3机翼的几何外形和气动力和气动力矩

作用在翼型上的气动力和气动力矩1.飞机机翼的几何外形和几何参数2.升力和阻力的产生机理和影响因素3.影响升力、阻力的因素一、机翼的几何外形当飞机在空中飞行时，作用在飞机上的升力主要是由机翼产生；同时机翼上也会产生阻力。机翼上的空气动力的大小和方向，在很大程度上又决定于机翼的外形，即机翼翼型（或翼剖面）几何形状、机翼平面几何形状等。描述机翼的几何外形，主要从这两方面加以说明。1.机翼翼型的几何参数%100/maxctctt前缘厚度中弧线后缘弯度弦线弦长c后缘角弦长连接翼型前缘(翼型最前面的点)和后缘(翼型最后面的点)的直线段称为翼弦（也称为弦线），其长度称为弦长，用c表示。相对厚度翼型的厚度是垂直于翼弦的翼型上下表面之间的直线段长度。翼型最大厚度tmax与弦长c之比，称为翼型的相对厚度t/c或，并常用百分数表示，即1.翼型的几何参数及其发展1、弦长前后缘点的连线称为翼型的几何弦。但对某些下表面大部分为直线的翼型，也将此直线定义为几何弦。翼型前、后缘点之间的距离，称为翼型的弦长，用c表示，或者前、后缘在弦线上投影之间的距离。1.1翼型的几何参数及其发展2、翼型表面的无量纲坐标翼型上、下表面曲线用弦线长度的相对坐标的函数表示：()()()()uuuullllyxyffxccyxyffxcc10x1.1翼型的几何参数及其发展3、弯度弯度的大小用中弧线上最高点的y向坐标来表示。此值通常也是相对弦长表示的。翼型上下表面y向高度中点的连线称为翼型中弧线。如果中弧线是一条直线（与弦线合一），这个翼型是对称翼型。如果中弧线是曲线，就说此翼型有弯度。1.1翼型的几何参数及其发展中弧线y向坐标（弯度函数）为：1()()2ffulyyxyyc相对弯度maxfffyc最大弯度位置ffxxc1.1翼型的几何参数及其发展厚度分布函数为：1()()2cculyyxyyc相对厚度maxmax22ccycyb最大厚度位置ccxxc4、厚度以下是用来衡量机翼气动外形的主要几何参数：翼展：翼展是指机翼左右翼尖之间的长度，一般用b表示。翼弦：翼弦是指机翼沿机身方向的弦长。除了矩形机翼外，机翼不同地方的翼弦是不一样的，有翼根弦长c0、翼尖弦长梢k弦c1。1.2机翼的平面几何参数机翼面积：是指机翼在oxz平面上的投影面积，一般用S表示。几何平均弦长cpj定义为pjScc展弦比：翼展b和平均几何弦长cpj的比值叫做展弦比，用λ表示，其计算公式可表示为：展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大。高速飞机一般采用小展弦比的机翼。1.2机翼的平面几何参数2bSpjbc根梢比：根梢比是翼根弦长c0与翼尖弦长c1的比值，一般用η表示，01cc梢根比：梢根比是翼尖弦长c1与翼根弦长c0的比值，一般用ξ表示，10cc上反角(Dihedralangle)上反角是指机翼基准面和水平面的夹角，当机翼有扭转时，则是指扭转轴和水平面的夹角。当上反角为负时，就变成了下反角(Cathedralangle)。低速机翼采用一定的上反角可改善横向稳定性。1.2机翼的平面几何参数后掠角：后掠角是指机翼与机身轴线的垂线之间的夹角。后掠角又包括前缘后掠角（机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ0表示）、后缘后掠角（机翼后缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ1表示）及1/4弦线后掠角（机翼1/4弦线与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ0.25表示）。1.2机翼的几何参数0125.0如果飞机的机翼向前掠，则后掠角就为负值，变成了前掠角。1.2机翼的几何参数几何扭转角：机翼上平行于对称面的翼剖面的弦线相对于翼根翼剖面弦线的角度称为机翼的几何扭转角；如右图所示。若该翼剖面的局部迎角大于翼根翼剖面的迎角，则扭转角为正。沿展向翼剖面的局部迎角从翼根到翼梢是减少的扭转称为外洗，扭转角为负。