機(jī)翼的幾何外形和氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩

1、作用在翼型上的氣動(dòng)力作用在翼型上的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩和氣動(dòng)力矩1.飛機(jī)機(jī)翼的幾何外形和幾何參數(shù)2.升力和阻力的產(chǎn)生機(jī)理和影響因素3.影響升力、阻力的因素一、機(jī)翼的幾何外形一、機(jī)翼的幾何外形v當(dāng)飛機(jī)在空中飛行時(shí)，作用在飛機(jī)上的升力主要是由機(jī)翼產(chǎn)生；同時(shí)機(jī)翼上也會(huì)產(chǎn)生阻力。機(jī)翼上的空氣動(dòng)力的大小和方向，在很大程度上又決定于機(jī)翼的外形，即機(jī)翼翼型（或翼剖面）幾何形狀、機(jī)翼平面幾何形狀等。描述機(jī)翼的幾何外形，主要從這兩方面加以說明。 1. 機(jī)翼翼型的幾何參數(shù)%100/maxctctt前緣厚度中弧線后緣彎度弦線弦長c 后緣角后緣角v 弦長弦長 連接翼型前緣(翼型最前面的點(diǎn))和后緣(翼型最后面的點(diǎn))的直線段

2、稱為翼弦（也稱為弦線），其長度稱為弦長，用c表示。v相對厚度相對厚度 翼型的厚度是垂直于翼弦的翼型上下表面之間的直線段長度。翼型最大厚度tmax與弦長c之比，稱為翼型的相對厚度t/c或，并常用百分?jǐn)?shù)表示，即1.1.翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展1 1、弦長、弦長 前后緣點(diǎn)的連線稱為翼型的幾何弦。但對某些下表面前后緣點(diǎn)的連線稱為翼型的幾何弦。但對某些下表面大部分為直線的翼型，也將此直線定義為幾何弦。翼型前、大部分為直線的翼型，也將此直線定義為幾何弦。翼型前、后緣點(diǎn)之間的距離，稱為翼型的弦長，用后緣點(diǎn)之間的距離，稱為翼型的弦長，用c c表示，或者前、表示，或者前、后緣在弦線上投影之間

3、的距離。后緣在弦線上投影之間的距離。 1.1 1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展2 2、翼型表面的無量綱坐標(biāo)、翼型表面的無量綱坐標(biāo)翼型上、下表面曲線用弦線長度的相對坐標(biāo)的函數(shù)表示：翼型上、下表面曲線用弦線長度的相對坐標(biāo)的函數(shù)表示：( )( )( )( )uuuullllyxyffxccyxyffxcc10 x1.1 1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展3 3、彎度、彎度 彎度的大小用中弧線上最高點(diǎn)的彎度的大小用中弧線上最高點(diǎn)的y y向坐標(biāo)來表示。此值向坐標(biāo)來表示。此值通常也是相對弦長表示的。通常也是相對弦長表示的。翼型上下表面翼型上下表面y y向高度中點(diǎn)的連線

4、稱為翼型中弧線。向高度中點(diǎn)的連線稱為翼型中弧線。 如果中弧線是一條直線（與弦線合一），這個(gè)翼型是對如果中弧線是一條直線（與弦線合一），這個(gè)翼型是對稱翼型。稱翼型。如果中弧線是曲線，就說此翼型有彎度。如果中弧線是曲線，就說此翼型有彎度。1.1 1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展中弧線中弧線y y向坐標(biāo)（彎度函數(shù)）為：向坐標(biāo)（彎度函數(shù)）為：1( )()2ffulyyxyyc相對彎度相對彎度maxfffyc最大彎度位置最大彎度位置ffxxc1.1 1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展厚度分布函數(shù)為：厚度分布函數(shù)為：1( )()2cculyy xyyc相對厚度相對厚度

5、maxmax22ccycyb最大厚度位置最大厚度位置ccxxc4 4、厚度、厚度以下是用來衡量機(jī)翼氣動(dòng)外形的主要幾何參數(shù)：以下是用來衡量機(jī)翼氣動(dòng)外形的主要幾何參數(shù)： 翼展：翼展是指機(jī)翼左右翼尖之間的長度，一般用翼展：翼展是指機(jī)翼左右翼尖之間的長度，一般用b表示。表示。 翼弦：翼弦是指機(jī)翼沿機(jī)身方向的弦長。除了矩形機(jī)翼外，翼弦：翼弦是指機(jī)翼沿機(jī)身方向的弦長。除了矩形機(jī)翼外，機(jī)翼不同地方的翼弦是不一樣的，有翼根弦長機(jī)翼不同地方的翼弦是不一樣的，有翼根弦長c0、翼尖弦長、翼尖弦長梢梢k弦弦c1。1.2 機(jī)翼的平面幾何參數(shù)機(jī)翼的平面幾何參數(shù)機(jī)翼面積：是指機(jī)翼在機(jī)翼面積：是指機(jī)翼在oxz平面上的投影面積

