｌｉｅｄ
ｔｏ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ．
ｏｆ
ｅｖａｌｕａｔｉｎｇ
ｔｈｅ
Ａｃｃｏｒｄｉｎｇ
ｔｏ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ
ｏｆ
ｏｒｉｇｉｎａｌ
ｆｌｙｉｎｇｗｉｎｇ
ａｎｄ
ｔｈｅ
ｒｅａｓｏｎ
ｔｈｅ
ｅｖａｌｕａｔｉｏｎ
ｒｅｓｕＫ
ｔｈｅ
ｉｎｓｕｆｆｉｃｉｅｎｃｙ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ
ｆｏｒ
ｏｒｉｇｉｎａｌ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｉｓ
ａｎａｌｙｚｅｄ．
４．Ｆｏｒ
ｓｏｌｖｉｎｇ
ｔｈｅ
ｐｒｏｂｌｅｍ
ｏｆ
ｏｒｉｇｉｎａｌ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ，ｒｅｓｅａｒｃｈｉｎｇ
ｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆ
ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ
ｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎ
ｏｆ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ
ａｎｄ
ｆｅａｓｉｂｌｅ
ｄｅｓｉｇｎ
ｇｅｏｍｅｔｒｙ
ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ
ｉｓ
ｐｕｔ
ｏｎ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ，ｔｈｅ
ｍｅｔｈｏｄ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｅｖａｌｕａｔｉｎｇ，ｔｈｅｉｍｐｒｏｖｅｄ
ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔ
ｉｓ
ａｃｈｉｅｖｅｄ．
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｆｏｒｗａｒｄ．Ｂｙ
ｗｈｉｃｈｃｏｕｌｄ
ｍｅｅｔｔｈｅ
ｄｅｓｉｇｎ
５．Ａｎａｌｙｚｉｎｇ
ｔｈｅ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｅｖａｌｕａｔｉｏｎｒｅｓｕｌｔ
ｏｂｔａｉｎｅｄ
ｄｕｒｉｎｇ
ｔｈｅ
ｄｅｓｉｇｎ
ｐｒｏｃｅｄｕｒｅ，ｔｈｅｐｈｅｎｏｍｅｎａ
ａｎｄ
ｄｅｓｉｇｎ
ｌａｗｏｆ
ｆｌｙｉｎｇ
ｗｉｎｇ
ｔｒａｎｓｐｏｒｔ
ａｒｅ
ｏｂｔａｉｎｅｄ．
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｆｌｙｉｎｇｗｉｎｇ，ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｄｅｓｉｇｎ
ｆｏｒ
ｄｅｓｉｇｎ，ｔｒａｎｓｐｏｒｔ，Ｅｕｌｅｒ
ｅｑｕａｔｉｏｎｓ
．１１．
西北工业火学业
学位论文知识产权声明书
本人完全了解学校有关保护知识产权的规定，即：研究生在校攻读学位期
时论文工作的知识产权单位属于西北工业大学。学校有权保留并向国家有关部
门或机构送交论文的复印件和屯子版。本人允许论文被查阅和借阅。学校可以
将本学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩
印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文。同时本人保证，毕业后结合学位
论文研究课题再撰写的文章～律注明作者单位为西北工业大学。
保密论文待解密后适用本声明。
学位论文作者签名：
指导教师签名：缝
乙。。１年？月』日
一～旦兰？一Ｌ
日
西北工业大学
学位论文原创性声明
秉承学校严谨的学风和优良的科学道德，本人郑重声明：所呈交的学
位论文，是本人在导师的指导下进行研究工作所取得的成果。尽我所知，
除文中已经注明引用的内容和致谢的地方外，本论文不包含任何其他个人
或集体己经公Ｊ１‘发表或撰写过的研究成果，不包含本人或其他已申请学位
或其他用途使用过的成果。列本文的研究做出重要贞献的个人和集体，均
己在文中以明确方式表明。
本人学位论文与资料若有不实，愿意承担一切相关的法律责任。
学位论文作者签名
—ｆ——ｒ一
抄７年多月／Ｈ
杨绣移
第一章绪论
§１．１引言
航空运输业经过几十年来的发展，其快捷、安全的运输服务已经渗入到社
会国民经济的各个领域中，为现代经济的发展发挥着重要作用。但随着世界经
济的高速发展，全球化进程的进一步加快，对航空运输的需求量也在急剧增长。
特别是进入了二十一世纪以来一全球人口不断增长，同时国际间的合作与交流
较以往的任何时期都频繁，而且在全球经济复苏的大背景下，旅游业的高速发
展，都为航空运输量的进一步提高提出了挑战。据国际民航组织的预测，在未
来的２０～３０年内，世界航空客货运输需求量将以每年５％的速度增长。波音公
司和空客公司经过几年来对航空市场的调研，均认为在未来的１５～２０年内，全
球的干线飞机需求量将会超过一万架，市场容量超过数千亿美元。在如此庞大
的市场中，中高亚音速的大型运输机预训将超过市场份额的９０％ｔ”。
但对于航空运输业来说，运营成本居高不下，是其与水运和陆运竞争时最
大的弱点。特别是在近几年，国际石油价格不断上涨，使得在航空业中仅次于
工资的第二大开支“航空燃油费”也一路上扬，一度超过了航空公司运营总成
本的２０％。因此各航空公司对未来下一代干线飞机的要求，将低油耗、高经济
性要求提到了一个很高的位置。同时，下～代飞机的高性能和环保特性也是在
研制开发中要考虑的重点¨Ｊ。
对此，世界两大航空制造业巨头，美国的波音公司和欧洲的空中客车公司，
相继于２０００年左右推出了各自的近期下一代干线飞机：波音７Ｅ７和空客Ａ３８０，
如图１．１、图１．２所示。其中空客．４．３８０的标准型是一架能乘坐５５０人的目前全
世界载客量最大的巨型十线客机，也是世界上第一架每名乘客百公里油耗不超
过３升的远程洲际客机，而其经济型更可将乘客人数提高到８８０人，乘客百公
里油耗量将更具诱惑力。
波音公司的７Ｅ７，则没有步空客ＡＧ８０的后尘往超大型方面发展，在载客
量上并没有超跃其公司著名的波音７４７，而是咀经济性为指标，在设计时突出
其外形的气动效率，以及与发动机相匹配的燃油经济性，载客量的规模在２５０
人左右。由此看来，下一代的干线飞机在规模大小发展上虽有不同，但在提高
西北工业大学硕士学位论文
飞行效率和提高经济性，降低运营成本上是取得了共识。
图１１空中客车公司Ａ３８０飞机
幽１．２坡首公司７Ｅ７纠Ｌ
我国是一个人口大国，而且正处于经济发展的高峰期，每年的客货运量和
增长量都特别大。据民航相关部门统计，自２０００年以来，民航每年发送的乘客
数量都以ＩＯ％以上的速度增长。而据国外相关咨询公司的调查报告，未来２０
年，我国的干线客机需求量将在２０００架以上【２Ｊ。而民用飞机的研发与制造水平，
是体现一个国家航空工业、运输业、基础工业等国民经济相关部门发展水平的
重要标志之一，是一个国家综合国力的体现。虽然我国在自行发展大型干线飞
机上曾经走过一段弯路，但随着近几十年我国经济的高速发展，科学技术水平
的不断提高，特别是在近几年对航空航天工业技术、科研投入的不断增加，在
基础研究、技术储备上有了较坚实的基础，２００６年１２月底，对外公开的我国
第三代战斗机歼１０就是一个很好的例子。但是，我国在起飞重量大于百吨，载
重量超过５０吨以上的大型运输类飞机研发领域还是空白，而国际上这个级别的
飞机正是在航空客货运市场上的主流机型。
面对如此庞大的国内、国际市场，目前正是我国自主研发大型运输类飞机
的机遇期。但是自上世纪八十年代以来的近２０多年时间中，我国没有立项自己
第一章绪论
的大型运输类飞机的型号项目，而运输类飞机与战斗机在任务指标、设计理念
上的差别，使得我国在大型运输类飞机设计领域与世界上的先进水平还存在不
小的差距，特别是在国际上大型飞机制造公司已经推出了其下一代飞机的情况
下，加快赶上这趟末班车已是国内航空业者的期望。
§１．２飞机气动布局设计
飞机的气动布局设计是飞机设计的关键技术之一，它不仅仅是局限于飞机
的气动外形设计，还包括各种气动参数的选择，以及一些与气动特性相关的综
合设计，可以说是飞机空气动力的总体设计冽。飞机气动布局设计的永恒目标
就是提高飞机的空气动力特性。对于运输机，就是通过采用先进的气动设计方
法与技术，提高飞机的升阻比和巡航效率，降低油耗，减小飞行阻力，从面大
大提高飞机的经济性。因此，对于未来大型干线飞机来说，气动布局设计的先
进与否，直接关系到所提的各项指标是否能达到。
§ｔ．２．１飞机气动布局设计主要研究的内容
在飞机气动布局设计中，首先要确定的是气动布局形式。因为气动布局形
式一旦确定，所设计飞机的大体形状，各安定面、操纵面的位置等一系列部件
也就大体确定下来，所以所选择的气动布局形式将为飞机总体方案设计定下大
致基调。就现有的飞机气动布局形式主要包括：传统布局、鸭式布局、三翼面
布局、变后掠布局、无尾布局等。
其次是机翼的设计。机翼是飞机的主要承力面，也是产生升力的主要部件，
一副好的机翼将决定着一架飞机设计的成败，因此机翼的设计在飞机各主要部
件中占有决定性的地位。机翼设计主要包括有：机翼的平面形状及各相关参数
的设计，二维翼型设计，机翼弯扭、气动弹性剪裁设计，机翼上附属部件襟翼、
副翼的设计等【４Ｊ。
然后还包括：机身设计，安定面、操纵面设计，进气道、尾喷管及外挂物
的设计等。
§１．２．２飞机气动布局形式的发展
现有的飞机气动布局形式主要包括：传统布局、鸭式布局、三翼面布局、
西北工业大学硕士学位论文
变后掠布局、无尾布局等。整个飞机气动布局形式的发展是伴随着人们对空气
动力学流动现象的认识不断深化而前进的。人们设计飞机时对流动形态的利用
主要经历了三个阶段：附着流型、脱体涡流型和可控分离流型。ｐＪ
２０世纪６０年代以前为传统布局时代，即主翼（其上有副翼和襟翼）加尾
翼的布局。那时人们在设计飞机时的思想是采用附着涡流型，强调提高附着涡
量，减少自由涡量，尽量保证气流在流经翼面时不发生分离，这种布局形式通
常具有良好的稳定性。
其时早在２０世纪５０年代就已经开展对自由涡能量的研究利用。在２０世纪
６０年代后期，涡升力理论被提出，并应用到飞机的设计中，从而给飞机设计思
想带来了革命，自此气动布局设计脱体涡流型时代开始。人们从避免涡到利用
涡，出现了许多新的气动布局，典型的有：三角翼、边条翼、鸭翼等。其后的
研究表明，在大迎角状态，对于大后掠角机翼，气流在前缘分离形成集中涡，
集中涡沿着其自由边缘卷成螺旋状，从机翼根部脱出，沿展向越来越大，形成
一个锥形的高能旋转气流，好象一个大喇叭沿机翼翼展方向悬在机翼上方，这
就是脱体涡。脱体涡流过机翼上表面时，带动机翼上表面气流加速，使机翼上
表面的吸力升高，从而提高了机翼总升力，这就是涡升力理论。
可控分离流型是正在发展的一种新型飞机气动布局设计思想，通过一系列
主被动控制技术，对飞机表面流动进行控制，这些主被动控制技术可改善飞机
部件的局部流动特性，提高飞机升阻特性，具有“四两拨千斤”的功效。如附
面层抽吸、声激励、翼面吹气、等离子减阻等主动控制技术；涡流发生器、小
肋、差动前翼、机身边条、机身侧板等被动控制技术，旨在产生和控制旋涡。
目前，西方国家非常重视流动控制技术的研究，正在研究后缘活动小凸板、微
喷流阻截法、流体式人工合成喷气作动器、旋转柱体、流体向量喷管和主动核
心尾排气等新型流动控制技术【６】。
§１．２．３喷气式运输机非常规布局形式的发展
喷气式运输机在经历了４０多年来的发展后，虽然完成了结构材料、制造方
法的改进，系统综合性、可靠性的提高，现代电子技术与航空计算机控制技术
的应用等多方面的重大技术革新，但至今在各大机场上的喷气式运输机依然是
４０年前那相似的面孔：桶状的机身，巨大的机翼，高耸的垂尾，稍小的平尾。
第一章绪论
在大力强调经济性和飞行效率的今天，这种气动布局外形在计算机不断的优化
设计下，似乎其可发掘的潜力快达到了极限。于是近些年来，飞机设计师们开
始寻求效率更高的布局外形。
１、多机身布局
由于近年来航空运输量的不断增加，各大航空公司开始关注超大规模型飞
机（大于１０００座）的设计，但同时也带来了由于尺寸增加而产生的新问题。这类
问题之一是如何保证乘客在适航规章规定的时间内从大型机身结构中紧急撤
离。为了解决该问题并捎带利用沿机翼展向分布乘客载荷的好处，多机身布局
便被提出。如图１．３所示的为三机身布局外形，这种布局采用常规机身，满足
了撤离要求，同时将机身布置在离开飞机中垂面的位置，针对机翼升力产生惯
性释放载荷，可显著降低机翼和机身的结构重量。
圈１．，三机身布局方案
然丽这种布局的主要技术难点在于绕相交翼面的气流状况和机身壁面的干
扰效应均未知，由此产生的气流将影响襟翼和操纵面的效率继而影响整机的飞
机力学特性；机体的结构分析会更为复杂；各机身之间的相对运动会对连接结
构产生很大的扭矩和弯矩。这些技术难点使得多机身布局至今尚未对常规单机
西北工业大学硕士学位论文
身布局形成挑战。
２、展向承我布局
如图１．４所示展向承载布局飞机，其商载主要在翼盒结构内。位于中央的
小机身容纳驾驶舱和中央服务系统。该种布局使重量直接被所在翼段的升力所
平衡，机翼结构的弯曲载荷大部分得到释放。据称该布局较相应常规布局飞机
的起飞重量减小约１０％，总体尺寸与常规布局大致相同。
图１．４展向承载布局方案
该布局的主要缺点是很难将商载装入拥挤的中央翼空间；结构布局的开敞
性差；应急情况下的出口通道和撤离时间也成问题；其飞行操纵系统的设计难
度大缺乏把握；且飞机惯性矩增加降低了滚转响应也是待研究的问题１２】。
３、连翼布局
前面的几种新型布局方式都采用了大的翼展，从而提高了展弦比，气动性
能随之提高，但更大的翼展难以适应现有机场设施，因此连翼布局近几年来被
提出。如图１．５所示，连翼飞机的显著特点是：其较窄的后翼下反前掠，前翼
则后掠上反，后翼翼尖与前翼相进行刚性相连，形成了前翼后掠、后翼前掠的
一种盒式机翼结构。
第一章绪论
图１．５连翼布局飞机方案
该布局的主要特点是：盒式结构较常规机翼结构更轻，刚度更好，特别是
大展弦比机翼，效果更加明显；前后机翼的较大展长都可以设置操纵面，可大
大提高飞机的机动性；由于机翼端部的连接作用，可以减小机翼的诱导阻力，
提高升阻比；其难点是围绕气动干扰效应，和非常规结构技术【７】。
４，鸭式布局
其实鸭式布局是最早出现的飞机布局形式，莱特兄弟的第一架上天的飞机，
其操纵面在主翼前面可谓是鸭式布局的鼻祖。而该种布局形式稳定性方面的问
题，使其发展也经历了一番曲折。鸭式布局在主翼面失速后鸭翼会继续产生升
力，造成飞机抬头倾覆的危险性较大。但随着飞机计算机控制功能越来越强，
飞控系统的可靠性越来越高，这种稳定性方面的问题已经基本可以解决，一些
军用飞机上已经采用了这种布局形式。如图１．６所示，我国的歼１０飞机就是这
种布局。
西北工业大学硕士学位论文
图Ｉ
６歼１０Ｅ机
鸭式布局的优点在于避免产生常规布局配平所需的向下的气动力，由于鸭
翼布置在主翼的前方，其为配平力矩而产生的气动力是向上的，这样可以大大
降低巡航配平阻力，提高升阻比和巡航效率。特别是如果应用于大型运输机上，
这种布局对于提高载重量，节省燃油，增大航程是很可观的。如图１．７所示，
为波音公司提出的一种主翼前掠鸭式布局的方案。
图１．７大型鸭式布局客机方案
ｓ、飞翼布局
飞翼布局也是全无尾布局的一种，因其外形扁平，很难分辨出机身与机翼
的分界面，如同一个巨大的机翼，固被称为飞翼布局。其实早在二战时期，美
国与德国就相继开始了这种布局的研究，但是最终限于这种布局本身所固有的
问题，即飞行稳定性差。很难进行控制而最终放弃。而使这种气动布局重新获
得生命力的是飞控技术与推力矢量技术的发展。由于这两项技术的成熟应用，
第一章绪论
使得这种布局的固有问题有了现实可行的解决方案，因此在二十世纪九十年代
开始，出现了目前为止最为成功的飞翼布局飞机，美国空军大名鼎鼎的黑色幽
灵—－Ｂ一２隐身轰炸机，如图１．８所示。该机的出现充分体现出了飞翼布局的优
势，优良的气动性能使其在二十多米长的机身内可装载与Ｂ一５２差不多的载弹
量且拥有１２０００公里的空中不加油超远航程，先进的气动布局形势使其雷达反
射面积小到了令人无法想象的程度，大约只有同类大小飞机的百分之一。Ｂ一２
为飞翼布局开创了新的里程捧＇９】。
图１．８美军Ｂ．２隐身轰炸机
因为有了这样很好的样机先例，飞翼布局形式成为这几种新型布局形式中，
技术可行性最强的一种先进布局。虽然Ｂ一２还只是一种轰炸机，但将其应用
到运输机的设计中已经开始广受关注，这方面的发展状况将在第二章中做全面
介绍【３＆４¨３１。
§１．２．４飞机气动布局设计方法的发展
在以往，研究气动布局设计主要手段有两种：一是实验研究，它以地面实
验为研究手段。长期以来，地面实验（风洞实验）方法是研究流动机理、分析流
动现象、探讨并获得流动新概念、推动流体力学发展、为航空航天飞行器的设
计提供气动力数据的主要研究手段。２０世纪六十年代以前，风洞是气动布局设
计主要的工具，其主要问题是：要实现一个完整的实验过程，需要解决一系列
复杂的技术问题，所需周期长，费用也很高。例如在Ｂｏｅｉｎｇ－－７６７的研制中，
西北工业大学硕士学位论文
进行了３５０００小时的风洞试验，空中客车Ａ３１０也进行了１８０００小时的风洞试
验【１０１。
飞机气动布局设计要求精确的气动计算和性能预测。计算流体力学（ＣＦＤ）
正是适应这一要求，在经典流体力学、数值计算理论，以及计算机科学技术的
基础上，建立并发展而成的－－Ｉ＇］新的学科。计算流体力学自２０世纪６０年代以
来有了迅猛的发展，今天已成为研究流体力学的理论、实验和计算三大支柱领
域之一。计算流体力学在发展的同时，也广泛应用于航空航天、动力工程、力
学、物理和化学、建筑、水利、海洋、大气、环境、灾害等科学和工程的各个
领域【ｌｌ】。
计算流体力学的发展是伴随着计算机技术的发展而前进的，后者构成前者
的基础。只有计算机的速度、内存和外围设备达到一定程度时才会有计算流体
力学发展的新阶段ｆ２０】。２０世纪８０年代以前，由于计算机水平的限制，计算流
体力学的数值模拟主要以求解拉普拉斯方程、小扰动速势方程、全速势方程为
主，其中有代表性的是基于拉普拉斯方程的面源法以及有限差分法求解小扰动
速势方程和全速势方程。８０年代以后，巨型机与并行机的出现为计算流体力学
的发展带来了新的希望，以Ｅｕｌｅｒ方程和Ｎ—ｓ方程为控制方程的流场数值模拟
技术获得了巨大的成功，取得了丰硕的应用成果。基于欧拉方程的流场数值模
拟技术不但能够模拟和捕捉激波，而且能够有效地模拟有旋流和自动捕获由压
力差引起的分离涡，自动形成分离线和尾迹涡面，揭示许多流动现象的本质特
征。相对Ｅｕｌｅｒ方程而言，基于Ｎ—Ｓ方程的数值模拟技术发展相对缓慢一些。
由于计算机容量和速度的限制，完全Ｎ—Ｓ方程的求解在短时期内还难以进入
实用阶段。目前，Ｎ—ｓ方程的求解还是建立在雷诺平均Ｎ—Ｓ方程的基础上，
借助适当的湍流模型来实现的。而湍流问题至今仍然是困扰整个流体力学界的
一个难题，湍流的基本机理至今还没有完全弄清，这就决定了目前的各种湍流
模型都有各自的局限。目前尚不存在一个通用的湍流模型，既能在相当广泛的
流动情况中反映出比较正确的物理特征，从而得到足够准确的计算结果，又能
够为当前的计算资源所接受，可以这么说，湍流模型问题在一定程度上制约了
Ｎ—ｓ方程数值模拟技术的发展［１２－１５，３８】。
由于计算流体力学和计算机科学的迅速发展，因此与ＣＦＤ相结合的数值模
拟方法在飞机气动布局设计中的地位和作用曰益凸现，成为研究气动布局设计
第一章绪论
越来越重要的手段。采用与ＣＦＤ相结合的设计方法进行飞机外形气动布局设
计，不但节约了试验经费，而且大大的缩短了飞行器设计的周期，提高了设计
质量。例如美国Ｎｏｒｔｈｒｏｐ公司在研制新一代ＡＴＦ战斗机ＹＦ－－２３级前一代型号
（第三代歼击机）ＹＦ一１７进程中，风洞实验相对减少的情况可作为一个实例，
表明数值模拟和风洞实验在现代飞机设计中的地位和作用的相对变化。从１９６６
年到１９７４年（第一次试飞）ＹＦ一１７的研制周期中，共进行了１３５００小时的风
洞实验；而从１９８２年到１９９０年（第一次试飞），对性能要求更高，外形更复杂
的ＹＦ一２３研制期间，由于数值模拟方法参与了设计与修改，用了近１５０００小
时的计算机时，而只进行了近５５００小时的风洞实验，减少了６０％的地面实验
工作量缩短了研制周期，节省了大量的实验费用，大大降低了成本，减少了风
险，并获得了优异的设计性鲥嵋ｏ】。还有，进行“湾流”支线飞机的跨音速机
翼设计，节约了４００万美元的设计费用；进行Ｂｏｅｉｎｇ－－７５７和Ｃｅｓｓｎａ飞机的先
进螺旋桨设计；对Ｂ．７０飞机进行优化设计，使其升阻比提高了３０％等。
§１．３本文的主要工作
本文主要是结合目前国内外对于飞翼布局飞行器的相关研究结论，应用现
有较成熟的设计方法，设计一个起飞重量在２００吨以上，载重量大于５０吨的飞
翼布局的运输机气动外形方案。主要完成的工作有：
一、根据相关资料和研究，提出飞翼运输机设计思路及指标，应用现代飞
机设计理论，结合飞翼气动布局的特点优势，对方案设计的总体参数进行较为
可靠的估算；
二、根据估算出来的总体参数，结合设计指标要求，应用计算机三维建模
软件ＵＧ，构造所设计的飞翼布局运输机的数字模型；
三、应用较成熟的欧拉方程加粘性修正的数值方法求解流场，对所构造的
初始飞翼气动外形在设计状态和非设计状态下的流场进行数值模拟，并对计算
结果进行分析。结合初始外形分析了其气动效率不足的原因，并针对原因提出
外形改进的措施；
四、在改进过程中，运用ＣＦＤ方法分析了不同的气动布局参数对气动特性
的影响，从中确定可行的气动布局方案；根据以上的研究结果重新构造改进外
形，并对新外形进行设计状态和非设计状态下的流场进行数值模拟，与初始外
西北工业大学硕士学位论文
形的计算结果进行对比分析；通过计算验证，改进设计的飞翼运输机气动外形
能够达到预期的设计目标；
五、根据所设计的飞翼运输机气动外形和设计过程中所遇到的问题与规律，
分析讨论飞翼布局运输机在设计中主要矛盾所在及适用的解决方法。
第二章飞翼气动布局的发展现状及特点
§２．１飞翼气动布局的发展历史
飞翼气动布局形式其实很早就被提出来，但由于其本身的特点和当时空气
动力学方面的认识局限，使得其发展道路并不顺利。从其发展历史来看，大概
可以分为三个阶段：
§２．１．１早期阶段
世界上第一架真正实用的飞机诞生于１９０３年的美国，而世界上第一架飞翼
机的研制仅比之晚２０年。２０年代初，一批大胆幻想者开始了飞翼机的最初尝
试。他们试图把飞机上的机身，尾翼，甚至起落架等部件统统取消，而只保留
主机翼以完成原先其他几部分所担负的全部功能，来达到明显减少阻力的目的。
但是，限于当时的制造技术、航空材料性能较差和发动机推力不足等诸多原因，
飞翼布局的计划最终只能胎死腹中。
从２０年代中后期趋，不少航空技术及相关材料取得了可喜的进展，使得飞
翼机的发展出现了新的转机不过，这～时期的飞翼机从严格意义上来说，还算
不上真正的飞翼机，冲其量只是一种带有机身的无尾翼飞机。目前，世界上公
认的第一架无机身、无尾翼（无垂直尾翼）的全飞翼飞机是由德国的豪顿兄弟研
制的ＨＯ系列飞翼机。１９３０年，首架ＨＯＩ飞翼机面世８年后，ＨＯＩＩＩ，一种更
新型的飞翼机也进行了试飞，由此初步奠定了飞翼机向实用化转化的基础。该
飞翼机的最大特点是每侧翼上有３个控制面：翼尖控制面用以控制方向；中间
控制面两个一起动作时为升降舵，差动时为副翼；内侧控制面则作为降落时用
的襟翼。在德国战前狂热扩军备战的思潮鼓动下。德国的飞翼机研制发展在二
战前夕几乎达到巅峰。最新的一种飞翼机真正实现了无身无尾，展弦比达到了
２２，也就是说其舷向方向很短，而机翼很长，极像一个疾驰飞掠的箭标。与此
前后，豪顿兄弟最倾注心血的两型飞翼机是ＨＯ
ＶＩＩＩ型和ＨＯ
ＩＸ型。前者主要
用于客运，设计搭载乘客６０名，它的机翼长达６０．７米，装有６台活塞式发动
机，总功率达到３６００马力（约２６８２千瓦）。后者则为世界上首架飞翼式战斗机，
如图２．１所示，它的飞翼后缘有全展长的操纵面，每侧分为３块，外段和中段
西北工业大学硕士学位论文
的操纵面用于横滚和俯仰操纵，内段操纵面为襟翼；航向操纵由机翼外段上下
表面的两块减速板来实现。
图２．１德国ＨＯＩＸ
Ｅ翼机
二战中，德国另一位著名设计师李比修也研制出一架蜚声海外的飞翼机一
Ｍｅｌ６３。该机飞行时速高达９５０千米，这在当时是极其了不起的；不仅如此，
该机的爬升率为６０米／秒，留空时间为８分钟，机上还装有２门３０毫米ＭＫ
机炮ｎ６１。
与德国飞翼机齐名的是美国人约翰诺斯洛普研究设计的Ｎ系列飞翼机。他
出手不凡，一开始研制就设计出与美现役Ｂ一２隐身轰炸机外形大致相同的一
种飞翼机。这种飞翼机采用木板，纸板作构架，以纸张为蒙皮材料。Ｎ—ＩＭ是
Ｎ系列飞翼机中十分成功的一种，它的飞行高度达２２８０米，留空时间在１小时
以上。１９４１年，诺斯洛普的飞翼技术得到了实际应用，美国陆军要求应用他的
飞翼技术制造２架ＸＢ－－３５轰炸机。经过～番努力，这种非同寻常的轰炸机终
于问世了。与当时极负盛名的Ｂ一１７轰炸机相比，ＸＢ－－３５在总质量和翼面积
方面都是前者的３倍。如图２．２所示，机上装有４台“黄蜂”Ｒ４３６０型发动机，
每台发动机由延伸的驱动轴连至遥控的齿轮变速箱，带动２部互相转动、螺距
相反的螺旋桨。机上左右两侧共有８个弹舱，可挂载８０００多ｌ（ｇ炸弹。此外，机
上还设有７座抢炮塔。其中，４座安装在机翼的上下方，２座安装在乘员舱的上
第二章飞翼气动布局的发展现状及特点
下方，另有１座安装在机尾。每座机炮塔内装有２挺机枪。
图２．２美国ＸＢ－－３５轰炸机
图２．３美国ＸＢ－－４９轰炸机
自二战末期起，喷气式发动机的技术日臻成熟，飞翼机换装喷气式发动机
已势属必然。从１９４５年６月到１９４８年１月，美国先后完成了２架装有喷气式
发动机的ＸＢ－－４９飞翼机的升空与起降，如图２．３所示。但是，由于气动和飞
机设计的滞后和不成熟，飞翼机很快暴露出它明显的缺点来：稳定性不足，横
向摆幅过大，操纵难度较大，不适于进行较准确的轰炸．接着，飞行事故不断
发生。１９４８年６月，一架ＸＢ－－４９飞翼机在一次飞行中，因两翼受到过度的加
速负荷而导致结构损坏造成机毁入亡。１９４９年春，另一架ＸＢ－－４９飞翼机在爱
德华兹空军基地进行高速飞行试验时，由于前起落架毁坏而造成整架飞机在跑
道上翻覆。１９５０年５月４臼，一些热衷飞翼机的人士依然进行了ｘＢ一４９的改
西北工业大学硕士学位论文
型机ＹＲＢ－－４９Ａ飞翼机的处女航。终因不少关键技术未能妥善解决，美国空军
决定暂缓飞翼机的试验。１９５３年ＩＯ月美国空军最后拍板：Ⅵｍ一４９Ａ飞翼机
停止试验【１７１。
§２．１．２重获新生的中期发展阶段
飞翼机的再次崛起是６０年代以后的事。在早期的研究中，由于空气动力学
和飞机设计理论发展的滞后与不成熟，飞翼布局的外形暴露出了其先天不足的
特性：飞机的操纵性与稳定性与常规布局的飞机相差很大，飞翼布局飞机的稳
定性不足，操纵难度大，飞行控制系统的设计过不了关而导致不得不放弃该类
布局形式。直到六、七十年代，随着电子技术的飞速发展，计算机控制技术得
到了广泛的应用，线控增稳技术，放宽静稳定度技术的出现，使飞翼布局的飞
。机控制系统有了实现的可能，这为飞翼布局飞机重新发展扫清了障碍。
到了这一阶段，电子技术取得了飞速发展，计算机控制技术已得到广泛应
用，放宽静稳定技术也日趋成熟，因而为飞翼机的重新发展奠定了基础，于是
研制新型飞翼机又被提到了议事日程上。然而，此后的发展道路并不平坦，经
历了许多曲折与反复。直到１９８９年７月，周身黑灰色，形如巨型黑蝙蝠的Ｂ