反之成为内洗。除了几何扭转角之外还有气动扭转角，指的是平行于机翼对称面任一翼剖面的零升力线和翼根翼剖面的零升力线之间的夹角。扭xyo扭安装角：机翼安装在机身上时，翼根翼剖面弦线与机身轴线之间的夹角称为安装角。安装角1949年2月18日,试飞员威廉•米勒驾驶473号XF7U-1，消失在试验区上空2100米高度的云层中1.3翼型的几何参数及其发展对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。如对于低亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型形状为圆头尖尾形；而对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散Ma数，采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型。通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小。1.3翼型的几何参数及其发展对翼型的研究最早可追溯到19世纪后期，那时的人们已经知道带有一定安装角的平板能够产生升力，有人研究了鸟类的飞行之后提出，弯曲的更接近于鸟翼的形状能够产生更大的升力和效率。鸟翼具有弯度和大展弦比的特征平板翼型效率较低，失速迎角很小将头部弄弯以后的平板翼型，失速迎角有所增加1.3翼型的几何参数及其发展1884年，H.F.菲利普使用早期的风洞测试了一系列翼型，后来他为这些翼型申请了专利。早期的风洞1.3翼型的几何参数及其发展与此同时，德国人奥托·利林塔尔设计并测试了许多曲线翼的滑翔机，他仔细测量了鸟翼的外形，认为试飞成功的关键是机翼的曲率或者说是弯度，他还试验了不同的翼尖半径和厚度分布。1.3翼型的几何参数及其发展美国的莱特兄弟所使用的翼型与利林塔尔的非常相似，薄而且弯度很大。这可能是因为早期的翼型试验都在极低的雷诺数下进行，薄翼型的表现要比厚翼型好。1.3翼型的几何参数及其发展随后的十多年里，在反复试验的基础上研制出了大量翼型，有的很有名，如RAF-6，Gottingen387，ClarkY。这些翼型成为NACA翼型家族的鼻祖。1.4翼型的空气动力系数1、翼型的迎角与空气动力在翼型平面上，把来流V∞与翼弦线之间的夹角定义为翼型的几何迎角，简称迎角。对弦线而言，来流在下为正，在上为负。翼型绕流视平面流动，翼型上的气动力视为无限翼展机翼在展向取单位展长所受的气动力。1.4翼型的空气动力系数当气流绕过翼型时，在翼型表面上每点都作用有压强p（垂直于翼面）和摩擦切应力（与翼面相切），它们将产生一个合力R，合力的作用点称为压力中心，合力在来流方向的分量为阻力X，在垂直于来流方向的分量为升力Y。dspAdspN)sincos()sincos(22NAR1.4翼型的空气动力系数翼型升力和阻力分别为cossinsincosANXANY空气动力矩取决于力矩点的位置。如果取矩点位于压力中心，力矩为零。如果取矩点位于翼型前缘，前缘力矩；如果位于力矩不随迎角变化的点，叫做翼型的气动中心，为气动中心力矩。规定使翼型抬头为正、低头为负。薄翼型的气动中心为0.25c，大多数翼型在0.23c-0.24c之间，层流翼型在0.26c-0.27c之间。ydspxdspMz)sincos()sincos(2、空气动力系数1.4翼型的空气动力系数翼型无量纲空气动力系数定义为升力系数2Y12lACVc阻力系数212xAXCρVc2212zzAMmVc俯仰力矩系数1.5低速翼型的低速气动特性概述1、低速翼型绕流图画低速圆头翼型在小迎角时，其绕流图画如下图示。总体流动特点是（1）整个绕翼型的流动是无分离的附着流动，在物面上的边界层和翼型后缘的尾迹区很薄；1.5低速翼型的低速气动特性概述（2）前驻点位于下翼面距前缘点不远处，流经驻点的流线分成两部分，一部分从驻点起绕过前缘点经上翼面顺壁面流去，另一部分从驻点起经下翼面顺壁面流去，在后缘处流动平滑地汇合后下向流去。