6、，一般用平面上的投影面積，一般用S表示。表示。 幾何平均弦長幾何平均弦長cpj定義為定義為pjScc展弦比：翼展展弦比：翼展b和平均幾何弦長和平均幾何弦長cpj的比值叫做展弦比，用的比值叫做展弦比，用表表示，其計(jì)算公式可表示為：示，其計(jì)算公式可表示為：展弦比也可以表示為翼展的平方于機(jī)翼面積的比值。展弦比也可以表示為翼展的平方于機(jī)翼面積的比值。 展弦比越大，機(jī)翼的升力系數(shù)越大，但阻力也增大。高速飛展弦比越大，機(jī)翼的升力系數(shù)越大，但阻力也增大。高速飛機(jī)一般采用小展弦比的機(jī)翼機(jī)一般采用小展弦比的機(jī)翼。 1. 2 機(jī)翼的平面幾何參數(shù)機(jī)翼的平面幾何參數(shù)2bSpjbc根梢比：根梢比是翼根弦長根梢比：根梢比

7、是翼根弦長c0與翼尖弦長與翼尖弦長c1的比值，一般用的比值，一般用表示，表示，01cc梢根比：梢根比是翼尖弦長梢根比：梢根比是翼尖弦長c1與翼根弦長與翼根弦長c0的比值，一般用的比值，一般用表示，表示，10cc上反角上反角(Dihedral angle) 上反角是指機(jī)翼基準(zhǔn)面和水平面的上反角是指機(jī)翼基準(zhǔn)面和水平面的夾角，當(dāng)機(jī)翼有扭轉(zhuǎn)時(shí)，則是指扭轉(zhuǎn)軸和水平面的夾角。夾角，當(dāng)機(jī)翼有扭轉(zhuǎn)時(shí)，則是指扭轉(zhuǎn)軸和水平面的夾角。當(dāng)上反角為負(fù)時(shí)，就變成了下反角當(dāng)上反角為負(fù)時(shí)，就變成了下反角(Cathedral angle)。低速。低速機(jī)翼采用一定的上反角可改善橫向穩(wěn)定性。機(jī)翼采用一定的上反角可改善橫向穩(wěn)定性。

8、1.2 機(jī)翼的平面幾何參數(shù)機(jī)翼的平面幾何參數(shù)后掠角：后掠角是指機(jī)翼與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角。后掠角又包后掠角：后掠角是指機(jī)翼與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角。后掠角又包括前緣后掠角（機(jī)翼前緣與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角，一般用括前緣后掠角（機(jī)翼前緣與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角，一般用0表表示）、后緣后掠角（機(jī)翼后緣與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角，一般用示）、后緣后掠角（機(jī)翼后緣與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角，一般用1表示）及表示）及1/4弦線后掠角（機(jī)翼弦線后掠角（機(jī)翼1 /4弦線與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角，弦線與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角，一般用一般用0.25表示）。表示）。1.2 機(jī)翼的幾何參數(shù)機(jī)翼的幾何參

9、數(shù)0125. 0如果飛機(jī)的機(jī)翼向前掠，如果飛機(jī)的機(jī)翼向前掠，則后掠角就為負(fù)值，變則后掠角就為負(fù)值，變成了前掠角。成了前掠角。1.2 機(jī)翼的幾何參數(shù)機(jī)翼的幾何參數(shù)幾何扭轉(zhuǎn)角：機(jī)翼上平行于對稱面的翼剖面的幾何扭轉(zhuǎn)角：機(jī)翼上平行于對稱面的翼剖面的弦線相對于翼根翼剖面弦線的角度稱為機(jī)翼的弦線相對于翼根翼剖面弦線的角度稱為機(jī)翼的幾何扭轉(zhuǎn)角幾何扭轉(zhuǎn)角 ；如右圖所示。若該翼剖面的；如右圖所示。若該翼剖面的局部迎角大于翼根翼剖面的迎角，則扭轉(zhuǎn)角為局部迎角大于翼根翼剖面的迎角，則扭轉(zhuǎn)角為正。沿展向翼剖面的局部迎角從翼根到翼梢是正。沿展向翼剖面的局部迎角從翼根到翼梢是減少的扭轉(zhuǎn)稱為外洗，扭轉(zhuǎn)角為負(fù)。反之成為減少的

