固定翼無人機(jī)技術(shù)-機(jī)翼空氣動(dòng)力特性

機(jī)翼空氣動(dòng)力特性

機(jī)翼空氣動(dòng)力特性4.1

機(jī)翼的幾何參數(shù)與空氣動(dòng)力系數(shù)機(jī)翼的平面形狀與幾何參數(shù)機(jī)翼的空氣動(dòng)力系數(shù)機(jī)翼的平面形狀

早期的飛機(jī)，機(jī)翼的平面形狀大多做成矩形，后來又出現(xiàn)了梯形翼和橢圓翼。隨著飛行速度接近或超過聲速，相繼出現(xiàn)了后掠翼、三角翼等機(jī)翼。從20世紀(jì)50年代起，又陸續(xù)出現(xiàn)了由上述基本平面形狀發(fā)展或組合而成的復(fù)合機(jī)翼，如雙三角翼、S形前緣翼、邊條翼、變后掠翼、前掠翼等。機(jī)翼的幾何參數(shù)（1）機(jī)翼面積（S）：機(jī)翼在xOz平面上的投影面積稱為機(jī)翼面積（襟翼、副翼全收）。如不加說明，機(jī)翼面積包括機(jī)身所占的那部分面積。（2）展長(zhǎng)（L）：機(jī)翼左右翼端（翼尖）之間的距離稱為展長(zhǎng)。（3）弦長(zhǎng)b（z）：機(jī)翼展向剖面弦長(zhǎng)是展向位置z的函數(shù)。根弦（z＝0）長(zhǎng)b0和尖弦（z＝±L/2）長(zhǎng)b1。氣動(dòng)計(jì)算還會(huì)用到平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)bA。（4）展弦比（λ）：展長(zhǎng)與平均弦長(zhǎng)之比叫展弦比。因?yàn)?，所以?）根尖比（）：翼根弦長(zhǎng)（b0）與翼尖弦長(zhǎng)（b1）之比，稱為根尖比（也稱根梢比）。即矩形翼的；三角翼的。也有用尖根比（梢根比），是根尖比的倒數(shù)。機(jī)翼的有關(guān)角度01后掠角（χ）02幾何扭轉(zhuǎn)角（φ）03上（下）反角（Ψ）04機(jī)翼安裝角機(jī)翼翼根弦與機(jī)身軸線之間的夾角。后掠角是指機(jī)翼上有代表性的等百分弦線在xOz平面上的投影與Oz軸之間的夾角。后掠角的大小表示機(jī)翼向后傾斜的程度。稱為前緣后掠角，稱為1/4弦線后掠角，稱為后緣后掠角。機(jī)翼展向任一剖面處翼型弦線與翼根剖面處弦線的夾角稱為幾何扭轉(zhuǎn)角。上扭為正，下扭為負(fù)。除了幾何扭轉(zhuǎn)角以外還有氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)角，指平行于機(jī)翼對(duì)稱面的任一翼剖面的零升力線與翼根剖面零升力線之間的夾角。機(jī)翼的弦平面與Oxz平面的夾角，稱機(jī)翼的上（下）反角。通常機(jī)翼Ψ＝+7°～－3°，上反為正，下反為負(fù)。機(jī)翼的空氣動(dòng)力系數(shù)升力升力系數(shù)阻力阻力系數(shù)縱向力矩縱向力矩系數(shù)來流V∞與機(jī)翼對(duì)稱面平行，則V∞與翼根剖面弦線的夾角定義為機(jī)翼迎角α。V∞相對(duì)翼根平面弦線上偏為正，下偏為負(fù)。此時(shí)，作用于機(jī)翼上的空氣動(dòng)力和翼型一樣有升力L、阻力D、縱向力矩Mz機(jī)翼的空氣動(dòng)力系數(shù)側(cè)力系數(shù)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)偏航力矩系數(shù)來流V∞與機(jī)翼對(duì)稱面有夾角時(shí)，定義此夾角為側(cè)滑角β。V∞在對(duì)稱面右面β為正。此時(shí)，作用于機(jī)翼上的空氣動(dòng)力除了L、D、Mz以外，還有側(cè)力Z、滾轉(zhuǎn)力矩Mx、偏航力矩My4.2

直機(jī)翼低速氣動(dòng)特性直機(jī)翼低速繞流流態(tài)及特點(diǎn)直機(jī)翼氣動(dòng)特性翼端效應(yīng)和展向流動(dòng)

機(jī)翼是有限翼展，由于翼端存在，下表面高壓氣流通過翼端（該處上下表面壓力相等）與上表面互相溝通。下表面從翼根剖面產(chǎn)生向外側(cè)的展向流速，上表面產(chǎn)生向內(nèi)側(cè)的展向流速。使得下翼面流線向翼端偏斜，上翼面的流線向?qū)ΨQ面偏斜，這種現(xiàn)象稱為翼端效應(yīng)。自由渦的形成和發(fā)展