（3）在上翼面近区的流体质点速度从前驻点的零值很快加速到最大值，然后逐渐减速。根据Bernoulli方程，压力分布是在驻点处压力最大，在最大速度点处压力最小，然后压力逐渐增大（过了最小压力点为逆压梯度区）。1.3低速翼型的低速气动特性概述（5）气流到后缘处，从上下翼面平顺流出，因此后缘点不一定是后驻点。（4）随着迎角的增大，驻点逐渐后移，最大速度点越靠近前缘，最大速度值越大，上下翼面的压差越大，因而升力越大。1.5低速翼型的低速气动特性概述翼型绕流气动力系数随迎角的变化曲线一个翼型的气动特性，通常用曲线表示。有升力系数曲线，阻力系数曲线，力矩系数曲线。Clw=0的迎角(用α0表示)一般为负值(0º~4º)；Clw-α曲线在一个较大的范围内是直线段；Clw有一个最大值Clwmax，而在接近最大值Clwmax前曲线上升的趋势就已减缓。1.5低速翼型的低速气动特性概述对于有弯度的翼型升力系数曲线是不通过原点的，通常把升力系数为零的迎角定义为零升迎角0，而过后缘点与几何弦线成0的直线称为零升力线。一般弯度越大，0越大。1.5低速翼型的低速气动特性概述当迎角大过一定的值之后，就开始弯曲，再大一些，就达到了它的最大值，此值记为最大升力系数，这是翼型用增大迎角的办法所能获得的最大升力系数，相对应的迎角称为临界迎角。过此再增大迎角，升力系数反而开始下降，这一现象称为翼型的失速。这个临界迎角也称为失速迎角。cr1.5低速翼型的低速气动特性概述小迎角翼型附着绕流大迎角翼型分离绕流2.飞机的升力气流→翼型→上表面流线变密→流管变细下表面平坦→流线变化不大(与远前方流线相比)连续性定理、伯努利定理→翼型的上表面→流管变细→流管截面积减小→气流速度增大→故压强减小翼型的下表面→流管变化不大→压强基本不变上下表面产生了压强差→总空气动力R，R的方向向后向上→分力：升力L、阻力D升力方向垂直于来流速度方向，阻力，方向沿速度方向如图是超音速以小迎角绕双弧翼型的流动当α＜δ，前缘上下均受压缩，形成强度不同的斜激波；当α＞δ，上面形成膨胀波，下面形成斜激波；经一系列膨胀波后，由于在后缘处流动方向和压强不一致，从而形成两道斜激波，或一道斜激波一族膨胀波。由于上翼面压强低于下翼面，因此形成升力。2.2超音速翼型的升力2.3翼型的压力分布当机翼表面压强低于大气压，称为吸力。当机翼表面压强高于大气压，称为压力。用矢量来表示压力或吸力，矢量线段长度为力的大小，方向为力的方向。①矢量表示法●驻点和最低压力点B点，称为最低压力点，是机翼上表面负压最大的点。A点，称为驻点，是正压最大的点，位于机翼前缘附近，该处气流流速为零。②坐标表示法从右图可以看出，机翼升力的产生主要是靠机翼上表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正压的作用。2.4不同迎角对应的压力分布压力中心随迎角增大会向前移动2.5翼型的跨音速升力特性1.考虑空气压缩性，上表面密度下降更多，产生附加吸力,升力系数CL增加，且由于出现超音速区，压力更小，附加吸力更大；2.下翼面出现超音速区，且后移较上翼面快，下翼面产生较大附加吸力，CL减小；当激波增强到一定程度，阻力系数急剧增大,升力系数迅速减小,这种现象称为激波失速3.下翼面扩大到后缘，而上翼面超音速区还能后缘，上下翼面的附加压力差增大，CL增加。I.升力系数随飞行Ｍ数的变化临界M数，机翼上表面达到音速下表面达到音速下表面激波移至后缘上表面激波移至后缘2.6弯度和迎角的作用改变后缘弯度的作用增升装置襟翼（前、后缘）简单襟翼富勒襟翼Boeing727三缝襟翼Boeing727Triple-SlottedFowlerFlapSystemF-14全翼展的前缘缝翼与后缘襟翼前缘缝翼缝翼和襟翼对升力系数的影响2.7力矩特性及焦点规定：使翼型抬头的力矩为正升力的力矩MzP=-N(x压-xP)xP翼型转动中心用力矩系数的形式表示为焦点—mzP不随Cl而变化的点—升力增量作用点sincoszpzppplpMNmxxQScQScYAxxCxxQSc压压压零升力矩系数mz0,绕焦点的力矩系数，不随Cl而变化，