飛行器翼型設(shè)計(jì)

1、翼型的定義與爭論進(jìn)展直接影響到飛機(jī)的氣動(dòng)性能和飛行品質(zhì)。通常飛機(jī)設(shè)計(jì)要求，機(jī)翼和尾翼的盡可能升力大、阻力小、并有小的零升俯仰力矩。因此，對于不同的飛行速度，機(jī)翼的翼型外形是不同的。對于低亞聲速飛機(jī)，為了提高升力系數(shù)，翼型外形為圓頭尖尾形；對于高亞聲速飛機(jī)，為了提高阻力發(fā)散Ma數(shù)，承受超臨界翼型，其特點(diǎn)是前緣飽滿、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，承受尖頭、尖尾形翼型。3、NACA翼型編號(hào)NACA四位數(shù)翼族：其中第一位數(shù)代表f，是弦長的百分?jǐn)?shù)；其次位數(shù)代表p，是弦長的格外數(shù)；最終兩位數(shù)代表厚度，是弦長的百分?jǐn)?shù)。例如NACA0012是一個(gè)無彎度、厚12%的對稱翼型。有現(xiàn)成試驗(yàn)數(shù)據(jù)的NACA四位數(shù)翼族的翼型有6%、8%、9%、10%、12%、15%、18%、21%、24以3/2就等于設(shè)計(jì)升力系數(shù)的十倍。其次、第三兩位數(shù)是2p，以弦長的百分?jǐn)?shù)來表示。最終兩位數(shù)仍是百分厚度。例如NACA23012〔2〕×3/20=0.30；p=30/2,即中弧線最高點(diǎn)的弦向位置在15%弦特長，厚度仍為12%。一般狀況下的五位數(shù)編號(hào)意義如下有現(xiàn)成試驗(yàn)數(shù)據(jù)的五位數(shù)翼族都是230-系列的，設(shè)計(jì)升力系數(shù)都是0.30，中弧線最高點(diǎn)的弦向位置p都在15%弦特長，厚度有12%、15%、18%、21%、24%五種。其它改型的五位數(shù)翼型在此就不介紹了。1、低速翼型繞流圖畫低速圓頭翼型在小迎角時(shí)，其繞流圖畫如以下圖示?？傮w流淌特點(diǎn)是前駐點(diǎn)位于下翼面距前緣點(diǎn)不遠(yuǎn)處，流經(jīng)駐點(diǎn)的流線分成兩局部，一局部從駐點(diǎn)起繞地集合后下向流去。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，然后漸漸減速。依據(jù)Bernoulli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，然后壓力漸漸增大〔過了最小壓力點(diǎn)為逆壓梯度區(qū)。而在下翼面流體質(zhì)點(diǎn)速度從駐點(diǎn)開頭始終加速到后緣，但不是均加速的。NACA2412在迎角7.40時(shí)的壓強(qiáng)分布曲線隨著迎角的增大，駐點(diǎn)漸漸后移，最大速度點(diǎn)越靠近前緣，最大速度值越大，上下翼面的壓差越大，因而升力越大。氣流到后緣處，從上下翼面平順流出，因此后緣點(diǎn)不肯定是后駐點(diǎn)。當(dāng)迎角大過肯定的值之后，就開頭彎曲，再大一些，就到達(dá)了它的最大值，此值記為最也稱為失速迎角。歸納起來，翼型升力系數(shù)曲線具有的外形為3、翼型失速隨著迎角增大，翼型升力系數(shù)將消滅最大，然后減小。這是氣流繞過翼型時(shí)發(fā)生分別的的流淌狀況和壓力分布親熱相關(guān)。在肯定迎角下，當(dāng)?shù)退贇饬骼@過翼型時(shí)，從上翼面的壓力分布和速度變化可知：氣流在上翼面的流淌是，過前駐點(diǎn)開頭快速加速減壓到最大速度點(diǎn)〔順壓梯度區(qū)增壓到翼型后緣點(diǎn)處〔逆壓梯度區(qū)。小迎角翼型附著繞流生分別。這時(shí)氣流分成分別區(qū)內(nèi)部的流淌和分別區(qū)外部的主流兩局部。