飞行器翼型设计

1、翼型的定义与争论进展直接影响到飞机的气动性能和飞行品质。通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小、并有小的零升俯仰力矩。因此，对于不同的飞行速度，机翼的翼型外形是不同的。对于低亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型外形为圆头尖尾形；对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散Ma数，承受超临界翼型，其特点是前缘饱满、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，承受尖头、尖尾形翼型。3、NACA翼型编号NACA四位数翼族：其中第一位数代表f，是弦长的百分数；其次位数代表p，是弦长的格外数；最终两位数代表厚度，是弦长的百分数。例如NACA0012是一个无弯度、厚12%的对称翼型。有现成试验数据的NACA四位数翼族的翼型有6%、8%、9%、10%、12%、15%、18%、21%、24以3/2就等于设计升力系数的十倍。其次、第三两位数是2p，以弦长的百分数来表示。最终两位数仍是百分厚度。例如NACA23012〔2〕×3/20=0.30；p=30/2,即中弧线最高点的弦向位置在15%弦特长，厚度仍为12%。一般状况下的五位数编号意义如下有现成试验数据的五位数翼族都是230-系列的，设计升力系数都是0.30，中弧线最高点的弦向位置p都在15%弦特长，厚度有12%、15%、18%、21%、24%五种。其它改型的五位数翼型在此就不介绍了。1、低速翼型绕流图画低速圆头翼型在小迎角时，其绕流图画如以下图示。总体流淌特点是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局部，一局部从驻点起绕地集合后下向流去。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，然后渐渐减速。依据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，然后压力渐渐增大〔过了最小压力点为逆压梯度区。而在下翼面流体质点速度从驻点开头始终加速到后缘，但不是均加速的。NACA2412在迎角7.40时的压强分布曲线随着迎角的增大，驻点渐渐后移，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。气流到后缘处，从上下翼面平顺流出，因此后缘点不肯定是后驻点。当迎角大过肯定的值之后，就开头弯曲，再大一些，就到达了它的最大值，此值记为最也称为失速迎角。归纳起来，翼型升力系数曲线具有的外形为3、翼型失速随着迎角增大，翼型升力系数将消灭最大，然后减小。这是气流绕过翼型时发生分别的的流淌状况和压力分布亲热相关。在肯定迎角下，当低速气流绕过翼型时，从上翼面的压力分布和速度变化可知：气流在上翼面的流淌是，过前驻点开头快速加速减压到最大速度点〔顺压梯度区增压到翼型后缘点处〔逆压梯度区。小迎角翼型附着绕流生分别。这时气流分成分别区内部的流淌和分别区外部的主流两局部。在分别边界〔称为自由边界〕上，二者的静压必处处相等。分别后的主流就不再减速不局部便不断有气流从后面来填补，而形成中心局部的倒流。大迎角翼型分别绕流不同迎角下翼型的绕流试验结果依据大量试验，大Re数下翼型分别可依据其厚度不同分为：后缘分别〔湍流分别(a；前缘分别〔前缘短泡分别，如(b；薄翼分别〔前缘长气泡分别，如(c。