机翼形状

nullnullnull机翼形状 升力通过介绍本课程的内容和特点 引起学生对该课程的重视 介绍翼形的基本概念 翼形的几何参数 升力产生原理翼形的几何参数 2/46第三篇 空气动力学第三篇 空气动力学第一章 飞机的低速空气动力特性 §1—1 机翼形状 §1—2 升力§1—1 机翼形状§1—1 机翼形状 一、机翼的剖面形状(简称翼型) 二、机翼的平面形状null　 一、机翼的剖面形状(简称翼型) 　　翼型，通常指的是机翼平行于飞机对称面的翼剖面(见图3-1-1)。 　翼型大致分为以下几种(见图3-1-2)：弓形、平凸形、双凸形、对称形、超临界翼型、尖峰翼型、双弧形和菱形翼形。 　 (一)翼弦：翼型一系列内切圆圆心的连线，称为中弧线(见图3-1-3)它是示翼型弯曲程度的一条曲线，中弧线的前端点，称为前缘；后端点称为后缘。前缘与后缘之间的连线叫翼弦或几何弦（b)。翼弦是翼型的特征长度，单位为米。 　 (二)相对弯度：翼型中弧线与翼弦之间的距离叫做孤高或弯度(f)，最大弧高(f)与翼弦(b)的比值叫相对弯度(见图3-1-4)通常 null　　用百分数表示为： 　　相对弯度的大小表示翼型的不对称程度，现代飞机的翼型，相对弯度约为0~2％ (三)最大弯度位置：翼型的最大弧高(f)所在的位置到前缘的距离叫最大弯度位置（即图3-1-4中的），通常以其与翼弦(b)的比值来表示，即 (四) 厚弦比：上下翼面在垂直于翼弦方向的距离叫翼型的厚度（c）翼型最大厚度（ ）与翼弦（b）的比值，叫翼型的厚弦比或相对厚度（见图3-1-4）厚弦比常用百分数表示 现代飞机的翼型厚弦比约为3~16％，超音速飞机用 值较小的薄翼。 null (五)最大厚度位置：翼型的最大厚度所在的位置到前缘的距离(图3—1—4中的 )称为最大厚度位置，通常以其与翼弦的比值来表示 ，即 　　 现代飞机的翼型，最大厚度位置大约在翼弦30～50％的地方，亚音速翼剖面的 为25～30%，而超音速翼剖面 则为40～50％。 null (六)前缘半径：翼型前缘处的曲率半径称为半前缘半径，用符号r表示(见图3-1-5) (七)后缘角：翼型上下表面图线在后缘处切线之间的夹角，称为后缘角, 用 表示(见图3-1-4)通常用98％处的切线间的夹角计算。 用 、 、 三个量就可一般地表征翼型的几何特点。 二、机翼的平面形状 (一)机翼面积：如图3-1-7，机翼在XOZ平面上的投影面积叫机翼面积(S)。如不加说明，机翼面积是指包括机身所占那部分的面积，如图3-1-6中阴影部分所示。 (二)翼展：机翼左右翼端(翼尖)之间的距离，称为翼展( )，单位为米(见图3-1-7)。null 　(三)展弦比：翼展与平均翼弦( )之比，叫展弦比，用 表示。 因为 所以 　现代飞机的展弦比，歼击机大致为2～5，轰炸机、运输机大致为7～12，滑翔机、高空侦察机可达12～16。 　(四)根尖比：如图3-1-7，翼根弦长 与翼尖弦长 之比称为根尖比；用表示 　(五)后掠角：如图3-1-7所示，机翼上有代表性的等百分比弦线(如前缘、　弦线、后缘等，在XOZ平面上的投影与OZ轴之间的夹角，称为后掠角。图中 称为前缘后掠角，　 称为null弦线后掠角， 称为后缘后掠角，一般常用 弦线后掠角作为机翼后掠角。 　 (六)安装角 ：机翼根弦与机身轴线之间的夹角。 　(七)上(或下)反角 ：一侧机翼翼弦平面与XOZ平面间的夹角，通常 上反为正，下反为负。 　（八)平均空气动力弦 ： 对于任意平面形状的实际机翼，它的弦长从翼根到翼尖是变化的。可以假想存在一个相当的矩形机翼，此矩形机翼与实际机翼的面积相同，俯仰力矩和气动力合力也相同。我们把这样的矩形机翼的弦称为机翼的平均空气动力弦 ，平均空气动力弦　是飞机的纵向特征长度，在讲授纵向力矩、升力、压力中心和焦点等问时都要用到，所以　是一个特别重要的几何参数。null歼七表3-1-1 介绍几种飞机的主要几何参数§1—2 升力§1—2 升力一、升力的产生 二、升力公式 一、升力的产生一、升力的产生　 (一)机翼的迎角 　　称为弦线翼弦与相对气流方向的夹角，称为迎角，通常以表示，见图3—1—8。迎角的大小反映了相对气流与机翼之间的相互关系。迎角不同，相对气流流过机翼时的情况就不同，产生的空气动力就不同，从而升力也不同。所以迎角是飞机飞行中产生空气动力的重要参数。迎角有正角之分。气流方向指向机翼下表面的为正迎角，如图3—1—8中(a)、(b)所示。气流方向指向机翼上表面的为负迎角，如图3—1—8(c)所示。飞行时绝大多数时间内飞机处于正迎角状态。 　　(二)根据翼型的流线谱说明升力的产生 从空气流过双凸形机翼的流线谱(图3—1—9)中可以看到，空气流到机翼前缘，分成上下两股，分别沿机翼上、下表面向后流动，由于机冀有一定的正迎角，上表面又比较凸出，所以机翼上 null　　表面的流管必然变细，根据连续方程和伯努利方程可知其流速增大、压强下降。