10、扭轉(zhuǎn)稱為外洗，扭轉(zhuǎn)角為負(fù)。反之成為內(nèi)洗。內(nèi)洗。 除了幾何扭轉(zhuǎn)角之外還有氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)角，除了幾何扭轉(zhuǎn)角之外還有氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)角，指的是平行于機(jī)翼對稱面任一翼剖面的零升力指的是平行于機(jī)翼對稱面任一翼剖面的零升力線和翼根翼剖面的零升力線之間的夾角。線和翼根翼剖面的零升力線之間的夾角。 扭扭xyo扭扭安裝角安裝角 ：機(jī)翼安裝在機(jī)身上時(shí)，翼根：機(jī)翼安裝在機(jī)身上時(shí)，翼根翼剖面弦線與機(jī)身軸線之間的夾角稱翼剖面弦線與機(jī)身軸線之間的夾角稱為安裝角。為安裝角。安裝角1949年2月18日,試飛員威廉米勒駕駛473號XF7U-1 ，消失在試驗(yàn)區(qū)上空2100米高度的云層中 1.3 1.3 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展翼型的幾何參數(shù)及其

11、發(fā)展 對于不同的飛行速度，機(jī)翼的翼型形狀是不同的。如對于不同的飛行速度，機(jī)翼的翼型形狀是不同的。如對于低亞聲速飛機(jī)，為了提高升力系數(shù)，翼型形狀為圓頭對于低亞聲速飛機(jī)，為了提高升力系數(shù)，翼型形狀為圓頭尖尾形；而對于高亞聲速飛機(jī)，為了提高阻力發(fā)散尖尾形；而對于高亞聲速飛機(jī)，為了提高阻力發(fā)散MaMa數(shù)，數(shù)，采用超臨界翼型，其特點(diǎn)是前緣豐滿、上翼面平坦、后緣采用超臨界翼型，其特點(diǎn)是前緣豐滿、上翼面平坦、后緣向下凹；對于超聲速飛機(jī)，為了減小激波阻力，采用尖頭向下凹；對于超聲速飛機(jī)，為了減小激波阻力，采用尖頭、尖尾形翼型。、尖尾形翼型。 通常飛機(jī)設(shè)計(jì)要求，機(jī)翼和尾翼的盡可能升力大、阻力通常飛機(jī)設(shè)計(jì)要求，機(jī)

12、翼和尾翼的盡可能升力大、阻力小。小。1.3 1.3 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展 對翼型的研究最早可追溯到對翼型的研究最早可追溯到1919世紀(jì)后期世紀(jì)后期，那時(shí)的人們已經(jīng)知道帶有一定安裝角的平，那時(shí)的人們已經(jīng)知道帶有一定安裝角的平板能夠產(chǎn)生升力，有人研究了鳥類的飛行之板能夠產(chǎn)生升力，有人研究了鳥類的飛行之后提出，彎曲的更接近于鳥翼的形狀能夠產(chǎn)后提出，彎曲的更接近于鳥翼的形狀能夠產(chǎn)生更大的升力和效率。生更大的升力和效率。鳥翼具有彎度和大展弦比的特征鳥翼具有彎度和大展弦比的特征平板翼型效率較低，失速迎角很小平板翼型效率較低，失速迎角很小將頭部弄彎以后的平板翼型，將頭部弄彎以后的平板

13、翼型，失速迎角有所增加失速迎角有所增加1.3 1.3 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展 18841884年，年，H.F.H.F.菲利普使用早期的風(fēng)洞測試了一系列翼型，菲利普使用早期的風(fēng)洞測試了一系列翼型，后來他為這些翼型申請了專利。后來他為這些翼型申請了專利。早期的風(fēng)洞早期的風(fēng)洞1.3 1.3 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展 與此同時(shí)，德國人奧托與此同時(shí)，德國人奧托利林塔爾設(shè)計(jì)并測試了許多曲利林塔爾設(shè)計(jì)并測試了許多曲線翼的滑翔機(jī)，他仔細(xì)測量了鳥翼的外形，認(rèn)為試飛成功的線翼的滑翔機(jī)，他仔細(xì)測量了鳥翼的外形，認(rèn)為試飛成功的關(guān)鍵是機(jī)翼的曲率或者說是彎度，他還試驗(yàn)了不同的翼尖

14、半關(guān)鍵是機(jī)翼的曲率或者說是彎度，他還試驗(yàn)了不同的翼尖半徑和厚度分布。徑和厚度分布。1.3 1.3 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展 美國的萊特兄弟所美國的萊特兄弟所使用的翼型與利林塔使用的翼型與利林塔爾的非常相似，薄而爾的非常相似，薄而且彎度很大。這可能且彎度很大。這可能是因?yàn)樵缙诘囊硇驮囀且驗(yàn)樵缙诘囊硇驮囼?yàn)都在極低的雷諾數(shù)驗(yàn)都在極低的雷諾數(shù)下進(jìn)行，薄翼型的表下進(jìn)行，薄翼型的表現(xiàn)要比厚翼型好?，F(xiàn)要比厚翼型好。1.3 1.3 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展 隨后的十多年里，在反復(fù)試驗(yàn)的基礎(chǔ)上研制出了大量隨后的十多年里，在反復(fù)試驗(yàn)的基礎(chǔ)上研制出了大量翼型，有的很有名，如翼