后缘分别〔湍流分别〕这种分别对应的翼型厚度大于12%-15%，翼型头部的负压不是特别大，分别从翼型上翼面角到达肯定数值时，分别点进展到上翼面某一位置时〔大约翼面的一半，升力系数到达最力曲线也变化缓慢，失速特性好。NACA4412——后缘分别〔湍流分别〕前缘分别〔前缘短泡分别〕对于中等厚度的翼型〔6%-9，前缘半径较小，气流绕前缘时负压很大，从而产生很大的逆压梯度，即使在不大迎角下，前缘四周发生流淌分别，分别后的边界层转捩成湍流，0.5~1%，当迎角到达失速角时，短气泡突然翻开，气流不能再附，导致上翼面突然完全分别，使升力和力矩突然变化。薄翼分别〔前缘长气泡分别〕对于薄的翼型〔4%-6，前缘半径更小，气流绕前缘时负压更大，从而产生很大的逆压梯度，即使在不大迎角下，前缘四周引起流淌分别，分别后的边界层转捩成湍流，从外流有弦长的2%-3%；随着迎角增加，再附点不断向下游移动；当到达失速迎角时，气泡不再附着，上翼面完全分别之后，升力到达最大值；迎角连续增加，升力渐渐下降。除上述三种分别外，还可能存在混合分别形式，气流绕翼型是同时在前缘和后缘发生分别。按产生阻力的缘由分类，低速飞行时飞机上的阻力有：摩擦阻力，压差阻力，诱导阻力和干扰阻力等。按产生阻力的缘由分类，低速飞行时飞机上的阻力有：摩擦阻力，压差阻力，诱导阻力和干扰阻力等。摩擦阻力,阻滞了气流的流淌，由此而产生的阻力就叫做摩擦阻力“。当气流流杀机外表与机体相接触的那后空气,做团粘附在机体外表上。于是这匡气流的流淌速度降低为零。紧靠这层空气的外面←层空气虽然没有直承受机体外表的影响,但由于其相邻的空气层的速度为零,由于粘性,该层空气的流淌速度也被减小到很小。这样层层影响,各层空气的流淌速度渐渐加大,机体外表的阻滞作用渐渐刷、,始终到速度与外界自由流速相等;这样一种流速有变化的空气称之为“附面层“。附面层内,每相邻两薄层空气之间由于存在速度差便产生摩擦力。这种摩擦力的总和就是飞机的摩擦阻力。是巨型飞船和海轮船舷上的附面层，其厚度可以达几十厘米，甚至半米，却是相当厚了。附面层中气流的流淌状况也是不同的。一般机翼大约在最大厚度以前，附面层的气流各层不相混杂而成层地流淌。这局部叫“层流附面层,”。在这以后,气流的活动转变为杂乱无章,并且消灭了旋涡和横向运动。这局部就叫做“紊流附面层“。虽然紊流附面层内空气,傲团的运动是紊乱的,但是整个附面层仍旧附着在机翼外表。层流转变为紊流的那一点叫“转缺点“?在紊流盹面层之后,附面层脱离了翼面币形成大量宏观的旋涡。这就是“尾迹“。附面层开头分别的一点叫“分别点“.附面层内的摩擦阻力同流淌状况有很大关系。实践证明,层流附面层的摩擦阻力小,而紊流附面层的摩擦阻力大。因此,尽可能在机翼和飞视其他部件外表保持层流流淌是有利的。层流翼型「声擦阻力要低得多。为了降低飞机的摩擦匪时使飞机外表尽量光滑。压差阻力“压差阻力,,它成的压强差。假设把→块平板垂直地直立在气流中;强大大增大,后面压强减小。前后形成了巨i了巨大的咀力。五差阻力。假设把平板平行于气流方向置于气流中则产生的压差阻力就微乎其微。由此可见,压差阻力同物体的迎风面积、外形和在气流中的位置都有很大关系。所谓迎风面积,就是物体上垂直于气流方向的最大截面面积。从阅历得知物体的迎风面面积越大,压差阻力也就越大。物体的外形对压差阻力也有很大影响。由风洞试验可知，假设一个短圆柱体的轴向阻力为单位1的话,那末同样的短圆柱体头部加上因锥,头部装一外表均匀弯曲的凸头,以及头部装凸头同时尾部再装一渐渐变尖的凸头,形成所谓“流线体“时。