第三篇空氣動力學(xué)=長沙航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院精品課程=-

1、機翼形狀 升力通過介紹本課程的內(nèi)容和特點 引起學(xué)生對該課程的重視 介紹翼形的基本概念 翼形的幾何參數(shù) 升力產(chǎn)生原理翼形的幾何參數(shù) 2/46第三篇 空氣動力學(xué)第一章 飛機的低速空氣動力特性11 機翼形狀12 升力11 機翼形狀 一、機翼的剖面形狀(簡稱翼型) 二、機翼的平面形狀 一、機翼的剖面形狀(簡稱翼型)翼型，通常指的是機翼平行于飛機對稱面的翼剖面(見圖3-1-1)。 翼型大致分為以下幾種(見圖3-1-2)：弓形、平凸形、雙凸形、對稱形、超臨界翼型、尖峰翼型、雙弧形和菱形翼形。 (一)翼弦：翼型一系列內(nèi)切圓圓心的連線，稱為中弧線(見圖3-1-3)它是表示翼型彎曲程度的一條曲線，中弧線的前端點

2、，稱為前緣；后端點稱為后緣。前緣與后緣之間的連線叫翼弦或幾何弦（b)。翼弦是翼型的特征長度，單位為米。 (二)相對彎度：翼型中弧線與翼弦之間的距離叫做孤高或彎度(f)，最大弧高(f)與翼弦(b)的比值叫相對彎度(見圖3-1-4)通常 用百分?jǐn)?shù)表示為：相對彎度的大小表示翼型的不對稱程度，現(xiàn)代飛機的翼型，相對彎度約為02 (三)最大彎度位置：翼型的最大弧高(f)所在的位置到前緣的距離叫最大彎度位置（即圖3-1-4中的），通常以其與翼弦(b)的比值來表示，即 (四) 厚弦比：上下翼面在垂直于翼弦方向的距離叫翼型的厚度（c）翼型最大厚度（ ）與翼弦（b）的比值，叫翼型的厚弦比或相對厚度（見圖3-1-4

3、）厚弦比常用百分?jǐn)?shù)表示現(xiàn)代飛機的翼型厚弦比約為316，超音速飛機用 值較小的薄翼。 (五)最大厚度位置：翼型的最大厚度所在的位置到前緣的距離(圖314中的 )稱為最大厚度位置，通常以其與翼弦的比值來表示 ，即 現(xiàn)代飛機的翼型，最大厚度位置大約在翼弦3050的地方，亞音速翼剖面的 為2530%，而超音速翼剖面 則為4050。 (六)前緣半徑：翼型前緣處的曲率半徑稱為半前緣半徑，用符號r表示(見圖3-1-5) (七)后緣角：翼型上下表面圖線在后緣處切線之間的夾角，稱為后緣角, 用 表示(見圖3-1-4)通常用98處的切線間的夾角計算。 用 、 、 三個量就可一般地表征翼型的幾何特點。 二、機翼的平

4、面形狀 (一)機翼面積：如圖3-1-7，機翼在XOZ平面上的投影面積叫機翼面積(S)。如不加說明，機翼面積是指包括機身所占那部分的面積，如圖3-1-6中陰影部分所示。 (二)翼展：機翼左右翼端(翼尖)之間的距離，稱為翼展( )，單位為米(見圖3-1-7)。 (三)展弦比：翼展與平均翼弦( )之比，叫展弦比，用 表示。 因為 所以 現(xiàn)代飛機的展弦比，殲擊機大致為25，轟炸機、運輸機大致為712，滑翔機、高空偵察機可達1216。 (四)根尖比：如圖3-1-7，翼根弦長 與翼尖弦長 之比稱為根尖比；用表示 (五)后掠角：如圖3-1-7所示，機翼上有代表性的等百分比弦線(如前緣、弦線、后緣等，在XOZ