一２飞翼布局轰炸机在美国进行首次试飞，才标志着新一代飞翼机真正登场亮
相。如图２．４所示，这架长约２１．０３米，高约５．２米、翼展约５２．４２米的隐身飞
翼机具有优良的雷达、光电和红外反射特性。它采用极佳的翼身融合布局，机
翼前缘像两条射线，自机头顶点向后延伸，后掠角３３度。上翼面机身较扁长，
星光顺凸起的流线型，机头后部设气泡式双座驾驶舱。机身两侧对称配置一对
形似扇贝的进气口，微隆起的发动机舱。长折线后缘装有可控制飞翼机俯仰、
滚转和偏航的多个操纵面。飞机大部分结构采用塑料、石墨／环氧树脂、碳纤
维和陶瓷材料。它的飞翼表面用多层吸波蒙皮覆盖，蒙皮外层是镍钻铁氧体吸
收涂层。机翼前后缘由一连串拇指般大小的六角形蜂窝夹心结构组成，蜂窝网
格内填充有磁损耗和电损耗吸波物质，网格两端还安装了吸波面板【９】。
Ｂ一２飞翼机采用了涡轮风扇无加力发动机，排出的燃气通过扁平二元喷
管，从机翼上表面与后缘内齿的交汇处排出，对喷出的尾焰起遮拦作用。涡扇
发动机外部涂有超高密度的碳质吸波材料，既能吸收雷达被，又能抑制发动机
内部散发的热量。机上的ＡＰＱ一１８１雷达和ＺＲＳ－－２电子战系统均具有一定的
隐身能力。ＡＰＱ一１８１雷达采用了二维电扫描天线、复杂的软件工作方式和先
第二章飞翼气动布局的发展现状及特点
进的低截获概率技术；ＺＲＳ一２电子战系统辐射电磁能量很少，能很好地对抗
敌电子侦察系统。Ｂ一２飞翼机还携带有不少的武器弹药，根据相关资料显示，
其载弹量不低于１８吨，并且可携带各型炸弹与空射导弹，而且全部藏匿在机身
内，需要时导弹使用机上的旋转式发射架实施射击。这一措施不仅可以减少阻
圈２４美国Ｂ－－２隐身轰炸机解图
力，而且可以有效地躲避对方雷达的探测。
其实，美国海军也曾研制过飞翼布局的无尾三角形隐身攻击机—－Ａ一１２。
它采用喷气式双发双座，机上使用了比以往同类飞机更多的吸波型复台材料，
从而大大降低了被雷达发现的概率。Ａ．一１２还采用了埋入式动力舱、机内弹船、
折叠式机翼、应用电传操纵系统。然而，刚起步的Ａ一１２研制计划没过多久便
由于各种各样的原因而半路夭折。但这并没有阻碍飞翼机的下一步发展【ｌ引。
§２．１．３高速发展的黄金世纪．
伴随着美国Ｂ一２轰炸机掀起的轰动效应，２０世纪末各主要航空大国都相
继开展了飞翼布局的研究。从目前研究的方向来看，飞翼布局主要应用集中在
两个方面。
１、飞翼布局的无人机研究
由于自控技术带动的飞控技术在第三代战斗机上的成功应用，使得飞控技
西北工业大学硕士学位论文
术越来越成熟，制造完全进行自主飞行无需人工操纵的飞行器已经成为现实。
特别是自二十世纪九十年代以来所爆发的几场高技术条件下局部战争中，高精
确制导武器大量开始使用。但其威力的发挥必须依靠强大的情报信息支援，战
术情报侦查无人机的使用，使战场形势完全被情报信息的收集程度所控制。没
有该技术的一方，在战场情报战中完全处于不利地位，当然战况也是一败涂地。
如科索沃战争中，北约参战的无人机有数百架，弥补军事卫星及有人驾驶侦察
机的不足，成为战场上情报信息中枢中一个非常重要的组成部分，在中低空或
复杂气象条件下的实时侦察和战场监视方面，取得了良好的作战效果。无人机
的出色表现引起世界各国的广泛关注，纷纷开展了无人机研究的高潮。
无人机由于没有人在机体内，不再存在飞行员承受过载的生理极限约束，
不再需要为驾驶员提供生命保障系统和具有宽阔视野的座舱，不需要为保证驾
驶员生命安全和昂贵先进战斗机的安全而采用更为复杂的设计技术，并且其所
面临的作战环境、作战任务和作战方式更为复杂。无人作战飞机技术就是要利
用这种新的设计空间，明确和有入驾驶战斗机的不同设计环境，针对新的设计
目标，把设计重点放在比现代有人驾驶战斗机具有更低的可探测性、更高机动
性和敏捷性，实现低生命周期、低成本的设计原则上来。因此大大简化了飞机
系统的复杂程度，出现了要求超长航时、超高度、低可探测性的要求。飞翼布
局就是其中较为适合的一种布局。飞翼机没有传统布局飞机的桶状机身，它的
装载区完全浸没在巨大的翼内，因此其外形可以完全按照气动最优的条件进行
设计，整个机体都成为一个升力面，同时去除了平尾、垂尾等外形突起部件，
有效降低了浸润面积，有助于阻力的减少，大大提高了升阻比。飞翼布局将减
少１５％的起飞重量，升阻比可提升２０％，燃油消耗减少约２７％。因此它在速度、
航程和飞行经济性上相对于传统结构的飞机有着无可比拟的优势。即使在今天，
传统气动外形飞机的飞行阻力仍然是飞翼的２～４倍。从而各航空大国先后研制
推出了各自的飞翼布局无人机，如美国的暗星等【１９１。
除了无人侦查机，无人攻击机也是一个新的发展潮流。人们对未来的压制
敌防空和格斗的武器平台进行预测探索，无人攻击机的设想倍受注目。美国在
对现有ＵＡＶ（ＵｎｉｎｈａｂｉｔｅｄＡｉｒＶｅｈｉｃｌｅｓ）进行改进的同时，已经开始进行把无人机
从原有的战场用途扩大到目标攻击和格斗的研究，称之为ＵＣＡＶ（Ｕｎｉｎｈａｂｉｔｅｄ
Ｃｏｍｂａｔ
Ａｉｒ
Ｖｅｈｉｃｌｅｓ）或ＵＴＡ（Ｕｎｍａｎｎｅｄ
Ｔａｃｔｉｃａｌ
Ａｉｒｃｒａｆｔ）。但是未来无人作战飞
机的高机动性和敏捷性与飞翼布局的本身固有的稳定性差、操纵效能低的特点
第二章飞翼气动布局的发展现状及特点
相抵触，是目前研究解决的重点。美国已完成了多款飞翼布局的无人攻击机的
样机研制，其型号为Ｘ－－４５Ｃ，外形如图２．５所示ｆ２０】。
图２．５美军Ｘ－－４５Ｃ无人攻击帆
２、未来飞翼布局的大型运输类飞机研究
如前所述，面对发展潜力巨大的未来航空运输市场，各大航空公司都开始
研究下一代的运输机。虽然空中客车公司与波音公司对于下一代运输机的发展
趋势有着不同的认识。波音认为，枢纽机场拥挤的状况可以通过增加远程“点
对点”的直飞航班来解决，同时这种服务是由乘客的需求来推动的，而且在某
些情况下，具有更高的效率，因此需要更多的单通道飞机；而空中客车则认为，
’枢纽机场的拥挤状况将通过增加飞机的容量来解决，大飞机的座英里成本更低，
因此需要更多５００座以上的大飞机。但在一项指标上两大公司是取得一致共识
的，就是提高经济性。而更巧合的是，两大公司都选中了飞翼布局，空中客车
公司的方案是一架巨型的可容纳８００～１０００人的飞翼机，其宽大的翼展要达到
８０～１００米。同时，美国波音公司与俄罗斯也在进行相关的研究，并提出了外
形方案，其方案如图２．６、２．７所示【２ＩＪ。
西北工业大学硕士学位论文
圈２．６波音公司方案
图２．７俄罗斯方案
§２．２飞翼气动布局的自身特点
§２．２．１飞翼气动布局的优点
１、结构重量轻，刚性好
飞翼布局可以显著减少飞机重量，由于采用无尾设计去掉了传统布局飞机
中不可缺少的平尾和垂尾，机体结构可以大大简化，重量自然比有尾飞机轻。
～般来说，尾翼部位离飞机重心最远。据统计，尾部重量减少１
ｋｇ相当于机体
部位减少２ｌ（ｇ，而尾部重量一般要占全机最大起飞重量的６％～７％。此外，由
于取消尾部，全机重量更合理地转移到沿机翼翼展分布，从而减少机翼的弯曲
和扭转载荷，使结构重量进一步减少【２”。整个飞机重量较相同量级的常规布局
飞机大为减轻。同时，飞翼的超宽短机身设计在同等条件下结构强度更好，刚
第二章飞翼气动布局的发展现状及特点
性更胬．
２、空气动力效率高，气动载荷的分布可达到最佳
飞翼布局飞机其机翼与机身的融合大大减小了传统布局翼身间的于扰阻力
和诱导阻力，从而减小了飞机的总阻力。同时使得整个飞机机体成为一个巨大
的升力面，根据资料显示飞翼机的最大升阻比可达到２５～３０，仅此一项改善即
可使飞机的使用成本降低约３０％，并大幅提高飞行器的续航时间、航程和有效
载荷。飞机设计过程中，机体的气动外形可完全以气动载荷的最优分布为设计
点进行设计研究，没有其它部件的干扰。由于发动机安置于飞翼布局飞机的上
侧后部，可通过发动机与边界层的相互作用进一步提高飞行效率（２２，２７，捌。
３、有效装载空间大
飞翼布局飞机改变了常规布局的机身载重方式，装载区由传统布局的桶状
机身改为大型飞翼机宽敞的中央机身机翼融合体内，可安排客、货舱和各种设
备，使得可装载体积增大２０％～３０％（ｚ３１。因此，装载区的宽度更大，对货物的
尺寸要求更为宽松，特别是为一些特种设备空中运输提供了可能。
４、具有先天的低ＲＣ８特性，在军事用途上具有更广的发展潜力
隐身性是采用无尾飞翼气动布局的一个动力。飞翼布局是一种无尾布局，
外形上没有了明显的横向操纵面一垂直尾翼，同时在具有相同装载容积的情况
下，机身高度较传统常规布局飞机有较大的减小，此外，飞机一般采用翼身融
合布局，因此外形的全向（０～３６０度）雷达反射面（ＲＣＳ），有很大程度的降
低，飞行器的雷达隐身效果较常规飞机提高很大Ⅲ】。
５、飞翼布局的飞机是一体化设计的最佳应用对象
由于无尾，只剩有机翼和机身，最宜采用一体化设计技术。所谓一体化设
计技术，包括两个方面：一是机体内部空间的一体化设计和利用；二是机翼和
机身的相互融合设计。美国Ｂ一２是目前唯一服役的无尾飞翼有人驾驶轰炸机，
也是一体化设计的典范【２０】。
一体化设计结果，不但无尾，而且无机身。这样，从机体内部看，内部空
间得到最大限度利用，如翼、身融合部位空间都被充分利用，各种机载设备均
埋装于机体内，有利于隐身；各种机载设备均顺着机翼Ｉ目ＪＪ，ｇ，线，沿翼展方向布
置，与机翼的气动载荷分布基本一致，如Ｂ一２飞机，两侧机翼的外段是整体
西北工业大学硕士学位论文
油箱，起落架舱、发动机舱和武器舱依次从外向内一字排开，沿着展向布置得
紧凑合理，这不仅有利于结构强度的增加和结构重量的减小，而且有益于承受
高机动产生的过载力。从气动外形看，翼、身融为一体，整架飞机是一个升力
面，大大增加升力；翼、身光滑连接，没有明显的分界面，可大幅度降低干扰
阻力和诱导阻力。另外，机体结构主要由先进复合材料制造，外形光滑，又无
外挂等突出物，加上气动外形隐身设计，大大减小雷达散射截面ＲＣＳ。总之，
无尾飞翼布局一体化设计，可大大增升减阻，减少重量或翼载，对提高续航时
间和机动性等飞行性能极为有效，也提高了经济性，同时大幅度减小ＲＣＳ，其
中气动外形隐身设计可使全机ＲＣＳ减少８０％以上，增强隐身性。
§２．２．２飞翼气动布局的问题
当然选用无尾飞翼布局，也存在着一些问题，概括起来其中的主要问题有：
１、自身形状的特点，导致其天生的稳定性不足，操纵面不好设置的问题
由于飞翼布局是一种无尾的形式，通过以往的研究经验，其纵向和航向都
将是不稳定的或是稳定性不足的。这就要求利用飞翼上各种操纵面和推力矢量
等共同来产生所需要的各种力和力矩，因而相应地大大增加了飞控系统中操纵
律的设计难度。但是也有设计成功的范例，女【１Ｘ－－４５的发动机就带有二元推力
矢量控制系统，Ｂ一２Ａ飞机，飞翼后缘成双ｗ形状，有４个操纵面，每个操纵面
综合了副翼、升降舵、方向舵和襟翼的功能，可以很好的完成各种飞行控制的
要求。因此借鉴Ｂ一２飞机操纵面布局的设计思想，有效的利用放宽静稳定度和
多元适量推进技术，飞翼的稳定控制是可以很好实现的，只是更为复杂。
２、大型飞翼机，其阻力对于速度比较敏感，巡航马赫数提高困难
对于飞翼布局的飞机其装载区完全要容纳在机翼内，因此装载区的翼型厚
度相对较大，带来的弊端就是使飞翼的阻力对速度的提高很敏感。一旦超过其
临界马赫数后，全机的激波阻力增加很快，升阻特性也因此下降很多１２５１。因此，
飞翼布局的大型运输机并不适合高速飞行，在超过其临界马赫数后，气动效率
会变的很差，而飞行速度低，经济性，时效性又不好，所以提高飞翼运输机的
临界马赫数，显的很重要。目前，多采用适当的后掠角加使用超临界翼型来进
行设计，使其巡航马赫数提高到与目前使用的主流传统运输机相当的水平。
第二章飞翼气动布局的发展现状及特点
３、客机型飞翼机的应急逃生系统设计较传统布局困难
传统布局的客机，其乘客位置均匀分布于桶状机身的纵向两侧，乘客的侧
向位置只是隔层机体就通向外界，应急逃生出口可在机身两侧设置，直接将乘
客疏散到机体外。而飞翼布局的客机，乘客集中在广场式的机身中部，侧向距
离机体边缘较远，应急逃生出口的设置将较以往的客机有很大不同。虽然空客
公司与波音公司都设计出了应急救生的方案，但还需要实验与时间的检验。
此外，飞翼机的大翼展使其展弦比较大，从而升阻特性也较好。但是过大
的翼展却产生了新问题一与机场的兼容问题。过于宽大的翼展，特别是大于８０
米的尺寸，与目前国际机场停机坪的设计不匹配，无法与地面设施相兼容。’虽
然这一问题可以通过限制设计尺寸，或扩建机场设施来解决，但这也是飞翼设
计时需要考虑的矛盾之一［２６１．
综上所述可以看出结合飞翼布局独特的外形特点，飞翼运输机其自身的改
装、改型潜力巨大。将其改型成为空中加油机、空中预警指挥机和大型隐身轰
炸机都有很好的参考价值和利用空间。改装为加油机，飞翼布局的大翼展特点，
可以很好的避免空中加油时，加油机与受油机之间的气流干扰。改装为预警机，
飞翼布局中部超宽装载空间对特种设备的安装提供更大自由度。改装成为轰炸
机，飞翼布局的低ＲＣＳ特性，大装载量，高升阻比，都较常规布局来说更具有
的吸引力。因此，研究飞翼布局很有现实意义。
第三章总体布局的初步设计
§３．１基本设计思路及总体技术指标
本文的基本设计思路是，根据所统计的传统布局运输机基本数据和指标，
结合飞翼布局的特点优势，提出飞翼布局的运输机的基本性能指标。在巡航马
赫数范围内，选定一个合理的设计点，在满足装载要求和设计点升力系数等约
束的前提下设计外形。探讨各种气动布局设计（如：外形各参数，翼型的选择，
展向翼型分布及弯度分布）对飞机整体气动力的影响，以提高飞机的升阻比和综
合评价系数（ＭａＫ）为目标，完成方案的设计。根据对目前航空运输市场中主
要运输机的统计研究，本文提出了如下指标要求：
１、最大起飞重量大于２００吨；
２、载重量５０吨；
３、最大航程８０００公里：
４、巡航马赫数在０．７５，－，０．８５之间；
５、巡航高度９０００，－，１１０００米之间；
６、巡航点下飞行时气动外形能处于自配平状态，俯仰力矩接近为零；
７、装载容积空间不低于３００立方米；
８、为达到与目前机场设施相兼容，翼展宽度限制在７０米以内。
§３．２总体参数的确定
飞机设计是一项复杂的系统工程，在设计过程中需要对各种参数进行权衡
调整。但需要权衡的参数如此庞杂众多，往往不好从中下手。因此，通常设计
都是以对重量的估算为起点，然后再估算翼载荷、推重比、选择气动布局形式，
以及机翼各项具体参数的设计【２９】。本文以０．８马赫作为巡航状态的设计点，开
始进行设计。
第三章总体布局的初步设计
§３．２．１重量
本文所采用的是传统重量估算方法，再根据飞翼研究的相关资料对其进行
修正。起飞重量可以分解为乘员重量、有效装载重量、燃油重量和空机重量。
空机重量包括飞机结构、发动机、起落架、固定设备、航空电子设备以及没有
包括在乘员、有效装载和燃油内的其他物品的重量。起飞重量的构成可由下式
表达：
形＝形＋％＋哆＋形
（３．１）
式中，形代表起飞重量；睨代表乘员重量；％代表有效装载重量；％代表
燃油重量；形代表空机重量。其中，乘员重量睨和有效装载重量％，在设计
技术要求中给定，是已知的。只有燃油重量形，和空机重量睨未知，但它们都
与飞机起飞重量有关，因此，可采用迭代方法确定起飞重量。
为简化计算，燃油重量和空机重量都以起飞重量的系数形式表示，即：
町／呒和耽／睨，于是式（３．１）可变形为：
％＝形＋％＋（％／睨）％＋（呒／％）形
对起飞重量睨可求解如下：
（３·２）
ｗ。２－Ｗ瓦ｅ＋—Ｗ
ｐＦ
１一—上一二－ｉ
形。∥。．
‘３．３）
由此可以看出只要能确定出燃油重量系数巧／形和空机重量系数睨／形
与起飞重量％之阃的关系式，就可以用迭代法估算起飞重量呢‘姗。
１、空机重量系数的估算
空机重量系数在初始设计时一般是根据经验曲线，按统计规律进行估算的。
，
西北工业大学硕士学位论文
表３．１给出了统计曲线的拟合方程。在初始确定参数阶段，可根据这些拟合方
程估算空机重量系数［４ｔ。
ＷＥ｜Ｗｏ＝Ａｗ：
滑翔机一不带动力
，滑翔机一带动力
爿
Ｏ．８６
Ｏ．９１
Ｉ．１９
０．９９
２．３６
１．５
Ｏ．７
０．９６
１．０９
１．５９
２．３４
０．９３
１．０２
Ｃ
．Ｏ．０５
．０．０５
．０．０９
－０．０９
．ｏ．１８
．ｏ．１０
—０．０３
一Ｏ．０５
自制飞机一金属休材
自制飞机一复合材料
通用航空飞机一单发动机
通用航空飞机一双发动机
农用飞机
双涡轮螺旋飞机
飞船
喷气教练机
喷气战斗机
军用货机／轰炸机
喷气运输机
∞．０５
－０．１
－０．１３
．０．０７
—０．０６
表３．１相对于Ｗｏ的空机重量系数的统计关系
２、燃油重量系数的估算
飞机上的燃油只有一部分可在执行任务时使用，称为任务燃油。其它的燃
油，包括各种民用或军用设计规范所要求的储备燃油，以及不能抽出油箱的“死
油”，不能在执行任务时使用。所需的任务燃油的量值，取决于飞行任务、飞机
的空气动力特性和发动机的耗油特性。燃油重量系数可根据执行飞行任务时燃
油消耗的近似值和空气动力特性来估算，而飞机的飞行任务用飞行剖面来描述。
在设计一架飞机时，实际的飞行剖面和航程由用户提出，或者采用计算分析的
方法确定。
图３．１单巡航飞机任务剖面
第三章总体布局的初步设计
为了便于分析计算，可将不同的飞行任务段，用数字编号。如图３．１中的单
巡航飞机的任务剖面，各段依次用数字编号为（１）起飞、（２）爬升、（３）巡航、（４）
待机、（５）着陆。图３，１单巡航飞机的任务剖面以类似的形式，可将每一任务段的
飞机重量用数字编号。也就是，呒代表起飞重量，暇代表起飞段结束时的飞
机重量，职代表爬升段结束时的飞机重量，职代表巡航段结束时的飞机重量，
形代表待机段结束时的飞机重量，取代表着陆段结束时的飞机重量。假定总
共有ｘ个任务段，任务结束时的飞机重量为暇。飞机在某～任务段结束时的重
量除以该任务段开始对的重量，称为该任务段的“任务段重量比”。如图中巡航
段的重量比表示为％／％。整个任务结束时的飞机重量职与起飞重量呒之比
（取／％）用于计算燃油系数。．
对于任一任务段ｉ，任务段重量比用（形＋。／形）表示。如果能求得所有任务
段的重量比，则它们的乘积就可得到（呒／呒。表３．２给出了任务段重量比的统
计值，这些值因飞机类型不同，可能稍有变化，但表中所给的平均值，对于初
步选定参数还是合理的哪。
任务段
暖机和起飞
爬升
着陆
形＋．／彤
０．９７
０．９８５
０．９９５
表３，２．喷气运输机、轰炸机任务段重量比的统计值
巡航段任务重量比可由ＢｒｅｇＩｌｅｔ航程方程得到，即：
Ｒ＝善去，ｎ岳
因此可以得出：
（３．４）
西北工业大学硕士学位论文
藏２唧厕
形
一ＲＣ
（３．５）
其中：Ｒ一航程；
Ｃ一巡航段发动机单位耗油率；
矿一巡航段速度；
“Ｄ一巡航段升阻比。
同理待机段重量比可由续航时间方程求得：
—▲＝——
老＝ｅＸ．ｐ丝Ｌ／Ｄ
彬。
ｔｊ．Ｏ＇
（３．６）
其中：
Ｅ一续航时间或待机时间；
ｃ一待机段发动机单位耗油率。
上／Ｄ一待机段升阻比。
式（３．５）和式（３．６）中，航程和巡航段速度以及待机时间在设计任务要求中给
出。在设计过程中，需要分别估算巡航段和待机段的单位耗油率和升阻比。
３、单位耗油率的估算
单位耗油率是燃油消耗率除以由此产生的推力。对于喷气发动机，单位耗
油率通常用每小时每磅推力所消耗的燃油磅数来度量（．ｆｂ／（ｈ·舾））。本文研究对
象使用的是喷气式发动机，所以对螺旋桨发动机就不进行介绍。表３．３给出了喷
气发动机典型的单位耗油率值。这些值都可用于粗略的初步选定参数。
典型发动机的单位耗油率
纯涡轮喷气发动机
低涵道比涡轮风扇发动机
两’倘道比涡轮风扇发动机
巡航
０．９
Ｏ．８
０．５
待机
Ｏ．８
Ｏ．７
０．４
表３．３喷气发动机的单位耗油率
第三章总体布局的初步设计
４、升阻比的估算
在航程和待机两个方程中，仍然未知的就是升阻比Ｌ／Ｄ，升阻比Ｌ／Ｄ主要取
决于机翼展长和浸润面积。机翼展长的平方除以飞机总浸润面积定义为“浸润
展弦比”。“浸润面积比”等于飞机总浸润面积与机翼参考面积之比。浸润展弦
比等于机翼几何弦长除以浸润面积比。根据“浸润展弦比”，对照飞机最大升阻
比随浸润展弦比的变化曲线（图３．２），就可估算出Ｌ／Ｄ。在最初确定参数时，可以
图３．３为指南，从图中目测出浸润面积比，算出浸润展弦比，然后对照图３．２，估
算出最大升阻比。
２】ｏ
餐１５
骞
宙
≥ｌ穆
Ｓ
０
９
嬲
ｌｌ。５２２，５
Ｗｅｔｔｅｄ
Ａｅｓｐｅｅｔ
Ｒ丑ｔ如
图３．２最大升阻比曲线
西北工业大学硕士学位论文
圈３．３浸润面积比
飞机的阻力随高度和速度而变化，对于任～高度，都有一个使上／Ｄ达到最
飞机类型
巡航待机
Ｉ
Ｉ
喷气式飞机Ｏ．８６６（Ｌ／Ｄ）ｍａｘ（．ＵＤ）ｍａｘ
ｌ
ｌ
螺旋桨飞机（Ｌ／Ｄ）ｍａｘ０．８６６（Ｌ／Ｄ）ｍａｘ
表３．４升阻比估算对照表
由上面的分析可知，在实际的设计过程中，应该使用最有效的巡航和待机
速度时的升阻比。即先估算最大升阻比，然后按照表３．４所示的最有效的巡航和
待机速度时的升阻比进行估算。
至此，已经求出了各个飞行段的任务段重量比。将它们乘在一起，‘就得到
总的任务重量比（睨／Ｗｏ）。如果飞行中无载重投放，在执行任务中，重量的唯
大值的速度。为了达到最有效的巡航速度和待机效率，飞机应大致在最大Ｌ／Ｄ
的速度下飞行。对于螺旋桨飞机，最有效的待机出现在较低的速度，这个速度
下的Ｌ／Ｄ为最大Ｌ／Ｄ的８６．６％，最有效的巡航速度出现在肋最大时；对于喷气式
飞机，最有效的待机恰好出现在Ｌ／Ｄ最大时的飞行速度，最有效的巡航速度出
现在工／Ｄ为最大￡／Ｄ的８６．６％时１５Ｊ，如表３．４所示。
第三章总体布局的初步设计
一损失是由于燃油的消耗，则任务燃油重量比可简单地表示为（１一％／Ｗｏ）。假
定余油储备和死油占６％，则总的燃油重量系数如下：一
巧／％＝１．０６ｘ（１一取／呒）
（３．７）
如果飞行中有载重投放，重量的损失除了燃油之外，还要考虑投放重量的
损失。求出空机重量系数和燃油重量系数，代入式（３．３）中，即可得到关于起飞
重量的迭代关系式，对该式进行迭代，可求得起飞重量。也就是先假定一个起
飞重量，计算统计空机重量系数，再计算起飞总重，如果结果与假定的值不一
致，则取两数之间的某一个值作为下一个假定值，重新进行计算。
按照上面介绍的方法，针对本文研究的飞翼布局运输机的特点，机组成员
定为６人，预估升阻比：巡航为２０，待机为２４；发动机相关数据选用Ｄ３０发动机
的数据，估算的结果中，空机重量乘以０．９的修正系数以符合飞翼布局结构重量
轻的特点。具体重量估算结果如下表：
任务段开始时的估
重量类型
估算重量（吨）
任务段
算重量（吨）
起动滑行
起飞
爬升
巡航
待机
着陆
２１６．１
２０９．３
２０８．２
２０６．９．
１４９．６
１４６．１
起飞总重
载重量
空机重量
２１６．１
５０
８９．３
７２．６
３．５
Ｏ．７
燃油重量
余油重量
成员重量
表３．５飞羹布局重量估算结果
§３．２．２推重比
推重比（∥聊和翼载荷（ｗ／ｓ）是影响飞机性能的两个最重要的参数。在初始
布局前，要进行基本可信的翼载和推重比的估算，否则，优化后的飞机可能与
初始设计飞机相差甚远。
飞机的推重比，通常指的是在海平面静止状态（零速度１和标准大气条件，
而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。在确定参数的过程中，应
该注意避免混淆起飞推重比和其它条件下的推重比。如果所需的推重比是在其
西北工业大学硕士学位论文
它条件下得到的，必须将它折算到起飞条件下去。以便于选择发动机的数量和
大小。例如，在设计过程中得到了巡航状态的推重比（Ｔ／Ｗ）ｚ麓，就可用下式
进行折算：
（爿０（爿邂航（烈剖
。印
用上一节介绍的方法，求出从起飞段到巡航段各段的任务重量比，将各任
务段的相乘，就可求出巡航时的重量与起飞时重量的比值。起飞与巡航条件下
的推力值，应该从实际发动机数据中得到，或者参考类似的经验数据。表３．６给
出了不同类型飞机推重比的典型值，这些值都是海平面和静态时的最大功率时
的值。在设计过程中，利用这些参数，可提供参考，也可检验设计的结果。
飞机类型
喷气教练机
喷气战斗机（空中格斗机）
喷气战斗机
军用运输，轰炸机
喷气运输机
表３．６推重比统计值
典型装机推重比
０．４
Ｏ．９
Ｏ．６
０．２５
Ｏ．２５
推重比与最大速度密切相关，表３．７给出了基于最大马赫数或最大速度的曲
线拟合方程，可用于估算推重比的初始值。
Ｔ僻ＡＭ毒
喷气教练机
喷气战斗机（空中格斗机）
喷气战斗机（其它）
军用运输／轰炸机
喷气埏输机
Ａ
０．４８８
０．６４８
Ｏ．５１４
０．２４４
０．２６７
Ｃ
０．７２８
０．５９４
０．１４１
０．３４１
０．３６３
表３．７推重比与最大马赫数的关系
通过表３．７可求出起飞段的推重比，以下将分别给出巡航段、爬升段的推重
比。
１、巡航段推重比
飞机在巡航状态时，处于水平匀速飞行中。此时，飞机的重量等于作用在
飞机上的升力，推力等于阻力。因此，推重比∥∥等于升阻比彰Ｄ的倒数，即：
第三章总体布局的初步设计
！
三
：
Ｗ黼三／Ｄ邂航
（３．９）
升阻比可按照前面介绍的方法求解，也可直接使用经验值进行估算。在初
始设计阶段，允许这样近似。
２、爬升段推重比
爬升段的推重比可用下式来推算，该式给出推重比的范围，在设计中，必
须使爬升推重比不能小于该式所求得的值。
吾一２庄
∥
Ｖ剃Ｐ
（３．１０）
式中，Ｇ代表爬升梯度；ＣＤｏ是零升阻力系数，对于喷气式飞机，近似等于
Ｏ．０１５，对于整流好的螺旋桨飞机，近似等于０．０２０，对于整流不好的固定式起落
架螺旋桨飞机，近似等于０．０３；Ｐ是奥斯瓦德（Ｏｓｗａｌｄ）效率因子，它是升致阻力
效率的量度。对于战斗机，Ｐ近似等于０．６，对于其它飞机，Ｐ近似等于０．８。对于
无襟翼状态而言，起飞襟翼状态ＣｍｏＴ）ｑ约增加０．０２，Ｐ将减少大约５％，着陆襟翼
状态，ＣＤｏ将大约增加０．０７，Ｆ将大约减少１０％。可收放的起落架在放下位置使
Ｃｋ大约增加０．０２１２９］。
求出各个任务段的推重比，一定要将它们折算到起飞状态下。再将所折算
的结果进行比较，其中的最大值就是所要求解的飞机的推重比。
本文通过上述方法，并结合重量估算中选用的Ｄ３０发动机的相关数据，确
定本方案选用４台Ｄ３０发动机，可满足要求。
§３．２．３翼载荷
翼载是指飞机重量除以机翼参考面积。正如推重比那样，翼载通常是指起
飞时的翼载。有时也可以指格斗和其它飞行条件下的翼载。翼载影响失速速度、
爬升率、起飞和着陆距离以及盘旋性能。翼载决定了设计升力系数，并通过对
浸润面积和翼展的影响而影响阻力。翼载对确定飞机起飞总重量有很大影响。
如果翼载减小，机翼就要变大。这虽然可改善性能，但由于机翼较大，会引起
附加的阻力和空机重量，将导致为完成任务而增加起飞总重。
西北工业大学硕士学位论文
本文研究的对象是飞翼布局的运输机，其外形与传统布局的飞机差异很大，
一些概念的定义已与传统布局上的不同。最典型的就是机翼参考面积，对于传
统布局而言机翼参考面积就是飞机外露主翼延伸至飞机纵向对称面后的总面
积，而飞翼布局的飞机其机身与机翼已无明显的区分，其机身已是机翼的一部
分，因此它的机翼参考面积就是整个飞翼的正投影面积。因此飞翼布局的飞机
比传统布局飞机的机翼参考面积大的很多，相对来说翼载也就小的多，在设计
时传统布局的飞机翼载统计也就没有参考性了。所以本文参照以往设计成功的
飞翼，选定了一个翼载范蜀，在范围中确定一个值作为设计值，并根据气动计
算的结果进行调整。根据所公布的资料，几款典型的飞翼机翼载数据如表３．８
所示［９，１”９１。
机型
火神
Ｂ一２
ＸＢ一３５
起飞总重（吨）
８１．６
１４４．２
７３．６
机翼参考面积（ｍ｜）
３６８．３
４５２
３７２
翼载荷（ｋｇ，盯）
２２ｌ＿６
３１９
１９７．８
表３．８翼载统计值
由表看来，飞翼布局的飞机其翼载值大约在１９０～３２０（ｋｇ／ｍ：）的范围内，本
文设计的是运输机，与Ｂ一２轰炸机相比其翼载偏小一些，因此选择２４０（ｋｇ／咿）ａ
§３．３飞翼运输机气动布局设计
运输机气动布局设计中，始终追求高升力、低阻力，以获得大升阻比和高
气动效率。而在气动设计过程中降低阻力是难点。飞机飞行时的阻力一般划分