在分別邊界〔稱為自由邊界〕上，二者的靜壓必處處相等。分別后的主流就不再減速不局部便不斷有氣流從后面來填補(bǔ)，而形成中心局部的倒流。大迎角翼型分別繞流不同迎角下翼型的繞流試驗(yàn)結(jié)果依據(jù)大量試驗(yàn)，大Re數(shù)下翼型分別可依據(jù)其厚度不同分為：后緣分別〔湍流分別(a；前緣分別〔前緣短泡分別，如(b；薄翼分別〔前緣長氣泡分別，如(c。后緣分別〔湍流分別〕這種分別對應(yīng)的翼型厚度大于12%-15%，翼型頭部的負(fù)壓不是特別大，分別從翼型上翼面角到達(dá)肯定數(shù)值時(shí)，分別點(diǎn)進(jìn)展到上翼面某一位置時(shí)〔大約翼面的一半，升力系數(shù)到達(dá)最力曲線也變化緩慢，失速特性好。NACA4412——后緣分別〔湍流分別〕前緣分別〔前緣短泡分別〕對于中等厚度的翼型〔6%-9，前緣半徑較小，氣流繞前緣時(shí)負(fù)壓很大，從而產(chǎn)生很大的逆壓梯度，即使在不大迎角下，前緣四周發(fā)生流淌分別，分別后的邊界層轉(zhuǎn)捩成湍流，0.5~1%，當(dāng)迎角到達(dá)失速角時(shí)，短氣泡突然翻開，氣流不能再附，導(dǎo)致上翼面突然完全分別，使升力和力矩突然變化。薄翼分別〔前緣長氣泡分別〕對于薄的翼型〔4%-6，前緣半徑更小，氣流繞前緣時(shí)負(fù)壓更大，從而產(chǎn)生很大的逆壓梯度，即使在不大迎角下，前緣四周引起流淌分別，分別后的邊界層轉(zhuǎn)捩成湍流，從外流有弦長的2%-3%；隨著迎角增加，再附點(diǎn)不斷向下游移動(dòng)；當(dāng)?shù)竭_(dá)失速迎角時(shí)，氣泡不再附著，上翼面完全分別之后，升力到達(dá)最大值；迎角連續(xù)增加，升力漸漸下降。除上述三種分別外，還可能存在混合分別形式，氣流繞翼型是同時(shí)在前緣和后緣發(fā)生分別。按產(chǎn)生阻力的緣由分類，低速飛行時(shí)飛機(jī)上的阻力有：摩擦阻力，壓差阻力，誘導(dǎo)阻力和干擾阻力等。按產(chǎn)生阻力的緣由分類，低速飛行時(shí)飛機(jī)上的阻力有：摩擦阻力，壓差阻力，誘導(dǎo)阻力和干擾阻力等。摩擦阻力,阻滯了氣流的流淌，由此而產(chǎn)生的阻力就叫做摩擦阻力“。當(dāng)氣流流殺機(jī)外表與機(jī)體相接觸的那后空氣,做團(tuán)粘附在機(jī)體外表上。于是這匡氣流的流淌速度降低為零。緊靠這層空氣的外面←層空氣雖然沒有直承受機(jī)體外表的影響,但由于其相鄰的空氣層的速度為零,由于粘性,該層空氣的流淌速度也被減小到很小。這樣層層影響,各層空氣的流淌速度漸漸加大,機(jī)體外表的阻滯作用漸漸刷、,始終到速度與外界自由流速相等;這樣一種流速有變化的空氣稱之為“附面層“。附面層內(nèi),每相鄰兩薄層空氣之間由于存在速度差便產(chǎn)生摩擦力。這種摩擦力的總和就是飛機(jī)的摩擦阻力。是巨型飛船和海輪船舷上的附面層，其厚度可以達(dá)幾十厘米，甚至半米，卻是相當(dāng)厚了。附面層中氣流的流淌狀況也是不同的。一般機(jī)翼大約在最大厚度以前，附面層的氣流各層不相混雜而成層地流淌。這局部叫“層流附面層,”。在這以后,氣流的活動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)殡s亂無章,并且消滅了旋渦和橫向運(yùn)動(dòng)。這局部就叫做“紊流附面層“。雖然紊流附面層內(nèi)空氣,傲團(tuán)的運(yùn)動(dòng)是紊亂的,但是整個(gè)附面層仍舊附著在機(jī)翼外表。層流轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞯哪且稽c(diǎn)叫“轉(zhuǎn)缺點(diǎn)“?