它们的阻力分别是短圆柱体的25,1/5和1/25。可见物体的外形对压差阻力影响之大。流线体所以能大幅度降低压差阻力,实际上是流线体的头部占据了物体前面的气流滞止所形成的高压区,使气流能平滑地流过物体外表来降低物体前后的压力差。因此,为了降低压差阻力,飞机的迎风面积要尽可能小同时全部飞机部件都要加以整流形成流线体外形。诱导阻力机翼上也有摩擦阻力和压差阻力。对机翼而言,这二者合称“翼型阻力“。但机翼上除翼型阻力外还有“诱导阻力“(又叫“感应阻力,,)。这是机翼所独有的一种阻力。(固然,尾翼上也有)。由于这种阻力是伴随着机翼上升力的产生而产生的。或许可以说它是为了产生升力而付出的一种“代价”。当飞机飞行时,下翼面压强大、上翼面压强小。由于翼展的长度是有限的,所以上下翼面的压强差使得气流从下翼面绕过两端翼尖,向上翼面流淌。当流绕过翼尖时,在翼尖处不断形成旋涡。这种旋涡,从飞机的正前方看去,右边(飞机的左机翼)是逆时针方向的,左边(飞机的右机翼),旋涡,内减到最小。尖旋涡中的气流在翼尖外侧是向上流淌的,形成上升气流。后雁在上升气流中飞仨较省力,对长途不着陆飞行是很有利的。,v之外又产生了垂直向v和“uuvE称为下洗角。Yv的方向上的分力,可是气流流过机翼以后,由于下洗速度仙的作用,v的方向转变,E,u和方向。因此,YE,而与uYl。然而飞机的飞行方向仍旧是原来v的方向,Y1就产生一个与飞机前进方向相反的水平分力Q1。这是阻挡飞机前进的阻力,这种阻力是由升力的诱导而产生的,因此叫做“诱导阻力“。它是由于气流下洗使原来的升力偏转而引起的附加阻力并不包含在翼型阻力之内。诱导阻力同机翼的平面外形、翼剖面外形和展弦比有关,所以为了减小机翼的诱导阻力,应中选取随圆形的机翼平面外形,并尽可力量日大机翼的展长即增加展弦比使翼尖处下洗严峻区在机翼展乐中所占的比重下降。干扰阻力飞机上除了摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力以外,还有一种“干扰阻力“值得我们留意。实践说明,飞机的各个部件如机翼、r机身、尾翼等,单独放在气流中所产生的阻力的总和并不等于,而往往是小于组成一架飞机时的阻力。现在我们以机翼和机身为例,看看这种额外阻力是怎样产生的。如下图,气流流过机翼和机身的连接处,由于机翼和机身二者外形的关系,在这里形成了一个截面由大到小,A处截面比较大,C点翼面最高点,气流通道收缩到最小,B处又渐渐扩大。依据流体的流淌特性,C处的速度大而压强小,B处的速度小而压强大,CB一段通道中气流有从BC的趋势。力。这一阻力是气流相互干扰而产生的，所以叫做“干扰阻力”。可能产生。虑它们的相对位置，使得连接处压强的增加不大也不急剧，干扰阻力就可以减小。“整流片”的方法，使连接处圆滑过度，尽可能削减旋涡的产生，也可削减“干扰阻力”。——摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力，都简洁们在激波一节中再争论。假设从产生阻力的飞机部件的观点来谈，则飞机总阻力中包括机翼阻力、机身阻力、起落架阻力、尾翼阻力、发动机短舱阻力……以及暴露在气流中的各种零件的阻力。除机翼阻力之外的全部飞机部件和零件所“废阻力”〔废阻力中包括干扰阻力。试验说明，废阻力在飞机总阻力中占很大比例，一般约为总阻力的百分之六十到七十，必需予以充分的重视。如,当歼击机同敌机在空中搏斗时,为了提高机动性,有时突然翻开阻力板(又叫减速板),来快速增大阻力,降低速度,绕到敌机前方有利位置进展攻击。另外某些高速飞机在着陆时、为了增大阻力、降低着陆速度,缩短滑跑距离,翻开阻力伞就可到达目的。