为：摩擦阻力、粘性压差阻力、诱导阻力、干扰阻力和配平阻力以及高速飞行
时的激波阻力。与升力无紧密联系的阻力，通常被称为废阻力或零升阻力，亚
声速飞行时的废阻力主要由蒙皮的摩擦阻力和型阻构成，其大小取决于浸润面
积和飞机的形状；超临界和超声速飞行时，激波阻力在飞机总阻力中占主要成
分。与升力密切相关的阻力称为诱导阻力或升致阻力，它与升力的平方成正比。
诱导阻力是由绕翼型的环量决定的，对三维机翼而言，还需加上翼梢涡带来的
阻力。低朋数小迎角时，摩擦阻力占飞机总阻力的主要部分，随迎角增加，诱
导阻力所占比例增大，出现气流分离后，粘性压差阻力明显增大，而飞行Ｍ数
超过临界肘数后，由于激波的产生，其附带产生的波阻也开始出现，并随着马
赫数的增大而增大，从而使飞机的总阻力急剧增加。
第三章总体布局的初步设计
飞翼运输机气动设计对于传统布局而言可以看成是对机翼的设计，只是其
尺寸较大，中央部分由于是装载区其绝对厚度也较大，外形可以看成是一组多
段翼。因此气动布局设计内容主要是选择翼型、机翼的气动布局形式及其几何
参数的确定叫。
§３．３．１翼型的选择
翼型选择是机翼设计的首要内容。初始方案设计时需要选择一个满足设计
指标的翼型。初步选择翼型时，首先考虑的因素是设计升力系数，即翼型需达
到最大升阻Ｉ：Ｉ：Ｌ／Ｄ时对应的升力系数。作为一级近似，可以假定平直机翼飞机
的升力系数Ｑ等于翼型的升力系数Ｇ，水平飞行时，升力等于重量，因此所需
的设计升力系数可以按下式求得：
Ｗ＝Ｌ＝ｑＳＣｒ＝ｑＳＣｔ
Ｃｌ＝（１／ｑ）（ｒｖ／ｓ）
式中ｇ是动压，是速度和高度的函数，机翼载荷（彤∞已在上节中确定。
（３．１１）
在选择翼型时，还要考虑的因素有影响翼型气动特性的主要参数：前缘半
径、相对厚度、弯度及血数等：前缘半径小，则前缘在小迎角时就产生分离，
随迎角增大再附着。前缘半径越小越容易分离，最大升力小，但波阻也小。圆
前缘翼型从后缘开始失速，随迎角增加，分离向前移动，其失速迎角大，最大
升力系数也大，但超音速波阻也大，一般低亚音速飞机采用圆前缘翼型，高速
飞机采用较尖前缘翼型。相对厚度直接影响飞机的阻力、最大升力系数、失速
特性和结构重量。根据有关研究表明，对低亚音速飞机，相对厚度对阻力影响
并不大，但为减轻结构重量，通常选择相对厚度较小，即７％～９％的翼型；而
高亚音速时，相对厚度的大小对于阻力较为敏感。翼型弯度的确定通常在保证
翼型在正常巡航速度飞行时，处在设计升力系数状态。最大弯度点靠前可得到
高的最大升力系数。
本文研究的飞翼运输机其设计点马赫数定为０．８，在高亚音速范围内，综合
以上因素考虑，并且为了提高临界马赫数，降低巡航状态时的波阻，选用了超
临界翼型ｓｅ（２）０７１０。翼型如图３．４所示：
西北工业大学硕士学位论文
图３．４．∞０７１０翼型
超ｌｌ白界翼型是２０世纪６０年代后期出现的一种新翼型，不仅具有良好的跨
声速特性，而且因其前缘半径大，可以控制大迎角时的气流分离，对提高跨声
速机动有好处，另外还可以提高抖振边界，所以超ｌｆ缶界翼型在现代运输机上己
经得到广泛的应用，而且在战斗机上的应用也具有很大的潜力。其外形特点是
前缘半径大，上翼面曲率小，较为平坦，‘而后缘曲率较大，且下翼面靠近后缘
处有明显的反凹。与尖峰翼型强调在翼型上形成吸力尖峰不同，超临界翼型强
调的是实现等熵压缩。普通翼型前缘半径小且一般上翼面弯曲程度较大，气流
在上翼面前部持续加速，达到较高的局部吖数，在最大厚度附近产生强激波，
结果产生较大的激波阻力。而流过超临界翼型的气流在具有大半径的前缘很快
加速到一个相对较低的局部Ｍ数（前缘吸力峰值较低），由于翼型的大部分翼
面比较平坦，气流在大部分区域保持这种较低的超声速流动，直到后缘形成一
个弱激波减到亚声速。由于超临界翼型上翼面吸力较低，为了保持其升力特性，
下翼面后部被设计成反凹形，以产生正压形成后部加载【２】。
但是这样带来的弊端就是这种压力分布会产生较大的下俯力矩，飞机巡航
时下俯力矩较大则配平阻力较大，这是超临界翼型的一个缺点。而飞翼机是无
尾布局，操纵舵面效率低，设计时希望在巡航时其气动外形能保持～个自平衡
状态，因此在中部装载区的翼型需要选择一种具有抬头力矩特性的翼型来平衡
外翼超临界翼型产生的低头力矩。经过筛选，在初始外形的中部选用的是尾部
上翘的正力矩特性翼型，外形如图３．５所示。
图３．５对称面翼型
§３．３．２机翼的设计
机翼是产生升力的主要部件，机翼有后掠翼、前掠翼、三角翼及边条翼等
各种形式，机翼的设计首先要满足所要求达到的飞行性能指针，如、巡航状态
第三章总体布局的初步设计
的高升阻比；起飞、着陆状态下要求的大升力；飞行包线范围内，良好的纵向
及横向稳定操纵性等。机翼设计需考虑的因素：
１、机翼的平面形状
椭圆形机翼的阻力诱导因子最小（Ｋ＝１），但加工不便。梯形翼的阻力诱导
因子接近于１，因而对亚音速飞机常常被采用。
２、机翼的平面参数
机翼面积根据飞机起飞重量及翼载来确定，影响机翼气动性能的主要参数
有翼展、展弦比、梢根比、前缘后掠角等。
１）展弦比的影响
展弦比ＡＲ＝１２／ｓ，其中沩展长。彳Ｒ对机翼升力影响的机理为：当机翼产
生升力时，上表面为低压，下表面为高压，在翼尖处下表面的高压气流流向上
翼面，减小了翼尖处的升力，此即所谓的翼尖效应。因此翼展越长，翼尖效应
影响区越小，其升力线斜率与升阻比越大。因此，对于亚音速飞机，一般选用
大的展弦比。
２）前缘掠角
在保持同样的几何参数和设计状态下，后掠翼的前缘掠角不易过大。从实
际设计角度考虑，前缘掠角也不易过大，否则后缘掠角就太大，这样，不但翼
根失速严重，而且增加结构设计上的困难。另一方面，前缘掠角太大，将使机
翼上的弯扭力矩很强，对机翼和机身上的受力框高度有过高要求。目前的民用
运输机基本都采用中小后掠角的机翼，其机翼后掠角一般在２５～４５度。本文设
计的飞机其巡航马赫数在高亚音速范围内，为提高临界马赫数，减小激波阻力
选择了下限值４５度。
３）梢根比
机翼的梢根比是翼梢弦长与机身对称面处翼根弦长之比。梢根比对飞机的
飞行性能和机翼的结构强度特性也有明显的影响。小的梢根比，可增大机翼的
前缘后掠角，降低波阻，并使机翼后缘可以用小后掠角以提高襟翼、副翼的效
率；还可以减少机翼的弯矩载荷，使结构重量减轻。但梢根比过小，翼载荷沿
机翼展向分布曲线在翼尖处出现峰值，会增大翼尖处气流分离的趋向，这将会
西北工业大学硕士学位论文
对纵横向的稳定性产生不利影响。故亚音速飞机都采用较大梢根比的机翼亿４，５１。
§３．４飞翼运输机初始外形的确定及建模
随着计算机技术和现代工业的飞速发展，ＣＡＤ也已经从二维设计技术提高
到了三维设计技术的阶段。三维ＣＡＤ技术符合人的设计思维习惯，整个设计过
程完全在三维模型上进行，直观形象，易于工程与非工程入员之间的交流。采
用三维设计技术，不仅能预检设计产品的外观，更可建立统一的数据库，可进
行应力分析、强度分析、质量属性分析、空间运动分析、装配干涉分析、模具
设计与分析和可加工性分析，还可自动生成表格和准确的二维工程图。因此在
汽车、航空等工业部门，目前实体外形的设计已经全由手工设计转为用计算机
绘图，工作量大大减少，．从这个意义上讲，它具有划时代意义。
目前全球各大ＣＡＤ软件公司开始研制和开发日维设计软件。其中广泛应
用于航空与汽车制造行业的ＣＡＤ系统软件ＵＧ（Ｕｎｉｇｒａｐｈｉｃｓ）是模具造型的精确
外形建模的强有力工具之一。利用其实体建模、曲面建模、自由造型、图形显
示等功能，可轻松实现设计产品在计算机上预先进行动态以及静态分析、装备
干涉检验，甚至具有仿真功能，令设计快速高效。该款造型软件的主要功能有：
可以通过草绘、曲画相交、经过基准点、利用投影、利用函数、使用剖截面、
利用曲面边界等方法创建曲线；通过拉伸、旋转、扫描、偏距复制、变截面扫
描、扫描混合和利用自边界曲线控制生成曲面：可以对己有曲面进行合并、延
拓和使用多种方法进行裁剪。自由曲面功能，此功能将工业设计中的自由曲面
造型工艺并入了设计环境中，使得外形设计和结构设计能在同一设计环境中完
成，避免了外形结构设计与部件结构设计的脱节。同时自由曲面还能与原有的
参数设计技术相互作用，并能为后继的数控加工、产品优化设计服务。在建模
模块中，可以通过多种方法绘制平面或曲面上的三维自由曲线，在自由曲面的
创建和编辑过程中，可以不断地利用曲率显示自由曲面的曲率，以帮助创建高
质量的自由曲线，通过这些三维自由曲线可以生成三维自由曲面，然后可以非
常灵活对自由曲面进行合并、连接、裁剪等创建和编辑操作［３２－３４１。
根据第一节中提出的总体要求，在综合参考气动布局设计中各种参数的影
响后，本文的初始气动外形数据和半模构建外形如表３．９和图３．６所示：
第三章总体布局的初步设计
机长
翼展
３５ｍ
６０ｍ
最大厚度
后掠角
翼面积（正投影）
‘翼梢弦长
４．３ｍ
４５。
９１０吖
４．０ｍ
表３．９初始布局外形参数圈３．６初始外形半模构建图
本文的初始外形建模及外形修改均使用ＵＧ。由图３．６所示，初始外形的翼
型配置是：中央对称面和距对称５米处配置正力矩特性的翼型，在距对称面１０
处和翼梢处配置超临界翼型，也就是整个外翼为超临界机翼，机翼没有进行气
动扭转及上反。初始外形三维表面如图３．７所示：
图３．７初始布局外形
第四章初始外形的气动特性计算与分析
§４．１气动特性计算方法
本文采用ＥｕｌｅｒＴＹ程加附面层粘性修正的数值计算方法，对所构外形的流场
进行数值模拟。具体是采用有限体积法求解Ｅｕｌｃｒ方程，同时采用四步Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔｔａ
时间推进，并使用当地时间步长，焓阻尼等技术加速收敛，缩短计算时Ｎｔ３５１。
§４．１．１积分形式的Ｅｕｌｅｒ方程
描述流体运动状态的基本方程是质量、动量和能量守恒的方程。在不考虑
粘性时，三维Ｅｕｌｅｒ方程便是描述三维流体运动最准确的方程ｐ６】。通过求解空间
流场Ｅｕｌｅｒ方程可以计算任意外形飞行器的亚、跨、超音速气动特性。
对于一个一般任意的控制体积ｎ其表面为舅外法向量疗，积分形式的Ｅｕｌｅｒ
方程可写成
昙』『『鼢＋ｆＪ豆·筇蕊＝０
叫，
（４．１）
其中Ｆ是气动参数变量组成的一个向量，而盂是矢通量。
Ｆ７＝伽，ｐｕ，∥，ｐｗ，ｐｅ｝
ｆ所
ｌ肛面＋ｐ邑
毳＝＼ｐ１，建＋ｐ－ｙ
（４．２）
ｌｐ旧＋ｐｔ
【砌
瓦，毛，乏分别是各坐标轴方向的单位矢量，孕是速度矢量，其直角坐标系中
的分量为（地ｖ，ｗ）。这一表达式表明它所描述的流动满足质量、动量和能量守恒。
第四章初始外形的气动特性计算与分析
在直角坐标系中，坐标用（ｘ，Ｙ，力表示，ｇ代表速度矢量牙的模，Ｐ、ｐ、矗分
别代表气流的压强，密度和总焓，总焓可表示为
慨＋云＝南旦＋ｊ１Ｐ
ｐ
，一ｌ
ｑ２
Ｚ
（４．３）
式中，为气体比热比，对于空气，，取１．４，Ｐ为单位质量气体的内能。对于
理想气体，还有状态方程：
Ｐ＝肚，
式中Ｒ为气体常数。
（４．４）
§４．１．２边界条件
Ｅｕｌｅｒ；疗程是所有无粘流动应满足的基本方程，只有在一定的初始条件和边
界条件下，方程的解才是唯一的。因此，求解欧拉方程，边界条件的处理至关
重要。处理不当会降低计算精度，或者计算不收敛ｐ７】。本文要处理的边界条件
有物面边界条件、远场边界条件、对称面边界条件。
ｌ、物面边界条件
欧拉方程假定流场无粘，物面边界条件就是无穿透条件，也就是物面上流
动的法向速度为零。
这样，物面上的通量
０
●
０
ｐＳ，
．Ｓ＝
ｐｓ。
ｐＳ，
０
ｐｔｊ
Ｆ·Ｓ＝
７
ｐｌｖ
７
（４．５）
ｐｔ：
Ｏ
旌物面上的压强，最、Ｓ、最是物面在三个方向的面积分量。
西北工业大学硕士学位论文
２、远场边界条件
由于流场计算只能在有限的空间内完成，要准确模拟真实流动，就要保证
在计算区域远场边界处扰动不会被反射回流场。如果扰动从外边界反射回流场，
会影响收敛速度，计算精度也会大大降低。因而需要加入人为的远场边界条件
来吸收远场边界上的溢出波。本文采用一维流动的黎曼不变量来建立远场边界
条件。
在流动边界的法线方向存在一维流动的黎曼不变量，定义如下：
肚”≯２０
肌巩＋鲁。
流，Ｒ一、矿均由无穷来流计算，
Ｒ
＝＝
鼬，
一
瓠为法向速度，ｄ为音速，，，为比热比，一般情况下ｙ＝１．４。对于超音速入
％
一
‰
一
Ｈ乃
置
ＩＪ
吼
＋
旦一旦川
ｌｌ
‰
＋
砜一¨砜一一
对于超音速出流，Ｒ一、胄＋均由计算域外插｛导到，
肛吼一鲁Ｉ＝‰一鲁
肚磊＋鲁＝乳＋鲁
’，一’，一ｌ
，，一Ｉ
ｙ—ｌ
（４．８）
对于亚音速流动，Ｒ一由无穷来流计算，矿由计算域外插得到，
Ｒ一＝吼一万２ａ＝ｓ。一万２ａ∞
，，一ｌ
ｙ—ｌ
，一ｌ
（４．９）
肛吼＋鲁２钆＋鲁
’，一Ｉ
第四章初始外形的气动特性计算与分析
在入流边界上，巩＜０，边界点的切向速度和熵值取自由来流值；在出流
边界上，吼＞０，边界点的切向速度和嫡值有计算域外插得到。有式（４．３）、（４．４）
和等熵关系式∥，＝Ｃｏｎｓｔ就可以计算出所有的物理量。
，ｐ‘
３、对称面边界条件
只有迎角没有侧滑角的流动，所有的物理量都是关于对称面对称，可以只
对半模进行计算，不但可以节省内存，而且节省了一半的计算时间。对称面边
界可以使用镜面反射边界条件，横跨对称面的变量都可以简单的通过对称面镜
面反射求得。本文采用的就是镜面反射对称面边界条件。
§４．１，３数值离散格式
采用有限体积法离散积分形式的控制方程，流场被划分成直角网格，方程
在每一个网格上求解，变量在控制体内被假设为常值，在网格控制体表面也被
假设为常值，而不同的表面上可以有不同的值。有限体积法的优点是，对网格
形状的要求较低，不需要进行单元体的体积分，节省运算机时间。
离散化方程采用Ｔ４步Ｒｕｎｇｅ—Ｋｕｔｔａ格式求解，为加快收敛还采用了隐式残
值光顺以保ｉ正Ｒｕｎｇｅ．Ｋｕｔｔａ迭代的稳定性。残值光顺能抑制有限体积法离散所具
有的奇偶不相关性带来的奇偶波动，提高收敛速度。隐式残值光顺还能增大格
式的依赖区间，从而提高了格式的最大Ｃｏｕｒａｎｔ数。
§４．１．４局部加密和多重网格技术
在进行多重网格划分时，允许同一层的各区网格有部分重叠以达到加密的
作用，这种重叠使区域间的信息交流加快。为加快收敛而采用的多重网格技术
用两种插值方法实现，即“由粗网格到细网格”的插值和“由细网格到粗网格”
的插值。这种多重网格可以快速消除残差，高频残差可以在细网格计算中得到
较快消除，而低频残差则可以在粗网格计算中得到快速消除ｐ９１。
§４．１．５阻力的计算
沿物面的压力积分所得升力系数，不能直接使用，本文采用粘性附面层的
西北工业大学硕士学位论文
修正方法计算摩擦阻力，采用“远场方法”计算诱导阻力及压差阻力。上述方
法经过工程实践的检验是可行的，同时是可靠的【２¨４１。
§４．２气动特性计算结果与分析
§４．２．１巡航点气动特性计算结果
设计巡航点定为０．８马赫，巡航高度为１００００米，机翼参考面积为９１０平方米，
平均气动弦长１７．９米，力矩参考点为估算的巡航时重心位置，距机头１７．９米处，
不同迎角下的气勃特性计算结果如表４．１所示：
迎角
＿３
Ｃｂ
０．７８２Ｅ－０２
ＣＬ置
巳
－ｏ．６５９ＢＤｌ
．０．７２Ｅ一０１
Ｏ．３８ｌＥ加ｌ
Ｏ．１１４
４．８７
也
．１
０．８６１Ｅ．０２１３．２４
Ｏ．１０８Ｅ＿０１Ｏ．１９１７．５９－ｏ．７８２Ｅ．０１
００．１４７Ｂ－０ｌＯ．２８ｌ１９．１２－ｏ．８６９Ｅ—０１
ｌ０．１９８Ｅ■０ｌ０．３５５１７．９３
加．９１８Ｅ－０ｌ
．０．９５７Ｅ－０１
２０．２６６Ｅ－０ｌ
０．４２８
１６．０９
１４．２３
０．３５２Ｅ．０１
０．４９９
Ｏ，５６９
－０．９８１Ｅｍｌ
－ｏ．９８７Ｅ—Ｏｌ４０．４６１Ｅ一０１１２．３４
５０．５９９Ｅ．０１０．６３７１０．６３－ｏ．９９３ＥｊＯｌ
６Ｏ．７３６Ｅ—０１０．６６３９．０１．ｏ，７７２Ｅ－０１
７
０．８７６Ｅ－ｏｌ０．６７５
７．７ｌ－０．５６７Ｅ－０ｌ
８０．９９３Ｂ旬１０．６７７６．８２－ｏ．３７２Ｅ－ｏｌ
９０．１０９０．６３９５．８６－ｏ．２１９Ｅ－０ｌ
１０Ｏ．１２２０．６３３５．１９－ｏ．１８４Ｅ－０１
１２Ｏ．１６３Ｏ．６３
３．８７
－ｏ．１７Ｂ－０１
表４．１初始外形的气动计算结果
第四章初始外形的气动特性计算与分析
由表可知，初始外形的最大升阻比出现在０。迎角下，对于运输机来说是十
分有利的。０。、４。、８。迎角下机翼上、下表面压力云图，及不同截面处的压
力分布和马赫数分布如图４．１～４．１３所示：
图４．１ｏ．ｇ马赫、ｏ。迎角上，下压力云图
图４．２０．８马赫、５’迎角上、下压力云图
图４．３０．８马赫、７’迎角上、下压力云图
西北工业大学硕士学位论文
州
＞
、ｈ
ｆ
ｉ氐
／
／，
图４，４对称面压力分布
ｓ
厂、
，／
ｉ＼、
夺
∥—一
弋
、
、
圈４．６距对称面５米处压力分布
／
ｆ
——，
ｎ、
＼
ｆ～、、
＼
＼
｛
｜
图４．８距对称面１０米处压力分布
厂
、ｈ
＼
“
，∥
＼
｜
、
Ｐ
ｙ
图４．５对称面马赫数分布
厂、
Ａ／
＼、
弘
心
陟
。“ｈ。
～０
图４７距对称面５米处马赫数分布
卜
，
＼
＼
‘ｆ
Ｉ
｛
Ｌ，
图４．９距对称面１０米处马赫数分布
．４６，
第四章初始外形的气动特性计算与分析
＾～
，，
ｔ
ｌ
／”
ｉ
、／
图４．１０距对称面２０米处压力分布
——㈣
ｌ
＼
图４．１ｌ距对称面２０米处马赫数分布
‘、
、
／
、、
～、＿
｝
＼
／一
／
、、
ｑ
图４．１２距对称面２９米处压力分布图４．１３距对称面２９米处马赫数分布
由计算结果和图表可以看出：
ｌ、在马赫数为０．８时，最大升阻比出现在０。迎角下，升力系数为０．２８已满
足巡航升力需要，但是升阻比要比预先设想的要低。纵向稳定区间为迎角在５０
之前，迎角在６。以后，开始呈现纵向不稳定的状况。由于采用了典型的下表面
后部反凹的超临界翼型，后加载所造成的低头力矩较大。
２、从压力云图上来看，上表面在距对称面大约６米处的前部出现一个较强
的吸力区，过渡到机翼上后，压力分布呈现出很典型的超临界特性，在机翼前
缘上压力快速下降，随后保持，在接近机翼后缘时，压力开始快速恢复，越接
近翼梢，压力恢复的斜率越大。同时，由于翼梢效应，在翼梢前缘处有一块明
显的低压吸力区。随着迎角的增大，上表面机翼前缘出现的激波越来越强，并
慢慢向后移动，失速分离则由翼梢开始，慢慢向内发展。
３、从不同截面处的压力分布与马赫数分布可以看出，Ｏ。迎角时机体下表
面无超音速流，上表面的超音速流主要集中在压力云图中所显示的两个较强吸
力区，同时在外机翼后缘的前部也存在一小部分超音速流。从强度来看，流速
西北工业大学硕士学位论文
并不是特别快，基本上都在１．０５马赫以下，从压力恢复的斜率来看，压力恢复
较为缓和，应该伴随的只是弱激波。从整个截面的压力分布情况可以看出，中
央装载区的机身部分，上下表面的压力差较小，升力的主要贡献来自于超临界
翼型构成的机翼。原因一是迎角为０。，中央对称面上配置的具有正力矩特性的
翼型本身的特性决定其在较小的迎角下，不能产生较大的升力；原因二是翼根
效应：中央机身对称面的后掠前缘，使得前缘流线向外侧偏斜，导致该区域前
缘流管变粗，气流速度下降，静压增大，吸力下降，已致该区域吸力最强区出
现在距对称面６米处。因此，可看出配制在中央对称面上的正力矩特性翼型对扭
正力矩的作用并没有发挥出来。
§４．２．２非设计巡航马赫数下气动特性计算结果及分析
本文选取了０．５、０．６、０．７、Ｏ．７５、Ｏ．８５、０．９马赫数，具有最大升阻比的０。
迎角，１００００米高度的情况，进行了计算，计算结果如图表所示：
迎角
Ｃｏ
Ｑ
置
Ｍａ·Ｋ
Ｃｍ
Ｏ．５０．７９４Ｅ＿０２０．２４７３１．“１５．５５－ｏ．６０７Ｂ＿ｏｌ
Ｏ．６０．９４７Ｅ１０２０．２５３２６，７２１６．０３．０．６７２Ｅ．ｏｌ
０．７０．１１３Ｅ．０１０．２６４２３．３６１６．３５．０．７４８Ｅ．ｏｌ
Ｏ．７５０．１２７Ｅ．０ｌＯ．２７１２１．３４１６．Ｏｌ－０．７９９Ｅ－０ｌ
０．８０．１４７Ｅ—０１０．２８ｌ１９．１２１５．３－０．８６９Ｅ－０ｌ
Ｏ．８５０．１８２Ｅ－０ｌ０．２９５１６．２ｌ１３．７８－０．９７４Ｅ－０ｌ
０．９０．２４３Ｅ．０１０．３０８１２．６７１１．４－ｏ．１ｌｌＥ－ｏｌ
袁４
２
０‘迎角不同马赫数气动计算结果
第四章初始外形的气动特性计算与分析
图４，１４
０．６马赫０‘迎角上下表面压力云图
圈４．１５
Ｏ．７５马赫０。迎角上下表面压力云图
图４．１６Ｏ．８５马赫０’迎角上下表面压力云图
一４９·
西北工业大学硕士学位论文
印ｚ—１￥ｔ帆哪＾＃螂
７＼、
＼
——Ｍｍ∞ⅫⅣ
、、
，，
｝
＼
１
、
｜
＼
、
ｆ
３．
～，
ｍ
图４．１７０．６马赫距对称面２０米处压力分布图４．１８
Ｌ
∑
………。
０，６马赫距对称面２０米处压力马赫数分布
卜
ｒ
ｆ
、
‘、
，＾
、
、
～、＾
、
、
ｌ
、５
≮
１
厂
Ｉ
、
＼
ｆ
ｆ
～７
、／
～』
ｒ
、
、／
圈４．１９
０
７５马赫距对称面２０米处压力分布图４．２０
０．７５马赫距对称面２０米处压力马赫数分布
／１
ｐ
厂
门
—，一
—，，
＼
＼
、
、
Ｊ
，，Ｌ
＼＼
扩
ｆ
、
∑，
一／
籀
Ｊｎ“
图４．２１
０．８５马赫距对称面２０米处压力分布圈４，２２０．８５马赫距对称面２０米处压力马赫数分布
由计算结果及图表可以得出：
１、马赫数从０．５增大至０．９的过程中，升力系数Ｑ和阻力系数ＣＤ都随马赫数
的增大丽增大。不同的在于升力系数的增长较为线性，增长斜率基本一致，而
－５０－
第四章初始外形的气动特性计算与分析
阻力系数则是随着马赫数的提高，在由０．５马赫至０．８马赫之间时基本呈线性，阻
力系数增加缓慢，超过０．８马赫后，阻力系数随马赫数的增长而骤增。从压力云
图上反映出，在０．８马赫时只是在机翼后缘前部有弱激波，而马赫数提高Ｎｏ．８５
以后激波强度也增加很多，可见激波阻力在总阻力中的比例逐渐增大。由此可
以看出阻力发散马赫数在０．８与０．８５马赫之间。
２、升阻比随膨数增大而减小，马赫数大于０．８后，升阻比急剧下降。低头
力矩随马赫数的增大也开始增大，但增长的速度的逐步放缓。马赫数不超过０．７５
时，上下翼面均为亚声速气流，处于亚临界状态，马赫数为０．８时６０％半翼展处
上翼面中部己出现超声速气流，最大局部马赫数达到１．０５。比较不同＂数下的
压力和局部＾』数等值线图可以看出，马赫数小于０．７５，吸力区位于上翼面的中
前部，而从马赫数为０．８开始，随鲋数增大，局部超声速区向后缘发展，激波强
度开始增强，上下翼面中后部吸力都迅速增大导致波阻急增，这正是肘数大于
０．８阻力骤增的主因。
§４．３小结
本章应用对设计初始飞翼布局在设计和非设计状态下的流场进行了数值模
拟，并对计算结果进行了分析，通过分析讨论可以发现初始外形的主要不足有：
１、升阻比没有达到重量估算时预计的水平，但是相差不多。巡航迎角的升
力系数超过所需设计要求，但伴随的阻力系数也偏大。主要是中部机身在０．８马
赫下前部产生较大吸力区，增加了逆压梯度区的长度，并伴有激波产生，导致
对阻力贡献过大，使最大升阻比不高。
２、为了提高临界马赫数，使用了后加载的超临界翼型，虽然可以在较大马
赫数提高升阻特性，但同时带来了巡航迎角下，产生的低头力矩过大，没有达
到在巡航时基本是力矩自配平状态的要求。
第五章外形设计及气动特性计算与分析
§５．１外形的改进设计
由第四章的计算与分析，可以知道初始外形主要存在升阻比偏低，低头力
矩过大的问题，为此本章对外形进行了改进设计，主要的改进措施包括：
１、平面外形上，将直前缘改为变前缘。将对称面到与对称面相距ｌＯ米处的
前缘后掠角改为６０。，其后的前缘后掠角仍为４５。不变。与机翼配置的超临界
翼型不同，由于机身对称面处为了配平力矩，使用了后部上翘的翼型，这种翼
型的气动特性并不优越，这样加大了机身装载区域的后掠，以降低其在高马赫
下的阻力。
２、针对初始外形低头力矩过大的原因，在改进的外形机翼上，配制了前加
载的超临界翼型，外形如图５．１所示：
＿—～、———————一
图５．１前加载超临界翼型
由图中可以看出，与后加载的超临界翼型不同，前加载的超临界翼型在下
表面上上弯的位置取在了前部，上表面保持较平坦的设计。它们在设计马赫数
下典型的压力分布也有与不同。后加载的超临界翼型其上下表面压力蓑主要体
现在翼型后部，升力也主要在翼型后部贡献较大，因此其产生的低头力矩也较
大。而前加载的超临界翼型的上下表面压力差在位置分布上较为平均，所以其
产生的低头力矩较小。但升阻特性与后加载的超临界翼型相比，有所降低。
３、与初始外形比较，改进设计外形加长了对称面弦长，以期获得更大的抬
头力矩，用来配平因后掠和使用超临界翼型而带来的较大低头力矩，已满足巡
航状态力矩自配平的设计要求。同时也带来了增大装载区容积的好处。
改进设计后的外形平面形状与初始外形比较如图５．２所示，设计外形如图５．３
所示。
第五章外形设计及气动特性计算与分析
圈５．２设计外形与初始外形平面形状比较
图５．３设计外形
改进设计后的外形，考虑预留０．５米的结构厚度，设计货舱宽ｌＯ米，绝对高
度不低于２．５米，则可用空间的容积为３６０．５立方米满足设计要求，呈对称不等边
梯形分布，货舱最高高度４．１米，最长长度为２０米，其装载最大级别的集装箱
（５６７０Ｋｇ级，其尺寸为：２．９９米２．４４米２．４４米１时，可容纳八个，货舱装载如
图５．４所示。
西北工业大学硕士学位论文
图５．４货舱装载示意图
改进设计后，半模外形构建情况如图５．５所示，中央对称面上配置正力矩特
性翼型；在距对称面１０米的外翼端面配置了一个优化混合翼型，由前加载的超
临界翼型与对称面翼型进行混合优化，生成的翼型，兼顾力矩与升阻特性；在
距对称面１５米处至翼梢配置了前加载的超临界翼型。
图５．５改进设计外形半模构建图
§５．２设计外形的气动特性计算结果及分析
§５．２．１巡航点气动特性计算结果
设计巡航点定为０．８马赫，巡航高度为１００００米，机翼参考面积为９１０平方米，
平均气动弦长为１８．４米，力矩参考点为估算的巡航时重心位置，距机头２１米。
第五章外形设计及气动特性计算与分析
不同迎角下的气动特性计算结果如表５．１所示：
迎角
－３
．２
．１
Ｏ
ｌ
２
３
４
５
６
７
８
９
１０
Ｃｏ
０．９６５Ｂｍ２
０．６９８Ｅ－０２
Ｏ．５８Ｅ．０２
０．５８３Ｅ．０２
０．７７１Ｅ．０２
ＣＬ
．ｏ．１３１
足
Ｃｋ
０．３０２Ｅ．０１
０．２５２Ｅ－０１
．０．６４６８０１
０．３３９Ｅ－０２０．５８
１４．３６
】９．９７
２１．０３
１９．９
１７．１９
１４．１８
１１．５２
９．４９
８．０ｌ
０．１９５Ｅ．０１
Ｏ．１３Ｂ－０１
０．８３７Ｅ．叭
０．１５４
０．２２５
０，２９３
０．３６１
０．４２４
０．４８
０．５２４
０．５５８
０．６８５Ｅ加２
Ｏ．１０１Ｅ．０２
－０．４０９Ｅ－０２
Ｏ．１０７Ｂ旬ｌ
０．１４７ＢＯｌ
０．２ｌＥ－０１
０．２９９Ｅ．０１
ｏ．４１７Ｂ＿０１
０．５５２Ｅ－０ｌ
ｍ．８０４Ｅ－０２
－ｏ．９９５Ｅ．０２
．０．９６８Ｅ．０２
－０．５６７Ｅ．０２
Ｏ．８７２Ｅ－０３
０．６９７８０１
０．８６４Ｅ－Ｏｌ
０．９６３Ｂ．０ｌ
０．５８２
０．４９６
６．７４
５．１５
Ｏ．７６２Ｅ－０２
０．１７２Ｅ．Ｏｌ
表５Ｉ设计外形气动计算结果
由气动的计算结果可以看出，改进设计后的气动外形其在设计巡航马赫数
Ｏ．８下的最大升阻比出现在２。迎角时，此时的机翼上、下表面压力云图，及不
同截面处的压力分布和马赫数分布如图５．６～５．１９所示：
西北工业大学硕士学位论丈
圈５．６Ｏ．８马赫、２‘迎角上表面压力云图
圈５．７０．８马赫、２’迎角下表面压力云图
图５．８０．８马赫、５’迎角上表面压力云图
圈５．９
０．８马赫、５’迎角下表面压力云图
图５．１００．８马赫、８’迎角上表面压力云图
图５．１１０．８马赫，８‘迎角下表面压力云图
．５６．
第五章外形设计及气动特性计算与分析
／
—、
／
—＼
７
，气
＼
／
Ａ
＼
＼
。／
—～
｛
陟
ｌ
图５．１２对称面处压力分布
ｊ？７
｛
纱
图５．１３对称面处马赫数分布
ｒ
，
’、
、
＼
ｆ
＼