在紊流盹面層之后,附面層脫離了翼面幣形成大量宏觀的旋渦。這就是“尾跡“。附面層開頭分別的一點(diǎn)叫“分別點(diǎn)“.附面層內(nèi)的摩擦阻力同流淌狀況有很大關(guān)系。實(shí)踐證明,層流附面層的摩擦阻力小,而紊流附面層的摩擦阻力大。因此,盡可能在機(jī)翼和飛視其他部件外表保持層流流淌是有利的。層流翼型「聲擦阻力要低得多。為了降低飛機(jī)的摩擦匪時(shí)使飛機(jī)外表盡量光滑。壓差阻力“壓差阻力,,它成的壓強(qiáng)差。假設(shè)把→塊平板垂直地直立在氣流中;強(qiáng)大大增大,后面壓強(qiáng)減小。前后形成了巨i了巨大的咀力。五差阻力。假設(shè)把平板平行于氣流方向置于氣流中則產(chǎn)生的壓差阻力就微乎其微。由此可見,壓差阻力同物體的迎風(fēng)面積、外形和在氣流中的位置都有很大關(guān)系。所謂迎風(fēng)面積,就是物體上垂直于氣流方向的最大截面面積。從閱歷得知物體的迎風(fēng)面面積越大,壓差阻力也就越大。物體的外形對壓差阻力也有很大影響。由風(fēng)洞試驗(yàn)可知，假設(shè)一個(gè)短圓柱體的軸向阻力為單位1的話,那末同樣的短圓柱體頭部加上因錐,頭部裝一外表均勻彎曲的凸頭,以及頭部裝凸頭同時(shí)尾部再裝一漸漸變尖的凸頭,形成所謂“流線體“時(shí)。它們的阻力分別是短圓柱體的25,1/5和1/25?？梢娢矬w的外形對壓差阻力影響之大。流線體所以能大幅度降低壓差阻力,實(shí)際上是流線體的頭部占據(jù)了物體前面的氣流滯止所形成的高壓區(qū),使氣流能平滑地流過物體外表來降低物體前后的壓力差。因此,為了降低壓差阻力,飛機(jī)的迎風(fēng)面積要盡可能小同時(shí)全部飛機(jī)部件都要加以整流形成流線體外形。誘導(dǎo)阻力機(jī)翼上也有摩擦阻力和壓差阻力。對機(jī)翼而言,這二者合稱“翼型阻力“。但機(jī)翼上除翼型阻力外還有“誘導(dǎo)阻力“(又叫“感應(yīng)阻力,,)。這是機(jī)翼所獨(dú)有的一種阻力。(固然,尾翼上也有)。由于這種阻力是伴隨著機(jī)翼上升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的?；蛟S可以說它是為了產(chǎn)生升力而付出的一種“代價(jià)”。當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí),下翼面壓強(qiáng)大、上翼面壓強(qiáng)小。由于翼展的長度是有限的,所以上下翼面的壓強(qiáng)差使得氣流從下翼面繞過兩端翼尖,向上翼面流淌。當(dāng)流繞過翼尖時(shí),在翼尖處不斷形成旋渦。這種旋渦,從飛機(jī)的正前方看去,右邊(飛機(jī)的左機(jī)翼)是逆時(shí)針方向的,左邊(飛機(jī)的右機(jī)翼),旋渦,內(nèi)減到最小。尖旋渦中的氣流在翼尖外側(cè)是向上流淌的,形成上升氣流。后雁在上升氣流中飛仨較省力,對長途不著陸飛行是很有利的。,v之外又產(chǎn)生了垂直向v和“uuvE稱為下洗角。Yv的方向上的分力,可是氣流流過機(jī)翼以后,由于下洗速度仙的作用,v的方向轉(zhuǎn)變,E,u和方向。因此,YE,而與uYl。然而飛機(jī)的飛行方向仍舊是原來v的方向,Y1就產(chǎn)生一個(gè)與飛機(jī)前進(jìn)方向相反的水平分力Q1。這是阻擋飛機(jī)前進(jìn)的阻力,這種阻力是由升力的誘導(dǎo)而產(chǎn)生的,因此叫做“誘導(dǎo)阻力“。它是由于氣流下洗使原來的升力偏轉(zhuǎn)而引起的附加阻力并不包含在翼型阻力之內(nèi)。