翼型與機翼的氣動特性

章翼型與機翼的氣動特性Presenttheoreticalmethodsforthecalculationofairfoilaerodynamicproperties2021/5/916.1翼型和機翼的發(fā)展簡史2021/5/92翼型(airfoil)與機翼(wing)平行于機翼的對稱面截得的機翼截面，稱為翼剖面，即翼型。機翼是由翼型構(gòu)成的，是飛行器產(chǎn)生升力的主要部件，翼型的幾何形狀是機翼的基本幾何特性之一。2021/5/93Leadingedge:前緣trailingedge:后緣Chordline:弦線chordlength:弦長Thickness:厚度camber:彎度Meanchamberline:中弧線翼型的幾何參數(shù)2021/5/94翼型的分類按幾何形狀，翼型可分為兩類：圓頭尖尾的，用于低速、亞聲速和跨聲速飛行的飛機機翼，以及低超聲速飛行的超聲速飛機機翼；另一類是尖頭尖尾的，用于較高超聲速飛行的超聲速飛機機翼和導(dǎo)彈的彈翼。2021/5/95

對翼型的研究最早可追溯到19世紀(jì)后期，那時的人們已經(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。鳥翼具有彎度和大展弦比的特征平板翼型效率較低，失速迎角很小將頭部弄彎以后的平板翼型，失速迎角有所增加歷史回顧：飛機翼型的發(fā)展2021/5/961884年，H.F.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。早期的風(fēng)洞2021/5/97

與此同時，德國人奧托·利林塔爾設(shè)計并測試了許多曲線翼的滑翔機，他仔細(xì)測量了鳥翼的外形，認(rèn)為試飛成功的關(guān)鍵是機翼的曲率或者說是彎度，他還試驗了不同的翼尖半徑和厚度分布。2021/5/98

美國的賴特特兄弟所使用的翼型與利林塔爾的非常相似，薄而且彎度很大。這可能是因為早期的翼型試驗都在極低的雷諾數(shù)下進行，薄翼型的表現(xiàn)要比厚翼型好。2021/5/99

隨后的十多年里，在反復(fù)試驗的基礎(chǔ)上研制出了大量翼型，有的很有名，如RAF-6，Gottingen387，ClarkY。這些翼型成為NACA翼型家族的鼻祖。2021/5/910

在上世紀(jì)三十年代初期，美國國家航空咨詢委員會（NationalAdvisoryCommitteeforAeronautics，縮寫為NACA，后來為NASA，NationalAeronauticsandSpaceAdministration）對低速翼型進行了系統(tǒng)的實驗研究。他們發(fā)現(xiàn)當(dāng)時的幾種優(yōu)秀翼型的折算成相同厚度時，厚度分布規(guī)律幾乎完全一樣。于是他們把厚度分布就用這個經(jīng)過實踐證明，在當(dāng)時認(rèn)為是最佳的翼型厚度分布作為NACA翼型族的厚度分布。厚度分布函數(shù)為：最大厚度為。NACA翼型族2021/5/911式中，為相對彎度，為最大彎度位置。中弧線取兩段拋物線，在中弧線最高點二者相切。2021/5/912NACA四位數(shù)翼型族（1932）f是中弧線最高點的縱坐標(biāo)；p是此最高點的弦向位置（）第1數(shù)代表f，是弦長的百分?jǐn)?shù)；第2位代表p，是弦長的十分?jǐn)?shù)；最后兩位代表厚度，是弦長的百分?jǐn)?shù)例:NACA

②④①②2021/5/913

五位數(shù)翼族的厚度分布與四位數(shù)翼型相同。不同的是中弧線。它的中弧線前段是三次代數(shù)式，后段是一次代數(shù)式。例:

NACA：來流與前緣中弧線平行時的理論升力系數(shù)中弧線0：簡單型1：有拐點NACA五位數(shù)翼型族（1935）2021/5/914

層流翼型是為了減小湍流摩擦阻力而設(shè)計的，盡量使上翼面的順壓梯度區(qū)增大，減小逆壓梯度區(qū)，減小湍流范圍。NACA層流翼型族（1939）2021/5/915NACA六位數(shù)翼型族2021/5/9161967年美國NASA蘭利研究中心的Whitcomb主要為了提高亞聲速運輸機阻力發(fā)散Ma數(shù)而提出來超臨界翼型的概念。超臨界翼型（1967）2021/5/9176.2低速翼型及機翼氣動特性2021/5/9186.2.1低速翼型2021/5/919Airfoilcharacteristics(experiment)2021/5/920翼型的低速繞流圖畫起動渦：尾緣附著渦：由繞整個翼型的環(huán)量形成駐點位置變化：下翼面距前緣不遠(yuǎn)處；迎角越小，駐點離前緣越近；迎角增大，駐點位置后移；壓強最大點壓強與速度變化翼型的低速繞流圖畫2021/5/921實線表示理想流體，虛線表示粘性流體，這說明二者的區(qū)別主要來自于上翼面正迎角下，下翼面一直加速；中等迎角之上，下翼面的壓強系數(shù)一直是正值；迎角較大時，下翼面的壓強系數(shù)可能為負(fù)值上翼面：幾乎整個上翼面邊界層氣流所遭遇到的都是正壓強梯度。在起初10%的距離以內(nèi)，正壓強梯度更是特別強大，這對于保持層流是不利的。這種翼型的邊界層大多是湍流的，摩阻也較大，Re較大，二者差別越大小迎角翼型繞流和壓強分布示意圖2021/5/922作用在機翼上的合力用

表示，合力矩用表示，

表示無限遠(yuǎn)處的來流速度。如下圖作用在機翼上的力2021/5/923如下圖，

為升力，

為阻力，

為法向力，

為軸向力，攻角

指的是

和之間的夾角。則有2021/5/924壓心問：一個物體所受的力能否由單一的合力R或者有互相垂直力N、A組成的力表示，其合力的作用點的位置在什么地方？如圖為一個二維機翼受力示意圖即為壓心2021/5/925低速翼型的氣動特性翼型的分布載荷和氣動力，包括壓強分布、升力、阻力和俯仰力矩。所謂翼型的氣動特性，就是指這些氣動載荷和氣動力隨各種影響因素變化的規(guī)律翼型的升力和俯仰力矩2021/5/926升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)表達式2021/5/927升力特性用Cy-α曲線表示常用翼型在中小迎角范圍內(nèi)，升力曲線近似為一直線；迎角再增大，氣流已出現(xiàn)分離，升力系數(shù)隨之非線性增加，直至最大升力系數(shù)，相應(yīng)迎角為臨界迎角超過臨界迎角，升力系數(shù)隨迎角增大而減小，上翼面氣流完全分離升力曲線圖翼型升力特性2021/5/928翼型力矩特性力矩特性通常用mz-Cy表示在迎角或升力系數(shù)不太大時，曲線近似為一條直線；在迎角或升力系數(shù)較大時，曲線出現(xiàn)彎曲，這也與邊界層分離密切相關(guān)升力曲線與力矩曲線圖2021/5/929低速時，翼型的阻力由粘性引起，可分為兩部分：由翼面粘性切應(yīng)力造成的摩擦阻力，及由邊界層存在改變位流壓強分布引起的壓差阻力迎角不大時，摩擦阻力是主要的，壓差阻力較??；在設(shè)計升力系數(shù)下，此時迎角不大，阻力系數(shù)稱為最小阻力系數(shù)隨迎角或升力系數(shù)的增大，翼面上邊界層增厚，尾跡區(qū)加寬，粘性壓差阻力逐漸增大為主要部分；一旦出現(xiàn)失速，粘性壓差阻力劇增Cy-Cx升阻特性：升阻比翼型阻力特性和極曲線極曲線2021/5/930

翼型的升力是由于表面上的壓力分布造成的。對作用在翼型上的剪切力沿升力方向上進行積分得到的值通常是可以忽略的。事實上，升力可以通過假定無粘流動并且結(jié)合在后緣處的庫塔條件精確求得。但是，運用相同的方法來預(yù)測阻力，得到的阻力值為0，這個結(jié)果與常識相違背，稱此為d’Alembert悖論。d’Alembert是法國數(shù)學(xué)和物理學(xué)家，他第一個運用這種方法來計算二維翼型無粘擾流產(chǎn)生的阻力粘性流動：翼型阻力2021/5/931

當(dāng)粘性考略在流動中時，這種悖論立馬消失。事實上，流動的粘性產(chǎn)生翼型阻力的唯一原因。阻力產(chǎn)生于兩種物理機制： 1、表面摩擦阻力：即作用在表面上的剪切力 2、由于流動分離產(chǎn)生的壓差阻力，有時也叫做形阻力