Ｉ．
飞
＼
‰＼
、＇。
，’，
弋
、＼
、
；
Ｆ－
一
（
图５．１５距对称面ｌＯ米处马赫数分布图５．１４距对称面１０米处压力分布
Ｊ｛
厂
Ｊ｜，
＼
、、。
＼
＼
＼
～、≮
、
｝
、
弋
石ｊ
＿
垡
圈５．１７距对称面２Ｉ米处马赫数分布图５．１６距对称面２Ｉ米处压力分布
一５７—
西北工业大学硕士学位论文
ｆ
ｌ
ｌ
／
＼
栎
、、
芝
二Ｊ
图５．１８距对称面２９米处雎力分布
ｆ，
＼
～
、
图５．１９距对称面２９米处马赫数分布
由计算结果和图表可以看出：
ｌ、在马赫数为０．８时，最大升阻比出现在２。迎角下，升力系数为０．２２已满
足巡航升力需要，升阻比达到２１，比预想的要高。纵向稳定区间在迎角５０之前，
６。以后开始呈现纵向不稳定的状况。采用了前加载的超临界翼型配制在机翼上
之后，俯仰力矩改善的较大，基本上达到了在巡航设计点实现自配平的目标，
俯仰力矩系数控制在０．００１左右。
２、从压力云图上来看，上表面较强吸力区出现在了距对称面约１０米处，大
概位于中央装载区与机翼结合部。机翼上表面的压力分布与典型的后加载超临
界特性有很大不同，在机翼前缘处压力快速下降，但不是压力最低处，压力最
低点在接近机翼前缘的后部大约３０％处，然后压力开始缓慢恢复，然而越接近
翼梢，由于翼梢效应最低压力点越靠近前缘，在翼梢前缘处有一块明显的低压
吸力区。外形的下表面压力分布较为缓和。
３、从不同截面处的压力分布与马赫数分布可以看出，机体下表面无超音速
流，上表面的超音速流大部分在机翼上，且范围不大主要是在最低压力点附近，
越接近翼梢范围越小，强度上最大为１．２５马赫，平均约为１．１马赫以下。从压
力恢复的斜率来看，压力恢复较为缓和，只是一个弱激波。整个截面的压力分
布反映出，前加载的超临界翼型其升力贡献主要是来自于翼型的前部约２０％至
３０％处，压力最低点也在此附近。虽然这样会伴随激波的出现，使其在同样马
赫数下的升阻特性没有后加载的超临界翼型好，但是激波强度很弱，压力恢复
缓和，保证了一个良好的力矩特性，从而使力矩在设计巡航点上得以大致配平。
上表面在结合部的低压区是超音速流强度最大的地方，说明过渡翼型的气动特
性在所设计的巡航马赫数下不是很好，有改进提高的空间。
第五章外形设计及气动特性计算与分析
§５．２．２非设计巡航马赫数下气动计算结果及分析
非设计巡航马赫数下的气动计算选取了Ｏ．５、０．６、０．７、０．７５、Ｏ．８５、０．９马赫
数，计算条件是具有最大升阻比的２。迎角，１００００米高度进行了，计算结果如
表５．２、图５．２０～５．２８所示：
迎角
Ｏ．５
Ｏ．６
Ｏ．７
Ｏ．７５
０．８
Ｏ．８５
０．９
足
２９．６８
２７．８４
２４．２
２２．４９
２１．０３
１６．２１
１２．６７
Ｃｏ
０．６１９Ｅ．０２
０．７４０Ｅ．０２
０．８７６Ｅ－０２
０．９６５Ｅ－０２
０．１０７Ｅ－０１
Ｏ．１２９Ｅ＿ｏｌ
０．１８３Ｅ．ｏｌ
ＣＬ
Ｏ．１８４
０．２０６
Ｍａ·Ｋ
１４．８４
１６．７
１６．９４
１６．８７
１６．８ｌ
１３．７９
１１．４
Ｃｍ
０．４９７Ｅ．０２
０．３３０Ｅ．０２
０．２６５Ｂ毋２
０．２００Ｅ．０２
０．２１２
０．２１７
０．２２５
０．２３３
０．２４６
０．１０１８０２
．ｏ．５９１８０３
－０．５０５Ｅ－０２
表５．２２’迎角不同马赫数气动计算结果
图５．２０
０．７５马赫２‘迎角上下表面压力分布
图５．２ｌＯ．８５马赫２。迎角上下表面压力分布
西北工业大学硕士学位论文
图５．２２０．９马赫２’迎角上下表面压力分布
∥
Ｉ
ｌ
ｆ
、、
＼
，
＼
‰、＿
ｌ
≈
＝，‘
／
、
＼
／”＋
一
∑
ｋ～。
ｊ
＝一
Ｆ
图５．２３Ｏ．７５马赫距对称面ｌｌ米处压力分布图５，２４
０．７５马赫距对称面ｌｌ米处马赫数分布
，
’、
１
，
“＼’
一、
．１
；
Ｃ
＼
一土
＿轧
ｌ
＼
、
ｊ
忒
＼
ｆ
ｆ
＜
，ｒ７”…
＼
弋
１
图５．２５Ｏ．８５马赫距对称面１１米处压力分布
图５．２６０．８５马赫距对称面ｌｌ米处马赫数分布
－６０－
第五章外形设计及气动特性计算与分析
／
。‘、
／
。＾、
／
／／一
｛
ｆ
｛
、
—℃
孓
＝》
ｖ“
ｆ
一
一‘一”
…Ｌ
务
飞
ｊ
”——……．
。图５．２７０．９马赫距对称面ｌｌ米处压力分布
…一…
爿
图５．２８
０，９马赫距对称面ｌｌ米处马赫数分布
由计算结果及图表可以得出：
１、改进设计外形的升力系数Ｑ和阻力系数Ｃｂ都随马赫数的增大而增大，
且马赫数越高，增大的幅度越大。俯仰力矩系数则是随着马赫数的增大而减小，
但是变化不大，在１酽范围内，且基本处于平衡点上。从巡航综合评价因子看，
比较好的巡航马赫数范围在０．７至０．８之间，巡航综合评价因子在０．７马赫时最高，
随后在０．７５马赫时有所降低，但０．８马赫时又有所提高，随后就急刷下降。数值
上０．７与０．８马赫的巡航综合评价因子也相差很小，考虑到使用喷气式发动机在大
马赫数下工作时经济性更好，则将０．８马赫作为巡航点是可信的。
々
２、从不同马赫数下的上下表面压力云图，可以明显的看出在０．７５马赫以下
时表面没有出现激波，Ｏ．８马赫时上表面出现弱激波强度很小，Ｏ．８５马赫以上时
强激波出现，同时阻力增长明显，升阻比急剧下降。改进设计外形的激波位置
较初始外形更为靠前，但随着马赫数的增大，逐步向后缘发展。在０．８马赫时，
超音速流主要在机翼前部低压区内，且超音速流的范围很小，但随着马赫数加
大激波增强，Ｏ．８５马赫时超音速流的范围和强度都已经扩大，导致压差阻力和
激波阻力都大幅提高，阻力发散马赫数应当在０．８５马赫左右。
§５．３改进设计外形与初始外形的气动特性比较
初始外形与改进设计外形的气动特性计算结果比较如图５．２９所示：
西北工业大学硕士学位论文
ｆ；｜ｊ二么僦
耳毒
訇她醚曩菇∥＝：黝鬈
第五章外形设计及气动特性计算与分析
力矩为零的平衡点迎角基本上等于最大升阻比迎角，巡航条件比较有利。
３、两种外形的巡航评价因子曲线显示出设计外形的巡航效率更高，且曲线
在达到最大数值之后，缓慢下降，巡航马赫数可选范围更宽。在马赫数大于Ｏ．８５
以后曲线迅速下降，从不同马赫数下阻力系数曲线可以看到主要是因为在Ｏ．８５
以后，阻力迅速增长。改进设计外形虽然巡航评价因子最大数值出现在０．７马
赫，但０．７５、Ｏ．８马赫时数值只下降了Ｏ．４％和０．８％，而阻力发散马赫数约为０．８５
马赫，所以巡航马赫数为０．８较为可信。
§５．４结论
通过计算和分析，改进方案达到了预先提出的目标指标要求。本文在设计
过程中，特别是在改进方案的设计过程中，除了本文提出的设计方案外，还通
过ＣＦＤ技术验证了大量的平面外形参数与不同翼型配制组合的气动计算结果。
通过对大量外形的气动特性分析，取得了一些飞翼气动布局气动设计的重要结
论：
（１）飞翼布局较传统气动布局来说气动特性，特别是升阻比的优势是很明
显的。但是这种明显的优势只是在一定马赫数范围内。
因为飞翼布局的装载区主要是在中央部分，为了提高容积需要翼型达到一
定的绝对厚度，这就需要翼型的相对厚度与弦长进行一定的组合来进行设计以
满足指标容积的要求。但是其装载区的绝对厚度是要得到保证的，而这样的一
个较大的绝对厚度对马赫数是比较敏感，一旦超过其阻力发散马赫数，阻力增
长的幅度甚至超过了传统布局，所以飞翼布局设计时要尽量提高其临界马赫数，
在阻力发散马赫数以下飞行才有优势。
（２）为了提高飞翼布局的临界马赫数，目前比较常用和有效的方法是使用
后掠翼和超临界翼型，而且为了保证好的气动特性，大部分使用的是后加载的
超临界翼型，但由此会产生巡航状态低头力矩过大的问题。
从进行的计算中，可以发现超临界翼型的使用与大后掠角的外形设计，可
以很大程度上提高高亚音速下气动外形的升阻特性。本文在研究过程中，曾经
进行过后掠角达６０度的超临界外形的计算，从结果可以看出其在Ｏ．８５马赫数
西北工业大学硕士学位论文
下，上表面也无超音速流，升阻比最大达到了２４。但是这样的气动布局设计，
使得气动外形的低头力矩过大（一般俯仰力矩系数接近．０．１５），从而为飞翼布局
这种无尾布局形势的力矩配平带来很大的问题。虽然可以通过后缘襟副翼的调
整来进行力矩配平时，但是这样就改变了机翼的后缘形状，等于无形中牺牲了
气动特性，使得升阻比下降的较大。所以在飞翼布局的外形设计时，以巡航状
态力矩自配平的条件下得到的升阻特性比较可靠。
Ｊ
（３）巡航状态力矩自配平的设计要求可以通过翼型合理的选择，和展向上
翼型弯度的合理分布设计来实现。
本文在研究过程中，计算过许多种翼型的力矩特性，以及不同展向翼型弯
度组合。从计算结果可以发现，飞翼布局的自配平力矩特性要求与高亚音速下
的高升阻特性要求是一对冲突较为激烈的矛盾，两者较难同时兼顾。高亚音速
巡航，超临界翼型是很理想的选择，但中央区域的正力矩翼型又不足以扭正后
加载超临界翼型构成的机翼所产生的巨大低头力矩。最后在尝试了使用前加载
超临界翼型后，才在力矩特性与升阻特性之间找到了较为理想的折衷方案。
第六章总结
本文在对国内外飞翼布局飞行器发展现状的分析和研究基础上，应用现代
设计方法，及计算流体力学的数值模拟技术，完成了一架飞翼布局大型运输机
的气动布局设计方案。在方案的设计过程中，对飞翼布局在设计中的矛盾焦点
有所分析，并提出和验证了改进措施，使方案达到并在部分项目上超过了所提
出的指标。
§６．１主要完成的工作
一、根据相关资料和研究，提出本文所要设计的飞翼布局运输机设计基本
指标；并应用现代飞机设计理论，对所设计的运输机进行了基本重量、翼载、
推重比的估算；
二、根据设计指标要求，应用计算机三维建模软件，构造完成了所设计飞
翼布局运输机的数字模型；
三、应用较成熟的欧拉方程数值计算方法结合粘性修正，对所构造的飞翼
气动外形在设计状态和非设计状态下的流场进行数值模拟，并对计算结果进行
分析，结合初始外形分析了其气动效率不足的原因，并针对原因提出外形改进
的措施：
四、针对初始外形的不足进行了改进设计，在改进过程中运用ＣＦＤ方法分
析了大量不同的气动布局参数组合搭配的气动特性，从中确定可行的气动布局
方案；并根据研究结果重新构造了改进外形，对新外形进行设计状态和非设计
状态下的流场进行数值模拟，与初始外形的计算结果进行对比分析；
五、根据设计的外形，和设计过程中所遇到的问题与规律，分析讨论飞翼
布局在设计中主要矛盾所在，及适用的解决方法。
西北工业大学硕士学位论文
§６．２研究展望
飞翼气动布局是一种较传统气动布局有很大不同特性的气动布局，近年来
由于航空科技的不断发展与前进，飞翼布局的瓶颈技术难点逐步有了现实的解
决方案，加上这种气动布局本身存在的传统气动布局不可比拟的优点，所以日
渐受到更多的关注。但相对来说还是一个较为新兴的领域，国内外的资料信息
仍很有限，而且其中成熟的理论化的内容并不多。本文由于受到资料和时间的
限制，只是构造了一个较为简单，但是对于理解和研究飞翼布局较为适用的气
动外形进行了计算研究，在以后的研究中还有很大的空间。‘
下一步的工作主要还可以从以下几个方面进行深入研究：
１、适用于飞翼气动布局的翼型研究。
本文所使用的翼型都是较为常见的翼型，一些飞翼研究资料中所提到的翼
型由于找不到数据无法验证。但是本文所设计的气动外形仍然得到了较好的结
果，所以针对飞翼进行深入的翼型研究和优化，会使飞翼布局的气动性能有较
大的提升空间，特别是对前加载的超临界翼型研究。在本文研究过程中所使用
的前加载超临界翼型在升阻特性上与后加载的超临界翼型有较大的差距，而在
此方面的研究还有很强的深入空间。
２、曲线前缘与曲线后缘对飞翼气动布局影响的研究。
本文所构造的飞翼外形采用了直线变前缘和变后缘的设计，在计算和建模
上较容易实现，主要是考虑在较为快速、简便的外形上找到满足要求的方案。
但国外的资料显示，曲线的变前缘和变后缘飞翼外形具有更大的优点。所以下
一步可以将折线形式的前后缘变为曲线，这样中央装载区与外翼的过渡也会变
的更加缓和，翼身融合性更好，同时也可以在前缘尝试使用尖锐边条，研究边
条涡对飞翼的影响。
３、分析研究飞翼气动布局横向气动特性与翼梢小翼的影响。
本文由于时间关系只对所构外形的纵向气动特性进行了计算分析研究。下
一步可以对其横向气动特性进行分析研究。由于飞翼布局没有了垂直尾翼，其
横向稳定性也很受关注，机翼的上反和加装翼梢小翼是有效的解决方案。同时
翼梢小翼防止翼梢下表面向上表面的反流，抑制机翼上气流的横向流动都能对
第六章总结
气动性能的提高起到积极作用。但是机翼上反角的大小和加装翼梢小翼的形状
大小，如何组合配制来满足飞翼横向稳定性的要求还需要大量的计算研究来进
行确定。
４、飞翼后缘襟副翼的设计研究。
飞翼气动布局外形上由于没有了尾翼，所以其纵、横向上的方向控制，稳
定性控制都只能靠机翼后缘的襟副翼来完成，所以飞翼的襟副翼设计显得很重
要，襟副翼的大小、位置、偏转形式，是飞翼的飞控系统控制律设计的基础，
是完整的飞翼方案设计的重要组成，研究意义显著。
参考文献
【ｌ】明磊，翼身融合体民用运输机空气动力设计，国防科学技术大学
硕士论文，２００５
【２】Ｌ
Ｒ詹金森，Ｐ辛普金，Ｄ罗兹，民用喷气飞机设计，中国航空
研究院，２００１年译
【３】方宝瑞，飞机气动布局设计，航空工业出版社，１９９７
［４】顾诵芬，解思适，飞机总体设计，北京航空航天大学出版社，２００２
【５】李为吉，现代飞机总体综合设计，西北工业大学出版社，２００１
【６】孙静，“Ｗ”型无尾布局飞机的气动外形研究，西北工业大学硕士
论文，２００３
【７】徐德康，２１世纪的一些非常规飞行器和技术，航空情报，总第１３７９
期
【８】李绪东，２ｌ世纪的新型军用运输机，飞机设计参考资料，２００２，第３
期
【９】国力，神秘的“黑幽灵”一隐身技术和它的“产儿”，中国青年科技，
２０００年７，８月号
【１０】夏露，飞行器外形气动、隐身综合优化设计方法研究，西北工业大学
博士论文，２００４
［１１】Ｊｏｈｎ．Ｄ．Ａｎｄｅｒｓｏｎ，瓜．计算流体力学入门（影印版），清华大学出
版社，２００２
【１２】苏铭德，计算流体力学基础，清华大学出版社，１９９７
【１３】马铁尤，计算流体动力学，北京航空学院，１９８６
ｔ１４】付德熏主编，流体力学数值模拟，国防工业出版社，１９９３
【１５】左英桃，变可信度模型管理结构优化方法应用研究，西北工业大
参考文献
学硕士论文，２００４
【１６】李杰，“飞镖”飞去又飞来一飞翼机发展始末，维普资讯，
ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ．ｅｑｖｉｐ．ｔｏｍ
１１７］戴岭，诺斯罗普飞翼传奇，国际展望，２００４，总第４８８期
【１８】凌云，．“美利坚”轰炸机项目，国际展望，２００６，总第５３８期
【１９】《世界飞机手册》，航空工业出版社，２００２
【２０】吴立新，左重，刘平生，卢健，无尾飞翼气动布局是ＵＣＡＶ总体设计
的最佳选择，洪都科技，２００３第ｌ期
［２ｌ】Ｖｌａｄｉｍｉｒ
Ｉ
Ｏ
Ｄｍｉｔｒｉｅｖ，Ｉ七ｏｎｉｄ
Ｍ
Ｓｈｋａｄｏｖ，Ｖｌａｄｉｍｉｒ
Ｅ
Ｄｅｎｉｓｏｖ，Ｂｏｒｉｓ
Ｇｕｒｅｖｉｃｈ，Ｔｈｅ
【２２】Ｒ
Ｆｌｙｉｎｇ—Ｗｉｎｇ
Ｃｏｎｃｅｐｔ－Ｃｈａｎｃｅｓ
Ａｎｄ
Ｒｉｓｋｓ，ＡＩＡＡ
２００３－２８８７
Ｈ
Ｌｉｅｂｅｃｋ，Ｄｅｓｉｇｎ
ｏｆｔｈｅ
Ｂｌｅｎｄ－Ｗｉｎｇ－Ｂｏｄｙ
Ｓｕｂｓｏｎｉｃ
Ｔｒａｎｓｐｏｒｔ，
ＡＩＡＡ２００２－（１００２
［２３】Ｒｅｕｔｈｅｒ
Ｊ，Ｊａｍｅｓｏｎ
Ａ，Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
Ｗｉｎｇ－ｂｏｄｙ
ＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｓＵｓｉｎｇ
Ｃｏｎｔｒｏｌ
Ｓｈａｐｅ
Ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ
ｏｆＷｉｎｇ
ａｎｄ
Ｔｈｅｏｒｙ，ＡＩＡＡ
１９９５—０１２３
［２４１王雪，采用ＲＳＳ功能的飞翼布局飞机控制系统的实现，飞机工程，
２００５，第ｌ期
【２５】Ｄ
Ｒｏｍａｎ，Ｊ
Ｂ
Ａｌｉｅｎ，Ｒ
Ｈ
Ｌｉｅｂｅｃｋ，Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ＤｅｓｉｇｎＣｈａｌｌｅｎｇｅｓ
Ｏｆ
Ｔｈｅ
Ｂｌｅｎｄｅｄ－ｗｉｎｇ·ｂｏｄｙ
Ｓｕｂｓｏｎｉｃ
Ｔｒａｎｓｐｏｒｔ，ＡＩＡＡ，２０００—４３３５
［２６】Ｄａｎｉｅｌ
Ｐ
Ｒａｙｍｅｒ，Ａｉｒｃｒａｆｔ
Ｄｅｓｉｇｎ：ＡＣｏｎｃｅｐｔｕａｌＡｐｐｒｏａｃｈ，ＡＩＡＡ
Ｅｄｕｃａｔｉｏｎ
Ｓｅｒｉｅｓ，１９９２
【２７】Ｂ
Ｍｉａｌｏｎ，Ｔ
Ｓｕｂｓｏｎｉｃ
ｆｌｙｉｎｇ
Ｗｉｎｇ
Ｆｏｌ，Ｃ
Ｂｏｒｍａｕｄ，ＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃＯｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ
Ｏｆ
Ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｓ，ＡＩＡＡ，２００２—２９３１
Ｗａｋａｙａｍａ，Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ
Ｏｆ
Ｈｉｇｈ－ｓｕｂｓｏｎｉｃ
【２８】Ｄ
Ｒｏｍａｎ，Ｒ
Ｇｉｌｍｏｒｅ，Ｓ
Ｂｌｅｎｄｅｄ－ｗｉｎｇ－ｂｏｄｙ
Ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｓ，ＡＩＡＡ，２００３—５５４
【２９】王和平，现代飞机总体设计，西北工业大学，１９９５
西北工业大学硕士学位论文
［３０ｌ王晓青，飞机总体参数设计与软件开发，西北工业大学硕士论文，
２００３
［３１】ＳＷａｋａｙａｍａ，Ｂｌｅｎｄｅｄ－ｗｉｎｇ－ｂｏｄｙ
２０００．４７４０
Ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ
Ｐｒｏｂｌｅｍ
Ｓｅｔｕｐ，ＡｎＡ，
［３２１李纯刚，蔡青，张博锋，雷超，飞机曲面造型中的自由变形方法，
西北工业大学学报，１９９８，１６（２）
【３３】孙家广，计算机图形学，清华大学出版社，１９９８
［３４】徐长青，许志闻，郭晓新．计算机图形学，机械工业出版社，２００４
【３５】朱自强，应用计算流体力学，北京航空航天大学出版社，２００１
【３６】李杰，白俊强，詹浩，基于Ｅｕｌｅｒ方程结合附面层修正方法的应
用研究，航空计算技术，２００６，３６（１）
【３７】王军利，白俊强，詹浩，非结构动网格在可动边界问题中的应用研究，
力学季刊，２００６，２７（２）
【３８】Ｓ
Ｅｙｉ，Ｋ
Ｄ
Ｌｅｅ，Ｉｎｖｅｒｓｅ
Ａｉｒｆｏｉｌ
ＤｅｓｉｇｎＵｓｉｎｇ
ｔｈｅＮａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ
Ｅｑｕａｔｉｏｎｓ．ＡＩＡＡ
１９９３—０９７２
【３９】刘超群，多重网格法及其在计算流体力学中的应用，清华大学出
版社，１９９５
发表论文情况说明
发表论文情况说明
杨宇飞，白俊强，《航空计算技术》，飞翼布局运输机气动设计方法研究，２００７，
第３７卷，第ｌ期
致谢
致谢
本文的研究工作是在导师白俊强教授的悉心指导下完成的．白老师广博的
专业知识，兢兢业业的工作作风、深厚的科研经验，严谨求实的治学精神和敏
锐深邃的洞察能力，使我受益良多．在论文完成之际，谨向白老师致以深深的
敬意和感谢！
在我硕士研究生的学习工作期间，得到了高正红教授、王正平教授、詹浩
副教授、夏露副教授、商重阳老师、左荚桃老师的大力支持，在此，向各位老
师的帮助表示衷心的感谢！
感谢苏伟、朱军，王军利、范锐军、李杰，方明祥、许晓平等同门师兄弟
给予我学业上的支持和帮助Ｊ
感谢父母对我在读期间关怀与支持，他们的关怀和支持时刻温暖着我，鼓
励着我完成了学业．
子曾经日过，妻子如衣服．子错了．我的妻子在生活上无微不至的照顾我，
学业上细致入微的帮助我，使我的人生迈出了坚实的一步，走向了美好幸福的
下一个阶段．因此，特别感谢我的爱人～我生命中最重要的朋友和伙伴！
向所有理解过、激励过，关心过、帮助过我的人表示深深的感谢！
夺乡弘
飞翼运输机气动布局设计
作者：
学位授予单位：
杨宇飞
西北工业大学
1.明磊
翼身融合体民用运输机空气动力设计[学位论文]硕士 2005
2.L R詹金森.P辛普金.D罗兹
民用喷气飞机设计 2001
3.方宝瑞
飞机气动布局设计 1997
4.顾诵芬.解思适
飞机总体设计 2002
5.李为吉
现代飞机总体综合设计 2001
6.孙静
"W"型无尾布局飞机的气动外形研究[学位论文] 2003
7.徐德康
21世纪的一些非常规飞行器和技术
8.李绪东
21世纪的新型军用运输机 2002(03)
9.国力
神秘的"黑幽灵"一隐身技术和它的"产儿" 2000(7-8)
10.夏露
飞行器外形气动、隐身综合优化设计方法研究[学位论文]博士 2004
D Anderson JR
计算流体力学入门 2002
12.苏铭德.黄素逸
计算流体力学基础 1997
13.马铁尤
计算流体动力学 1986
14.付德熏
流体力学数值模拟 1993
15.左英桃
变可信度模型管理结构优化方法应用研究[学位论文]硕士 2004
16.李杰
"飞镖"飞去又飞来-飞翼机发展始末
17.戴岭
诺斯罗普飞翼传奇 2004(488)
18.凌云
"美利坚"轰炸机项目 2006(538)
19.世界飞机手册 2002
20.吴立新.左重.刘平生.卢健
无尾飞翼气动布局是 UCAV 总体设计的最佳选择 2003(01)
ir G M ir E I Gurevich
The Flying-Wing Concept-
Chances And Risks[AIAA 2003-2887]
22.R H Liebeck
Design of the Blend-Wing-Body Subsonic Transport[AIAA 2002-0002]
r n A
Aerodynamic Shape Optimization of Wing and Wing-body Configurations Using
Control Theory[ AIAA 1995-0123]
24.王雪
采用RSS功能的飞翼布局飞机控制系统的实现 2005(01)
25.D Roman.J B Allen.R H Liebeck
Aerodynamic Design Challenges Of The Blended-wing-body Subsonic
Transport[AIAA,2000-4335]
P Raymer
Aircraft Design:A Conceptual Approach 1992
27.B Mialon.T Fol.C Bonnaud
Aerodynamic Optimization Of Subsonic flying Wing
Configurations[AIAA,2002-2931]
28.D Roman.R Gilmore.S Wakayama
Aerodynamics Of High-subsonic Blended-wing-body
Configurations[AIAA,2003-554]
29.王和平
现代飞机总体设计 1995
30.王晓青
飞机总体参数设计与软件开发[学位论文]硕士 2003
31.S Wakayama
Blended-wing-body Optimization Problem Setup[AIAA,2000-4740]
32.李纯刚.蔡青.张博锋.雷超
飞机曲面造型中的自由变形方法 1998(02)
33.孙家广.杨长贵
计算机图形学 1998
34.徐长青.许志闻.郭晓新
计算机图形学 2004
35.朱自强
应用计算流体力学 2001
36.李杰.白俊强.詹浩
基于 Euler 方程结合附面层修正方法的应用研究 2006(01)
37.王军利.白俊强.詹浩
非结构动网格在可动边界问题中的应用研究 2006(02)
38.S Eyi.K D Lee
Inverse Airfoil Design Using the Navier-Stokes Equations[AIAA 1993-0972]
39.刘超群
多重网格法及其在计算流体力学中的应用 1995
本文链接：/Thesis_
2024年9月18日发(作者：阙鸿羲)
西北工业大学
硕士学位论文
飞翼运输机气动布局设计
姓名：杨宇飞
申请学位级别：硕士
专业：飞行器设计
指导教师：白俊强
20070301
摘要
飞翼布局是近几年飞机气动布局研究的热点问题之一。由于空气动力学和
飞控技术的发展成熟，使得飞翼布局原先的稳定性与操纵性难题有了可靠的解
决方案，加上其本身结构重量轻，气动效率高，隐身性能好等特点，使其成为
下一代新型气动布局飞机首选方案之一。本文在分析了大量国内外针对飞翼气
动布局的研究结论与成果的基础上，将飞翼气动布局应用到民用大型运输机的
设计中，在设计巡航马赫数下，首次完成了一架起飞总重为２００吨级的，具有
较强应用参考价值的高亚音速飞翼布局运输机气动外形方案。
本文主要完成了以下几方面的工作：
一、根据国内外研究机构对飞翼气动布局的先进研究成果，结合目前航空
运输业中主流运输机的性能指标，提出了起飞重量２００吨级，载重量大于５０
吨的高亚音速飞翼布局运输机设计指标。
二、应用飞机现代设计理论与方法，结合飞翼气动布局的特点，对所设计
的运输机进行了较为可靠的重量、翼载等初始参数的估算。并根据估算结果，
应用计算机三维建模技术，构建完成了所设计的飞翼运输机初始气动外形。
三、应用计算流体力学（ＣＦＤ）技术，采用较为成熟的Ｅｕｌｅｒ方程加附面
层粘性修正的数值计算方法，对初始飞翼运输机外形的气动特性进行数值计算。
根据气动计算结果，分析了初始外形气动特性的不足及原因。
四、针对初始外形的不足，在研究了多种气动参数组合与外形搭配对气动
特性影响的基础上，提出了可行的改进方案，并通过计算验证，完成了能满足
设计要求的飞翼运输机气动外形设计。
五、结合设计改进过程中，对大量外形的气动计算结果分析，阐述了本文
在飞翼运输机气动布局设计中所发现的一些现象与规律。
关键词；飞翼，气动布局设计，运输机，Ｅｕｌｅｒ方程
Ａｂｓｔｒａｃｔ
Ｆｌｙｉｎｇ
ｗｉｎｇ
ｓｅｅｍｓ
ｔｏ
ｂｅ
ｏｎｅ
ｏｆｔｈｅ
ｍｏｓｔ
ｐｒｏｍｉｓｉｎｇ
ｃｏｎｃｅｐｔｓｒｅｇａｒｄｉｎｇ
ｖｅｒｙ
ｈｉｇｈｃａｐａｃｉｔｙ
ａｉｒｃｒａｆｔｓ．Ｓｏ．ｓｕｃｈ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｈａｓ
ｂｅｅｎ
ｔｈｅ
ｓｕｂｊｅｃｔ
ｏｆ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｄｅｓｉｇｎｏｆｉｎｔｅｒｅｓｔ
ｒｅｃｅｎｔｌｙ．Ｓｉｎｃｅｔｈｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓａｎｄｆｌｉｇｈｔｃｏｎｔｒｏｌ，
ｔｈｅ
ｓｔａｂｉｌｉｔｙ
ａｎｄ
ｍａｎｅｕｖｅｒａｂｉｌｉｔｙ
ｐｒｏｂｌｅｍｓ
ｏｆ
ｆｌｙｉｎｇｗｉｎｇｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｃｏｕｌｄｂｅ
ＳＯＩｖｅｄ．Ｔｈｅｒｅｆｏｒｅ，ｓｕｃｈ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ａｃｈｉｅｖｅｓ
ａ
ｃｌｅａｎ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ａｎｄ
ｅｆｆｉｃｉｅｎｔ
ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ
ｄｅｓｉｇｎ
ｔｈａｔ
ｏｆｆｅｒｓｔｒｅｍｅｎｄｏｕｓ
ｐｏｔｅｎｔｉａｌ