誘導(dǎo)阻力同機(jī)翼的平面外形、翼剖面外形和展弦比有關(guān),所以為了減小機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力,應(yīng)中選取隨圓形的機(jī)翼平面外形,并盡可力量日大機(jī)翼的展長即增加展弦比使翼尖處下洗嚴(yán)峻區(qū)在機(jī)翼展樂中所占的比重下降。干擾阻力飛機(jī)上除了摩擦阻力、壓差阻力和誘導(dǎo)阻力以外,還有一種“干擾阻力“值得我們留意。實(shí)踐說明,飛機(jī)的各個(gè)部件如機(jī)翼、r機(jī)身、尾翼等,單獨(dú)放在氣流中所產(chǎn)生的阻力的總和并不等于,而往往是小于組成一架飛機(jī)時(shí)的阻力。現(xiàn)在我們以機(jī)翼和機(jī)身為例,看看這種額外阻力是怎樣產(chǎn)生的。如下圖,氣流流過機(jī)翼和機(jī)身的連接處,由于機(jī)翼和機(jī)身二者外形的關(guān)系,在這里形成了一個(gè)截面由大到小,A處截面比較大,C點(diǎn)翼面最高點(diǎn),氣流通道收縮到最小,B處又漸漸擴(kuò)大。依據(jù)流體的流淌特性,C處的速度大而壓強(qiáng)小,B處的速度小而壓強(qiáng)大,CB一段通道中氣流有從BC的趨勢。力。這一阻力是氣流相互干擾而產(chǎn)生的，所以叫做“干擾阻力”?？赡墚a(chǎn)生。慮它們的相對位置，使得連接處壓強(qiáng)的增加不大也不急劇，干擾阻力就可以減小?！罢髌钡姆椒?，使連接處圓滑過度，盡可能削減旋渦的產(chǎn)生，也可削減“干擾阻力”?！Σ磷枇?、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力和干擾阻力，都簡潔們在激波一節(jié)中再爭論。假設(shè)從產(chǎn)生阻力的飛機(jī)部件的觀點(diǎn)來談，則飛機(jī)總阻力中包括機(jī)翼阻力、機(jī)身阻力、起落架阻力、尾翼阻力、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙阻力……以及暴露在氣流中的各種零件的阻力。除機(jī)翼阻力之外的全部飛機(jī)部件和零件所“廢阻力”〔廢阻力中包括干擾阻力。試驗(yàn)說明，廢阻力在飛機(jī)總阻力中占很大比例，一般約為總阻力的百分之六十到七十，必需予以充分的重視。如,當(dāng)殲擊機(jī)同敵機(jī)在空中搏斗時(shí),為了提高機(jī)動(dòng)性,有時(shí)突然翻開阻力板(又叫減速板),來快速增大阻力,降低速度,繞到敵機(jī)前方有利位置進(jìn)展攻擊。另外某些高速飛機(jī)在著陸時(shí)、為了增大阻力、降低著陸速度,縮短滑跑距離,翻開阻力傘就可到達(dá)目的。阻力同升力一樣,也是總空氣動(dòng)力的一局部,所以同樣可以得出“阻力公式“:Cx為阻力系數(shù),S視為該公式使用的部件不同而不同,對于機(jī)翼仍舊是機(jī)翼平面面積,Cx,使用該阻力系數(shù)和相應(yīng)的參考面積來計(jì)算阻力。阻力系數(shù)也與飛機(jī)的攻角有關(guān),力攻角。而其他攻角的阻力都要比該攻角的阻力大。和力矩來實(shí)現(xiàn)的。如對于水公平速直線飛行而言，從飛機(jī)受力條件，有L＝G L V 〔升力與重力平衡〕￥F＝D D//V 〔推力與阻力平衡〕￥M=0 (俯仰力矩保持守恒〕飛機(jī)產(chǎn)生升力必需具備的條件：有空氣〔飛機(jī)在空中飛行是靠作用于飛機(jī)上的空氣動(dòng)力。此外，噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的氧氣也是取源于空氣。必需存在肯定的飛行速度〔飛機(jī)和空氣之間要有肯定的相對運(yùn)動(dòng)，產(chǎn)生空氣動(dòng)力。要有適當(dāng)?shù)臍鈩?dòng)外形、受力大小和飛行姿勢。必需存在保持和轉(zhuǎn)變飛行狀態(tài)的力量。