起動(dòng)渦一般可以認(rèn)為它的位置位于機(jī)翼后方無窮遠(yuǎn)處，這樣就這個(gè)渦環(huán)就變成了一組附著渦和兩組延伸到無窮遠(yuǎn)處的尾跡渦組成的渦系，即所謂的馬蹄渦系。升力沿展向分布

機(jī)翼產(chǎn)生的升力系數(shù)在小迎角時(shí)與絕對(duì)迎角成正比，所以升力系數(shù)曲線開頭都像一根直線。所謂絕對(duì)迎角就是零升力迎角與迎角數(shù)值之和，也就是零升力弦與相對(duì)氣流的夾角。用代數(shù)式表示絕對(duì)迎角等于α－α0，因?yàn)棣?通常是負(fù)值，代人式中正好是兩個(gè)角度相加。誘導(dǎo)阻力

翼尖渦流會(huì)誘導(dǎo)流過機(jī)翼的空氣產(chǎn)生下洗速度。通常這個(gè)誘導(dǎo)速度不大，它與來流結(jié)合，使流向機(jī)翼的氣流方向改變，使機(jī)翼有效迎角減小。機(jī)翼上的合力因?yàn)榕c氣流合速度垂直而在原來來流方向（即飛行方向）上必然存在一個(gè)指向后方的分力（阻礙飛行），這就是誘導(dǎo)阻力。直機(jī)翼氣動(dòng)特性式中，由之前第三章公式計(jì)算。δ為誘導(dǎo)阻力系數(shù)修正因子，與展弦比和根梢比有關(guān)。其中，λe＝λ/（1＋λ）稱為有效展弦比，A＝（1＋λ）/πλ稱為誘導(dǎo)阻力因子。誘導(dǎo)阻力系數(shù)CDi與升力系數(shù)CL的平方成正比，并隨展弦比λ的增加而減小，在同樣的λ和CL下，橢圓形機(jī)翼CDi最小。直機(jī)翼氣動(dòng)特性

由可求得大展弦比直機(jī)翼的阻力特性。4.3

后掠翼與三角翼的低速氣動(dòng)特性后掠翼低速氣動(dòng)特性三角翼低速氣動(dòng)特性后掠翼升阻特性

氣流流過后掠翼，其流速（）同機(jī)翼前緣不垂直，可以分解成兩個(gè)分速：一個(gè)是垂直分速（），與前緣垂直；另一個(gè)是平行分速（），與前緣平行。垂直分速和平行分速同前緣后掠角（）的關(guān)系是后掠翼升阻特性

可以得到無限翼展斜置機(jī)翼的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升力線斜率（式中bn為斜置機(jī)翼的法向弦長(zhǎng)，bn＝bcosχ）：后掠翼升阻特性

各種不同后掠角的機(jī)翼升力系數(shù)斜率（）隨展弦比（λ）的變化曲線。由圖可以看出，當(dāng)λ一定時(shí)，后掠角增大，減小。而當(dāng)后掠角一定時(shí)，λ減小，也減小。這是由于展弦比減小時(shí)，翼尖渦對(duì)機(jī)翼上下表面均壓作用增強(qiáng)的緣故?？諝饬鬟^后掠翼的流動(dòng)情形

通過實(shí)驗(yàn)可以看到，空氣流過后掠翼，流線將左右偏斜呈“S”形。經(jīng)過前緣以后，空氣在流向最低壓力點(diǎn)的途中，有效分速又逐漸加快，平行分速仍保持不變，氣流方向又從翼尖轉(zhuǎn)向翼根。隨后，又因有效分速逐漸減慢，氣流方向轉(zhuǎn)向原來方向。于是，整個(gè)流線呈“S”形彎曲。后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)

在后掠翼翼根部分的上表面前段，流線向外偏斜，流管擴(kuò)張變粗；而在后段，流線向內(nèi)偏斜，流管收縮變細(xì)。在低速條件下，前段吸力減?。缓蠖挝υ龃?。與此同時(shí)，因流管最細(xì)的位置后移，使最低壓力點(diǎn)位置向后移動(dòng)，這種現(xiàn)象稱為翼根效應(yīng)。

因流管最細(xì)的位置前移，故最低壓力點(diǎn)向前移動(dòng)。這種現(xiàn)象稱為翼尖效應(yīng)。后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)翼根效應(yīng)使翼根部分的平均吸力減小，升力系數(shù)減小。翼尖效應(yīng)使翼尖部分的平均吸力增大，升力系數(shù)增大。后掠翼延緩翼尖失速措施1.機(jī)翼幾何扭轉(zhuǎn)2.翼尖部分采用失速迎角較大的翼型3.機(jī)翼上表面安裝翼刀4.減小翼尖部分的后掠角（如殲-5）5.機(jī)翼上采用前緣鋸齒脫體渦的形成與發(fā)展