2021/5/932如圖a清晰展示出剪切力產(chǎn)生的阻力。由于流動分離（b）產(chǎn)生的壓差阻力相對來說是一個細(xì)微的現(xiàn)象2021/5/933現(xiàn)代低速翼型前面介紹了標(biāo)準(zhǔn)NACA翼型的命名和翼型氣動特性。在1970s，NASA設(shè)計出了一系列性能優(yōu)于之前NACA的低速翼型。新的NASA翼型采用數(shù)值模擬方法設(shè)計。通過風(fēng)洞測試，通過計算機設(shè)計的翼型性能有了明顯提高。下圖為NASALS(1)-0417翼型2021/5/9346.2.2低速機翼2021/5/935一個翼型的氣動特性通常用曲線表示矩形機翼在亞聲速氣流中的氣動載荷分布2021/5/936一個翼型展向載荷分布所產(chǎn)生的尾渦系2021/5/9376.3跨聲速翼型與機翼的氣動特性2021/5/938跨聲速流動相關(guān)的處理方法采用小擾動假設(shè)，以簡化運動方程：跨聲速時，運動方程可簡化，但得不到線化應(yīng)用相似律：量綱分析法；解與解間的關(guān)系數(shù)值計算：有限差分、有限元速度圖法：精確；僅限于平面流近似解法：動量積分方法漸近展開法：物體的相對厚度很小2021/5/939速度圖法概述速度圖法：恰普雷金主要思想：將原來物理平面上用自變量x，y表示的全速勢函數(shù)ф或流函數(shù)Ψ變換成由速度平面上的自變量Vx，Vy或V、θ來表示（θ為速度矢量與軸的夾角。平面射流特點：（1）在射流自由面上流體的壓力是相等的；（2）在軸x所表示的壁面上，各點的速度方向已知，都是水平方向，但速度的大小未知。不可壓縮流體的平面射流2021/5/940應(yīng)用：高亞聲速翼型（錢學(xué)森（1939））、跨聲速領(lǐng)域局限性：變換后的邊界條件通常是非線性的，一般變得很復(fù)雜（a）物理平面（b）速度平面不可壓縮流體繞橢圓柱的流動2021/5/941跨聲速流動圖畫拉伐爾噴管喉部的實際流動2021/5/942跨聲速流動圖畫2021/5/943一個常規(guī)翼型的跨聲速繞流2021/5/944一個尖頭翼型的跨聲速繞流2021/5/945翼型的臨界馬赫數(shù)臨界馬赫數(shù)（或稱下臨界馬赫數(shù)）：翼型本身的相對厚度、相對彎度和迎角等參數(shù)、平面形狀臨界壓強等熵流動

臨界壓強系數(shù)2021/5/946翼型最低壓強點壓強系數(shù)隨著相對厚度的增大，翼型的臨界馬赫數(shù)亦隨之下降

確定翼型臨界馬赫數(shù)的圖線2021/5/947薄翼型的跨聲速繞流流譜0.75；0.81；0.89；0.98；1.4；1.6翼型跨聲速繞流流場結(jié)構(gòu)2021/5/948薄翼型的氣動特性隨來流馬赫數(shù)的變化升力系數(shù)隨來流馬赫數(shù)之變化

升力系數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化2021/5/949阻力系數(shù)隨來流馬赫數(shù)之變化阻力系數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化2021/5/950俯仰力矩特性隨來流馬赫數(shù)之變化壓力中心隨來流馬赫數(shù)的變化2021/5/951機翼主要幾何參數(shù)對跨聲速氣動特性的影響翼型的臨界馬赫數(shù)將隨翼型的相對厚度、相對彎度以及升力系數(shù)Cy的增大而降低翼型臨界馬赫數(shù)與相對厚度的關(guān)系翼型臨界馬赫數(shù)與相對彎度的關(guān)系2021/5/952翼型臨界馬赫數(shù)與升力系數(shù)的關(guān)系2021/5/953機翼臨界馬赫數(shù)：機翼的平面幾何參數(shù)（后掠角和展弦比）機翼的臨界馬赫數(shù)，除與翼型的幾何參數(shù)與攻角有關(guān)外，還與機翼的平面幾何參數(shù)（如后掠角和展弦比）有關(guān)。增大機翼后掠角，可提高機翼的臨界馬赫數(shù)展弦比越小，機翼的臨界馬赫數(shù)就越高斜置翼2021/5/954跨聲速機翼氣動特性的相似參數(shù)相似參數(shù)：相對厚度、展弦比升力系數(shù)和零升波阻系數(shù)

2021/5/955一種適用于跨聲速流的超臨界翼型超臨界翼型：一種上翼面中部比較平坦，下翼面后部向里凹的翼型，在超過臨界M數(shù)飛行時，雖有激波但很弱，接近無激波狀態(tài)，故稱超臨界翼型。超臨界翼型：（Supercriticalairfoil）是一種高性能的超音速翼型。超臨界翼型是一種為