ｆｏｒｉｎｃｒｅａｓｅｄ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ
ａｎｄｓｔｅａｌｔｈ
ｏｎ
ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ，ａｎｄ
ｒｅｄｕｃｅｄｆｕｅｌ
ｂｕｒｎ，ｗｅｉｇｈｔ，ａｎｄ
ｃｏｓｔ．Ｉｎｔｈｉｓ
ｔｈｅｓｉｓ，ｂａｓｅｄ
ａｎａｌｙｓｉｓ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｉｓ
ｈｉｇｈ
ａｐｐｌｉｅｄ
ｔｏ
ｒｅｓｅａｒｃｈ
ａｃｈｉｅｖｅｍｅｎｔ，ｔｈｅ
ｆｌｙｉｎｇｗｉｎｇ
ｃｉｖｉｌ
ｔｒａｎｓｐｏｒｔ
ｏｆｌａｒｇｅｃａｐａｃｉｔｙ．Ａｔ
ｔｈｅ
ｃｒｕｉｓｅ
ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ，ａ
ｏｆａｂｕｎｄａｎｔ
ｓｕｂｓｏｎｉｃ
ｆｌｙｉｎｇｗｉｎｇ
ｆｏｒｔｈｅｆｉｒｓｔ
ｔｉｍｅ．
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｆｏｒ
ｔｒａｎｓｐｏｒｔ
ｏｆ２００
ｔｏｎ
ｔａｋｅ—ｏｆ
ｗｅｉｇｈｔ
ｉｓ
ｄｅｓｉｇｎｅｄ
Ｔｈｅ
ｍａｉｎ
ｒｅｓｅａｒｃｈｉｓｓｕｅｓａｎｄ
ａｃｈｉｅｖｅｍｅｎｔｓ
ｉｎ
ｔｈｉｓｔｈｅｓｉｓ
１．Ａｃｃｏｒｄｉｎｇ
ｔｏ
ａｒｅ
ａｓ
ｆｏｌｌｏｗｓ
ｔｈｅ
ｔｈｅ
ａｄｖａｎｃｅｄ
ｒｅｓｅａｒｃｈ
ａｃｈｉｅｖｅｍｅｎｔ
ｏｆ
ｆｌｙｉｎｇ、ⅣｉＩ培
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ，ｃｏｍｂｉｎｅｄ
ｄｅｓｉｇｎ
ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ
ｔａｒｇｅｔ
ｏｆａｃｔｕａｌ
ｐｏｐｕｌａｒ打ａｎｓｐｏｒｔｓ，ｔｈｅ
ｏｂｊｅｃｔｉｖｅ
ｏｆ２００
ｔｏｎ
ｔａｋｅ—ｏｆ
ｗｅｉｇｈｔ
ａｎｄ５０
ｔｏｎ
ｐａｙｌｏａｄ
ｆｏｒ
ｈｉｇｈ
ｓｕｂｓｏｎｉｃ
ｆｌｙｉｎｇｗｉｎｇｔｒａｎｓｐｏｒｔ
ｉｓ
ｂｒｏｕｇｈｔ
ｆｏｒｗａｒｄ．
２．Ｕｓｉｎｇ
ｍｏｄｅｍ
ａｉｒｃｒａｆｔ
ｏｆ
ｆｌｙｉｎｇｗｉｎｇ
ｔｒａｎｓｐｏｒｔ
ａｒｅ
ａｎｄ
ｍｅｔｈｏｄ，ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ
ｔｈｅ
ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ，ｔｈｅ
ｗｅｉｇｈｔ，ｗｉｎｇ
ｌｏａｄ
ａｎｄ
ｅｒｅ
ｏｆ
ｔｈｅ
ｆｌｙｉｎｇｗｉｎｇ
ｄｅｓｉｇｎ
ｔｈｅｏｒｙ
ｅｖａｌｕａｔｅｄ．Ａｃｃｏｒｄｉｎｇ
ｔｏ
ｔｈｅ
ｅｖａｌｕａｔｉｏｎ
ｒｅｓｕｌｔ，ａｐｐｌｙｉｎｇｃｏｍｐｕｔｅｒ
３Ｄ
ｍｏｄｅｌｉｎｇｔｅｃｈｎｉｑｕｅ，ｔｈｅ
ｏｒｉｇｉｎａｌ
３．Ｂｙ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｉｓ
ｂｕｉｌｔ，
ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，ｔｈｅ
Ｅｕｌｅｒ
ｅｑｕａｔｉｏｎｓ
Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ
Ｆｌｕｉｄ
Ｄｙｎａｍｉｃｓ
ｎｕｍｅｒｉｃａｌ
ａｌｇｏｒｉｔｈｍ
ｗｉｔｈ
ｂｏｕｎｄａｒｙ
ｌａｙｅｒ
ｖｉｓｃｏｓｉｔｙ
ｍｏｄｉｆｉｃａｔｉｏｎ
ｉｓ
ａｐｐｌｉｅｄ
ｔｏ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ．
ｏｆ
ｅｖａｌｕａｔｉｎｇ
ｔｈｅ
Ａｃｃｏｒｄｉｎｇ
ｔｏ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ
ｏｆ
ｏｒｉｇｉｎａｌ
ｆｌｙｉｎｇｗｉｎｇ
ａｎｄ
ｔｈｅ
ｒｅａｓｏｎ
ｔｈｅ
ｅｖａｌｕａｔｉｏｎ
ｒｅｓｕＫ
ｔｈｅ
ｉｎｓｕｆｆｉｃｉｅｎｃｙ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ
ｆｏｒ
ｏｒｉｇｉｎａｌ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｉｓ
ａｎａｌｙｚｅｄ．
４．Ｆｏｒ
ｓｏｌｖｉｎｇ
ｔｈｅ
ｐｒｏｂｌｅｍ
ｏｆ
ｏｒｉｇｉｎａｌ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ，ｒｅｓｅａｒｃｈｉｎｇ
ｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆ
ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ
ｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎ
ｏｆ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ
ａｎｄ
ｆｅａｓｉｂｌｅ
ｄｅｓｉｇｎ
ｇｅｏｍｅｔｒｙ
ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ
ｉｓ
ｐｕｔ
ｏｎ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ，ｔｈｅ
ｍｅｔｈｏｄ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｅｖａｌｕａｔｉｎｇ，ｔｈｅｉｍｐｒｏｖｅｄ
ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔ
ｉｓ
ａｃｈｉｅｖｅｄ．
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｆｏｒｗａｒｄ．Ｂｙ
ｗｈｉｃｈｃｏｕｌｄ
ｍｅｅｔｔｈｅ
ｄｅｓｉｇｎ
５．Ａｎａｌｙｚｉｎｇ
ｔｈｅ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｅｖａｌｕａｔｉｏｎｒｅｓｕｌｔ
ｏｂｔａｉｎｅｄ
ｄｕｒｉｎｇ
ｔｈｅ
ｄｅｓｉｇｎ
ｐｒｏｃｅｄｕｒｅ，ｔｈｅｐｈｅｎｏｍｅｎａ
ａｎｄ
ｄｅｓｉｇｎ
ｌａｗｏｆ
ｆｌｙｉｎｇ
ｗｉｎｇ
ｔｒａｎｓｐｏｒｔ
ａｒｅ
ｏｂｔａｉｎｅｄ．
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｆｌｙｉｎｇｗｉｎｇ，ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ
ｄｅｓｉｇｎ
ｆｏｒ
ｄｅｓｉｇｎ，ｔｒａｎｓｐｏｒｔ，Ｅｕｌｅｒ
ｅｑｕａｔｉｏｎｓ
．１１．
西北工业火学业
学位论文知识产权声明书
本人完全了解学校有关保护知识产权的规定，即：研究生在校攻读学位期
时论文工作的知识产权单位属于西北工业大学。学校有权保留并向国家有关部
门或机构送交论文的复印件和屯子版。本人允许论文被查阅和借阅。学校可以
将本学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩
印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文。同时本人保证，毕业后结合学位
论文研究课题再撰写的文章～律注明作者单位为西北工业大学。
保密论文待解密后适用本声明。
学位论文作者签名：
指导教师签名：缝
乙。。１年？月』日
一～旦兰？一Ｌ
日
西北工业大学
学位论文原创性声明
秉承学校严谨的学风和优良的科学道德，本人郑重声明：所呈交的学
位论文，是本人在导师的指导下进行研究工作所取得的成果。尽我所知，
除文中已经注明引用的内容和致谢的地方外，本论文不包含任何其他个人
或集体己经公Ｊ１‘发表或撰写过的研究成果，不包含本人或其他已申请学位
或其他用途使用过的成果。列本文的研究做出重要贞献的个人和集体，均
己在文中以明确方式表明。
本人学位论文与资料若有不实，愿意承担一切相关的法律责任。
学位论文作者签名
—ｆ——ｒ一
抄７年多月／Ｈ
杨绣移
第一章绪论
§１．１引言
航空运输业经过几十年来的发展，其快捷、安全的运输服务已经渗入到社
会国民经济的各个领域中，为现代经济的发展发挥着重要作用。但随着世界经
济的高速发展，全球化进程的进一步加快，对航空运输的需求量也在急剧增长。
特别是进入了二十一世纪以来一全球人口不断增长，同时国际间的合作与交流
较以往的任何时期都频繁，而且在全球经济复苏的大背景下，旅游业的高速发
展，都为航空运输量的进一步提高提出了挑战。据国际民航组织的预测，在未
来的２０～３０年内，世界航空客货运输需求量将以每年５％的速度增长。波音公
司和空客公司经过几年来对航空市场的调研，均认为在未来的１５～２０年内，全
球的干线飞机需求量将会超过一万架，市场容量超过数千亿美元。在如此庞大
的市场中，中高亚音速的大型运输机预训将超过市场份额的９０％ｔ”。
但对于航空运输业来说，运营成本居高不下，是其与水运和陆运竞争时最
大的弱点。特别是在近几年，国际石油价格不断上涨，使得在航空业中仅次于
工资的第二大开支“航空燃油费”也一路上扬，一度超过了航空公司运营总成
本的２０％。因此各航空公司对未来下一代干线飞机的要求，将低油耗、高经济
性要求提到了一个很高的位置。同时，下～代飞机的高性能和环保特性也是在
研制开发中要考虑的重点¨Ｊ。
对此，世界两大航空制造业巨头，美国的波音公司和欧洲的空中客车公司，
相继于２０００年左右推出了各自的近期下一代干线飞机：波音７Ｅ７和空客Ａ３８０，
如图１．１、图１．２所示。其中空客．４．３８０的标准型是一架能乘坐５５０人的目前全
世界载客量最大的巨型十线客机，也是世界上第一架每名乘客百公里油耗不超
过３升的远程洲际客机，而其经济型更可将乘客人数提高到８８０人，乘客百公
里油耗量将更具诱惑力。
波音公司的７Ｅ７，则没有步空客ＡＧ８０的后尘往超大型方面发展，在载客
量上并没有超跃其公司著名的波音７４７，而是咀经济性为指标，在设计时突出
其外形的气动效率，以及与发动机相匹配的燃油经济性，载客量的规模在２５０
人左右。由此看来，下一代的干线飞机在规模大小发展上虽有不同，但在提高
西北工业大学硕士学位论文
飞行效率和提高经济性，降低运营成本上是取得了共识。
图１１空中客车公司Ａ３８０飞机
幽１．２坡首公司７Ｅ７纠Ｌ
我国是一个人口大国，而且正处于经济发展的高峰期，每年的客货运量和
增长量都特别大。据民航相关部门统计，自２０００年以来，民航每年发送的乘客
数量都以ＩＯ％以上的速度增长。而据国外相关咨询公司的调查报告，未来２０
年，我国的干线客机需求量将在２０００架以上【２Ｊ。而民用飞机的研发与制造水平，
是体现一个国家航空工业、运输业、基础工业等国民经济相关部门发展水平的
重要标志之一，是一个国家综合国力的体现。虽然我国在自行发展大型干线飞
机上曾经走过一段弯路，但随着近几十年我国经济的高速发展，科学技术水平
的不断提高，特别是在近几年对航空航天工业技术、科研投入的不断增加，在
基础研究、技术储备上有了较坚实的基础，２００６年１２月底，对外公开的我国
第三代战斗机歼１０就是一个很好的例子。但是，我国在起飞重量大于百吨，载
重量超过５０吨以上的大型运输类飞机研发领域还是空白，而国际上这个级别的
飞机正是在航空客货运市场上的主流机型。
面对如此庞大的国内、国际市场，目前正是我国自主研发大型运输类飞机
的机遇期。但是自上世纪八十年代以来的近２０多年时间中，我国没有立项自己
第一章绪论
的大型运输类飞机的型号项目，而运输类飞机与战斗机在任务指标、设计理念
上的差别，使得我国在大型运输类飞机设计领域与世界上的先进水平还存在不
小的差距，特别是在国际上大型飞机制造公司已经推出了其下一代飞机的情况
下，加快赶上这趟末班车已是国内航空业者的期望。
§１．２飞机气动布局设计
飞机的气动布局设计是飞机设计的关键技术之一，它不仅仅是局限于飞机
的气动外形设计，还包括各种气动参数的选择，以及一些与气动特性相关的综
合设计，可以说是飞机空气动力的总体设计冽。飞机气动布局设计的永恒目标
就是提高飞机的空气动力特性。对于运输机，就是通过采用先进的气动设计方
法与技术，提高飞机的升阻比和巡航效率，降低油耗，减小飞行阻力，从面大
大提高飞机的经济性。因此，对于未来大型干线飞机来说，气动布局设计的先
进与否，直接关系到所提的各项指标是否能达到。
§ｔ．２．１飞机气动布局设计主要研究的内容
在飞机气动布局设计中，首先要确定的是气动布局形式。因为气动布局形
式一旦确定，所设计飞机的大体形状，各安定面、操纵面的位置等一系列部件
也就大体确定下来，所以所选择的气动布局形式将为飞机总体方案设计定下大
致基调。就现有的飞机气动布局形式主要包括：传统布局、鸭式布局、三翼面
布局、变后掠布局、无尾布局等。
其次是机翼的设计。机翼是飞机的主要承力面，也是产生升力的主要部件，
一副好的机翼将决定着一架飞机设计的成败，因此机翼的设计在飞机各主要部
件中占有决定性的地位。机翼设计主要包括有：机翼的平面形状及各相关参数
的设计，二维翼型设计，机翼弯扭、气动弹性剪裁设计，机翼上附属部件襟翼、
副翼的设计等【４Ｊ。
然后还包括：机身设计，安定面、操纵面设计，进气道、尾喷管及外挂物
的设计等。
§１．２．２飞机气动布局形式的发展
现有的飞机气动布局形式主要包括：传统布局、鸭式布局、三翼面布局、
西北工业大学硕士学位论文
变后掠布局、无尾布局等。整个飞机气动布局形式的发展是伴随着人们对空气
动力学流动现象的认识不断深化而前进的。人们设计飞机时对流动形态的利用
主要经历了三个阶段：附着流型、脱体涡流型和可控分离流型。ｐＪ
２０世纪６０年代以前为传统布局时代，即主翼（其上有副翼和襟翼）加尾
翼的布局。那时人们在设计飞机时的思想是采用附着涡流型，强调提高附着涡
量，减少自由涡量，尽量保证气流在流经翼面时不发生分离，这种布局形式通
常具有良好的稳定性。
其时早在２０世纪５０年代就已经开展对自由涡能量的研究利用。在２０世纪
６０年代后期，涡升力理论被提出，并应用到飞机的设计中，从而给飞机设计思
想带来了革命，自此气动布局设计脱体涡流型时代开始。人们从避免涡到利用
涡，出现了许多新的气动布局，典型的有：三角翼、边条翼、鸭翼等。其后的
研究表明，在大迎角状态，对于大后掠角机翼，气流在前缘分离形成集中涡，
集中涡沿着其自由边缘卷成螺旋状，从机翼根部脱出，沿展向越来越大，形成
一个锥形的高能旋转气流，好象一个大喇叭沿机翼翼展方向悬在机翼上方，这
就是脱体涡。脱体涡流过机翼上表面时，带动机翼上表面气流加速，使机翼上
表面的吸力升高，从而提高了机翼总升力，这就是涡升力理论。
可控分离流型是正在发展的一种新型飞机气动布局设计思想，通过一系列
主被动控制技术，对飞机表面流动进行控制，这些主被动控制技术可改善飞机
部件的局部流动特性，提高飞机升阻特性，具有“四两拨千斤”的功效。如附
面层抽吸、声激励、翼面吹气、等离子减阻等主动控制技术；涡流发生器、小
肋、差动前翼、机身边条、机身侧板等被动控制技术，旨在产生和控制旋涡。
目前，西方国家非常重视流动控制技术的研究，正在研究后缘活动小凸板、微
喷流阻截法、流体式人工合成喷气作动器、旋转柱体、流体向量喷管和主动核
心尾排气等新型流动控制技术【６】。
§１．２．３喷气式运输机非常规布局形式的发展
喷气式运输机在经历了４０多年来的发展后，虽然完成了结构材料、制造方
法的改进，系统综合性、可靠性的提高，现代电子技术与航空计算机控制技术
的应用等多方面的重大技术革新，但至今在各大机场上的喷气式运输机依然是
４０年前那相似的面孔：桶状的机身，巨大的机翼，高耸的垂尾，稍小的平尾。
第一章绪论
在大力强调经济性和飞行效率的今天，这种气动布局外形在计算机不断的优化
设计下，似乎其可发掘的潜力快达到了极限。于是近些年来，飞机设计师们开
始寻求效率更高的布局外形。
１、多机身布局
由于近年来航空运输量的不断增加，各大航空公司开始关注超大规模型飞
机（大于１０００座）的设计，但同时也带来了由于尺寸增加而产生的新问题。这类
问题之一是如何保证乘客在适航规章规定的时间内从大型机身结构中紧急撤
离。为了解决该问题并捎带利用沿机翼展向分布乘客载荷的好处，多机身布局
便被提出。如图１．３所示的为三机身布局外形，这种布局采用常规机身，满足
了撤离要求，同时将机身布置在离开飞机中垂面的位置，针对机翼升力产生惯
性释放载荷，可显著降低机翼和机身的结构重量。
圈１．，三机身布局方案
然丽这种布局的主要技术难点在于绕相交翼面的气流状况和机身壁面的干
扰效应均未知，由此产生的气流将影响襟翼和操纵面的效率继而影响整机的飞
机力学特性；机体的结构分析会更为复杂；各机身之间的相对运动会对连接结
构产生很大的扭矩和弯矩。这些技术难点使得多机身布局至今尚未对常规单机
西北工业大学硕士学位论文
身布局形成挑战。
２、展向承我布局
如图１．４所示展向承载布局飞机，其商载主要在翼盒结构内。位于中央的
小机身容纳驾驶舱和中央服务系统。该种布局使重量直接被所在翼段的升力所
平衡，机翼结构的弯曲载荷大部分得到释放。据称该布局较相应常规布局飞机
的起飞重量减小约１０％，总体尺寸与常规布局大致相同。
图１．４展向承载布局方案
该布局的主要缺点是很难将商载装入拥挤的中央翼空间；结构布局的开敞
性差；应急情况下的出口通道和撤离时间也成问题；其飞行操纵系统的设计难
度大缺乏把握；且飞机惯性矩增加降低了滚转响应也是待研究的问题１２】。
３、连翼布局
前面的几种新型布局方式都采用了大的翼展，从而提高了展弦比，气动性
能随之提高，但更大的翼展难以适应现有机场设施，因此连翼布局近几年来被
提出。如图１．５所示，连翼飞机的显著特点是：其较窄的后翼下反前掠，前翼
则后掠上反，后翼翼尖与前翼相进行刚性相连，形成了前翼后掠、后翼前掠的
一种盒式机翼结构。
第一章绪论
图１．５连翼布局飞机方案
该布局的主要特点是：盒式结构较常规机翼结构更轻，刚度更好，特别是
大展弦比机翼，效果更加明显；前后机翼的较大展长都可以设置操纵面，可大
大提高飞机的机动性；由于机翼端部的连接作用，可以减小机翼的诱导阻力，
提高升阻比；其难点是围绕气动干扰效应，和非常规结构技术【７】。
４，鸭式布局
其实鸭式布局是最早出现的飞机布局形式，莱特兄弟的第一架上天的飞机，
其操纵面在主翼前面可谓是鸭式布局的鼻祖。而该种布局形式稳定性方面的问
题，使其发展也经历了一番曲折。鸭式布局在主翼面失速后鸭翼会继续产生升
力，造成飞机抬头倾覆的危险性较大。但随着飞机计算机控制功能越来越强，
飞控系统的可靠性越来越高，这种稳定性方面的问题已经基本可以解决，一些
军用飞机上已经采用了这种布局形式。如图１．６所示，我国的歼１０飞机就是这
种布局。
西北工业大学硕士学位论文
图Ｉ
６歼１０Ｅ机
鸭式布局的优点在于避免产生常规布局配平所需的向下的气动力，由于鸭
翼布置在主翼的前方，其为配平力矩而产生的气动力是向上的，这样可以大大
降低巡航配平阻力，提高升阻比和巡航效率。特别是如果应用于大型运输机上，
这种布局对于提高载重量，节省燃油，增大航程是很可观的。如图１．７所示，
为波音公司提出的一种主翼前掠鸭式布局的方案。
图１．７大型鸭式布局客机方案
ｓ、飞翼布局
飞翼布局也是全无尾布局的一种，因其外形扁平，很难分辨出机身与机翼
的分界面，如同一个巨大的机翼，固被称为飞翼布局。其实早在二战时期，美
国与德国就相继开始了这种布局的研究，但是最终限于这种布局本身所固有的
问题，即飞行稳定性差。很难进行控制而最终放弃。而使这种气动布局重新获
得生命力的是飞控技术与推力矢量技术的发展。由于这两项技术的成熟应用，
第一章绪论
使得这种布局的固有问题有了现实可行的解决方案，因此在二十世纪九十年代
开始，出现了目前为止最为成功的飞翼布局飞机，美国空军大名鼎鼎的黑色幽
灵—－Ｂ一２隐身轰炸机，如图１．８所示。该机的出现充分体现出了飞翼布局的优
势，优良的气动性能使其在二十多米长的机身内可装载与Ｂ一５２差不多的载弹
量且拥有１２０００公里的空中不加油超远航程，先进的气动布局形势使其雷达反
射面积小到了令人无法想象的程度，大约只有同类大小飞机的百分之一。Ｂ一２
为飞翼布局开创了新的里程捧＇９】。
图１．８美军Ｂ．２隐身轰炸机
因为有了这样很好的样机先例，飞翼布局形式成为这几种新型布局形式中，
技术可行性最强的一种先进布局。虽然Ｂ一２还只是一种轰炸机，但将其应用
到运输机的设计中已经开始广受关注，这方面的发展状况将在第二章中做全面
介绍【３＆４¨３１。
§１．２．４飞机气动布局设计方法的发展
在以往，研究气动布局设计主要手段有两种：一是实验研究，它以地面实
验为研究手段。长期以来，地面实验（风洞实验）方法是研究流动机理、分析流
动现象、探讨并获得流动新概念、推动流体力学发展、为航空航天飞行器的设
计提供气动力数据的主要研究手段。２０世纪六十年代以前，风洞是气动布局设
计主要的工具，其主要问题是：要实现一个完整的实验过程，需要解决一系列
复杂的技术问题，所需周期长，费用也很高。例如在Ｂｏｅｉｎｇ－－７６７的研制中，
西北工业大学硕士学位论文
进行了３５０００小时的风洞试验，空中客车Ａ３１０也进行了１８０００小时的风洞试
验【１０１。
飞机气动布局设计要求精确的气动计算和性能预测。计算流体力学（ＣＦＤ）
正是适应这一要求，在经典流体力学、数值计算理论，以及计算机科学技术的
基础上，建立并发展而成的－－Ｉ＇］新的学科。计算流体力学自２０世纪６０年代以
来有了迅猛的发展，今天已成为研究流体力学的理论、实验和计算三大支柱领
域之一。计算流体力学在发展的同时，也广泛应用于航空航天、动力工程、力
学、物理和化学、建筑、水利、海洋、大气、环境、灾害等科学和工程的各个
领域【ｌｌ】。
计算流体力学的发展是伴随着计算机技术的发展而前进的，后者构成前者
的基础。只有计算机的速度、内存和外围设备达到一定程度时才会有计算流体
力学发展的新阶段ｆ２０】。２０世纪８０年代以前，由于计算机水平的限制，计算流
体力学的数值模拟主要以求解拉普拉斯方程、小扰动速势方程、全速势方程为
主，其中有代表性的是基于拉普拉斯方程的面源法以及有限差分法求解小扰动
速势方程和全速势方程。８０年代以后，巨型机与并行机的出现为计算流体力学
的发展带来了新的希望，以Ｅｕｌｅｒ方程和Ｎ—ｓ方程为控制方程的流场数值模拟
技术获得了巨大的成功，取得了丰硕的应用成果。基于欧拉方程的流场数值模
拟技术不但能够模拟和捕捉激波，而且能够有效地模拟有旋流和自动捕获由压
力差引起的分离涡，自动形成分离线和尾迹涡面，揭示许多流动现象的本质特
征。相对Ｅｕｌｅｒ方程而言，基于Ｎ—Ｓ方程的数值模拟技术发展相对缓慢一些。
由于计算机容量和速度的限制，完全Ｎ—Ｓ方程的求解在短时期内还难以进入
实用阶段。目前，Ｎ—ｓ方程的求解还是建立在雷诺平均Ｎ—Ｓ方程的基础上，
借助适当的湍流模型来实现的。而湍流问题至今仍然是困扰整个流体力学界的
一个难题，湍流的基本机理至今还没有完全弄清，这就决定了目前的各种湍流
模型都有各自的局限。目前尚不存在一个通用的湍流模型，既能在相当广泛的
流动情况中反映出比较正确的物理特征，从而得到足够准确的计算结果，又能
够为当前的计算资源所接受，可以这么说，湍流模型问题在一定程度上制约了
Ｎ—ｓ方程数值模拟技术的发展［１２－１５，３８】。
由于计算流体力学和计算机科学的迅速发展，因此与ＣＦＤ相结合的数值模
拟方法在飞机气动布局设计中的地位和作用曰益凸现，成为研究气动布局设计
第一章绪论
越来越重要的手段。采用与ＣＦＤ相结合的设计方法进行飞机外形气动布局设
计，不但节约了试验经费，而且大大的缩短了飞行器设计的周期，提高了设计
质量。例如美国Ｎｏｒｔｈｒｏｐ公司在研制新一代ＡＴＦ战斗机ＹＦ－－２３级前一代型号
（第三代歼击机）ＹＦ一１７进程中，风洞实验相对减少的情况可作为一个实例，
表明数值模拟和风洞实验在现代飞机设计中的地位和作用的相对变化。从１９６６
年到１９７４年（第一次试飞）ＹＦ一１７的研制周期中，共进行了１３５００小时的风
洞实验；而从１９８２年到１９９０年（第一次试飞），对性能要求更高，外形更复杂
的ＹＦ一２３研制期间，由于数值模拟方法参与了设计与修改，用了近１５０００小
时的计算机时，而只进行了近５５００小时的风洞实验，减少了６０％的地面实验
工作量缩短了研制周期，节省了大量的实验费用，大大降低了成本，减少了风
险，并获得了优异的设计性鲥嵋ｏ】。还有，进行“湾流”支线飞机的跨音速机
翼设计，节约了４００万美元的设计费用；进行Ｂｏｅｉｎｇ－－７５７和Ｃｅｓｓｎａ飞机的先
进螺旋桨设计；对Ｂ．７０飞机进行优化设计，使其升阻比提高了３０％等。
§１．３本文的主要工作
本文主要是结合目前国内外对于飞翼布局飞行器的相关研究结论，应用现
有较成熟的设计方法，设计一个起飞重量在２００吨以上，载重量大于５０吨的飞
翼布局的运输机气动外形方案。主要完成的工作有：
一、根据相关资料和研究，提出飞翼运输机设计思路及指标，应用现代飞
机设计理论，结合飞翼气动布局的特点优势，对方案设计的总体参数进行较为
可靠的估算；
二、根据估算出来的总体参数，结合设计指标要求，应用计算机三维建模
软件ＵＧ，构造所设计的飞翼布局运输机的数字模型；
三、应用较成熟的欧拉方程加粘性修正的数值方法求解流场，对所构造的
初始飞翼气动外形在设计状态和非设计状态下的流场进行数值模拟，并对计算
结果进行分析。结合初始外形分析了其气动效率不足的原因，并针对原因提出
外形改进的措施；
四、在改进过程中，运用ＣＦＤ方法分析了不同的气动布局参数对气动特性
的影响，从中确定可行的气动布局方案；根据以上的研究结果重新构造改进外
形，并对新外形进行设计状态和非设计状态下的流场进行数值模拟，与初始外
西北工业大学硕士学位论文
形的计算结果进行对比分析；通过计算验证，改进设计的飞翼运输机气动外形
能够达到预期的设计目标；
五、根据所设计的飞翼运输机气动外形和设计过程中所遇到的问题与规律，
分析讨论飞翼布局运输机在设计中主要矛盾所在及适用的解决方法。
第二章飞翼气动布局的发展现状及特点
§２．１飞翼气动布局的发展历史
飞翼气动布局形式其实很早就被提出来，但由于其本身的特点和当时空气
动力学方面的认识局限，使得其发展道路并不顺利。从其发展历史来看，大概
可以分为三个阶段：
§２．１．１早期阶段
世界上第一架真正实用的飞机诞生于１９０３年的美国，而世界上第一架飞翼
机的研制仅比之晚２０年。２０年代初，一批大胆幻想者开始了飞翼机的最初尝
试。他们试图把飞机上的机身，尾翼，甚至起落架等部件统统取消，而只保留
主机翼以完成原先其他几部分所担负的全部功能，来达到明显减少阻力的目的。
但是，限于当时的制造技术、航空材料性能较差和发动机推力不足等诸多原因，
飞翼布局的计划最终只能胎死腹中。
从２０年代中后期趋，不少航空技术及相关材料取得了可喜的进展，使得飞
翼机的发展出现了新的转机不过，这～时期的飞翼机从严格意义上来说，还算
不上真正的飞翼机，冲其量只是一种带有机身的无尾翼飞机。目前，世界上公
认的第一架无机身、无尾翼（无垂直尾翼）的全飞翼飞机是由德国的豪顿兄弟研
制的ＨＯ系列飞翼机。１９３０年，首架ＨＯＩ飞翼机面世８年后，ＨＯＩＩＩ，一种更
新型的飞翼机也进行了试飞，由此初步奠定了飞翼机向实用化转化的基础。该
飞翼机的最大特点是每侧翼上有３个控制面：翼尖控制面用以控制方向；中间
控制面两个一起动作时为升降舵，差动时为副翼；内侧控制面则作为降落时用
的襟翼。在德国战前狂热扩军备战的思潮鼓动下。德国的飞翼机研制发展在二
战前夕几乎达到巅峰。最新的一种飞翼机真正实现了无身无尾，展弦比达到了
２２，也就是说其舷向方向很短，而机翼很长，极像一个疾驰飞掠的箭标。与此
前后，豪顿兄弟最倾注心血的两型飞翼机是ＨＯ
ＶＩＩＩ型和ＨＯ
ＩＸ型。前者主要
用于客运，设计搭载乘客６０名，它的机翼长达６０．７米，装有６台活塞式发动
