机翼的几何外形和气动力和气动力矩(4学时).pdf

作用在翼型上的气动力作用在翼型上的气动力 和气动力矩和气动力矩 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 c t ctt 前缘 厚度 中弧线 后缘 弯度 弦线 弦长c 后缘角后缘角 弦长弦长 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 翼型的几何参数及其发展 1 弦长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b表示 或者前 后缘在弦线上投影之间的距离 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b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 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 xf b x f b y y xf b x f b y y ll l l uu u u 10 x 1 1 翼型的几何参数及其发展1 1 翼型的几何参数及其发展 3 弯度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 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 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 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 中弧线y向坐标 弯度函数 为 2 1 lu f f yy b y xy 相对弯度相对弯度 max f y b f f 最大弯度位置最大弯度位置 b x x f f 1 1 翼型的几何参数及其发展1 1 翼型的几何参数及其发展 厚度分布函数为 厚度分布函数为 2 1 lu c c yy b y xy 相对厚度相对厚度 max max 2 2 c c y b y b c c 最大厚度位置最大厚度位置 b x x c c 4 厚度4 厚度 以下是用来衡量机翼气动外形的主要几何参数 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 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b0 翼尖弦长 梢 翼尖弦长 梢k弦弦b1 机翼面积 是指机翼在 机翼面积 是指机翼在oxz平面上的投影面积 一般用平面上的投影面积 一般用S表示 表示 1 2 机翼的平面几何参数机翼的平面几何参数 几何平均弦长几何平均弦长cpj定义为定义为 pj S c b 展弦比 翼展展弦比 翼展b和平均几何弦长和平均几何弦长cpj的比值叫做展弦比 用 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 的比值叫做展弦比 用 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 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机翼的平面几何参数 2 b S pj b c 根梢比 根梢比是翼根弦长根梢比 根梢比是翼根弦长c0与翼尖弦长与翼尖弦长c1的比值 一般用 表示 的比值 一般用 表示 0 1 c c 梢根比 梢根比是翼尖弦长梢根比 梢根比是翼尖弦长c1与翼根弦长与翼根弦长c0的比值 一般用 表示 的比值 一般用 表示 1 0 c c 上反角上反角 Dihedral angle 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 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 Cathedral angle 低速 机翼采用一定的上反角可改善横向稳定性 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 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 0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 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 1表示 及表示 及1 4弦线后掠角 机翼弦线后掠角 机翼1 4弦线与机身轴线的垂线之间的夹 角 一般用 弦线与机身轴线的垂线之间的夹 角 一般用 0 25表示 表示 1 2 机翼的几何参数机翼的几何参数 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 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 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 扭扭 x y o 扭扭 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 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 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 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 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 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 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 早期的风洞早期的风洞 1 3 翼型的几何参数及其发展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 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1 3 翼型的几何参数及其发展 美国的赖特特兄弟 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 美国的赖特特兄弟 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 Gottingen 387 Clark Y 这些翼型成为NACA翼型家族的鼻祖 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 Gottingen 387 Clark