5、平面上的投影與OZ軸之間的夾角，稱為后掠角。圖中 稱為前緣后掠角， 稱為弦線后掠角， 稱為后緣后掠角，一般常用 弦線后掠角作為機翼后掠角。 (六)安裝角 ：機翼根弦與機身軸線之間的夾角。 (七)上(或下)反角 ：一側(cè)機翼翼弦平面與XOZ平面間的夾角，通常 上反為正，下反為負(fù)。 （八)平均空氣動力弦 ： 對于任意平面形狀的實際機翼，它的弦長從翼根到翼尖是變化的?？梢约傧氪嬖谝粋€相當(dāng)?shù)木匦螜C翼，此矩形機翼與實際機翼的面積相同，俯仰力矩和氣動力合力也相同。我們把這樣的矩形機翼的弦稱為機翼的平均空氣動力弦 ，平均空氣動力弦是飛機的縱向特征長度，在講授縱向力矩、升力、壓力中心和焦點等問題時都要用到，所以

6、是一個特別重要的幾何參數(shù)。殲七機種幾何參數(shù)殲五殲六 殲八(白天型)轟六運五安-26面積()22.6252342.187164.65上翼43.546下 翼27.9874.98翼展(m)9.697.159.34432.989上翼18.176下 翼14.23629.2展玄比4.133.242.232.076.627上翼7.7下翼7.2511.37根尖比3.0412.918.262.41612.92后掠角(前緣)內(nèi)47外4357.7355576035(焦點線)0650(14)連線安裝角10001上翼3下 翼1上反角-3-430-2-2-3上翼3下 翼4.193平均氣動弦(m)2.3633.0234.0

7、025.7245.0212.269厚弦比4.088.245翼尖4.2翼根4.549.8512.92.813表3-1-1 介紹幾種飛機的主要幾何參數(shù)12 升力一、升力的產(chǎn)生二、升力公式 (一)機翼的迎角稱為弦線翼弦與相對氣流方向的夾角，稱為迎角，通常以表示，見圖318。迎角的大小反映了相對氣流與機翼之間的相互關(guān)系。迎角不同，相對氣流流過機翼時的情況就不同，產(chǎn)生的空氣動力就不同，從而升力也不同。所以迎角是飛機飛行中產(chǎn)生空氣動力的重要參數(shù)。迎角有正角之分。氣流方向指向機翼下表面的為正迎角，如圖318中(a)、(b)所示。氣流方向指向機翼上表面的為負(fù)迎角，如圖318(c)所示。飛行時絕大多數(shù)時間內(nèi)飛機

8、處于正迎角狀態(tài)。(二)根據(jù)翼型的流線譜說明升力的產(chǎn)生從空氣流過雙凸形機翼的流線譜(圖319)中可以看到，空氣流到機翼前緣，分成上下兩股，分別沿機翼上、下表面向后流動，由于機冀有一定的正迎角，上表面又比較凸出，所以機翼上 一、升力的產(chǎn)生表面的流管必然變細，根據(jù)連續(xù)方程和伯努利方程可知其流速增大、壓強下降。下表面則相反，流管變粗，流速減少，壓強增大。垂直于相對氣流方向壓力差就是機翼的升力。 機翼升力作用線與翼弦的交點，即升力的著力點，叫機翼的壓力中心。 (三)機翼表面的壓強分析 為了便于分析機翼各部分對產(chǎn)生升力的貢獻，根據(jù)圖3-1-10的實驗，可繪出機翼上下表面壓強分布圖。 在壓強分布圖上繪出的不