机，总功率达到３６００马力（约２６８２千瓦）。后者则为世界上首架飞翼式战斗机，
如图２．１所示，它的飞翼后缘有全展长的操纵面，每侧分为３块，外段和中段
西北工业大学硕士学位论文
的操纵面用于横滚和俯仰操纵，内段操纵面为襟翼；航向操纵由机翼外段上下
表面的两块减速板来实现。
图２．１德国ＨＯＩＸ
Ｅ翼机
二战中，德国另一位著名设计师李比修也研制出一架蜚声海外的飞翼机一
Ｍｅｌ６３。该机飞行时速高达９５０千米，这在当时是极其了不起的；不仅如此，
该机的爬升率为６０米／秒，留空时间为８分钟，机上还装有２门３０毫米ＭＫ
机炮ｎ６１。
与德国飞翼机齐名的是美国人约翰诺斯洛普研究设计的Ｎ系列飞翼机。他
出手不凡，一开始研制就设计出与美现役Ｂ一２隐身轰炸机外形大致相同的一
种飞翼机。这种飞翼机采用木板，纸板作构架，以纸张为蒙皮材料。Ｎ—ＩＭ是
Ｎ系列飞翼机中十分成功的一种，它的飞行高度达２２８０米，留空时间在１小时
以上。１９４１年，诺斯洛普的飞翼技术得到了实际应用，美国陆军要求应用他的
飞翼技术制造２架ＸＢ－－３５轰炸机。经过～番努力，这种非同寻常的轰炸机终
于问世了。与当时极负盛名的Ｂ一１７轰炸机相比，ＸＢ－－３５在总质量和翼面积
方面都是前者的３倍。如图２．２所示，机上装有４台“黄蜂”Ｒ４３６０型发动机，
每台发动机由延伸的驱动轴连至遥控的齿轮变速箱，带动２部互相转动、螺距
相反的螺旋桨。机上左右两侧共有８个弹舱，可挂载８０００多ｌ（ｇ炸弹。此外，机
上还设有７座抢炮塔。其中，４座安装在机翼的上下方，２座安装在乘员舱的上
第二章飞翼气动布局的发展现状及特点
下方，另有１座安装在机尾。每座机炮塔内装有２挺机枪。
图２．２美国ＸＢ－－３５轰炸机
图２．３美国ＸＢ－－４９轰炸机
自二战末期起，喷气式发动机的技术日臻成熟，飞翼机换装喷气式发动机
已势属必然。从１９４５年６月到１９４８年１月，美国先后完成了２架装有喷气式
发动机的ＸＢ－－４９飞翼机的升空与起降，如图２．３所示。但是，由于气动和飞
机设计的滞后和不成熟，飞翼机很快暴露出它明显的缺点来：稳定性不足，横
向摆幅过大，操纵难度较大，不适于进行较准确的轰炸．接着，飞行事故不断
发生。１９４８年６月，一架ＸＢ－－４９飞翼机在一次飞行中，因两翼受到过度的加
速负荷而导致结构损坏造成机毁入亡。１９４９年春，另一架ＸＢ－－４９飞翼机在爱
德华兹空军基地进行高速飞行试验时，由于前起落架毁坏而造成整架飞机在跑
道上翻覆。１９５０年５月４臼，一些热衷飞翼机的人士依然进行了ｘＢ一４９的改
西北工业大学硕士学位论文
型机ＹＲＢ－－４９Ａ飞翼机的处女航。终因不少关键技术未能妥善解决，美国空军
决定暂缓飞翼机的试验。１９５３年ＩＯ月美国空军最后拍板：Ⅵｍ一４９Ａ飞翼机
停止试验【１７１。
§２．１．２重获新生的中期发展阶段
飞翼机的再次崛起是６０年代以后的事。在早期的研究中，由于空气动力学
和飞机设计理论发展的滞后与不成熟，飞翼布局的外形暴露出了其先天不足的
特性：飞机的操纵性与稳定性与常规布局的飞机相差很大，飞翼布局飞机的稳
定性不足，操纵难度大，飞行控制系统的设计过不了关而导致不得不放弃该类
布局形式。直到六、七十年代，随着电子技术的飞速发展，计算机控制技术得
到了广泛的应用，线控增稳技术，放宽静稳定度技术的出现，使飞翼布局的飞
。机控制系统有了实现的可能，这为飞翼布局飞机重新发展扫清了障碍。
到了这一阶段，电子技术取得了飞速发展，计算机控制技术已得到广泛应
用，放宽静稳定技术也日趋成熟，因而为飞翼机的重新发展奠定了基础，于是
研制新型飞翼机又被提到了议事日程上。然而，此后的发展道路并不平坦，经
历了许多曲折与反复。直到１９８９年７月，周身黑灰色，形如巨型黑蝙蝠的Ｂ
一２飞翼布局轰炸机在美国进行首次试飞，才标志着新一代飞翼机真正登场亮
相。如图２．４所示，这架长约２１．０３米，高约５．２米、翼展约５２．４２米的隐身飞
翼机具有优良的雷达、光电和红外反射特性。它采用极佳的翼身融合布局，机
翼前缘像两条射线，自机头顶点向后延伸，后掠角３３度。上翼面机身较扁长，
星光顺凸起的流线型，机头后部设气泡式双座驾驶舱。机身两侧对称配置一对
形似扇贝的进气口，微隆起的发动机舱。长折线后缘装有可控制飞翼机俯仰、
滚转和偏航的多个操纵面。飞机大部分结构采用塑料、石墨／环氧树脂、碳纤
维和陶瓷材料。它的飞翼表面用多层吸波蒙皮覆盖，蒙皮外层是镍钻铁氧体吸
收涂层。机翼前后缘由一连串拇指般大小的六角形蜂窝夹心结构组成，蜂窝网
格内填充有磁损耗和电损耗吸波物质，网格两端还安装了吸波面板【９】。
Ｂ一２飞翼机采用了涡轮风扇无加力发动机，排出的燃气通过扁平二元喷
管，从机翼上表面与后缘内齿的交汇处排出，对喷出的尾焰起遮拦作用。涡扇
发动机外部涂有超高密度的碳质吸波材料，既能吸收雷达被，又能抑制发动机
内部散发的热量。机上的ＡＰＱ一１８１雷达和ＺＲＳ－－２电子战系统均具有一定的
隐身能力。ＡＰＱ一１８１雷达采用了二维电扫描天线、复杂的软件工作方式和先
第二章飞翼气动布局的发展现状及特点
进的低截获概率技术；ＺＲＳ一２电子战系统辐射电磁能量很少，能很好地对抗
敌电子侦察系统。Ｂ一２飞翼机还携带有不少的武器弹药，根据相关资料显示，
其载弹量不低于１８吨，并且可携带各型炸弹与空射导弹，而且全部藏匿在机身
内，需要时导弹使用机上的旋转式发射架实施射击。这一措施不仅可以减少阻
圈２４美国Ｂ－－２隐身轰炸机解图
力，而且可以有效地躲避对方雷达的探测。
其实，美国海军也曾研制过飞翼布局的无尾三角形隐身攻击机—－Ａ一１２。
它采用喷气式双发双座，机上使用了比以往同类飞机更多的吸波型复台材料，
从而大大降低了被雷达发现的概率。Ａ．一１２还采用了埋入式动力舱、机内弹船、
折叠式机翼、应用电传操纵系统。然而，刚起步的Ａ一１２研制计划没过多久便
由于各种各样的原因而半路夭折。但这并没有阻碍飞翼机的下一步发展【ｌ引。
§２．１．３高速发展的黄金世纪．
伴随着美国Ｂ一２轰炸机掀起的轰动效应，２０世纪末各主要航空大国都相
继开展了飞翼布局的研究。从目前研究的方向来看，飞翼布局主要应用集中在
两个方面。
１、飞翼布局的无人机研究
由于自控技术带动的飞控技术在第三代战斗机上的成功应用，使得飞控技
西北工业大学硕士学位论文
术越来越成熟，制造完全进行自主飞行无需人工操纵的飞行器已经成为现实。
特别是自二十世纪九十年代以来所爆发的几场高技术条件下局部战争中，高精
确制导武器大量开始使用。但其威力的发挥必须依靠强大的情报信息支援，战
术情报侦查无人机的使用，使战场形势完全被情报信息的收集程度所控制。没
有该技术的一方，在战场情报战中完全处于不利地位，当然战况也是一败涂地。
如科索沃战争中，北约参战的无人机有数百架，弥补军事卫星及有人驾驶侦察
机的不足，成为战场上情报信息中枢中一个非常重要的组成部分，在中低空或
复杂气象条件下的实时侦察和战场监视方面，取得了良好的作战效果。无人机
的出色表现引起世界各国的广泛关注，纷纷开展了无人机研究的高潮。
无人机由于没有人在机体内，不再存在飞行员承受过载的生理极限约束，
不再需要为驾驶员提供生命保障系统和具有宽阔视野的座舱，不需要为保证驾
驶员生命安全和昂贵先进战斗机的安全而采用更为复杂的设计技术，并且其所
面临的作战环境、作战任务和作战方式更为复杂。无人作战飞机技术就是要利
用这种新的设计空间，明确和有入驾驶战斗机的不同设计环境，针对新的设计
目标，把设计重点放在比现代有人驾驶战斗机具有更低的可探测性、更高机动
性和敏捷性，实现低生命周期、低成本的设计原则上来。因此大大简化了飞机
系统的复杂程度，出现了要求超长航时、超高度、低可探测性的要求。飞翼布
局就是其中较为适合的一种布局。飞翼机没有传统布局飞机的桶状机身，它的
装载区完全浸没在巨大的翼内，因此其外形可以完全按照气动最优的条件进行
设计，整个机体都成为一个升力面，同时去除了平尾、垂尾等外形突起部件，
有效降低了浸润面积，有助于阻力的减少，大大提高了升阻比。飞翼布局将减
少１５％的起飞重量，升阻比可提升２０％，燃油消耗减少约２７％。因此它在速度、
航程和飞行经济性上相对于传统结构的飞机有着无可比拟的优势。即使在今天，
传统气动外形飞机的飞行阻力仍然是飞翼的２～４倍。从而各航空大国先后研制
推出了各自的飞翼布局无人机，如美国的暗星等【１９１。
除了无人侦查机，无人攻击机也是一个新的发展潮流。人们对未来的压制
敌防空和格斗的武器平台进行预测探索，无人攻击机的设想倍受注目。美国在
对现有ＵＡＶ（ＵｎｉｎｈａｂｉｔｅｄＡｉｒＶｅｈｉｃｌｅｓ）进行改进的同时，已经开始进行把无人机
从原有的战场用途扩大到目标攻击和格斗的研究，称之为ＵＣＡＶ（Ｕｎｉｎｈａｂｉｔｅｄ
Ｃｏｍｂａｔ
Ａｉｒ
Ｖｅｈｉｃｌｅｓ）或ＵＴＡ（Ｕｎｍａｎｎｅｄ
Ｔａｃｔｉｃａｌ
Ａｉｒｃｒａｆｔ）。但是未来无人作战飞
机的高机动性和敏捷性与飞翼布局的本身固有的稳定性差、操纵效能低的特点
第二章飞翼气动布局的发展现状及特点
相抵触，是目前研究解决的重点。美国已完成了多款飞翼布局的无人攻击机的
样机研制，其型号为Ｘ－－４５Ｃ，外形如图２．５所示ｆ２０】。
图２．５美军Ｘ－－４５Ｃ无人攻击帆
２、未来飞翼布局的大型运输类飞机研究
如前所述，面对发展潜力巨大的未来航空运输市场，各大航空公司都开始
研究下一代的运输机。虽然空中客车公司与波音公司对于下一代运输机的发展
趋势有着不同的认识。波音认为，枢纽机场拥挤的状况可以通过增加远程“点
对点”的直飞航班来解决，同时这种服务是由乘客的需求来推动的，而且在某
些情况下，具有更高的效率，因此需要更多的单通道飞机；而空中客车则认为，
’枢纽机场的拥挤状况将通过增加飞机的容量来解决，大飞机的座英里成本更低，
因此需要更多５００座以上的大飞机。但在一项指标上两大公司是取得一致共识
的，就是提高经济性。而更巧合的是，两大公司都选中了飞翼布局，空中客车
公司的方案是一架巨型的可容纳８００～１０００人的飞翼机，其宽大的翼展要达到
８０～１００米。同时，美国波音公司与俄罗斯也在进行相关的研究，并提出了外
形方案，其方案如图２．６、２．７所示【２ＩＪ。
西北工业大学硕士学位论文
圈２．６波音公司方案
图２．７俄罗斯方案
§２．２飞翼气动布局的自身特点
§２．２．１飞翼气动布局的优点
１、结构重量轻，刚性好
飞翼布局可以显著减少飞机重量，由于采用无尾设计去掉了传统布局飞机
中不可缺少的平尾和垂尾，机体结构可以大大简化，重量自然比有尾飞机轻。
～般来说，尾翼部位离飞机重心最远。据统计，尾部重量减少１
ｋｇ相当于机体
部位减少２ｌ（ｇ，而尾部重量一般要占全机最大起飞重量的６％～７％。此外，由
于取消尾部，全机重量更合理地转移到沿机翼翼展分布，从而减少机翼的弯曲
和扭转载荷，使结构重量进一步减少【２”。整个飞机重量较相同量级的常规布局
飞机大为减轻。同时，飞翼的超宽短机身设计在同等条件下结构强度更好，刚
第二章飞翼气动布局的发展现状及特点
性更胬．
２、空气动力效率高，气动载荷的分布可达到最佳
飞翼布局飞机其机翼与机身的融合大大减小了传统布局翼身间的于扰阻力
和诱导阻力，从而减小了飞机的总阻力。同时使得整个飞机机体成为一个巨大
的升力面，根据资料显示飞翼机的最大升阻比可达到２５～３０，仅此一项改善即
可使飞机的使用成本降低约３０％，并大幅提高飞行器的续航时间、航程和有效
载荷。飞机设计过程中，机体的气动外形可完全以气动载荷的最优分布为设计
点进行设计研究，没有其它部件的干扰。由于发动机安置于飞翼布局飞机的上
侧后部，可通过发动机与边界层的相互作用进一步提高飞行效率（２２，２７，捌。
３、有效装载空间大
飞翼布局飞机改变了常规布局的机身载重方式，装载区由传统布局的桶状
机身改为大型飞翼机宽敞的中央机身机翼融合体内，可安排客、货舱和各种设
备，使得可装载体积增大２０％～３０％（ｚ３１。因此，装载区的宽度更大，对货物的
尺寸要求更为宽松，特别是为一些特种设备空中运输提供了可能。
４、具有先天的低ＲＣ８特性，在军事用途上具有更广的发展潜力
隐身性是采用无尾飞翼气动布局的一个动力。飞翼布局是一种无尾布局，
外形上没有了明显的横向操纵面一垂直尾翼，同时在具有相同装载容积的情况
下，机身高度较传统常规布局飞机有较大的减小，此外，飞机一般采用翼身融
合布局，因此外形的全向（０～３６０度）雷达反射面（ＲＣＳ），有很大程度的降
低，飞行器的雷达隐身效果较常规飞机提高很大Ⅲ】。
５、飞翼布局的飞机是一体化设计的最佳应用对象
由于无尾，只剩有机翼和机身，最宜采用一体化设计技术。所谓一体化设
计技术，包括两个方面：一是机体内部空间的一体化设计和利用；二是机翼和
机身的相互融合设计。美国Ｂ一２是目前唯一服役的无尾飞翼有人驾驶轰炸机，
也是一体化设计的典范【２０】。
一体化设计结果，不但无尾，而且无机身。这样，从机体内部看，内部空
间得到最大限度利用，如翼、身融合部位空间都被充分利用，各种机载设备均
埋装于机体内，有利于隐身；各种机载设备均顺着机翼Ｉ目ＪＪ，ｇ，线，沿翼展方向布
置，与机翼的气动载荷分布基本一致，如Ｂ一２飞机，两侧机翼的外段是整体
西北工业大学硕士学位论文
油箱，起落架舱、发动机舱和武器舱依次从外向内一字排开，沿着展向布置得
紧凑合理，这不仅有利于结构强度的增加和结构重量的减小，而且有益于承受
高机动产生的过载力。从气动外形看，翼、身融为一体，整架飞机是一个升力
面，大大增加升力；翼、身光滑连接，没有明显的分界面，可大幅度降低干扰
阻力和诱导阻力。另外，机体结构主要由先进复合材料制造，外形光滑，又无
外挂等突出物，加上气动外形隐身设计，大大减小雷达散射截面ＲＣＳ。总之，
无尾飞翼布局一体化设计，可大大增升减阻，减少重量或翼载，对提高续航时
间和机动性等飞行性能极为有效，也提高了经济性，同时大幅度减小ＲＣＳ，其
中气动外形隐身设计可使全机ＲＣＳ减少８０％以上，增强隐身性。
§２．２．２飞翼气动布局的问题
当然选用无尾飞翼布局，也存在着一些问题，概括起来其中的主要问题有：
１、自身形状的特点，导致其天生的稳定性不足，操纵面不好设置的问题
由于飞翼布局是一种无尾的形式，通过以往的研究经验，其纵向和航向都
将是不稳定的或是稳定性不足的。这就要求利用飞翼上各种操纵面和推力矢量
等共同来产生所需要的各种力和力矩，因而相应地大大增加了飞控系统中操纵
律的设计难度。但是也有设计成功的范例，女【１Ｘ－－４５的发动机就带有二元推力
矢量控制系统，Ｂ一２Ａ飞机，飞翼后缘成双ｗ形状，有４个操纵面，每个操纵面
综合了副翼、升降舵、方向舵和襟翼的功能，可以很好的完成各种飞行控制的
要求。因此借鉴Ｂ一２飞机操纵面布局的设计思想，有效的利用放宽静稳定度和
多元适量推进技术，飞翼的稳定控制是可以很好实现的，只是更为复杂。
２、大型飞翼机，其阻力对于速度比较敏感，巡航马赫数提高困难
对于飞翼布局的飞机其装载区完全要容纳在机翼内，因此装载区的翼型厚
度相对较大，带来的弊端就是使飞翼的阻力对速度的提高很敏感。一旦超过其
临界马赫数后，全机的激波阻力增加很快，升阻特性也因此下降很多１２５１。因此，
飞翼布局的大型运输机并不适合高速飞行，在超过其临界马赫数后，气动效率
会变的很差，而飞行速度低，经济性，时效性又不好，所以提高飞翼运输机的
临界马赫数，显的很重要。目前，多采用适当的后掠角加使用超临界翼型来进
行设计，使其巡航马赫数提高到与目前使用的主流传统运输机相当的水平。
第二章飞翼气动布局的发展现状及特点
３、客机型飞翼机的应急逃生系统设计较传统布局困难
传统布局的客机，其乘客位置均匀分布于桶状机身的纵向两侧，乘客的侧
向位置只是隔层机体就通向外界，应急逃生出口可在机身两侧设置，直接将乘
客疏散到机体外。而飞翼布局的客机，乘客集中在广场式的机身中部，侧向距
离机体边缘较远，应急逃生出口的设置将较以往的客机有很大不同。虽然空客
公司与波音公司都设计出了应急救生的方案，但还需要实验与时间的检验。
此外，飞翼机的大翼展使其展弦比较大，从而升阻特性也较好。但是过大
的翼展却产生了新问题一与机场的兼容问题。过于宽大的翼展，特别是大于８０
米的尺寸，与目前国际机场停机坪的设计不匹配，无法与地面设施相兼容。’虽
然这一问题可以通过限制设计尺寸，或扩建机场设施来解决，但这也是飞翼设
计时需要考虑的矛盾之一［２６１．
综上所述可以看出结合飞翼布局独特的外形特点，飞翼运输机其自身的改
装、改型潜力巨大。将其改型成为空中加油机、空中预警指挥机和大型隐身轰
炸机都有很好的参考价值和利用空间。改装为加油机，飞翼布局的大翼展特点，
可以很好的避免空中加油时，加油机与受油机之间的气流干扰。改装为预警机，
飞翼布局中部超宽装载空间对特种设备的安装提供更大自由度。改装成为轰炸
机，飞翼布局的低ＲＣＳ特性，大装载量，高升阻比，都较常规布局来说更具有
的吸引力。因此，研究飞翼布局很有现实意义。
第三章总体布局的初步设计
§３．１基本设计思路及总体技术指标
本文的基本设计思路是，根据所统计的传统布局运输机基本数据和指标，
结合飞翼布局的特点优势，提出飞翼布局的运输机的基本性能指标。在巡航马
赫数范围内，选定一个合理的设计点，在满足装载要求和设计点升力系数等约
束的前提下设计外形。探讨各种气动布局设计（如：外形各参数，翼型的选择，
展向翼型分布及弯度分布）对飞机整体气动力的影响，以提高飞机的升阻比和综
合评价系数（ＭａＫ）为目标，完成方案的设计。根据对目前航空运输市场中主
要运输机的统计研究，本文提出了如下指标要求：
１、最大起飞重量大于２００吨；
２、载重量５０吨；
３、最大航程８０００公里：
４、巡航马赫数在０．７５，－，０．８５之间；
５、巡航高度９０００，－，１１０００米之间；
６、巡航点下飞行时气动外形能处于自配平状态，俯仰力矩接近为零；
７、装载容积空间不低于３００立方米；
８、为达到与目前机场设施相兼容，翼展宽度限制在７０米以内。
§３．２总体参数的确定
飞机设计是一项复杂的系统工程，在设计过程中需要对各种参数进行权衡
调整。但需要权衡的参数如此庞杂众多，往往不好从中下手。因此，通常设计
都是以对重量的估算为起点，然后再估算翼载荷、推重比、选择气动布局形式，
以及机翼各项具体参数的设计【２９】。本文以０．８马赫作为巡航状态的设计点，开
始进行设计。
第三章总体布局的初步设计
§３．２．１重量
本文所采用的是传统重量估算方法，再根据飞翼研究的相关资料对其进行
修正。起飞重量可以分解为乘员重量、有效装载重量、燃油重量和空机重量。
空机重量包括飞机结构、发动机、起落架、固定设备、航空电子设备以及没有
包括在乘员、有效装载和燃油内的其他物品的重量。起飞重量的构成可由下式
表达：
形＝形＋％＋哆＋形
（３．１）
式中，形代表起飞重量；睨代表乘员重量；％代表有效装载重量；％代表
燃油重量；形代表空机重量。其中，乘员重量睨和有效装载重量％，在设计
技术要求中给定，是已知的。只有燃油重量形，和空机重量睨未知，但它们都
与飞机起飞重量有关，因此，可采用迭代方法确定起飞重量。
为简化计算，燃油重量和空机重量都以起飞重量的系数形式表示，即：
町／呒和耽／睨，于是式（３．１）可变形为：
％＝形＋％＋（％／睨）％＋（呒／％）形
对起飞重量睨可求解如下：
（３·２）
ｗ。２－Ｗ瓦ｅ＋—Ｗ
ｐＦ
１一—上一二－ｉ
形。∥。．
‘３．３）
由此可以看出只要能确定出燃油重量系数巧／形和空机重量系数睨／形
与起飞重量％之阃的关系式，就可以用迭代法估算起飞重量呢‘姗。
１、空机重量系数的估算
空机重量系数在初始设计时一般是根据经验曲线，按统计规律进行估算的。
，
西北工业大学硕士学位论文
表３．１给出了统计曲线的拟合方程。在初始确定参数阶段，可根据这些拟合方
程估算空机重量系数［４ｔ。
ＷＥ｜Ｗｏ＝Ａｗ：
滑翔机一不带动力
，滑翔机一带动力
爿
Ｏ．８６
Ｏ．９１
Ｉ．１９
０．９９
２．３６
１．５
Ｏ．７
０．９６
１．０９
１．５９
２．３４
０．９３
１．０２
Ｃ
．Ｏ．０５
．０．０５
．０．０９
－０．０９
．ｏ．１８
．ｏ．１０
—０．０３
一Ｏ．０５
自制飞机一金属休材
自制飞机一复合材料
通用航空飞机一单发动机
通用航空飞机一双发动机
农用飞机
双涡轮螺旋飞机
飞船
喷气教练机
喷气战斗机
军用货机／轰炸机
喷气运输机
∞．０５
－０．１
－０．１３
．０．０７
—０．０６
表３．１相对于Ｗｏ的空机重量系数的统计关系
２、燃油重量系数的估算
飞机上的燃油只有一部分可在执行任务时使用，称为任务燃油。其它的燃
油，包括各种民用或军用设计规范所要求的储备燃油，以及不能抽出油箱的“死
油”，不能在执行任务时使用。所需的任务燃油的量值，取决于飞行任务、飞机
的空气动力特性和发动机的耗油特性。燃油重量系数可根据执行飞行任务时燃
油消耗的近似值和空气动力特性来估算，而飞机的飞行任务用飞行剖面来描述。
在设计一架飞机时，实际的飞行剖面和航程由用户提出，或者采用计算分析的
方法确定。
图３．１单巡航飞机任务剖面
第三章总体布局的初步设计
为了便于分析计算，可将不同的飞行任务段，用数字编号。如图３．１中的单
巡航飞机的任务剖面，各段依次用数字编号为（１）起飞、（２）爬升、（３）巡航、（４）
待机、（５）着陆。图３，１单巡航飞机的任务剖面以类似的形式，可将每一任务段的
飞机重量用数字编号。也就是，呒代表起飞重量，暇代表起飞段结束时的飞
机重量，职代表爬升段结束时的飞机重量，职代表巡航段结束时的飞机重量，
形代表待机段结束时的飞机重量，取代表着陆段结束时的飞机重量。假定总
共有ｘ个任务段，任务结束时的飞机重量为暇。飞机在某～任务段结束时的重
量除以该任务段开始对的重量，称为该任务段的“任务段重量比”。如图中巡航
段的重量比表示为％／％。整个任务结束时的飞机重量职与起飞重量呒之比
（取／％）用于计算燃油系数。．
对于任一任务段ｉ，任务段重量比用（形＋。／形）表示。如果能求得所有任务
段的重量比，则它们的乘积就可得到（呒／呒。表３．２给出了任务段重量比的统
计值，这些值因飞机类型不同，可能稍有变化，但表中所给的平均值，对于初
步选定参数还是合理的哪。
任务段
暖机和起飞
爬升
着陆
形＋．／彤
０．９７
０．９８５
０．９９５
表３，２．喷气运输机、轰炸机任务段重量比的统计值
巡航段任务重量比可由ＢｒｅｇＩｌｅｔ航程方程得到，即：
Ｒ＝善去，ｎ岳
因此可以得出：
（３．４）
西北工业大学硕士学位论文
藏２唧厕
形
一ＲＣ
（３．５）
其中：Ｒ一航程；
Ｃ一巡航段发动机单位耗油率；
矿一巡航段速度；
“Ｄ一巡航段升阻比。
同理待机段重量比可由续航时间方程求得：
—▲＝——
老＝ｅＸ．ｐ丝Ｌ／Ｄ
彬。
ｔｊ．Ｏ＇
（３．６）
其中：
Ｅ一续航时间或待机时间；
ｃ一待机段发动机单位耗油率。
上／Ｄ一待机段升阻比。
式（３．５）和式（３．６）中，航程和巡航段速度以及待机时间在设计任务要求中给
出。在设计过程中，需要分别估算巡航段和待机段的单位耗油率和升阻比。
３、单位耗油率的估算
单位耗油率是燃油消耗率除以由此产生的推力。对于喷气发动机，单位耗
油率通常用每小时每磅推力所消耗的燃油磅数来度量（．ｆｂ／（ｈ·舾））。本文研究对
象使用的是喷气式发动机，所以对螺旋桨发动机就不进行介绍。表３．３给出了喷
气发动机典型的单位耗油率值。这些值都可用于粗略的初步选定参数。
典型发动机的单位耗油率
纯涡轮喷气发动机
低涵道比涡轮风扇发动机
两’倘道比涡轮风扇发动机
巡航
０．９
Ｏ．８
０．５
待机
Ｏ．８
Ｏ．７
０．４
表３．３喷气发动机的单位耗油率
第三章总体布局的初步设计
４、升阻比的估算
在航程和待机两个方程中，仍然未知的就是升阻比Ｌ／Ｄ，升阻比Ｌ／Ｄ主要取
决于机翼展长和浸润面积。机翼展长的平方除以飞机总浸润面积定义为“浸润
展弦比”。“浸润面积比”等于飞机总浸润面积与机翼参考面积之比。浸润展弦
比等于机翼几何弦长除以浸润面积比。根据“浸润展弦比”，对照飞机最大升阻
比随浸润展弦比的变化曲线（图３．２），就可估算出Ｌ／Ｄ。在最初确定参数时，可以
图３．３为指南，从图中目测出浸润面积比，算出浸润展弦比，然后对照图３．２，估
算出最大升阻比。
２】ｏ
餐１５
骞
宙
≥ｌ穆
Ｓ
０
９
嬲
ｌｌ。５２２，５
Ｗｅｔｔｅｄ
Ａｅｓｐｅｅｔ
Ｒ丑ｔ如
图３．２最大升阻比曲线
西北工业大学硕士学位论文
圈３．３浸润面积比
飞机的阻力随高度和速度而变化，对于任～高度，都有一个使上／Ｄ达到最
飞机类型
巡航待机
Ｉ
Ｉ
喷气式飞机Ｏ．８６６（Ｌ／Ｄ）ｍａｘ（．ＵＤ）ｍａｘ
ｌ
ｌ
螺旋桨飞机（Ｌ／Ｄ）ｍａｘ０．８６６（Ｌ／Ｄ）ｍａｘ
表３．４升阻比估算对照表
由上面的分析可知，在实际的设计过程中，应该使用最有效的巡航和待机
速度时的升阻比。即先估算最大升阻比，然后按照表３．４所示的最有效的巡航和
待机速度时的升阻比进行估算。
至此，已经求出了各个飞行段的任务段重量比。将它们乘在一起，‘就得到
总的任务重量比（睨／Ｗｏ）。如果飞行中无载重投放，在执行任务中，重量的唯
大值的速度。为了达到最有效的巡航速度和待机效率，飞机应大致在最大Ｌ／Ｄ
的速度下飞行。对于螺旋桨飞机，最有效的待机出现在较低的速度，这个速度
下的Ｌ／Ｄ为最大Ｌ／Ｄ的８６．６％，最有效的巡航速度出现在肋最大时；对于喷气式
飞机，最有效的待机恰好出现在Ｌ／Ｄ最大时的飞行速度，最有效的巡航速度出
现在工／Ｄ为最大￡／Ｄ的８６．６％时１５Ｊ，如表３．４所示。
第三章总体布局的初步设计
一损失是由于燃油的消耗，则任务燃油重量比可简单地表示为（１一％／Ｗｏ）。假
定余油储备和死油占６％，则总的燃油重量系数如下：一
巧／％＝１．０６ｘ（１一取／呒）
（３．７）
如果飞行中有载重投放，重量的损失除了燃油之外，还要考虑投放重量的
损失。求出空机重量系数和燃油重量系数，代入式（３．３）中，即可得到关于起飞
重量的迭代关系式，对该式进行迭代，可求得起飞重量。也就是先假定一个起
飞重量，计算统计空机重量系数，再计算起飞总重，如果结果与假定的值不一
致，则取两数之间的某一个值作为下一个假定值，重新进行计算。
按照上面介绍的方法，针对本文研究的飞翼布局运输机的特点，机组成员
定为６人，预估升阻比：巡航为２０，待机为２４；发动机相关数据选用Ｄ３０发动机
的数据，估算的结果中，空机重量乘以０．９的修正系数以符合飞翼布局结构重量
轻的特点。具体重量估算结果如下表：
任务段开始时的估
重量类型
估算重量（吨）
任务段
算重量（吨）
起动滑行
起飞
爬升
巡航
待机
着陆
２１６．１
２０９．３
２０８．２
２０６．９．
１４９．６
１４６．１
起飞总重
载重量
空机重量
２１６．１
５０
８９．３
７２．６
３．５
Ｏ．７
燃油重量
余油重量
成员重量
表３．５飞羹布局重量估算结果
§３．２．２推重比
推重比（∥聊和翼载荷（ｗ／ｓ）是影响飞机性能的两个最重要的参数。在初始
布局前，要进行基本可信的翼载和推重比的估算，否则，优化后的飞机可能与
初始设计飞机相差甚远。
飞机的推重比，通常指的是在海平面静止状态（零速度１和标准大气条件，
而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。在确定参数的过程中，应
该注意避免混淆起飞推重比和其它条件下的推重比。如果所需的推重比是在其
西北工业大学硕士学位论文
它条件下得到的，必须将它折算到起飞条件下去。以便于选择发动机的数量和
大小。例如，在设计过程中得到了巡航状态的推重比（Ｔ／Ｗ）ｚ麓，就可用下式
进行折算：
（爿０（爿邂航（烈剖
。印
用上一节介绍的方法，求出从起飞段到巡航段各段的任务重量比，将各任
务段的相乘，就可求出巡航时的重量与起飞时重量的比值。起飞与巡航条件下
的推力值，应该从实际发动机数据中得到，或者参考类似的经验数据。表３．６给
出了不同类型飞机推重比的典型值，这些值都是海平面和静态时的最大功率时
的值。在设计过程中，利用这些参数，可提供参考，也可检验设计的结果。
飞机类型
喷气教练机
喷气战斗机（空中格斗机）
喷气战斗机
军用运输，轰炸机
喷气运输机
表３．６推重比统计值
典型装机推重比
０．４
Ｏ．９
Ｏ．６
０．２５
Ｏ．２５
推重比与最大速度密切相关，表３．７给出了基于最大马赫数或最大速度的曲
线拟合方程，可用于估算推重比的初始值。
Ｔ僻ＡＭ毒
喷气教练机
喷气战斗机（空中格斗机）
喷气战斗机（其它）
军用运输／轰炸机
喷气埏输机
Ａ