15、型，有的很有名，如RAF-6RAF-6， Gottingen 387Gottingen 387，Clark YClark Y。這些翼型成為這些翼型成為NACANACA翼型家族的鼻祖。翼型家族的鼻祖。 1.4 1.4 翼型的空氣動(dòng)力系數(shù)翼型的空氣動(dòng)力系數(shù)1 1、翼型的迎角與空氣動(dòng)力、翼型的迎角與空氣動(dòng)力 在翼型平面上，把來流在翼型平面上，把來流V V與翼弦線之間的夾角定義為翼與翼弦線之間的夾角定義為翼型的幾何迎角，簡稱迎角。對弦線而言，來流在下為正，在型的幾何迎角，簡稱迎角。對弦線而言，來流在下為正，在上為負(fù)。上為負(fù)。 翼型繞流視平面流動(dòng)，翼型上的氣動(dòng)力視為無限翼展機(jī)翼型繞流視平面流動(dòng)，翼型上的

16、氣動(dòng)力視為無限翼展機(jī)翼在展向取單位展長所受的氣動(dòng)力。翼在展向取單位展長所受的氣動(dòng)力。1.4 1.4 翼型的空氣動(dòng)力系數(shù)翼型的空氣動(dòng)力系數(shù) 當(dāng)氣流繞過翼型時(shí)，在翼型表面上每點(diǎn)都作用有壓強(qiáng)當(dāng)氣流繞過翼型時(shí)，在翼型表面上每點(diǎn)都作用有壓強(qiáng)p p（垂直于翼面）和摩擦切應(yīng)力垂直于翼面）和摩擦切應(yīng)力 （與翼面相切），它們將產(chǎn)生一（與翼面相切），它們將產(chǎn)生一個(gè)合力個(gè)合力R R，合力的作用點(diǎn)稱為壓力中心合力的作用點(diǎn)稱為壓力中心，合力在來流方向的分，合力在來流方向的分量為阻力量為阻力X X，在垂直于來流方向的分量為升力，在垂直于來流方向的分量為升力Y Y。dspAdspN)sincos()sincos(22NAR

17、1.4 1.4 翼型的空氣動(dòng)力系數(shù)翼型的空氣動(dòng)力系數(shù)翼型升力和阻力分別為翼型升力和阻力分別為cossinsincosANXANY 空氣動(dòng)力矩取決于力矩點(diǎn)的位置。如果取矩點(diǎn)位于壓力空氣動(dòng)力矩取決于力矩點(diǎn)的位置。如果取矩點(diǎn)位于壓力中心，力矩為零。如果取矩點(diǎn)位于翼型前緣，前緣力矩；中心，力矩為零。如果取矩點(diǎn)位于翼型前緣，前緣力矩；如如果位于力矩不隨迎角變化的點(diǎn)，叫做翼型的果位于力矩不隨迎角變化的點(diǎn)，叫做翼型的氣動(dòng)中心氣動(dòng)中心，為氣，為氣動(dòng)中心力矩。規(guī)定使翼型抬頭為正、低頭為負(fù)。薄翼型的氣動(dòng)中心力矩。規(guī)定使翼型抬頭為正、低頭為負(fù)。薄翼型的氣動(dòng)中心為動(dòng)中心為0.25c0.25c，大多數(shù)翼型在，大多數(shù)翼型

18、在0.23c-0.24c0.23c-0.24c之間，層流翼型之間，層流翼型在在0.26c-0.27c0.26c-0.27c之間。之間。ydspxdspMz)sincos()sincos(2 2、空氣動(dòng)力系數(shù)、空氣動(dòng)力系數(shù)1.4 1.4 翼型的空氣動(dòng)力系數(shù)翼型的空氣動(dòng)力系數(shù)翼型無量綱空氣動(dòng)力系數(shù)定義為翼型無量綱空氣動(dòng)力系數(shù)定義為升力系數(shù)升力系數(shù)2Y12lACVc阻力系數(shù)阻力系數(shù)212xAXC Vc2212zzAMmVc俯仰力矩系數(shù)俯仰力矩系數(shù)1.5 1.5 低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述1 1、低速翼型繞流圖畫、低速翼型繞流圖畫低速圓頭翼型在小迎角時(shí)，其繞流圖畫如下圖示。低