9、是各點絕對壓強值，而且壓力系數(shù) 。其定義如下： 式中P是機翼上某點的絕對壓強 分別是遠前方未受擾動氣流壓強,密度和速度. 根據(jù)氣流的低速伯努利利方程，壓力系數(shù)可以表示為如下形式： 式中一機翼表面某一點流速。 根據(jù)實驗，在低速范圍內(nèi)，機翼的流線譜基本不隨速度變化，亦即流管截面積基本不變，由不可壓流連續(xù)方程可知是一個確定的數(shù),也就是一個確定的數(shù)，當(dāng)迎角和翼型改變時，流線譜也要發(fā)生變化，壓力系數(shù)也隨之而改變。綜上所述，在低速范圍內(nèi)，壓力系數(shù)只隨翼型和迎角變化，與氣流動壓無關(guān)。 機翼的壓強分布圖分兩種表示方法。一種是矢量法，另一種是坐標(biāo)法。 矢量法：如圖3-1-11所示，圖中各線段均垂直于機翼表面，線

10、段的長度表示壓力系數(shù) 的大小，箭頭向外為負(fù)值( 0),再將各個矢量的外端用平滑的曲線連接起來，便是用矢量表示的壓強分布圖。圖中壓強最低吸力最大的一點(B點)是最低壓強點。在前緣近，壓強最高的一點(A)，是前駐點。 坐標(biāo)法：如圖3112所示，以翼弦相對量xb作橫坐標(biāo)，將機翼各測點投影在橫坐標(biāo)(翼弦)上，然后將各測點上的壓力數(shù)值作為縱坐標(biāo)畫出。 大氣大于壓強的畫在橫坐標(biāo)下方，小于大氣壓強的畫在橫坐標(biāo)上方，再用平滑曲線依次連接圖上各點，這就是用坐標(biāo)表示的壓強分布圖。有了機翼的壓強分布圖，便可了解機翼各部分所產(chǎn)生的升力在總升力圖中所占的比重。圖3111及圖3112表明：機翼產(chǎn)生升力主要靠上表面的壓強減

11、少(產(chǎn)生吸力)的作用，而是靠下表面的壓強增大。由上表面的吸力所形成的升力一般約占總升力的6080%，而由下表面的壓強所形成的升力只占總升力的2040、如果下表面的壓強低于大氣壓強產(chǎn)生向下的吸力，則機翼總升力就等于上表面的吸力減去下表面的吸力，在此情況下，機翼的升力就完全由上表面吸力所產(chǎn)生。 二、升力公式為了推導(dǎo)升力公式，假設(shè)氣流以速度 連續(xù)、穩(wěn)定流過一個固定迎角的、無限長翼展的矩形翼，此機翼上每個剖面的翼型都是完全相同的。如圖3113所示，在機翼上沿翼展方向取長度為 的一段機翼。其面積為 。為計算整個機翼的升力，首先在其上任取一長度為 、寬度為 、面積為 的一小塊微元機翼 = ?？梢哉J(rèn)為這塊微

12、元機翼的上、下表面壓力分布是均勻的，這樣就很容易算出它的升力。 如圖3114所示，流過機翼上下表面的氣流速度、壓強在-截面處分別為 、 及、，根據(jù)壓力系數(shù)定義有 機翼無限小面積所產(chǎn)生的升力（見圖3-1-13） 應(yīng)為 而 則得 整個機翼的升力(Y)應(yīng)為： 取 ，上式改寫成： 令 稱為升力系數(shù)，于是飛機的升力為： 上式稱為升力公式，它雖是用無限矩形翼推導(dǎo)出來的，但同樣適用于各種平面形狀有限長機翼。從公式可以看出飛機升力大小與相對氣流的動壓( )成正比，與機翼面積成正比，與升力系數(shù)成正比。 由上式可以看出，升力系數(shù)就是壓強分布圖中上下翼面壓力系數(shù)曲線所圍的面積。升力系數(shù)的大小綜合地反映了迎角。翼型及機翼平面形狀等因素對升力的影響，一般由實驗測定。從實驗結(jié)果看，相對彎度大的機翼，其升力系數(shù)大，這里因為相對彎度大，上下翼面流管的變化大，上下壓力系數(shù)的趨值就大。同一迎角下平凸形翼型比雙凸形的升力系數(shù)大，對稱形的最小。 圖311圖312圖3-1-3 中弧線和翼弦圖3-1-4