０．４８８
０．６４８
Ｏ．５１４
０．２４４
０．２６７
Ｃ
０．７２８
０．５９４
０．１４１
０．３４１
０．３６３
表３．７推重比与最大马赫数的关系
通过表３．７可求出起飞段的推重比，以下将分别给出巡航段、爬升段的推重
比。
１、巡航段推重比
飞机在巡航状态时，处于水平匀速飞行中。此时，飞机的重量等于作用在
飞机上的升力，推力等于阻力。因此，推重比∥∥等于升阻比彰Ｄ的倒数，即：
第三章总体布局的初步设计
！
三
：
Ｗ黼三／Ｄ邂航
（３．９）
升阻比可按照前面介绍的方法求解，也可直接使用经验值进行估算。在初
始设计阶段，允许这样近似。
２、爬升段推重比
爬升段的推重比可用下式来推算，该式给出推重比的范围，在设计中，必
须使爬升推重比不能小于该式所求得的值。
吾一２庄
∥
Ｖ剃Ｐ
（３．１０）
式中，Ｇ代表爬升梯度；ＣＤｏ是零升阻力系数，对于喷气式飞机，近似等于
Ｏ．０１５，对于整流好的螺旋桨飞机，近似等于０．０２０，对于整流不好的固定式起落
架螺旋桨飞机，近似等于０．０３；Ｐ是奥斯瓦德（Ｏｓｗａｌｄ）效率因子，它是升致阻力
效率的量度。对于战斗机，Ｐ近似等于０．６，对于其它飞机，Ｐ近似等于０．８。对于
无襟翼状态而言，起飞襟翼状态ＣｍｏＴ）ｑ约增加０．０２，Ｐ将减少大约５％，着陆襟翼
状态，ＣＤｏ将大约增加０．０７，Ｆ将大约减少１０％。可收放的起落架在放下位置使
Ｃｋ大约增加０．０２１２９］。
求出各个任务段的推重比，一定要将它们折算到起飞状态下。再将所折算
的结果进行比较，其中的最大值就是所要求解的飞机的推重比。
本文通过上述方法，并结合重量估算中选用的Ｄ３０发动机的相关数据，确
定本方案选用４台Ｄ３０发动机，可满足要求。
§３．２．３翼载荷
翼载是指飞机重量除以机翼参考面积。正如推重比那样，翼载通常是指起
飞时的翼载。有时也可以指格斗和其它飞行条件下的翼载。翼载影响失速速度、
爬升率、起飞和着陆距离以及盘旋性能。翼载决定了设计升力系数，并通过对
浸润面积和翼展的影响而影响阻力。翼载对确定飞机起飞总重量有很大影响。
如果翼载减小，机翼就要变大。这虽然可改善性能，但由于机翼较大，会引起
附加的阻力和空机重量，将导致为完成任务而增加起飞总重。
西北工业大学硕士学位论文
本文研究的对象是飞翼布局的运输机，其外形与传统布局的飞机差异很大，
一些概念的定义已与传统布局上的不同。最典型的就是机翼参考面积，对于传
统布局而言机翼参考面积就是飞机外露主翼延伸至飞机纵向对称面后的总面
积，而飞翼布局的飞机其机身与机翼已无明显的区分，其机身已是机翼的一部
分，因此它的机翼参考面积就是整个飞翼的正投影面积。因此飞翼布局的飞机
比传统布局飞机的机翼参考面积大的很多，相对来说翼载也就小的多，在设计
时传统布局的飞机翼载统计也就没有参考性了。所以本文参照以往设计成功的
飞翼，选定了一个翼载范蜀，在范围中确定一个值作为设计值，并根据气动计
算的结果进行调整。根据所公布的资料，几款典型的飞翼机翼载数据如表３．８
所示［９，１”９１。
机型
火神
Ｂ一２
ＸＢ一３５
起飞总重（吨）
８１．６
１４４．２
７３．６
机翼参考面积（ｍ｜）
３６８．３
４５２
３７２
翼载荷（ｋｇ，盯）
２２ｌ＿６
３１９
１９７．８
表３．８翼载统计值
由表看来，飞翼布局的飞机其翼载值大约在１９０～３２０（ｋｇ／ｍ：）的范围内，本
文设计的是运输机，与Ｂ一２轰炸机相比其翼载偏小一些，因此选择２４０（ｋｇ／咿）ａ
§３．３飞翼运输机气动布局设计
运输机气动布局设计中，始终追求高升力、低阻力，以获得大升阻比和高
气动效率。而在气动设计过程中降低阻力是难点。飞机飞行时的阻力一般划分
为：摩擦阻力、粘性压差阻力、诱导阻力、干扰阻力和配平阻力以及高速飞行
时的激波阻力。与升力无紧密联系的阻力，通常被称为废阻力或零升阻力，亚
声速飞行时的废阻力主要由蒙皮的摩擦阻力和型阻构成，其大小取决于浸润面
积和飞机的形状；超临界和超声速飞行时，激波阻力在飞机总阻力中占主要成
分。与升力密切相关的阻力称为诱导阻力或升致阻力，它与升力的平方成正比。
诱导阻力是由绕翼型的环量决定的，对三维机翼而言，还需加上翼梢涡带来的
阻力。低朋数小迎角时，摩擦阻力占飞机总阻力的主要部分，随迎角增加，诱
导阻力所占比例增大，出现气流分离后，粘性压差阻力明显增大，而飞行Ｍ数
超过临界肘数后，由于激波的产生，其附带产生的波阻也开始出现，并随着马
赫数的增大而增大，从而使飞机的总阻力急剧增加。
第三章总体布局的初步设计
飞翼运输机气动设计对于传统布局而言可以看成是对机翼的设计，只是其
尺寸较大，中央部分由于是装载区其绝对厚度也较大，外形可以看成是一组多
段翼。因此气动布局设计内容主要是选择翼型、机翼的气动布局形式及其几何
参数的确定叫。
§３．３．１翼型的选择
翼型选择是机翼设计的首要内容。初始方案设计时需要选择一个满足设计
指标的翼型。初步选择翼型时，首先考虑的因素是设计升力系数，即翼型需达
到最大升阻Ｉ：Ｉ：Ｌ／Ｄ时对应的升力系数。作为一级近似，可以假定平直机翼飞机
的升力系数Ｑ等于翼型的升力系数Ｇ，水平飞行时，升力等于重量，因此所需
的设计升力系数可以按下式求得：
Ｗ＝Ｌ＝ｑＳＣｒ＝ｑＳＣｔ
Ｃｌ＝（１／ｑ）（ｒｖ／ｓ）
式中ｇ是动压，是速度和高度的函数，机翼载荷（彤∞已在上节中确定。
（３．１１）
在选择翼型时，还要考虑的因素有影响翼型气动特性的主要参数：前缘半
径、相对厚度、弯度及血数等：前缘半径小，则前缘在小迎角时就产生分离，
随迎角增大再附着。前缘半径越小越容易分离，最大升力小，但波阻也小。圆
前缘翼型从后缘开始失速，随迎角增加，分离向前移动，其失速迎角大，最大
升力系数也大，但超音速波阻也大，一般低亚音速飞机采用圆前缘翼型，高速
飞机采用较尖前缘翼型。相对厚度直接影响飞机的阻力、最大升力系数、失速
特性和结构重量。根据有关研究表明，对低亚音速飞机，相对厚度对阻力影响
并不大，但为减轻结构重量，通常选择相对厚度较小，即７％～９％的翼型；而
高亚音速时，相对厚度的大小对于阻力较为敏感。翼型弯度的确定通常在保证
翼型在正常巡航速度飞行时，处在设计升力系数状态。最大弯度点靠前可得到
高的最大升力系数。
本文研究的飞翼运输机其设计点马赫数定为０．８，在高亚音速范围内，综合
以上因素考虑，并且为了提高临界马赫数，降低巡航状态时的波阻，选用了超
临界翼型ｓｅ（２）０７１０。翼型如图３．４所示：
西北工业大学硕士学位论文
图３．４．∞０７１０翼型
超ｌｌ白界翼型是２０世纪６０年代后期出现的一种新翼型，不仅具有良好的跨
声速特性，而且因其前缘半径大，可以控制大迎角时的气流分离，对提高跨声
速机动有好处，另外还可以提高抖振边界，所以超ｌｆ缶界翼型在现代运输机上己
经得到广泛的应用，而且在战斗机上的应用也具有很大的潜力。其外形特点是
前缘半径大，上翼面曲率小，较为平坦，‘而后缘曲率较大，且下翼面靠近后缘
处有明显的反凹。与尖峰翼型强调在翼型上形成吸力尖峰不同，超临界翼型强
调的是实现等熵压缩。普通翼型前缘半径小且一般上翼面弯曲程度较大，气流
在上翼面前部持续加速，达到较高的局部吖数，在最大厚度附近产生强激波，
结果产生较大的激波阻力。而流过超临界翼型的气流在具有大半径的前缘很快
加速到一个相对较低的局部Ｍ数（前缘吸力峰值较低），由于翼型的大部分翼
面比较平坦，气流在大部分区域保持这种较低的超声速流动，直到后缘形成一
个弱激波减到亚声速。由于超临界翼型上翼面吸力较低，为了保持其升力特性，
下翼面后部被设计成反凹形，以产生正压形成后部加载【２】。
但是这样带来的弊端就是这种压力分布会产生较大的下俯力矩，飞机巡航
时下俯力矩较大则配平阻力较大，这是超临界翼型的一个缺点。而飞翼机是无
尾布局，操纵舵面效率低，设计时希望在巡航时其气动外形能保持～个自平衡
状态，因此在中部装载区的翼型需要选择一种具有抬头力矩特性的翼型来平衡
外翼超临界翼型产生的低头力矩。经过筛选，在初始外形的中部选用的是尾部
上翘的正力矩特性翼型，外形如图３．５所示。
图３．５对称面翼型
§３．３．２机翼的设计
机翼是产生升力的主要部件，机翼有后掠翼、前掠翼、三角翼及边条翼等
各种形式，机翼的设计首先要满足所要求达到的飞行性能指针，如、巡航状态
第三章总体布局的初步设计
的高升阻比；起飞、着陆状态下要求的大升力；飞行包线范围内，良好的纵向
及横向稳定操纵性等。机翼设计需考虑的因素：
１、机翼的平面形状
椭圆形机翼的阻力诱导因子最小（Ｋ＝１），但加工不便。梯形翼的阻力诱导
因子接近于１，因而对亚音速飞机常常被采用。
２、机翼的平面参数
机翼面积根据飞机起飞重量及翼载来确定，影响机翼气动性能的主要参数
有翼展、展弦比、梢根比、前缘后掠角等。
１）展弦比的影响
展弦比ＡＲ＝１２／ｓ，其中沩展长。彳Ｒ对机翼升力影响的机理为：当机翼产
生升力时，上表面为低压，下表面为高压，在翼尖处下表面的高压气流流向上
翼面，减小了翼尖处的升力，此即所谓的翼尖效应。因此翼展越长，翼尖效应
影响区越小，其升力线斜率与升阻比越大。因此，对于亚音速飞机，一般选用
大的展弦比。
２）前缘掠角
在保持同样的几何参数和设计状态下，后掠翼的前缘掠角不易过大。从实
际设计角度考虑，前缘掠角也不易过大，否则后缘掠角就太大，这样，不但翼
根失速严重，而且增加结构设计上的困难。另一方面，前缘掠角太大，将使机
翼上的弯扭力矩很强，对机翼和机身上的受力框高度有过高要求。目前的民用
运输机基本都采用中小后掠角的机翼，其机翼后掠角一般在２５～４５度。本文设
计的飞机其巡航马赫数在高亚音速范围内，为提高临界马赫数，减小激波阻力
选择了下限值４５度。
３）梢根比
机翼的梢根比是翼梢弦长与机身对称面处翼根弦长之比。梢根比对飞机的
飞行性能和机翼的结构强度特性也有明显的影响。小的梢根比，可增大机翼的
前缘后掠角，降低波阻，并使机翼后缘可以用小后掠角以提高襟翼、副翼的效
率；还可以减少机翼的弯矩载荷，使结构重量减轻。但梢根比过小，翼载荷沿
机翼展向分布曲线在翼尖处出现峰值，会增大翼尖处气流分离的趋向，这将会
西北工业大学硕士学位论文
对纵横向的稳定性产生不利影响。故亚音速飞机都采用较大梢根比的机翼亿４，５１。
§３．４飞翼运输机初始外形的确定及建模
随着计算机技术和现代工业的飞速发展，ＣＡＤ也已经从二维设计技术提高
到了三维设计技术的阶段。三维ＣＡＤ技术符合人的设计思维习惯，整个设计过
程完全在三维模型上进行，直观形象，易于工程与非工程入员之间的交流。采
用三维设计技术，不仅能预检设计产品的外观，更可建立统一的数据库，可进
行应力分析、强度分析、质量属性分析、空间运动分析、装配干涉分析、模具
设计与分析和可加工性分析，还可自动生成表格和准确的二维工程图。因此在
汽车、航空等工业部门，目前实体外形的设计已经全由手工设计转为用计算机
绘图，工作量大大减少，．从这个意义上讲，它具有划时代意义。
目前全球各大ＣＡＤ软件公司开始研制和开发日维设计软件。其中广泛应
用于航空与汽车制造行业的ＣＡＤ系统软件ＵＧ（Ｕｎｉｇｒａｐｈｉｃｓ）是模具造型的精确
外形建模的强有力工具之一。利用其实体建模、曲面建模、自由造型、图形显
示等功能，可轻松实现设计产品在计算机上预先进行动态以及静态分析、装备
干涉检验，甚至具有仿真功能，令设计快速高效。该款造型软件的主要功能有：
可以通过草绘、曲画相交、经过基准点、利用投影、利用函数、使用剖截面、
利用曲面边界等方法创建曲线；通过拉伸、旋转、扫描、偏距复制、变截面扫
描、扫描混合和利用自边界曲线控制生成曲面：可以对己有曲面进行合并、延
拓和使用多种方法进行裁剪。自由曲面功能，此功能将工业设计中的自由曲面
造型工艺并入了设计环境中，使得外形设计和结构设计能在同一设计环境中完
成，避免了外形结构设计与部件结构设计的脱节。同时自由曲面还能与原有的
参数设计技术相互作用，并能为后继的数控加工、产品优化设计服务。在建模
模块中，可以通过多种方法绘制平面或曲面上的三维自由曲线，在自由曲面的
创建和编辑过程中，可以不断地利用曲率显示自由曲面的曲率，以帮助创建高
质量的自由曲线，通过这些三维自由曲线可以生成三维自由曲面，然后可以非
常灵活对自由曲面进行合并、连接、裁剪等创建和编辑操作［３２－３４１。
根据第一节中提出的总体要求，在综合参考气动布局设计中各种参数的影
响后，本文的初始气动外形数据和半模构建外形如表３．９和图３．６所示：
第三章总体布局的初步设计
机长
翼展
３５ｍ
６０ｍ
最大厚度
后掠角
翼面积（正投影）
‘翼梢弦长
４．３ｍ
４５。
９１０吖
４．０ｍ
表３．９初始布局外形参数圈３．６初始外形半模构建图
本文的初始外形建模及外形修改均使用ＵＧ。由图３．６所示，初始外形的翼
型配置是：中央对称面和距对称５米处配置正力矩特性的翼型，在距对称面１０
处和翼梢处配置超临界翼型，也就是整个外翼为超临界机翼，机翼没有进行气
动扭转及上反。初始外形三维表面如图３．７所示：
图３．７初始布局外形
第四章初始外形的气动特性计算与分析
§４．１气动特性计算方法
本文采用ＥｕｌｅｒＴＹ程加附面层粘性修正的数值计算方法，对所构外形的流场
进行数值模拟。具体是采用有限体积法求解Ｅｕｌｃｒ方程，同时采用四步Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔｔａ
时间推进，并使用当地时间步长，焓阻尼等技术加速收敛，缩短计算时Ｎｔ３５１。
§４．１．１积分形式的Ｅｕｌｅｒ方程
描述流体运动状态的基本方程是质量、动量和能量守恒的方程。在不考虑
粘性时，三维Ｅｕｌｅｒ方程便是描述三维流体运动最准确的方程ｐ６】。通过求解空间
流场Ｅｕｌｅｒ方程可以计算任意外形飞行器的亚、跨、超音速气动特性。
对于一个一般任意的控制体积ｎ其表面为舅外法向量疗，积分形式的Ｅｕｌｅｒ
方程可写成
昙』『『鼢＋ｆＪ豆·筇蕊＝０
叫，
（４．１）
其中Ｆ是气动参数变量组成的一个向量，而盂是矢通量。
Ｆ７＝伽，ｐｕ，∥，ｐｗ，ｐｅ｝
ｆ所
ｌ肛面＋ｐ邑
毳＝＼ｐ１，建＋ｐ－ｙ
（４．２）
ｌｐ旧＋ｐｔ
【砌
瓦，毛，乏分别是各坐标轴方向的单位矢量，孕是速度矢量，其直角坐标系中
的分量为（地ｖ，ｗ）。这一表达式表明它所描述的流动满足质量、动量和能量守恒。
第四章初始外形的气动特性计算与分析
在直角坐标系中，坐标用（ｘ，Ｙ，力表示，ｇ代表速度矢量牙的模，Ｐ、ｐ、矗分
别代表气流的压强，密度和总焓，总焓可表示为
慨＋云＝南旦＋ｊ１Ｐ
ｐ
，一ｌ
ｑ２
Ｚ
（４．３）
式中，为气体比热比，对于空气，，取１．４，Ｐ为单位质量气体的内能。对于
理想气体，还有状态方程：
Ｐ＝肚，
式中Ｒ为气体常数。
（４．４）
§４．１．２边界条件
Ｅｕｌｅｒ；疗程是所有无粘流动应满足的基本方程，只有在一定的初始条件和边
界条件下，方程的解才是唯一的。因此，求解欧拉方程，边界条件的处理至关
重要。处理不当会降低计算精度，或者计算不收敛ｐ７】。本文要处理的边界条件
有物面边界条件、远场边界条件、对称面边界条件。
ｌ、物面边界条件
欧拉方程假定流场无粘，物面边界条件就是无穿透条件，也就是物面上流
动的法向速度为零。
这样，物面上的通量
０
●
０
ｐＳ，
．Ｓ＝
ｐｓ。
ｐＳ，
０
ｐｔｊ
Ｆ·Ｓ＝
７
ｐｌｖ
７
（４．５）
ｐｔ：
Ｏ
旌物面上的压强，最、Ｓ、最是物面在三个方向的面积分量。
西北工业大学硕士学位论文
２、远场边界条件
由于流场计算只能在有限的空间内完成，要准确模拟真实流动，就要保证
在计算区域远场边界处扰动不会被反射回流场。如果扰动从外边界反射回流场，
会影响收敛速度，计算精度也会大大降低。因而需要加入人为的远场边界条件
来吸收远场边界上的溢出波。本文采用一维流动的黎曼不变量来建立远场边界
条件。
在流动边界的法线方向存在一维流动的黎曼不变量，定义如下：
肚”≯２０
肌巩＋鲁。
流，Ｒ一、矿均由无穷来流计算，
Ｒ
＝＝
鼬，
一
瓠为法向速度，ｄ为音速，，，为比热比，一般情况下ｙ＝１．４。对于超音速入
％
一
‰
一
Ｈ乃
置
ＩＪ
吼
＋
旦一旦川
ｌｌ
‰
＋
砜一¨砜一一
对于超音速出流，Ｒ一、胄＋均由计算域外插｛导到，
肛吼一鲁Ｉ＝‰一鲁
肚磊＋鲁＝乳＋鲁
’，一’，一ｌ
，，一Ｉ
ｙ—ｌ
（４．８）
对于亚音速流动，Ｒ一由无穷来流计算，矿由计算域外插得到，
Ｒ一＝吼一万２ａ＝ｓ。一万２ａ∞
，，一ｌ
ｙ—ｌ
，一ｌ
（４．９）
肛吼＋鲁２钆＋鲁
’，一Ｉ
第四章初始外形的气动特性计算与分析
在入流边界上，巩＜０，边界点的切向速度和熵值取自由来流值；在出流
边界上，吼＞０，边界点的切向速度和嫡值有计算域外插得到。有式（４．３）、（４．４）
和等熵关系式∥，＝Ｃｏｎｓｔ就可以计算出所有的物理量。
，ｐ‘
３、对称面边界条件
只有迎角没有侧滑角的流动，所有的物理量都是关于对称面对称，可以只
对半模进行计算，不但可以节省内存，而且节省了一半的计算时间。对称面边
界可以使用镜面反射边界条件，横跨对称面的变量都可以简单的通过对称面镜
面反射求得。本文采用的就是镜面反射对称面边界条件。
§４．１，３数值离散格式
采用有限体积法离散积分形式的控制方程，流场被划分成直角网格，方程
在每一个网格上求解，变量在控制体内被假设为常值，在网格控制体表面也被
假设为常值，而不同的表面上可以有不同的值。有限体积法的优点是，对网格
形状的要求较低，不需要进行单元体的体积分，节省运算机时间。
离散化方程采用Ｔ４步Ｒｕｎｇｅ—Ｋｕｔｔａ格式求解，为加快收敛还采用了隐式残
值光顺以保ｉ正Ｒｕｎｇｅ．Ｋｕｔｔａ迭代的稳定性。残值光顺能抑制有限体积法离散所具
有的奇偶不相关性带来的奇偶波动，提高收敛速度。隐式残值光顺还能增大格
式的依赖区间，从而提高了格式的最大Ｃｏｕｒａｎｔ数。
§４．１．４局部加密和多重网格技术
在进行多重网格划分时，允许同一层的各区网格有部分重叠以达到加密的
作用，这种重叠使区域间的信息交流加快。为加快收敛而采用的多重网格技术
用两种插值方法实现，即“由粗网格到细网格”的插值和“由细网格到粗网格”
的插值。这种多重网格可以快速消除残差，高频残差可以在细网格计算中得到
较快消除，而低频残差则可以在粗网格计算中得到快速消除ｐ９１。
§４．１．５阻力的计算
沿物面的压力积分所得升力系数，不能直接使用，本文采用粘性附面层的
西北工业大学硕士学位论文
修正方法计算摩擦阻力，采用“远场方法”计算诱导阻力及压差阻力。上述方
法经过工程实践的检验是可行的，同时是可靠的【２¨４１。
§４．２气动特性计算结果与分析
§４．２．１巡航点气动特性计算结果
设计巡航点定为０．８马赫，巡航高度为１００００米，机翼参考面积为９１０平方米，
平均气动弦长１７．９米，力矩参考点为估算的巡航时重心位置，距机头１７．９米处，
不同迎角下的气勃特性计算结果如表４．１所示：
迎角
＿３
Ｃｂ
０．７８２Ｅ－０２
ＣＬ置
巳
－ｏ．６５９ＢＤｌ
．０．７２Ｅ一０１
Ｏ．３８ｌＥ加ｌ
Ｏ．１１４
４．８７
也
．１
０．８６１Ｅ．０２１３．２４
Ｏ．１０８Ｅ＿０１Ｏ．１９１７．５９－ｏ．７８２Ｅ．０１
００．１４７Ｂ－０ｌＯ．２８ｌ１９．１２－ｏ．８６９Ｅ—０１
ｌ０．１９８Ｅ■０ｌ０．３５５１７．９３
加．９１８Ｅ－０ｌ
．０．９５７Ｅ－０１
２０．２６６Ｅ－０ｌ
０．４２８
１６．０９
１４．２３
０．３５２Ｅ．０１
０．４９９
Ｏ，５６９
－０．９８１Ｅｍｌ
－ｏ．９８７Ｅ—Ｏｌ４０．４６１Ｅ一０１１２．３４
５０．５９９Ｅ．０１０．６３７１０．６３－ｏ．９９３ＥｊＯｌ
６Ｏ．７３６Ｅ—０１０．６６３９．０１．ｏ，７７２Ｅ－０１
７
０．８７６Ｅ－ｏｌ０．６７５
７．７ｌ－０．５６７Ｅ－０ｌ
８０．９９３Ｂ旬１０．６７７６．８２－ｏ．３７２Ｅ－ｏｌ
９０．１０９０．６３９５．８６－ｏ．２１９Ｅ－０ｌ
１０Ｏ．１２２０．６３３５．１９－ｏ．１８４Ｅ－０１
１２Ｏ．１６３Ｏ．６３
３．８７
－ｏ．１７Ｂ－０１
表４．１初始外形的气动计算结果
第四章初始外形的气动特性计算与分析
由表可知，初始外形的最大升阻比出现在０。迎角下，对于运输机来说是十
分有利的。０。、４。、８。迎角下机翼上、下表面压力云图，及不同截面处的压
力分布和马赫数分布如图４．１～４．１３所示：
图４．１ｏ．ｇ马赫、ｏ。迎角上，下压力云图
图４．２０．８马赫、５’迎角上、下压力云图
图４．３０．８马赫、７’迎角上、下压力云图
西北工业大学硕士学位论文
州
＞
、ｈ
ｆ
ｉ氐
／
／，
图４，４对称面压力分布
ｓ
厂、
，／
ｉ＼、
夺
∥—一
弋
、
、
圈４．６距对称面５米处压力分布
／
ｆ
——，
ｎ、
＼
ｆ～、、
＼
＼
｛
｜
图４．８距对称面１０米处压力分布
厂
、ｈ
＼
“
，∥
＼
｜
、
Ｐ
ｙ
图４．５对称面马赫数分布
厂、
Ａ／
＼、
弘
心
陟
。“ｈ。
～０
图４７距对称面５米处马赫数分布
卜
，
＼
＼
‘ｆ
Ｉ
｛
Ｌ，
图４．９距对称面１０米处马赫数分布
．４６，
第四章初始外形的气动特性计算与分析
＾～
，，
ｔ
ｌ
／”
ｉ
、／
图４．１０距对称面２０米处压力分布
——㈣
ｌ
＼
图４．１ｌ距对称面２０米处马赫数分布
‘、
、
／
、、
～、＿
｝
＼
／一
／
、、
ｑ
图４．１２距对称面２９米处压力分布图４．１３距对称面２９米处马赫数分布
由计算结果和图表可以看出：
ｌ、在马赫数为０．８时，最大升阻比出现在０。迎角下，升力系数为０．２８已满
足巡航升力需要，但是升阻比要比预先设想的要低。纵向稳定区间为迎角在５０
之前，迎角在６。以后，开始呈现纵向不稳定的状况。由于采用了典型的下表面
后部反凹的超临界翼型，后加载所造成的低头力矩较大。
２、从压力云图上来看，上表面在距对称面大约６米处的前部出现一个较强
的吸力区，过渡到机翼上后，压力分布呈现出很典型的超临界特性，在机翼前
缘上压力快速下降，随后保持，在接近机翼后缘时，压力开始快速恢复，越接
近翼梢，压力恢复的斜率越大。同时，由于翼梢效应，在翼梢前缘处有一块明
显的低压吸力区。随着迎角的增大，上表面机翼前缘出现的激波越来越强，并
慢慢向后移动，失速分离则由翼梢开始，慢慢向内发展。
３、从不同截面处的压力分布与马赫数分布可以看出，Ｏ。迎角时机体下表
面无超音速流，上表面的超音速流主要集中在压力云图中所显示的两个较强吸
力区，同时在外机翼后缘的前部也存在一小部分超音速流。从强度来看，流速
西北工业大学硕士学位论文
并不是特别快，基本上都在１．０５马赫以下，从压力恢复的斜率来看，压力恢复
较为缓和，应该伴随的只是弱激波。从整个截面的压力分布情况可以看出，中
央装载区的机身部分，上下表面的压力差较小，升力的主要贡献来自于超临界
翼型构成的机翼。原因一是迎角为０。，中央对称面上配置的具有正力矩特性的
翼型本身的特性决定其在较小的迎角下，不能产生较大的升力；原因二是翼根
效应：中央机身对称面的后掠前缘，使得前缘流线向外侧偏斜，导致该区域前
缘流管变粗，气流速度下降，静压增大，吸力下降，已致该区域吸力最强区出
现在距对称面６米处。因此，可看出配制在中央对称面上的正力矩特性翼型对扭
正力矩的作用并没有发挥出来。
§４．２．２非设计巡航马赫数下气动特性计算结果及分析
本文选取了０．５、０．６、０．７、Ｏ．７５、Ｏ．８５、０．９马赫数，具有最大升阻比的０。
迎角，１００００米高度的情况，进行了计算，计算结果如图表所示：
迎角
Ｃｏ
Ｑ
置
Ｍａ·Ｋ
Ｃｍ
Ｏ．５０．７９４Ｅ＿０２０．２４７３１．“１５．５５－ｏ．６０７Ｂ＿ｏｌ
Ｏ．６０．９４７Ｅ１０２０．２５３２６，７２１６．０３．０．６７２Ｅ．ｏｌ
０．７０．１１３Ｅ．０１０．２６４２３．３６１６．３５．０．７４８Ｅ．ｏｌ
Ｏ．７５０．１２７Ｅ．０ｌＯ．２７１２１．３４１６．Ｏｌ－０．７９９Ｅ－０ｌ
０．８０．１４７Ｅ—０１０．２８ｌ１９．１２１５．３－０．８６９Ｅ－０ｌ
Ｏ．８５０．１８２Ｅ－０ｌ０．２９５１６．２ｌ１３．７８－０．９７４Ｅ－０ｌ
０．９０．２４３Ｅ．０１０．３０８１２．６７１１．４－ｏ．１ｌｌＥ－ｏｌ
袁４
２
０‘迎角不同马赫数气动计算结果
第四章初始外形的气动特性计算与分析
图４，１４
０．６马赫０‘迎角上下表面压力云图
圈４．１５
Ｏ．７５马赫０。迎角上下表面压力云图
图４．１６Ｏ．８５马赫０’迎角上下表面压力云图
一４９·
西北工业大学硕士学位论文
印ｚ—１￥ｔ帆哪＾＃螂
７＼、
＼
——Ｍｍ∞ⅫⅣ
、、
，，
｝
＼
１
、
｜
＼
、
ｆ
３．
～，
ｍ
图４．１７０．６马赫距对称面２０米处压力分布图４．１８
Ｌ
∑
………。
０，６马赫距对称面２０米处压力马赫数分布
卜
ｒ
ｆ
、
‘、
，＾
、
、
～、＾
、
、
ｌ
、５
≮
１
厂
Ｉ
、
＼
ｆ
ｆ
～７
、／
～』
ｒ
、
、／
圈４．１９
０
７５马赫距对称面２０米处压力分布图４．２０
０．７５马赫距对称面２０米处压力马赫数分布
／１
ｐ
厂
门
—，一
—，，
＼
＼
、
、
Ｊ
，，Ｌ
＼＼
扩
ｆ
、
∑，
一／
籀
Ｊｎ“
图４．２１
０．８５马赫距对称面２０米处压力分布圈４，２２０．８５马赫距对称面２０米处压力马赫数分布
由计算结果及图表可以得出：
１、马赫数从０．５增大至０．９的过程中，升力系数Ｑ和阻力系数ＣＤ都随马赫数
的增大丽增大。不同的在于升力系数的增长较为线性，增长斜率基本一致，而
－５０－
第四章初始外形的气动特性计算与分析
阻力系数则是随着马赫数的提高，在由０．５马赫至０．８马赫之间时基本呈线性，阻
力系数增加缓慢，超过０．８马赫后，阻力系数随马赫数的增长而骤增。从压力云
图上反映出，在０．８马赫时只是在机翼后缘前部有弱激波，而马赫数提高Ｎｏ．８５
以后激波强度也增加很多，可见激波阻力在总阻力中的比例逐渐增大。由此可
以看出阻力发散马赫数在０．８与０．８５马赫之间。
２、升阻比随膨数增大而减小，马赫数大于０．８后，升阻比急剧下降。低头
力矩随马赫数的增大也开始增大，但增长的速度的逐步放缓。马赫数不超过０．７５
时，上下翼面均为亚声速气流，处于亚临界状态，马赫数为０．８时６０％半翼展处
上翼面中部己出现超声速气流，最大局部马赫数达到１．０５。比较不同＂数下的
压力和局部＾』数等值线图可以看出，马赫数小于０．７５，吸力区位于上翼面的中
前部，而从马赫数为０．８开始，随鲋数增大，局部超声速区向后缘发展，激波强
度开始增强，上下翼面中后部吸力都迅速增大导致波阻急增，这正是肘数大于
０．８阻力骤增的主因。
§４．３小结
本章应用对设计初始飞翼布局在设计和非设计状态下的流场进行了数值模
拟，并对计算结果进行了分析，通过分析讨论可以发现初始外形的主要不足有：
１、升阻比没有达到重量估算时预计的水平，但是相差不多。巡航迎角的升
力系数超过所需设计要求，但伴随的阻力系数也偏大。主要是中部机身在０．８马
赫下前部产生较大吸力区，增加了逆压梯度区的长度，并伴有激波产生，导致
对阻力贡献过大，使最大升阻比不高。
２、为了提高临界马赫数，使用了后加载的超临界翼型，虽然可以在较大马
赫数提高升阻特性，但同时带来了巡航迎角下，产生的低头力矩过大，没有达
到在巡航时基本是力矩自配平状态的要求。
第五章外形设计及气动特性计算与分析
§５．１外形的改进设计
由第四章的计算与分析，可以知道初始外形主要存在升阻比偏低，低头力
矩过大的问题，为此本章对外形进行了改进设计，主要的改进措施包括：
１、平面外形上，将直前缘改为变前缘。将对称面到与对称面相距ｌＯ米处的
前缘后掠角改为６０。，其后的前缘后掠角仍为４５。不变。与机翼配置的超临界
翼型不同，由于机身对称面处为了配平力矩，使用了后部上翘的翼型，这种翼
型的气动特性并不优越，这样加大了机身装载区域的后掠，以降低其在高马赫
下的阻力。
２、针对初始外形低头力矩过大的原因，在改进的外形机翼上，配制了前加
载的超临界翼型，外形如图５．１所示：
＿—～、———————一
图５．１前加载超临界翼型
由图中可以看出，与后加载的超临界翼型不同，前加载的超临界翼型在下
表面上上弯的位置取在了前部，上表面保持较平坦的设计。它们在设计马赫数
下典型的压力分布也有与不同。后加载的超临界翼型其上下表面压力蓑主要体
现在翼型后部，升力也主要在翼型后部贡献较大，因此其产生的低头力矩也较
大。而前加载的超临界翼型的上下表面压力差在位置分布上较为平均，所以其
产生的低头力矩较小。但升阻特性与后加载的超临界翼型相比，有所降低。
