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气动根据设计要求及任务剖面，5分钟的机动飞行和10小时的飞行，是设计的难点，其中机动飞行又包括一些特技动作例如倒飞5分钟等。为了满足设计需求，同时兼顾经济性，我们将机翼设计的重点放在机动性上Wing Planform根据设计要求，LSA需要在低速情况下做5分钟的机动飞行，机翼的低速性能是我们的首要考虑因素，我们选择大展弦比梯形机翼(Tapered Wing)。Airfoil Selection翼型的选择需要基于多方面因素考虑。首先根据设计要求，我们选择低速翼型，选择范围为NACA系列和现代翼型。以下是其他选择依据。考虑升力：适当增加翼型弯度和前移最大弯度位置是有效增加翼型最大升力系数的手段但是根据要求，飞机需要有5min的倒飞，因此翼型的弯度不能太大。考虑阻力：对于低速飞机，阻力来源主要为摩擦阻力，通常我们通过减小翼型弯度来满足要求。根据以上选择依据，我们选择现代翼型中的GAW(General Aviation Wing)系列。以下是曲线。从上图可以看出，各翼型的升力系数差距不是非常大，但是在大迎角下，NASA-LANGLEY LS(1)-0417MOD翼型（蓝色）的阻力系数显著小于其他翼型。同时，根据翼型的极曲线也可以看出NASA-LANGLEY LS(1)-0417MOD翼型的升阻比是同类型中最高的。进一步我们对比几种翼型的弯度和厚度信息，如下表所示，0413MOD0417(GAW-1)0417MOOD1.99%2.17%2.24%2.14%2.08%32.5%65%17.6%62.5%25%13.02%16.98%17%20.89%20.96%35%40%30.2%40%32.5%于是我们最终选择GAW-1（又称NASA-LANGLEY LS(1)-0417MOD）翼型。翼型形状如下：GAW-1翼型是先进的通用飞机翼型，具有较大的上表面前缘半径，可以减小大迎角下的负压峰值，推迟翼型失速；上表面比较平坦，使升力系数为0.4时，上表面有均匀的载荷分布；下表面后缘有较大的弯度；最大升力系数大，阻力系数较小，有很大的升阻比。Parameter Selection展弦比Aspect Ratio由于螺旋桨飞机没有明显的统计趋势，所以建议选取平均值，于是，我们挑选出了现有轻型运动飞机中能够满足和接近我们设计要求的轻型运动飞机，并计算了这些飞机的展弦比的均值为9.27，考虑到目前轻型运动飞机展弦比有增加的趋势，所以我们初步确定机翼的展弦比为9.5。根梢比大部分低速飞机的根梢比为，根梢比为时几乎可以完全消除无尖削机翼的不利影响，使诱导阻力尽可能的小，产生非常接近于理想的椭圆形升力分布，所以，我们选取根梢比为。后掠角考虑到避免上仰的问题，根据下图，我们选取1/4弦线后掠角为0。几何扭转角为了避免翼尖失速，改善机翼升力分布，一般机翼会有的扭转角，根据经验数据，一般地，扭转角即可提供足够的失速特性，考虑到加工的难易程度，我们选取扭转角为。机翼布局考虑到该飞机对特技飞行的要求，我们选取中单翼布局，中单翼布局对于特技飞行机动性能是优越的，而且中单翼布局不需要整流就可以获得很小的干扰阻力，而下单翼布局由于存在较大的上反角，倒飞时将产生方向上的错误操作，难以进行平稳的特技机动飞行，上单翼布局必须采用整流来降低阻力，同时为了承担起落架的载荷机身必须加强，机身重量增加。最终机翼相关参数总结如下：机翼面积展弦比翼展翼根弦长翼尖弦长根梢比后掠角（1/4弦线）几何扭转角翼型NASA-LANGLEY LS(1)-0417MOD布局中单翼安装角2°Performance Analysis气动特性参数的计算升力特性翼型选用翼型为NASA-LANGLEY LS(1)-0417MOD，相关参数如下，，零升迎角由经验公式以及下表，可粗略得到零升迎角大小。此结果与升力系数曲线读数相差不大。升力线斜率由于为低速飞机，故不考虑压缩性。翼型升力线斜率可用下式近似估算，其中是后缘角，在式中为一小量，故忽略，有，机翼零升迎角机翼零升迎角与安装角和几何扭转角有关。亚声速时，对等翼型、线型几何扭转角分布的机翼有其中，为几何扭转角3°，为压缩性修正因子，取为1，为每度扭转角引起的零升迎角的增量，查下图可大致取为0.419。于是计算的，升力线斜率对于亚声速直线边机翼，可估算为其中为展弦比,；为1/2弦线后掠角，记为0；；。于是有最大升力系数其中，为数修正系数，取为0；为大展弦比最大升力系数比，要得到此值须先得到前缘锐度参数，可由下图查得近似为2附近。再由下图最终取的为0.9（其实跟没什么关系，后掠是0最后都得0.9）最后，有机翼最大升力系数全机全机升力线斜率可由下式估算其中，为翼身组合斜率，由下式确定其中，为机翼升力线斜率为机身干扰因子，由下式确定dF为机身当量直径取5ft