Y 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 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 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 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 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 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 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 dspA dspN sincos sincos 22 NAR 1 4 翼型的空气动力系数1 4 翼型的空气动力系数 翼型升力和阻力分别为翼型升力和阻力分别为 cossin sincos ANX ANY 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 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 25b 大多数翼型在0 23b 0 24b之间 层流翼型 在0 26b 0 27b之间 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 25b 大多数翼型在0 23b 0 24b之间 层流翼型 在0 26b 0 27b之间 ydsp xdspM z sincos sincos 2 空气动力系数2 空气动力系数 1 4 翼型的空气动力系数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 翼型无量纲空气动力系数定义为 升力系数 2 Y 1 2 l A C Vc 阻力系数阻力系数 2 1 2 x A X C Vc 22 1 2 z z A M m Vc 俯仰力矩系数俯仰力矩系数 1 5 低速翼型的低速气动特性概述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 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 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 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 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 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 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 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 0表示 一般 为负值 0 4 Clw 曲线在一个较大的范围 内是直线段 Clw有一个最大值Clw max 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 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 零升迎角 0 0 而过后缘点与几 何弦线成 而过后缘点与几 何弦线成 0 0的直线称为的直线称为零升力线零升力线 一般 一般弯度越大 弯度越大 0 0越大越大 1 5 低速翼型的低速气动特性概述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 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 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 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失速 这个临界迎角也称为 这个临界迎角也称为失速迎角失速迎角 cr 1 5 低速翼型的低速气动特性概述1 5 低速翼型的低速气动特性概述 小迎角翼型附着绕流小迎角翼型附着绕流 大迎角翼型分离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如图是超音速以小迎角绕双弧翼型的流动 当当 前缘上下均受压缩 形 成强度不同的斜激波 当 前缘上下均受压缩 形 成强度不同的斜激波 当 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 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 22 2超音速翼型的升力超音速翼型的升力超音速翼型的升力超音速翼型的升力 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 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 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 矢量表示法 驻点和最低压力点 B点 称为最低压力点点 称为最低压力点 是机翼上表面负压最大的点 是机翼上表面负压最大的点 A点 称为驻点点 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 是正压最大的点 位于机翼前缘附近 该处气流 流速为零 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 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上表面的前段 而不是 主要靠下表面正压的作用 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 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 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 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 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 减 小 当激波增强到一定程度 阻力系数急剧 增大 当激波增强到一定程度 阻力系数急剧 增大 升力系数迅速减小升力系数迅速减小 这种现象称为激波 失速 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 