19、速圓頭翼型在小迎角時(shí)，其繞流圖畫如下圖示?？傮w流動(dòng)特點(diǎn)是總體流動(dòng)特點(diǎn)是（1 1）整個(gè)繞翼型的流動(dòng)是無分離的附著流動(dòng)，在物面上的）整個(gè)繞翼型的流動(dòng)是無分離的附著流動(dòng)，在物面上的邊界層和翼型后緣的尾跡區(qū)很?。贿吔鐚雍鸵硇秃缶壍奈槽E區(qū)很??；1.5 1.5 低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述（2 2）前駐點(diǎn)位于下翼面距前緣點(diǎn)不遠(yuǎn)處，流經(jīng)駐點(diǎn)的流線）前駐點(diǎn)位于下翼面距前緣點(diǎn)不遠(yuǎn)處，流經(jīng)駐點(diǎn)的流線分成兩部分，一部分從駐點(diǎn)起繞過前緣點(diǎn)經(jīng)上翼面順壁面流分成兩部分，一部分從駐點(diǎn)起繞過前緣點(diǎn)經(jīng)上翼面順壁面流去，另一部分從駐點(diǎn)起經(jīng)下翼面順壁面流去，在后緣處流動(dòng)去，另一部分從駐點(diǎn)起經(jīng)下翼面順壁面流去

20、，在后緣處流動(dòng)平滑地匯合后下向流去。平滑地匯合后下向流去。（3 3）在上翼面近區(qū)的流體質(zhì)點(diǎn)速度從前駐點(diǎn)的零值很快加）在上翼面近區(qū)的流體質(zhì)點(diǎn)速度從前駐點(diǎn)的零值很快加速到最大值，然后逐漸減速。根據(jù)速到最大值，然后逐漸減速。根據(jù)BernoulliBernoulli方程，壓力分方程，壓力分布是在駐點(diǎn)處壓力最大，在最大速度點(diǎn)處壓力最小，然后壓布是在駐點(diǎn)處壓力最大，在最大速度點(diǎn)處壓力最小，然后壓力逐漸增大（過了最小壓力點(diǎn)為逆壓梯度區(qū)）。力逐漸增大（過了最小壓力點(diǎn)為逆壓梯度區(qū)）。1.3 1.3 低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述（5 5）氣流到后緣處，從上下翼面平順流出，因此后緣點(diǎn)不一）氣

21、流到后緣處，從上下翼面平順流出，因此后緣點(diǎn)不一定是后駐點(diǎn)。定是后駐點(diǎn)。（4 4）隨著迎角的增大，駐點(diǎn)逐漸后移，最大速度點(diǎn)越靠近前）隨著迎角的增大，駐點(diǎn)逐漸后移，最大速度點(diǎn)越靠近前緣，最大緣，最大速度值越大，上下翼面的壓差越大，因而升力越大。速度值越大，上下翼面的壓差越大，因而升力越大。1.5 1.5 低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述翼型繞流氣動(dòng)力系數(shù)隨迎角的變化曲線翼型繞流氣動(dòng)力系數(shù)隨迎角的變化曲線 一個(gè)翼型的氣動(dòng)特性，通常用曲線表示。有升力系數(shù)一個(gè)翼型的氣動(dòng)特性，通常用曲線表示。有升力系數(shù)曲線，阻力系數(shù)曲線，力矩系數(shù)曲線。曲線，阻力系數(shù)曲線，力矩系數(shù)曲線。vClw=0 的

22、迎角(用0表示)一般為負(fù)值(04)；vClw- 曲線在一個(gè)較大的范圍內(nèi)是直線段；vClw有一個(gè)最大值Clw max，而在接近最大值Clwmax前曲線上升的趨勢就已減緩。1.5 1.5 低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述對于有彎度的翼型升力系數(shù)曲線是不通過原點(diǎn)的，通常把對于有彎度的翼型升力系數(shù)曲線是不通過原點(diǎn)的，通常把升力系數(shù)為零的迎角定義為升力系數(shù)為零的迎角定義為零升迎角零升迎角 0 0 ，而過后緣點(diǎn)與幾，而過后緣點(diǎn)與幾何弦線成何弦線成 0 0 的直線稱為的直線稱為零升力線零升力線。一般。一般彎度越大，彎度越大， 0 0越大越大。1.5 1.5 低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述低速

23、翼型的低速氣動(dòng)特性概述當(dāng)迎角大過一定的值之后，就開始彎曲，再大一些，就達(dá)到當(dāng)迎角大過一定的值之后，就開始彎曲，再大一些，就達(dá)到了它的最大值，此值記為最大升力系數(shù)，這是翼型用增大迎了它的最大值，此值記為最大升力系數(shù)，這是翼型用增大迎角的辦法所能獲得的最大升力系數(shù)，相對應(yīng)的迎角稱為角的辦法所能獲得的最大升力系數(shù)，相對應(yīng)的迎角稱為臨界臨界迎角迎角 。過此再增大迎角，升力系數(shù)反而開始下降，這一。過此再增大迎角，升力系數(shù)反而開始下降，這一現(xiàn)象稱為翼型的現(xiàn)象稱為翼型的失速失速。這個(gè)臨界迎角也稱為。這個(gè)臨界迎角也稱為失速迎角失速迎角。cr1.5 1.5 低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述小