下表面则相反，流管变粗，流速减少，压强增大。垂直于相对气流方向压力差就是机翼的升力。 　机翼升力作用线与翼弦的交点，即升力的着力点，叫机翼的压力中心。 　(三)机翼表面的压强分析 　为了便于分析机翼各部分对产生升力的贡献，根据图3-1-10的实验，可绘出机翼上下表面压强分布图。 　　在压强分布图上绘出的不是各点绝对压强值，而且压力系数 。其定义如下： 　　　　　 　　式中P是机翼上某点的绝对压强 　　 分别是远前方未受扰动气流压强,密度和速度. null 　　根据气流的低速伯努利利方程，压力系数可以表示为如下形式：　　　 　　　　　　　　　　　　 　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 式中Ｃ一机翼表面某一点流速。 　根据实验，在低速范围内，机翼的流线谱基本不随速度变化，亦即流管截面积基本不变，由不可压流连续方程　　可知是一个确定的数,　　也就是一个确定的数，当迎角和翼型改变时，流线谱也要发生变化，压力系数也随之而改变。综上所述，在低速范围内，压力系数　　只随翼型和迎角变化，与气流动压无关。 　机翼的压强分布图分两种表示。一种是矢量法，另一种是坐标法。 　矢量法：如图3-1-11所示，图中各线段均垂直于机翼表面，线段的长度表示压力系数 的大小，箭头向外为负值( <0)，箭头向里为正值( >0),再将各个矢量的外端用平滑的曲线连接null起来，便是用矢量表示的压强分布图。图中压强最低吸力最大的一点(B点)是最低压强点。在前缘近，压强最高的一点(A)，是前驻点。 　坐标法：如图3—1—12所示，以翼弦相对量x／b作横坐标，将机翼各测点投影在横坐标(翼弦)上，然后将各测点上的压力数值作为纵坐标画出。 　大气大于压强的画在横坐标下方，小于大气压强的画在横坐标上方，再用平滑曲线依次连接图上各点，这就是用坐标表示的压强分布图。有了机翼的压强分布图，便可了解机翼各部分所产生的升力在总升力图中所占的比重。图3—1—11及图3—1—12表明：机翼产生升力主要靠上表面的压强减少(产生吸力)的作用，而是靠下表面的压强增大。由上表面的吸力所形成的升力一般约占总升力的60~80%，而由下表面的压强所形成的升力只占总升力的20~40％、如果下表面的压强低于大气压强产生向下的吸力，则机翼总升力就等于上表面的吸力减去下表面的吸力，在此情况下，机翼的升力就完全由上表面吸力所产生。 二、升力公式二、升力公式　　　为了推导升力公式，假设气流以速度　 连续、稳定流过一个固定迎角的、无限长翼展的矩形翼，此机翼上每个剖面的翼型都是完全相同的。如图3—1—13所示，在机翼上沿翼展方向取长度为 的一段机翼。其面积为 。为计算整个机翼的升力，首先在其上任取一长度为 、宽度为 、面积为 的一小块微元机翼 = 。可以认为这块微元机翼的上、下表面压力分布是均匀的，这样就很容易算出它的升力。 如图3—1—14所示，流过机翼上下表面的气流速度、压强在Ⅱ-Ⅱ截面处分别为　 、 及　　、　，根据压力系数定义 有 null 机翼无限小面积　所产生的升力（见图3-1-13） 应为 而 　则得 整个机翼的升力(Y)应为： 取 ，上式改写成： 令 　　　　 称为升力系数，于是飞机的升力为： 　　　 　null上式称为升力公式，它虽是用无限矩形翼推导出来的，但同样适用于各种平面形状有限长机翼。从公式可以看出飞机升力大小与相对气流的动压( 　 ) 成正比，与机翼面积成正比，与升力系数成正比。 　 由上式可以看出，升力系数就是压强分布图中上下翼面压力系数曲线所围的面积。升力系数的大小综合地反映了迎角。翼型及机翼平面形状等因素对升力的影响，一般由实验测定。从实验结果看，相对弯度大的机翼，其升力系数大，这里因为相对弯度大，上下翼面流管的变化大，上下压力系数的趋值就大。同一迎角下平凸形翼型比双凸形的升力系数大，对称形的最小。 null图3—1—1null图3—1—2null图3-1-3 中弧线和翼弦null图3-1-4 翼型的几何参数null图3-1-5 前缘半径null图3-1-6 机翼平面形状（a）矩形翼 （b）椭圆翼（c）梯形翼 (d)后掠翼(e)三角翼(f)双三角翼(g)S形前缘翼(h)边条翼(i)变后掠翼null图 3-1-7 表示平面形状的几何参数null图３－１－８　机翼迎角null图３－１－９　机翼升力的产生null图3-1-10 机翼表面各点压强的测定null图3-1-11 用矢量法表示的 机翼压强分布布图null图3-1-12 用坐标法表示的机翼压强分布null图３－１－１３无限长翼展距形型翼