1、飛機(jī)的氣動(dòng)布局不同類型的飛機(jī)、不同的速度、不同的飛行任務(wù)，飛機(jī)的氣動(dòng)布局是不同的。何為飛機(jī)的氣動(dòng)布局？廣義而言：指飛機(jī)主要部件的尺寸、外形、數(shù)量、及其相互位置。飛機(jī)的主要部件有：推動(dòng)系統(tǒng)、機(jī)翼、機(jī)身、尾翼〔平尾、立尾、起落架等。按機(jī)翼和機(jī)身連接的相互位置分為：按機(jī)翼弦平面有無上反角分為：按立尾的數(shù)量分為：按機(jī)翼與平尾的相對縱向位置分為：2、機(jī)翼的外形的輕。所謂良好的氣動(dòng)外形，是指升力大、阻力小、穩(wěn)定操縱性好。美國戰(zhàn)術(shù)運(yùn)輸機(jī)C-130上單翼、平直機(jī)翼、4發(fā)翼下吊布置、正常式布局F-22猛禽—當(dāng)今世界最先進(jìn)的第四代戰(zhàn)斗機(jī)中單翼、雙發(fā)、梯形翼、雙立尾正常式噴火戰(zhàn)斗機(jī)—英國其次次世界大戰(zhàn)名機(jī)下單翼、橢圓形機(jī)翼、正常式布局B-52遠(yuǎn)程戰(zhàn)略轟炸機(jī)〔同溫層堡壘〕上單翼、4發(fā)翼下吊、后掠翼、正常式布局協(xié)和號(hào)超聲速客機(jī)〔Ma=2.04〕協(xié)和號(hào)超聲速客機(jī)〔Ma=2.04〕雙發(fā)三角形機(jī)翼布局雙發(fā)三角形機(jī)翼布局S37〔三翼面布局〕S37〔三翼面布局〕A380客機(jī)遠(yuǎn)程寬身運(yùn)輸機(jī)下單翼、四發(fā)翼下吊、后掠翼、正常式布局一般而言：運(yùn)輸機(jī) 多數(shù)承受上單翼〔便于裝貨〕高亞音速客機(jī) 下單翼布局、后掠翼、正常式布局〔升阻比大，運(yùn)行經(jīng)濟(jì)，座艙噪聲低，視野寬〕〔在機(jī)身下半部放置貨物〕戰(zhàn)斗機(jī) 多數(shù)承受中或下單翼，三角翼、大后掠翼正?；蝤喪讲季帧菜俣瓤?、阻力小、機(jī)動(dòng)敏捷、失速迎角大〕簡潔襟翼簡潔襟翼簡潔襟翼的外形與副翼相像，其構(gòu)造比較簡潔。簡潔襟翼在不偏轉(zhuǎn)時(shí)形成機(jī)翼后簡潔襟翼的外形與副翼相像，其構(gòu)造比較簡潔。簡潔襟翼在不偏轉(zhuǎn)時(shí)形成機(jī)翼后緣的一局部，當(dāng)放下(即向下偏轉(zhuǎn))時(shí)，相當(dāng)于增大了機(jī)翼翼型的彎度，從而使升力增大。當(dāng)它在著陸偏轉(zhuǎn)50～60度時(shí)，大約能使升力系數(shù)增大65%～75%。分裂襟翼分裂襟翼〔也稱為開裂襟翼〕象一塊薄板，緊貼于機(jī)翼后緣下外表并形成機(jī)翼的分裂襟翼分裂襟翼〔也稱為開裂襟翼〕象一塊薄板，緊貼于機(jī)翼后緣下外表并形成機(jī)翼的一局部。使用時(shí)放下(即向下旋轉(zhuǎn))，在后緣與機(jī)翼之間形成一個(gè)低壓區(qū)，對機(jī)翼上外表的氣流有吸引作用，使氣流流速增大，從而增大了機(jī)翼上下外表的壓強(qiáng)差，使升力增大。除此之外，襟翼下放后，增大了機(jī)翼翼型的彎度，同樣可提高升力。這種襟翼一般可把機(jī)翼的升力系數(shù)提高75%～85%。開縫襟翼它是在簡潔襟翼的根底上改進(jìn)而成的。除了起簡潔襟翼的作用外，還具有類似于前緣縫翼的作用，由于在開縫襟翼與機(jī)翼之間有一道縫隙，下面的高壓氣流通過這道開縫襟翼它是在簡潔襟翼的根底上改進(jìn)而成的。除了起簡潔襟翼的作用外，還具有類似于前緣縫翼的作用，由于在開縫襟翼與機(jī)翼之間有一道縫隙，下面的高壓氣流通過這道縫隙以高速流向上面，延緩氣流分別，從而到達(dá)增升目的。開縫襟翼的增升效果較好，一般可使升力系數(shù)增大85%～95%。后退襟翼后