24、迎角翼型附著繞流小迎角翼型附著繞流大迎角翼型分離繞流大迎角翼型分離繞流2.飛機(jī)的升力氣流翼型上表面流線變密流管變細(xì)下表面平坦流線變化不大(與遠(yuǎn)前方流線相比) 連續(xù)性定理、伯努利定理翼型的上表面流管變細(xì)流管截面積減小氣流速度增大故壓強(qiáng)減小 翼型的下表面流管變化不大壓強(qiáng)基本不變 上下表面產(chǎn)生了壓強(qiáng)差總空氣動(dòng)力R，R的方向向后向上分力：升力L、阻力D 升力方向垂直于來流速度方向，阻力，方向沿速度方向如圖是超音速以小迎角繞雙弧翼型的流動(dòng)如圖是超音速以小迎角繞雙弧翼型的流動(dòng)當(dāng)當(dāng)，前緣上下均受壓縮，形，前緣上下均受壓縮，形成強(qiáng)度不同的斜激波；成強(qiáng)度不同的斜激波；當(dāng)當(dāng)，上，上面形成膨脹波面形成膨脹波 ，下面

25、形成斜激波；，下面形成斜激波；經(jīng)一系列膨脹波后，由于在后緣處經(jīng)一系列膨脹波后，由于在后緣處流動(dòng)方向和壓強(qiáng)不一致，從而形成流動(dòng)方向和壓強(qiáng)不一致，從而形成兩道斜激波，或一道斜激波一族膨兩道斜激波，或一道斜激波一族膨脹波。由于上翼面壓強(qiáng)低于下翼面，脹波。由于上翼面壓強(qiáng)低于下翼面，因此形成升力。因此形成升力。2.3 翼型的壓力分布當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)低于大氣壓，稱為吸力。當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)低于大氣壓，稱為吸力。當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)高于大氣壓，稱為壓力。當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)高于大氣壓，稱為壓力。 用矢量來表示壓力或吸力，矢量線段長度為力的大小，方向?yàn)橛檬噶縼肀硎緣毫蛭?，矢量線段長度為力的大小，方向?yàn)榱Φ姆较?。力的方向?

26、矢量表示法駐點(diǎn)和最低壓力點(diǎn) B點(diǎn)，稱為最低壓力點(diǎn)點(diǎn)，稱為最低壓力點(diǎn)，是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點(diǎn)。，是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點(diǎn)。 A點(diǎn)，稱為駐點(diǎn)點(diǎn)，稱為駐點(diǎn)，是正壓最大的點(diǎn)，位于機(jī)翼前緣附近，該處氣流，是正壓最大的點(diǎn)，位于機(jī)翼前緣附近，該處氣流流速為零。流速為零。坐標(biāo)表示法 從右圖可以看出，機(jī)翼升力的產(chǎn)從右圖可以看出，機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠機(jī)翼上表面吸力的作用，生主要是靠機(jī)翼上表面吸力的作用，尤其是尤其是上表面的前段上表面的前段，而不是主要，而不是主要靠下表面正壓的作用。靠下表面正壓的作用。2.4不同迎角對應(yīng)的壓力分布壓力中心壓力中心隨迎角增大隨迎角增大會(huì)向前移動(dòng)會(huì)向前移動(dòng)2.5翼型的跨音速升力特性

27、翼型的跨音速升力特性1. 考慮空氣壓縮性，上表面密度下降更考慮空氣壓縮性，上表面密度下降更多，產(chǎn)生附加吸力多，產(chǎn)生附加吸力,升力系數(shù)升力系數(shù)CL增加，增加，且由于出現(xiàn)超音速區(qū)，壓力更小，附加且由于出現(xiàn)超音速區(qū)，壓力更小，附加吸力更大；吸力更大；2. 下翼面出現(xiàn)超音速區(qū)，且后移較上翼下翼面出現(xiàn)超音速區(qū)，且后移較上翼面快，下翼面產(chǎn)生較大附加吸力，面快，下翼面產(chǎn)生較大附加吸力，CL減減小；小；當(dāng)激波增強(qiáng)到一定程度，阻力系數(shù)急劇當(dāng)激波增強(qiáng)到一定程度，阻力系數(shù)急劇增大增大,升力系數(shù)迅速減小升力系數(shù)迅速減小,這種現(xiàn)象稱為激波這種現(xiàn)象稱為激波失速失速3. 下翼面擴(kuò)大到后緣，而上翼面超音速下翼面擴(kuò)大到后緣，而