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 增加 I 升力系数随飞行 数的变化升力系数随飞行 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 Boeing 727 三缝襟翼 Boeing 727 Triple Slotted Fowler Flap System F 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用力矩系数的形式表示为 焦点焦点 mzP不随不随Cl而变化的点而变化的点 升力增量升力增量作用点作用点 sin cos zp zpp plp M N mxx QScQSc YA xxCxx QSc 压 压压 零升力矩系数零升力矩系数 mz0 绕焦点的力矩系数 不随Cl而 变化 升力为零时的俯仰力矩系数 cossin sincos ANX ANY 焦点 压力中心 压力中心和焦点不是同一个点 由于摩擦力始终存 在 零升力矩系数不等于零升力矩系数不等于0 焦点 又称气动中心 是这样的一个点 当迎角发生 变化时 气动力对该点的力矩始终不变 因此它可以 理解为气动力增量的作用点 焦点的位置是决定飞机 稳定性的重要参数 焦点不随迎角变化 压力中心 作用于翼型上的空气动力与翼弦线的交 点 这个空气动力包含升力 诱导阻力 压差阻力等 随着迎角增大 压力中心向前移动 越来越靠近焦点 0 0 sin cos zp z Y MYA NAtg mxxxxxx QScQScQScQSc 压压压焦焦焦 零升力矩系数主要和翼型的摩擦力有关零升力矩系数主要和翼型的摩擦力有关 迎角增加 压力中心向前 移动 迎角增加 压力中心向前 移动 机翼升力对焦点的 下俯力矩恒定 机翼升力对焦点的 下俯力矩恒定 焦点焦点 焦点会随M数增加而后移 焦点位置与机翼上下表面的压力 分布有密切关系 也与下洗角的 大小和机身机翼的弹性形变有 关 在亚音速气流中 机翼上下 表面的压力分布前部压力绝对值 大 后部较小 其增量分布也是 如此 焦点位于约距前缘的1 4翼 弦处 在超音速气流中 机翼上 下表面压力分布是均匀的 其增 量也均匀分布 此时的焦点在约 50 气动弦长处 三 阻力 摩擦阻力 压差阻力 干扰阻力 诱导阻力 激波阻力 阻力相关资料 典型飞机阻力构成 阻力名称亚音速运 输机 超音速战 斗机 单旋翼直 升机 摩擦阻力45 23 25 诱导阻力40 29 25 干扰阻力7 6 40 激波阻力3 35 5 其他阻力5 7 5 阻力1 摩擦阻力 由空气的粘性造成由空气的粘性造成 附面层附面层 层流附面层紊流附面层 层流流动 摩擦阻力小 紊流流动 摩擦阻力大的多层流流动 摩擦阻力小 紊流流动 摩擦阻力大的多 尽量使物体表面的流动保持层流状态尽量使物体表面的流动保持层流状态 附面层 附面层 边界层 控制问题 阻力2 压差阻力 运动着的物体前后所形成的压强差所产生的运动着的物体前后所形成的压强差所产生的 同物体的迎风面积 形状和在气流中的位置都 有很大的关系 同物体的迎风面积 形状和在气流中的位置都 有很大的关系 迎面阻力 摩擦阻力和压差阻力合起来叫做 迎面阻 力 一个物体究竟哪种阻力占主要部分 主要取决于物体的形状 流线体 迎面阻力中主要是摩擦阻力 远离流线体的式样 压差阻力占主要部 分 摩擦阻力则居次要位置 且总的迎面 阻力也较大 机翼的三元效应 上翼面压强低 下翼面压强高 压差 漩涡 下洗 阻力3 诱导阻力 翼尖涡使流过机翼的气流向下偏转一个角度 下洗 升力与气流方向垂直 向后倾 斜 产生了向后的分力 阻力 翼尖涡使流过机翼的气流向下偏转一个角度 下洗 升力与气流方向垂直 向后倾 斜 产生了向后的分力 阻力 诱导阻力同机翼的平面形状 翼剖面形状 展弦比 特别是同升力有关 诱导阻力同机翼的平面形状 翼剖面形状 展弦比 特别是同升力有关 伴随升力而产生的伴随升力而产生的 LL D 诱导阻力 由于翼尖涡的诱导 导致气流下洗 在平行于相对气流方向出 现阻碍飞机前进的力 这就是诱导阻力 由于翼尖涡的诱导 导致气流下洗 在平行于相对气流方向出 现阻碍飞机前进的力 这就是诱导阻力 I 翼尖涡的形成 正常飞行时 下翼面的压强比上翼面高 在上下翼面压强差的作用 下 下翼面的气流就会绕过翼尖流向上翼面 正常飞行时 下翼面的压强比上翼面高 在上下翼面压强差的作用 下 下翼面的气流就会绕过翼尖流向上翼面 这样形成的漩涡流称为翼尖涡 这样形成的漩涡流称为翼尖涡 注意旋转方向注意旋转方向 正常飞行时 下翼面的压强比上翼面高 在上下翼面压强差的作用 下 下翼面的气流就会绕过翼尖流向上翼面 就使下翼面的流线由机 翼的翼根向翼尖倾斜 上翼面反之 正常飞行时 下翼面的压强比上翼面高 在上下翼面压强差的作用 下 下翼面的气流就会绕过翼尖流向上翼面 就使下翼面的流线由机 翼的翼根向翼尖倾斜 上翼面反之 I 翼尖涡的形成 I 翼尖涡的形成 由于上 下翼面气流在后缘 处具有不同的流向 于是就形 成旋涡 并在翼尖卷成翼尖 涡 翼尖涡向后流即形成翼尖 涡流 由于上 下翼面气流在后缘 处具有不同的流向 于是就形 成旋涡 并在翼尖卷成翼尖 涡 翼尖涡向后流即形成翼尖 涡流 翼尖涡形成的进一步分析 注意旋转方向注意旋转方向 翼尖涡的立体形态 翼尖涡的形态 II 下洗流 DownWash 和下洗角 由于两个翼尖涡的存在 会导致在翼展范围内出现一个向下的诱 导速度场 称为下洗 在亚音速范围内 这下洗速度场会覆盖整个 飞机所处空间范围 由于两个翼尖涡的存在 会导致在翼展范围内出现一个向下的诱 导速度场 称为下洗 在亚音速范围内 这下洗速度场会覆盖整个 飞机所处空间范围 下洗角 下洗速度的存在 改变了翼型的气流方向 使流过翼型的气流向 下倾斜 这个向下倾斜的气流称为下洗流 下洗流与相对气流之间 的夹角称为下洗角 下洗速度的存在 改变了翼型的气流方向 使流过翼型的气流向 下倾斜 这个向下倾斜的气流称为下洗流 下洗流与相对气流之间 的夹角称为下洗角 下洗速度沿翼展分布 不同平面形状的机翼 沿展向下洗速度的分布是不一样的 不同平面形状的机翼 沿展向下洗速度的分布是不一样的 影响诱导阻力的因素 机翼平面形状 椭圆形机翼的诱导阻力最小 机翼平面形状 椭圆形机翼的诱导阻力最小 展弦比越大展弦比越大 诱导阻力越小 诱导阻力越小 升力越大 诱导阻力越大升力越大 诱导阻力越大 平直飞行中 平直飞行中 诱导阻力与飞行速度平方成反比诱导阻力与飞行速度平方成反比 翼梢小翼可以减小诱导阻力翼梢小翼可以减小诱导阻力 低展弦比使翼尖涡 变强 诱导阻力增 加 低展弦比使翼尖涡 变强 诱导阻力增 加 高展弦比使翼尖涡 减弱 诱导阻力变 小 高展弦比使翼尖涡 减弱 诱导阻力变 小 展弦比对诱导阻力的影响 机翼展弦比倒 数 机翼展弦比倒 数 诱导阻力系数减少的百 分比 诱导阻力系数减少的百 分比 升力系 数不变 升力系 数不变 大展弦比飞机 空速大小对诱导阻力大小的影响 阻力阻力 诱导阻力诱导阻力 空速空速 空速小 下洗角 大 诱导阻力大 空速小 下洗角 大 诱导阻力大 空速大 下洗角