阻力同升力一样,也是总空气动力的一局部,所以同样可以得出“阻力公式“:Cx为阻力系数,S视为该公式使用的部件不同而不同,对于机翼仍旧是机翼平面面积,Cx,使用该阻力系数和相应的参考面积来计算阻力。阻力系数也与飞机的攻角有关,力攻角。而其他攻角的阻力都要比该攻角的阻力大。和力矩来实现的。如对于水公平速直线飞行而言，从飞机受力条件，有L＝G L V 〔升力与重力平衡〕￥F＝D D//V 〔推力与阻力平衡〕￥M=0 (俯仰力矩保持守恒〕飞机产生升力必需具备的条件：有空气〔飞机在空中飞行是靠作用于飞机上的空气动力。此外，喷气发动机的氧气也是取源于空气。必需存在肯定的飞行速度〔飞机和空气之间要有肯定的相对运动，产生空气动力。要有适当的气动外形、受力大小和飞行姿势。必需存在保持和转变飞行状态的力量。1、飞机的气动布局不同类型的飞机、不同的速度、不同的飞行任务，飞机的气动布局是不同的。何为飞机的气动布局？广义而言：指飞机主要部件的尺寸、外形、数量、及其相互位置。飞机的主要部件有：推动系统、机翼、机身、尾翼〔平尾、立尾、起落架等。按机翼和机身连接的相互位置分为：按机翼弦平面有无上反角分为：按立尾的数量分为：按机翼与平尾的相对纵向位置分为：2、机翼的外形的轻。所谓良好的气动外形，是指升力大、阻力小、稳定操纵性好。美国战术运输机C-130上单翼、平直机翼、4发翼下吊布置、正常式布局F-22猛禽—当今世界最先进的第四代战斗机中单翼、双发、梯形翼、双立尾正常式喷火战斗机—英国其次次世界大战名机下单翼、椭圆形机翼、正常式布局B-52远程战略轰炸机〔同温层堡垒〕上单翼、4发翼下吊、后掠翼、正常式布局协和号超声速客机〔Ma=2.04〕协和号超声速客机〔Ma=2.04〕双发三角形机翼布局双发三角形机翼布局S37〔三翼面布局〕S37〔三翼面布局〕A380客机远程宽身运输机下单翼、四发翼下吊、后掠翼、正常式布局一般而言：运输机 多数承受上单翼〔便于装货〕高亚音速客机 下单翼布局、后掠翼、正常式布局〔升阻比大，运行经济，座舱噪声低，视野宽〕〔在机身下半部放置货物〕战斗机 多数承受中或下单翼，三角翼、大后掠翼正常或鸭式布局〔速度快、阻力小、机动敏捷、失速迎角大〕简洁襟翼简洁襟翼简洁襟翼的外形与副翼相像，其构造比较简洁。简洁襟翼在不偏转时形成机翼后简洁襟翼的外形与副翼相像，其构造比较简洁。简洁襟翼在不偏转时形成机翼后缘的一局部，当放下(即向下偏转)时，相当于增大了机翼翼型的弯度，从而使升力增大。当它在着陆偏转50～60度时，大约能使升力系数增大65%～75%。分裂襟翼分裂襟翼〔也称为开裂襟翼〕象一块薄板，紧贴于机翼后缘下外表并形成机翼的分裂襟翼分裂襟翼〔也称为开裂襟翼〕象一块薄板，紧贴于机翼后缘下外表并形成机翼的一局部。使用时放下(即向下旋转)，在后缘与机翼之间形成一个低压区，对机翼上外表的气流有吸引作用，使气流流速增大，从而增大了机翼上下外表的压强差，使升力增大。除此之外，襟翼下放后，增大了机翼翼型的弯度，同样可提高升力。这种襟翼一般可把机翼的升力系数提高75%～85%。开缝襟翼它是在简洁襟翼的根底上改进而成的。除了起简洁襟翼的作用外，还具有类似于前缘缝翼的作用，由于在开缝襟翼与机翼之间有一道缝隙，下面的高压气流通过这道开缝襟翼它是在简洁襟翼的根底上改进而成的。除了起简洁襟翼的作用外，还具有类似于前缘缝翼的作用，由于在开缝襟翼与机翼之间有一道缝隙，下面的高压气流通过这道缝隙以高速流向上面，延缓气流分别，从而到达增升目的。开缝襟翼的增升效果较好，一般可使升力系数增大85%～95%。后退襟翼后