28、上翼面超音速區(qū)還能后緣，上下翼面的附加壓力差增區(qū)還能后緣，上下翼面的附加壓力差增大，大，CL增加。增加。 I. 升力系數(shù)隨飛行數(shù)的變化升力系數(shù)隨飛行數(shù)的變化臨界M數(shù)，機(jī)翼上表面達(dá)到音速下表面達(dá)到音速下表面激波移至后緣上表面激波移至后緣2.6彎度和迎角的作用改變后緣彎度的作用增升裝置襟翼（前、后緣）簡單襟翼富勒襟翼Boeing 727 三縫襟翼Boeing 727 Triple-Slotted Fowler Flap System F-14全翼展的前緣縫翼與后緣襟翼前緣縫翼縫翼和襟翼對升力系數(shù)的影響2.7力矩特性及焦點(diǎn)規(guī)定：使翼型抬頭的力矩為正升力的力矩升力的力矩 MzP = -N ( x壓 -

29、 xP ) xP翼型轉(zhuǎn)動(dòng)中心用力矩系數(shù)的形式表示為用力矩系數(shù)的形式表示為焦點(diǎn)焦點(diǎn) mzP不隨不隨Cl而變化的點(diǎn)而變化的點(diǎn) 升力增量升力增量作用點(diǎn)作用點(diǎn)sincoszpzppplpMNmxxQScQScYAxxCxxQSc 壓壓壓零升力矩系數(shù)零升力矩系數(shù) mz0,繞焦點(diǎn)的力矩系數(shù)，不隨Cl而變化，升力為零時(shí)的俯仰力矩系數(shù)cossinsincosANXANY焦點(diǎn)、壓力中心v壓力中心和焦點(diǎn)不是同一個(gè)點(diǎn)，由于摩擦力始終存在，零升力矩系數(shù)不等于零升力矩系數(shù)不等于0v焦點(diǎn)，又稱氣動(dòng)中心，是這樣的一個(gè)點(diǎn)當(dāng)迎角發(fā)生變化時(shí)，氣動(dòng)力對該點(diǎn)的力矩始終不變，因此它可以理解為氣動(dòng)力增量的作用點(diǎn)。焦點(diǎn)的位置是決定飛機(jī)穩(wěn)定

30、性的重要參數(shù)。焦點(diǎn)不隨迎角變化 。v壓力中心，作用于翼型上的空氣動(dòng)力與翼弦線的交點(diǎn)，這個(gè)空氣動(dòng)力包含升力、誘導(dǎo)阻力、壓差阻力等。 v隨著迎角增大，壓力中心向前移動(dòng)，越來越靠近焦點(diǎn)00sincoszpzYMYANAtgmxxxxxxQScQScQScQSc壓壓壓焦焦焦零升力矩系數(shù)主要和翼型的摩擦力有關(guān)零升力矩系數(shù)主要和翼型的摩擦力有關(guān)迎角增加，壓力中心向前迎角增加，壓力中心向前移動(dòng)移動(dòng)機(jī)翼升力對機(jī)翼升力對焦焦點(diǎn)的下點(diǎn)的下俯力矩恒定俯力矩恒定焦點(diǎn)焦點(diǎn)焦點(diǎn)會(huì)隨M數(shù)增加而后移焦點(diǎn)位置與機(jī)翼上下表面的壓力分布有密切關(guān)系，也與下洗角的大小和機(jī)身機(jī)翼的彈性形變有關(guān)，在亞音速氣流中，機(jī)翼上下表面的壓力分布前部

31、壓力絕對值大，后部較小，其增量分布也是如此，焦點(diǎn)位于約距前緣的1/4翼弦處；在超音速氣流中，機(jī)翼上下表面壓力分布是均勻的，其增量也均勻分布，此時(shí)的焦點(diǎn)在約50%氣動(dòng)弦長處。三、阻力v摩擦阻力v壓差阻力v干擾阻力誘導(dǎo)阻力激波阻力阻力相關(guān)資料典型飛機(jī)阻力構(gòu)成阻力名稱亞音速運(yùn)輸機(jī)超音速戰(zhàn)斗機(jī)單旋翼直升機(jī)摩擦阻力45%23%25%誘導(dǎo)阻力40%29%25%干擾阻力7%6%40%激波阻力3%35%5%其他阻力5%7%5%阻力1：摩擦阻力q由空氣的粘性造成由空氣的粘性造成q附面層附面層 ( 層流附面層 紊流附面層 )q層流流動(dòng)，摩擦阻力小層流流動(dòng)，摩擦阻力??；紊流流動(dòng)紊流流動(dòng)，摩擦阻力大的多摩擦阻力大的多