３、与初始外形比较，改进设计外形加长了对称面弦长，以期获得更大的抬
头力矩，用来配平因后掠和使用超临界翼型而带来的较大低头力矩，已满足巡
航状态力矩自配平的设计要求。同时也带来了增大装载区容积的好处。
改进设计后的外形平面形状与初始外形比较如图５．２所示，设计外形如图５．３
所示。
第五章外形设计及气动特性计算与分析
圈５．２设计外形与初始外形平面形状比较
图５．３设计外形
改进设计后的外形，考虑预留０．５米的结构厚度，设计货舱宽ｌＯ米，绝对高
度不低于２．５米，则可用空间的容积为３６０．５立方米满足设计要求，呈对称不等边
梯形分布，货舱最高高度４．１米，最长长度为２０米，其装载最大级别的集装箱
（５６７０Ｋｇ级，其尺寸为：２．９９米２．４４米２．４４米１时，可容纳八个，货舱装载如
图５．４所示。
西北工业大学硕士学位论文
图５．４货舱装载示意图
改进设计后，半模外形构建情况如图５．５所示，中央对称面上配置正力矩特
性翼型；在距对称面１０米的外翼端面配置了一个优化混合翼型，由前加载的超
临界翼型与对称面翼型进行混合优化，生成的翼型，兼顾力矩与升阻特性；在
距对称面１５米处至翼梢配置了前加载的超临界翼型。
图５．５改进设计外形半模构建图
§５．２设计外形的气动特性计算结果及分析
§５．２．１巡航点气动特性计算结果
设计巡航点定为０．８马赫，巡航高度为１００００米，机翼参考面积为９１０平方米，
平均气动弦长为１８．４米，力矩参考点为估算的巡航时重心位置，距机头２１米。
第五章外形设计及气动特性计算与分析
不同迎角下的气动特性计算结果如表５．１所示：
迎角
－３
．２
．１
Ｏ
ｌ
２
３
４
５
６
７
８
９
１０
Ｃｏ
０．９６５Ｂｍ２
０．６９８Ｅ－０２
Ｏ．５８Ｅ．０２
０．５８３Ｅ．０２
０．７７１Ｅ．０２
ＣＬ
．ｏ．１３１
足
Ｃｋ
０．３０２Ｅ．０１
０．２５２Ｅ－０１
．０．６４６８０１
０．３３９Ｅ－０２０．５８
１４．３６
】９．９７
２１．０３
１９．９
１７．１９
１４．１８
１１．５２
９．４９
８．０ｌ
０．１９５Ｅ．０１
Ｏ．１３Ｂ－０１
０．８３７Ｅ．叭
０．１５４
０．２２５
０，２９３
０．３６１
０．４２４
０．４８
０．５２４
０．５５８
０．６８５Ｅ加２
Ｏ．１０１Ｅ．０２
－０．４０９Ｅ－０２
Ｏ．１０７Ｂ旬ｌ
０．１４７ＢＯｌ
０．２ｌＥ－０１
０．２９９Ｅ．０１
ｏ．４１７Ｂ＿０１
０．５５２Ｅ－０ｌ
ｍ．８０４Ｅ－０２
－ｏ．９９５Ｅ．０２
．０．９６８Ｅ．０２
－０．５６７Ｅ．０２
Ｏ．８７２Ｅ－０３
０．６９７８０１
０．８６４Ｅ－Ｏｌ
０．９６３Ｂ．０ｌ
０．５８２
０．４９６
６．７４
５．１５
Ｏ．７６２Ｅ－０２
０．１７２Ｅ．Ｏｌ
表５Ｉ设计外形气动计算结果
由气动的计算结果可以看出，改进设计后的气动外形其在设计巡航马赫数
Ｏ．８下的最大升阻比出现在２。迎角时，此时的机翼上、下表面压力云图，及不
同截面处的压力分布和马赫数分布如图５．６～５．１９所示：
西北工业大学硕士学位论丈
圈５．６Ｏ．８马赫、２‘迎角上表面压力云图
圈５．７０．８马赫、２’迎角下表面压力云图
图５．８０．８马赫、５’迎角上表面压力云图
圈５．９
０．８马赫、５’迎角下表面压力云图
图５．１００．８马赫、８’迎角上表面压力云图
图５．１１０．８马赫，８‘迎角下表面压力云图
．５６．
第五章外形设计及气动特性计算与分析
／
—、
／
—＼
７
，气
＼
／
Ａ
＼
＼
。／
—～
｛
陟
ｌ
图５．１２对称面处压力分布
ｊ？７
｛
纱
图５．１３对称面处马赫数分布
ｒ
，
’、
、
＼
ｆ
＼
Ｉ．
飞
＼
‰＼
、＇。
，’，
弋
、＼
、
；
Ｆ－
一
（
图５．１５距对称面ｌＯ米处马赫数分布图５．１４距对称面１０米处压力分布
Ｊ｛
厂
Ｊ｜，
＼
、、。
＼
＼
＼
～、≮
、
｝
、
弋
石ｊ
＿
垡
圈５．１７距对称面２Ｉ米处马赫数分布图５．１６距对称面２Ｉ米处压力分布
一５７—
西北工业大学硕士学位论文
ｆ
ｌ
ｌ
／
＼
栎
、、
芝
二Ｊ
图５．１８距对称面２９米处雎力分布
ｆ，
＼
～
、
图５．１９距对称面２９米处马赫数分布
由计算结果和图表可以看出：
ｌ、在马赫数为０．８时，最大升阻比出现在２。迎角下，升力系数为０．２２已满
足巡航升力需要，升阻比达到２１，比预想的要高。纵向稳定区间在迎角５０之前，
６。以后开始呈现纵向不稳定的状况。采用了前加载的超临界翼型配制在机翼上
之后，俯仰力矩改善的较大，基本上达到了在巡航设计点实现自配平的目标，
俯仰力矩系数控制在０．００１左右。
２、从压力云图上来看，上表面较强吸力区出现在了距对称面约１０米处，大
概位于中央装载区与机翼结合部。机翼上表面的压力分布与典型的后加载超临
界特性有很大不同，在机翼前缘处压力快速下降，但不是压力最低处，压力最
低点在接近机翼前缘的后部大约３０％处，然后压力开始缓慢恢复，然而越接近
翼梢，由于翼梢效应最低压力点越靠近前缘，在翼梢前缘处有一块明显的低压
吸力区。外形的下表面压力分布较为缓和。
３、从不同截面处的压力分布与马赫数分布可以看出，机体下表面无超音速
流，上表面的超音速流大部分在机翼上，且范围不大主要是在最低压力点附近，
越接近翼梢范围越小，强度上最大为１．２５马赫，平均约为１．１马赫以下。从压
力恢复的斜率来看，压力恢复较为缓和，只是一个弱激波。整个截面的压力分
布反映出，前加载的超临界翼型其升力贡献主要是来自于翼型的前部约２０％至
３０％处，压力最低点也在此附近。虽然这样会伴随激波的出现，使其在同样马
赫数下的升阻特性没有后加载的超临界翼型好，但是激波强度很弱，压力恢复
缓和，保证了一个良好的力矩特性，从而使力矩在设计巡航点上得以大致配平。
上表面在结合部的低压区是超音速流强度最大的地方，说明过渡翼型的气动特
性在所设计的巡航马赫数下不是很好，有改进提高的空间。
第五章外形设计及气动特性计算与分析
§５．２．２非设计巡航马赫数下气动计算结果及分析
非设计巡航马赫数下的气动计算选取了Ｏ．５、０．６、０．７、０．７５、Ｏ．８５、０．９马赫
数，计算条件是具有最大升阻比的２。迎角，１００００米高度进行了，计算结果如
表５．２、图５．２０～５．２８所示：
迎角
Ｏ．５
Ｏ．６
Ｏ．７
Ｏ．７５
０．８
Ｏ．８５
０．９
足
２９．６８
２７．８４
２４．２
２２．４９
２１．０３
１６．２１
１２．６７
Ｃｏ
０．６１９Ｅ．０２
０．７４０Ｅ．０２
０．８７６Ｅ－０２
０．９６５Ｅ－０２
０．１０７Ｅ－０１
Ｏ．１２９Ｅ＿ｏｌ
０．１８３Ｅ．ｏｌ
ＣＬ
Ｏ．１８４
０．２０６
Ｍａ·Ｋ
１４．８４
１６．７
１６．９４
１６．８７
１６．８ｌ
１３．７９
１１．４
Ｃｍ
０．４９７Ｅ．０２
０．３３０Ｅ．０２
０．２６５Ｂ毋２
０．２００Ｅ．０２
０．２１２
０．２１７
０．２２５
０．２３３
０．２４６
０．１０１８０２
．ｏ．５９１８０３
－０．５０５Ｅ－０２
表５．２２’迎角不同马赫数气动计算结果
图５．２０
０．７５马赫２‘迎角上下表面压力分布
图５．２ｌＯ．８５马赫２。迎角上下表面压力分布
西北工业大学硕士学位论文
图５．２２０．９马赫２’迎角上下表面压力分布
∥
Ｉ
ｌ
ｆ
、、
＼
，
＼
‰、＿
ｌ
≈
＝，‘
／
、
＼
／”＋
一
∑
ｋ～。
ｊ
＝一
Ｆ
图５．２３Ｏ．７５马赫距对称面ｌｌ米处压力分布图５，２４
０．７５马赫距对称面ｌｌ米处马赫数分布
，
’、
１
，
“＼’
一、
．１
；
Ｃ
＼
一土
＿轧
ｌ
＼
、
ｊ
忒
＼
ｆ
ｆ
＜
，ｒ７”…
＼
弋
１
图５．２５Ｏ．８５马赫距对称面１１米处压力分布
图５．２６０．８５马赫距对称面ｌｌ米处马赫数分布
－６０－
第五章外形设计及气动特性计算与分析
／
。‘、
／
。＾、
／
／／一
｛
ｆ
｛
、
—℃
孓
＝》
ｖ“
ｆ
一
一‘一”
…Ｌ
务
飞
ｊ
”——……．
。图５．２７０．９马赫距对称面ｌｌ米处压力分布
…一…
爿
图５．２８
０，９马赫距对称面ｌｌ米处马赫数分布
由计算结果及图表可以得出：
１、改进设计外形的升力系数Ｑ和阻力系数Ｃｂ都随马赫数的增大而增大，
且马赫数越高，增大的幅度越大。俯仰力矩系数则是随着马赫数的增大而减小，
但是变化不大，在１酽范围内，且基本处于平衡点上。从巡航综合评价因子看，
比较好的巡航马赫数范围在０．７至０．８之间，巡航综合评价因子在０．７马赫时最高，
随后在０．７５马赫时有所降低，但０．８马赫时又有所提高，随后就急刷下降。数值
上０．７与０．８马赫的巡航综合评价因子也相差很小，考虑到使用喷气式发动机在大
马赫数下工作时经济性更好，则将０．８马赫作为巡航点是可信的。
々
２、从不同马赫数下的上下表面压力云图，可以明显的看出在０．７５马赫以下
时表面没有出现激波，Ｏ．８马赫时上表面出现弱激波强度很小，Ｏ．８５马赫以上时
强激波出现，同时阻力增长明显，升阻比急剧下降。改进设计外形的激波位置
较初始外形更为靠前，但随着马赫数的增大，逐步向后缘发展。在０．８马赫时，
超音速流主要在机翼前部低压区内，且超音速流的范围很小，但随着马赫数加
大激波增强，Ｏ．８５马赫时超音速流的范围和强度都已经扩大，导致压差阻力和
激波阻力都大幅提高，阻力发散马赫数应当在０．８５马赫左右。
§５．３改进设计外形与初始外形的气动特性比较
初始外形与改进设计外形的气动特性计算结果比较如图５．２９所示：
西北工业大学硕士学位论文
ｆ；｜ｊ二么僦
耳毒
訇她醚曩菇∥＝：黝鬈
第五章外形设计及气动特性计算与分析
力矩为零的平衡点迎角基本上等于最大升阻比迎角，巡航条件比较有利。
３、两种外形的巡航评价因子曲线显示出设计外形的巡航效率更高，且曲线
在达到最大数值之后，缓慢下降，巡航马赫数可选范围更宽。在马赫数大于Ｏ．８５
以后曲线迅速下降，从不同马赫数下阻力系数曲线可以看到主要是因为在Ｏ．８５
以后，阻力迅速增长。改进设计外形虽然巡航评价因子最大数值出现在０．７马
赫，但０．７５、Ｏ．８马赫时数值只下降了Ｏ．４％和０．８％，而阻力发散马赫数约为０．８５
马赫，所以巡航马赫数为０．８较为可信。
§５．４结论
通过计算和分析，改进方案达到了预先提出的目标指标要求。本文在设计
过程中，特别是在改进方案的设计过程中，除了本文提出的设计方案外，还通
过ＣＦＤ技术验证了大量的平面外形参数与不同翼型配制组合的气动计算结果。
通过对大量外形的气动特性分析，取得了一些飞翼气动布局气动设计的重要结
论：
（１）飞翼布局较传统气动布局来说气动特性，特别是升阻比的优势是很明
显的。但是这种明显的优势只是在一定马赫数范围内。
因为飞翼布局的装载区主要是在中央部分，为了提高容积需要翼型达到一
定的绝对厚度，这就需要翼型的相对厚度与弦长进行一定的组合来进行设计以
满足指标容积的要求。但是其装载区的绝对厚度是要得到保证的，而这样的一
个较大的绝对厚度对马赫数是比较敏感，一旦超过其阻力发散马赫数，阻力增
长的幅度甚至超过了传统布局，所以飞翼布局设计时要尽量提高其临界马赫数，
在阻力发散马赫数以下飞行才有优势。
（２）为了提高飞翼布局的临界马赫数，目前比较常用和有效的方法是使用
后掠翼和超临界翼型，而且为了保证好的气动特性，大部分使用的是后加载的
超临界翼型，但由此会产生巡航状态低头力矩过大的问题。
从进行的计算中，可以发现超临界翼型的使用与大后掠角的外形设计，可
以很大程度上提高高亚音速下气动外形的升阻特性。本文在研究过程中，曾经
进行过后掠角达６０度的超临界外形的计算，从结果可以看出其在Ｏ．８５马赫数
西北工业大学硕士学位论文
下，上表面也无超音速流，升阻比最大达到了２４。但是这样的气动布局设计，
使得气动外形的低头力矩过大（一般俯仰力矩系数接近．０．１５），从而为飞翼布局
这种无尾布局形势的力矩配平带来很大的问题。虽然可以通过后缘襟副翼的调
整来进行力矩配平时，但是这样就改变了机翼的后缘形状，等于无形中牺牲了
气动特性，使得升阻比下降的较大。所以在飞翼布局的外形设计时，以巡航状
态力矩自配平的条件下得到的升阻特性比较可靠。
Ｊ
（３）巡航状态力矩自配平的设计要求可以通过翼型合理的选择，和展向上
翼型弯度的合理分布设计来实现。
本文在研究过程中，计算过许多种翼型的力矩特性，以及不同展向翼型弯
度组合。从计算结果可以发现，飞翼布局的自配平力矩特性要求与高亚音速下
的高升阻特性要求是一对冲突较为激烈的矛盾，两者较难同时兼顾。高亚音速
巡航，超临界翼型是很理想的选择，但中央区域的正力矩翼型又不足以扭正后
加载超临界翼型构成的机翼所产生的巨大低头力矩。最后在尝试了使用前加载
超临界翼型后，才在力矩特性与升阻特性之间找到了较为理想的折衷方案。
第六章总结
本文在对国内外飞翼布局飞行器发展现状的分析和研究基础上，应用现代
设计方法，及计算流体力学的数值模拟技术，完成了一架飞翼布局大型运输机
的气动布局设计方案。在方案的设计过程中，对飞翼布局在设计中的矛盾焦点
有所分析，并提出和验证了改进措施，使方案达到并在部分项目上超过了所提
出的指标。
§６．１主要完成的工作
一、根据相关资料和研究，提出本文所要设计的飞翼布局运输机设计基本
指标；并应用现代飞机设计理论，对所设计的运输机进行了基本重量、翼载、
推重比的估算；
二、根据设计指标要求，应用计算机三维建模软件，构造完成了所设计飞
翼布局运输机的数字模型；
三、应用较成熟的欧拉方程数值计算方法结合粘性修正，对所构造的飞翼
气动外形在设计状态和非设计状态下的流场进行数值模拟，并对计算结果进行
分析，结合初始外形分析了其气动效率不足的原因，并针对原因提出外形改进
的措施：
四、针对初始外形的不足进行了改进设计，在改进过程中运用ＣＦＤ方法分
析了大量不同的气动布局参数组合搭配的气动特性，从中确定可行的气动布局
方案；并根据研究结果重新构造了改进外形，对新外形进行设计状态和非设计
状态下的流场进行数值模拟，与初始外形的计算结果进行对比分析；
五、根据设计的外形，和设计过程中所遇到的问题与规律，分析讨论飞翼
布局在设计中主要矛盾所在，及适用的解决方法。
西北工业大学硕士学位论文
§６．２研究展望
飞翼气动布局是一种较传统气动布局有很大不同特性的气动布局，近年来
由于航空科技的不断发展与前进，飞翼布局的瓶颈技术难点逐步有了现实的解
决方案，加上这种气动布局本身存在的传统气动布局不可比拟的优点，所以日
渐受到更多的关注。但相对来说还是一个较为新兴的领域，国内外的资料信息
仍很有限，而且其中成熟的理论化的内容并不多。本文由于受到资料和时间的
限制，只是构造了一个较为简单，但是对于理解和研究飞翼布局较为适用的气
动外形进行了计算研究，在以后的研究中还有很大的空间。‘
下一步的工作主要还可以从以下几个方面进行深入研究：
１、适用于飞翼气动布局的翼型研究。
本文所使用的翼型都是较为常见的翼型，一些飞翼研究资料中所提到的翼
型由于找不到数据无法验证。但是本文所设计的气动外形仍然得到了较好的结
果，所以针对飞翼进行深入的翼型研究和优化，会使飞翼布局的气动性能有较
大的提升空间，特别是对前加载的超临界翼型研究。在本文研究过程中所使用
的前加载超临界翼型在升阻特性上与后加载的超临界翼型有较大的差距，而在
此方面的研究还有很强的深入空间。
２、曲线前缘与曲线后缘对飞翼气动布局影响的研究。
本文所构造的飞翼外形采用了直线变前缘和变后缘的设计，在计算和建模
上较容易实现，主要是考虑在较为快速、简便的外形上找到满足要求的方案。
但国外的资料显示，曲线的变前缘和变后缘飞翼外形具有更大的优点。所以下
一步可以将折线形式的前后缘变为曲线，这样中央装载区与外翼的过渡也会变
的更加缓和，翼身融合性更好，同时也可以在前缘尝试使用尖锐边条，研究边
条涡对飞翼的影响。
３、分析研究飞翼气动布局横向气动特性与翼梢小翼的影响。
本文由于时间关系只对所构外形的纵向气动特性进行了计算分析研究。下
一步可以对其横向气动特性进行分析研究。由于飞翼布局没有了垂直尾翼，其
横向稳定性也很受关注，机翼的上反和加装翼梢小翼是有效的解决方案。同时
翼梢小翼防止翼梢下表面向上表面的反流，抑制机翼上气流的横向流动都能对
第六章总结
气动性能的提高起到积极作用。但是机翼上反角的大小和加装翼梢小翼的形状
大小，如何组合配制来满足飞翼横向稳定性的要求还需要大量的计算研究来进
行确定。
４、飞翼后缘襟副翼的设计研究。
飞翼气动布局外形上由于没有了尾翼，所以其纵、横向上的方向控制，稳
定性控制都只能靠机翼后缘的襟副翼来完成，所以飞翼的襟副翼设计显得很重
要，襟副翼的大小、位置、偏转形式，是飞翼的飞控系统控制律设计的基础，
是完整的飞翼方案设计的重要组成，研究意义显著。
参考文献
【ｌ】明磊，翼身融合体民用运输机空气动力设计，国防科学技术大学
硕士论文，２００５
【２】Ｌ
Ｒ詹金森，Ｐ辛普金，Ｄ罗兹，民用喷气飞机设计，中国航空
研究院，２００１年译
【３】方宝瑞，飞机气动布局设计，航空工业出版社，１９９７
［４】顾诵芬，解思适，飞机总体设计，北京航空航天大学出版社，２００２
【５】李为吉，现代飞机总体综合设计，西北工业大学出版社，２００１
【６】孙静，“Ｗ”型无尾布局飞机的气动外形研究，西北工业大学硕士
论文，２００３
【７】徐德康，２１世纪的一些非常规飞行器和技术，航空情报，总第１３７９
期
【８】李绪东，２ｌ世纪的新型军用运输机，飞机设计参考资料，２００２，第３
期
【９】国力，神秘的“黑幽灵”一隐身技术和它的“产儿”，中国青年科技，
２０００年７，８月号
【１０】夏露，飞行器外形气动、隐身综合优化设计方法研究，西北工业大学
博士论文，２００４
［１１】Ｊｏｈｎ．Ｄ．Ａｎｄｅｒｓｏｎ，瓜．计算流体力学入门（影印版），清华大学出
版社，２００２
【１２】苏铭德，计算流体力学基础，清华大学出版社，１９９７
【１３】马铁尤，计算流体动力学，北京航空学院，１９８６
ｔ１４】付德熏主编，流体力学数值模拟，国防工业出版社，１９９３
【１５】左英桃，变可信度模型管理结构优化方法应用研究，西北工业大
参考文献
学硕士论文，２００４
【１６】李杰，“飞镖”飞去又飞来一飞翼机发展始末，维普资讯，
ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ．ｅｑｖｉｐ．ｔｏｍ
１１７］戴岭，诺斯罗普飞翼传奇，国际展望，２００４，总第４８８期
【１８】凌云，．“美利坚”轰炸机项目，国际展望，２００６，总第５３８期
【１９】《世界飞机手册》，航空工业出版社，２００２
【２０】吴立新，左重，刘平生，卢健，无尾飞翼气动布局是ＵＣＡＶ总体设计
的最佳选择，洪都科技，２００３第ｌ期
［２ｌ】Ｖｌａｄｉｍｉｒ
Ｉ
Ｏ
Ｄｍｉｔｒｉｅｖ，Ｉ七ｏｎｉｄ
Ｍ
Ｓｈｋａｄｏｖ，Ｖｌａｄｉｍｉｒ
Ｅ
Ｄｅｎｉｓｏｖ，Ｂｏｒｉｓ
Ｇｕｒｅｖｉｃｈ，Ｔｈｅ
【２２】Ｒ
Ｆｌｙｉｎｇ—Ｗｉｎｇ
Ｃｏｎｃｅｐｔ－Ｃｈａｎｃｅｓ
Ａｎｄ
Ｒｉｓｋｓ，ＡＩＡＡ
２００３－２８８７
Ｈ
Ｌｉｅｂｅｃｋ，Ｄｅｓｉｇｎ
ｏｆｔｈｅ
Ｂｌｅｎｄ－Ｗｉｎｇ－Ｂｏｄｙ
Ｓｕｂｓｏｎｉｃ
Ｔｒａｎｓｐｏｒｔ，
ＡＩＡＡ２００２－（１００２
［２３】Ｒｅｕｔｈｅｒ
Ｊ，Ｊａｍｅｓｏｎ
Ａ，Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
Ｗｉｎｇ－ｂｏｄｙ
ＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｓＵｓｉｎｇ
Ｃｏｎｔｒｏｌ
Ｓｈａｐｅ
Ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ
ｏｆＷｉｎｇ
ａｎｄ
Ｔｈｅｏｒｙ，ＡＩＡＡ
１９９５—０１２３
［２４１王雪，采用ＲＳＳ功能的飞翼布局飞机控制系统的实现，飞机工程，
２００５，第ｌ期
【２５】Ｄ
Ｒｏｍａｎ，Ｊ
Ｂ
Ａｌｉｅｎ，Ｒ
Ｈ
Ｌｉｅｂｅｃｋ，Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
ＤｅｓｉｇｎＣｈａｌｌｅｎｇｅｓ
Ｏｆ
Ｔｈｅ
Ｂｌｅｎｄｅｄ－ｗｉｎｇ·ｂｏｄｙ
Ｓｕｂｓｏｎｉｃ
Ｔｒａｎｓｐｏｒｔ，ＡＩＡＡ，２０００—４３３５
［２６】Ｄａｎｉｅｌ
Ｐ
Ｒａｙｍｅｒ，Ａｉｒｃｒａｆｔ
Ｄｅｓｉｇｎ：ＡＣｏｎｃｅｐｔｕａｌＡｐｐｒｏａｃｈ，ＡＩＡＡ
Ｅｄｕｃａｔｉｏｎ
Ｓｅｒｉｅｓ，１９９２
【２７】Ｂ
Ｍｉａｌｏｎ，Ｔ
Ｓｕｂｓｏｎｉｃ
ｆｌｙｉｎｇ
Ｗｉｎｇ
Ｆｏｌ，Ｃ
Ｂｏｒｍａｕｄ，ＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃＯｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ
Ｏｆ
Ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｓ，ＡＩＡＡ，２００２—２９３１
Ｗａｋａｙａｍａ，Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ
Ｏｆ
Ｈｉｇｈ－ｓｕｂｓｏｎｉｃ
【２８】Ｄ
Ｒｏｍａｎ，Ｒ
Ｇｉｌｍｏｒｅ，Ｓ
Ｂｌｅｎｄｅｄ－ｗｉｎｇ－ｂｏｄｙ
Ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｓ，ＡＩＡＡ，２００３—５５４
【２９】王和平，现代飞机总体设计，西北工业大学，１９９５
西北工业大学硕士学位论文
［３０ｌ王晓青，飞机总体参数设计与软件开发，西北工业大学硕士论文，
２００３
［３１】ＳＷａｋａｙａｍａ，Ｂｌｅｎｄｅｄ－ｗｉｎｇ－ｂｏｄｙ
２０００．４７４０
Ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ
Ｐｒｏｂｌｅｍ
Ｓｅｔｕｐ，ＡｎＡ，
［３２１李纯刚，蔡青，张博锋，雷超，飞机曲面造型中的自由变形方法，
西北工业大学学报，１９９８，１６（２）
【３３】孙家广，计算机图形学，清华大学出版社，１９９８
［３４】徐长青，许志闻，郭晓新．计算机图形学，机械工业出版社，２００４
【３５】朱自强，应用计算流体力学，北京航空航天大学出版社，２００１
【３６】李杰，白俊强，詹浩，基于Ｅｕｌｅｒ方程结合附面层修正方法的应
用研究，航空计算技术，２００６，３６（１）
【３７】王军利，白俊强，詹浩，非结构动网格在可动边界问题中的应用研究，
力学季刊，２００６，２７（２）
【３８】Ｓ
Ｅｙｉ，Ｋ
Ｄ
Ｌｅｅ，Ｉｎｖｅｒｓｅ
Ａｉｒｆｏｉｌ
ＤｅｓｉｇｎＵｓｉｎｇ
ｔｈｅＮａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ
Ｅｑｕａｔｉｏｎｓ．ＡＩＡＡ
１９９３—０９７２
【３９】刘超群，多重网格法及其在计算流体力学中的应用，清华大学出
版社，１９９５
发表论文情况说明
发表论文情况说明
杨宇飞，白俊强，《航空计算技术》，飞翼布局运输机气动设计方法研究，２００７，
第３７卷，第ｌ期
致谢
致谢
本文的研究工作是在导师白俊强教授的悉心指导下完成的．白老师广博的
专业知识，兢兢业业的工作作风、深厚的科研经验，严谨求实的治学精神和敏
锐深邃的洞察能力，使我受益良多．在论文完成之际，谨向白老师致以深深的
敬意和感谢！
在我硕士研究生的学习工作期间，得到了高正红教授、王正平教授、詹浩
副教授、夏露副教授、商重阳老师、左荚桃老师的大力支持，在此，向各位老
师的帮助表示衷心的感谢！
感谢苏伟、朱军，王军利、范锐军、李杰，方明祥、许晓平等同门师兄弟
给予我学业上的支持和帮助Ｊ
感谢父母对我在读期间关怀与支持，他们的关怀和支持时刻温暖着我，鼓
励着我完成了学业．
子曾经日过，妻子如衣服．子错了．我的妻子在生活上无微不至的照顾我，
学业上细致入微的帮助我，使我的人生迈出了坚实的一步，走向了美好幸福的
下一个阶段．因此，特别感谢我的爱人～我生命中最重要的朋友和伙伴！
向所有理解过、激励过，关心过、帮助过我的人表示深深的感谢！
夺乡弘
飞翼运输机气动布局设计
作者：
学位授予单位：
杨宇飞
西北工业大学
1.明磊
翼身融合体民用运输机空气动力设计[学位论文]硕士 2005
2.L R詹金森.P辛普金.D罗兹
民用喷气飞机设计 2001
3.方宝瑞
飞机气动布局设计 1997
4.顾诵芬.解思适
飞机总体设计 2002
5.李为吉
现代飞机总体综合设计 2001
6.孙静
"W"型无尾布局飞机的气动外形研究[学位论文] 2003
7.徐德康
21世纪的一些非常规飞行器和技术
8.李绪东
21世纪的新型军用运输机 2002(03)
9.国力
神秘的"黑幽灵"一隐身技术和它的"产儿" 2000(7-8)
10.夏露
飞行器外形气动、隐身综合优化设计方法研究[学位论文]博士 2004
D Anderson JR
计算流体力学入门 2002
12.苏铭德.黄素逸
计算流体力学基础 1997
13.马铁尤
计算流体动力学 1986
14.付德熏
流体力学数值模拟 1993
15.左英桃
变可信度模型管理结构优化方法应用研究[学位论文]硕士 2004
16.李杰
"飞镖"飞去又飞来-飞翼机发展始末
17.戴岭
诺斯罗普飞翼传奇 2004(488)
18.凌云
"美利坚"轰炸机项目 2006(538)
19.世界飞机手册 2002
20.吴立新.左重.刘平生.卢健
无尾飞翼气动布局是 UCAV 总体设计的最佳选择 2003(01)
ir G M ir E I Gurevich
The Flying-Wing Concept-
Chances And Risks[AIAA 2003-2887]
22.R H Liebeck
Design of the Blend-Wing-Body Subsonic Transport[AIAA 2002-0002]
r n A
Aerodynamic Shape Optimization of Wing and Wing-body Configurations Using
Control Theory[ AIAA 1995-0123]
24.王雪
采用RSS功能的飞翼布局飞机控制系统的实现 2005(01)
25.D Roman.J B Allen.R H Liebeck
Aerodynamic Design Challenges Of The Blended-wing-body Subsonic
Transport[AIAA,2000-4335]
P Raymer
Aircraft Design:A Conceptual Approach 1992
27.B Mialon.T Fol.C Bonnaud
Aerodynamic Optimization Of Subsonic flying Wing
Configurations[AIAA,2002-2931]
28.D Roman.R Gilmore.S Wakayama
Aerodynamics Of High-subsonic Blended-wing-body
Configurations[AIAA,2003-554]
29.王和平
现代飞机总体设计 1995
30.王晓青
飞机总体参数设计与软件开发[学位论文]硕士 2003
31.S Wakayama
Blended-wing-body Optimization Problem Setup[AIAA,2000-4740]
32.李纯刚.蔡青.张博锋.雷超
飞机曲面造型中的自由变形方法 1998(02)
33.孙家广.杨长贵
计算机图形学 1998
34.徐长青.许志闻.郭晓新
计算机图形学 2004
35.朱自强
应用计算流体力学 2001
36.李杰.白俊强.詹浩
基于 Euler 方程结合附面层修正方法的应用研究 2006(01)
37.王军利.白俊强.詹浩
非结构动网格在可动边界问题中的应用研究 2006(02)
38.S Eyi.K D Lee
Inverse Airfoil Design Using the Navier-Stokes Equations[AIAA 1993-0972]
39.刘超群
多重网格法及其在计算流体力学中的应用 1995
本文链接：/Thesis_