32、 - 盡量盡量使物體表面的流動(dòng)保持層流狀態(tài)使物體表面的流動(dòng)保持層流狀態(tài)附面層 附面層（邊界層）控制問題阻力2：壓差阻力q運(yùn)動(dòng)著的物體前后所形成的壓強(qiáng)差所運(yùn)動(dòng)著的物體前后所形成的壓強(qiáng)差所產(chǎn)生產(chǎn)生的的q同物體的迎風(fēng)面積、形狀和在氣流中的位置都同物體的迎風(fēng)面積、形狀和在氣流中的位置都有很大的關(guān)系有很大的關(guān)系迎面阻力v摩擦阻力和壓差阻力合起來叫做“迎面阻力”一個(gè)物體究竟哪種阻力占主要部分，主要取決于物體的形狀v流線體，迎面阻力中主要是摩擦阻力v遠(yuǎn)離流線體的式樣，壓差阻力占主要部分，摩擦阻力則居次要位置，且總的迎面阻力也較大機(jī)翼的三元效應(yīng)上翼面壓強(qiáng)低，下翼面壓強(qiáng)高 - 壓差 - 漩渦 - 下洗阻力3：誘

33、導(dǎo)阻力q翼尖渦使翼尖渦使流過機(jī)翼流過機(jī)翼的氣流向下的氣流向下偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度（下洗）（下洗）。升力與氣流方向垂直（向后傾升力與氣流方向垂直（向后傾斜），產(chǎn)生了向后的分力（阻力）斜），產(chǎn)生了向后的分力（阻力）q誘導(dǎo)阻力同機(jī)翼的平面形狀，翼剖面形狀，誘導(dǎo)阻力同機(jī)翼的平面形狀，翼剖面形狀，展弦比，特別是同展弦比，特別是同升升力有關(guān)。力有關(guān)。伴隨升力而產(chǎn)生的伴隨升力而產(chǎn)生的LLD誘導(dǎo)阻力 由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力?，F(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力。I.翼尖渦的形成 正常飛行時(shí)

34、，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過翼尖流向上翼面。下，下翼面的氣流就會(huì)繞過翼尖流向上翼面。這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（注意旋轉(zhuǎn)方向注意旋轉(zhuǎn)方向） 正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機(jī)下，下翼面的氣流就會(huì)繞過翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機(jī)翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。I.翼尖渦的形成I.翼尖渦

35、的形成 由于上、下翼面氣流在后緣由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流向，于是就形處具有不同的流向，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。翼尖渦形成的進(jìn)一步分析注意旋轉(zhuǎn)方向注意旋轉(zhuǎn)方向翼尖渦的立體形態(tài)翼尖渦的形態(tài)II.下洗流（DownWash）和下洗角 由于兩個(gè)翼尖渦的存在，會(huì)導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個(gè)向下的誘由于兩個(gè)翼尖渦的存在，會(huì)導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個(gè)向下的誘導(dǎo)速度場，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場會(huì)覆蓋整個(gè)導(dǎo)速度場，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場會(huì)覆蓋整個(gè)飛機(jī)所處空間范圍。飛機(jī)所處空間范圍。

36、下洗角 下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過翼型的氣流向下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過翼型的氣流向下傾斜，這個(gè)向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對氣流之間下傾斜，這個(gè)向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對氣流之間的夾角稱為下洗角的夾角稱為下洗角。下洗速度沿翼展分布 不同平面形狀的機(jī)翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。不同平面形狀的機(jī)翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。影響誘導(dǎo)阻力的因素機(jī)翼平面形狀：機(jī)翼平面形狀： 橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小。橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小。展弦比越大展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小，誘導(dǎo)阻力越小升力越大，誘導(dǎo)阻力越大升力越大，誘導(dǎo)阻力越大平直飛行中，平直飛行中，誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力低展弦比使翼尖渦低展弦比使翼尖渦變強(qiáng)，誘導(dǎo)阻力增變強(qiáng)，誘導(dǎo)阻力增加。加。高展弦比使翼尖渦高展弦比使翼尖渦減弱，誘導(dǎo)阻力變減弱，誘導(dǎo)阻力變小。小。展弦比對誘導(dǎo)阻力的影響機(jī)翼展弦比機(jī)翼展弦比倒數(shù)倒數(shù)誘導(dǎo)阻力系數(shù)減少的百誘導(dǎo)阻力系數(shù)減少的百分比分比升力系升力系數(shù)不變數(shù)不變大展弦比飛機(jī)空速大小對誘導(dǎo)阻力大小的影響阻力阻力誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力空速空速空速小，下洗角空速小，下洗角大，誘導(dǎo)阻力大大，誘導(dǎo)阻力大空速大，