空氣流過三角翼同流過后掠翼一樣，翼面的橫向壓力差促使流線左右偏斜。同時(shí)，一部分空氣從下表面繞過前緣（也是側(cè)緣）而迅速分離，脫離翼面向上卷起。隨即順氣流方向卷成兩個(gè)旋轉(zhuǎn)方向相反的穩(wěn)定的螺旋形渦面，并向后面流去，這就是脫體渦。脫體渦的產(chǎn)生必須具備以下三個(gè)條件實(shí)驗(yàn)表明，只有當(dāng)前緣后掠角大于45°時(shí)，從前緣分離的氣流才能卷成穩(wěn)定的脫體渦。

機(jī)翼前緣比較尖銳，前緣曲率半徑較小。在小迎角情況下，氣流僅在翼尖附近部分前緣產(chǎn)生分離，渦卷較細(xì)，強(qiáng)度較弱，范圍較小。1.具有較大的前緣后掠角2.前緣比較尖銳3.迎角通常在3°以上脫體渦的范圍及內(nèi)移脫體渦的法洗效應(yīng)和切洗效應(yīng)法洗效應(yīng)氣流流過具有正迎角的三角翼，前緣脫體渦在其內(nèi)側(cè)誘起氣流下洗，在外側(cè)誘起氣流上洗。下洗區(qū)的局部迎角減小，升力減小；上洗區(qū)的局部迎角增大，升力增大，這種現(xiàn)象稱為法洗效應(yīng)。切洗效應(yīng)脫體渦在翼面上所誘起的切向速度分布，其方向是由翼根指向翼尖，其大小與距渦心的距離有關(guān)，離渦心越近，切洗速度越大；反之，則越小。切洗速度使流經(jīng)機(jī)翼表面的主流速度偏斜并增大，從而致使翼面升力增大，這種現(xiàn)象稱為切洗效應(yīng)。脫體渦的法洗效應(yīng)和切洗效應(yīng)渦升力的產(chǎn)生及對(duì)升力系數(shù)的影響

展弦比為1，迎角為20°的三角翼各個(gè)橫截面上的壓力分布圖。從圖上可以看出，機(jī)翼上表面在脫體渦覆蓋的區(qū)域內(nèi)，吸力很大。。4.4

機(jī)翼高速氣動(dòng)特性翼型的亞聲速氣動(dòng)特性翼型的跨聲速氣動(dòng)特性翼型的超聲速氣動(dòng)特性后掠翼和三角翼的高速氣動(dòng)特性翼型的亞聲速氣動(dòng)特性

在亞聲速飛行中，空氣壓縮性的影響已不容忽視，否則會(huì)導(dǎo)致較大的誤差。根據(jù)空氣密度的變化程度與Ma的關(guān)系式

若，當(dāng)Ma＝0.3時(shí)，；Ma＝0.8時(shí)，空氣密度隨Ma的顯著變化，勢(shì)必對(duì)翼型的壓力分布和空氣動(dòng)力特性帶來明顯的影響?？諝鈮嚎s性對(duì)翼型壓力分布的影響

由于空氣壓縮性的影響，在亞聲速可壓縮氣流中，翼型表面有“吸處更吸壓處更壓”的特點(diǎn)，壓力系數(shù)分布如圖實(shí)線所示。且飛行Ma越大，壓縮性的影響越明顯。翼型的亞聲速空氣動(dòng)力特性1.Ma增大，升力系數(shù)和升力系數(shù)斜率增大2.Ma增大，臨界迎角和最大升力系數(shù)減小3.Ma增大，阻力系數(shù)基本不變4.Ma增大，壓力中心前移臨界馬赫數(shù)（Macr）

當(dāng)飛行速度增大到某一程度時(shí)，翼型表面最低壓力點(diǎn)的氣流速度等于該點(diǎn)的聲速，該點(diǎn)叫等聲速點(diǎn)。這時(shí)的飛行速度叫臨界速度，用Vcr表示，如圖所示。此時(shí)的飛行馬赫數(shù)叫臨界馬赫數(shù)，用Macr表示。Macr即臨界速度與飛機(jī)所在高度聲速（a）的比值翼型的跨聲速升力特性1.升力系數(shù)隨飛行Ma的變化2.壓力中心隨飛行Ma的變化翼型的跨聲速阻力特性1.跨聲速飛行時(shí)，波阻產(chǎn)生原因2.阻力系數(shù)隨飛行Ma的變化3.不同迎角，阻力系數(shù)隨飛行Ma變化超聲速氣流流過物體產(chǎn)生的激波

（a）流過圓球形物體產(chǎn)生的脫體激波（b）流過尖錐物體產(chǎn)生的斜激波平板翼型超聲速升阻力的產(chǎn)生

氣流經(jīng)過斜激波后，以較小的速度沿平板下表面向后流去。流至后緣，情況恰好相反，上表面產(chǎn)生后緣斜激波；下表面產(chǎn)生后緣膨脹波。氣流流過斜激波和膨脹波后，以同一方向同一速度流離平板。平板翼型超聲速升力阻力特性理論和實(shí)驗(yàn)都證明，平板翼型在超聲速小迎角條件下的升力系數(shù)、波阻系數(shù)（不計(jì)摩擦阻力系數(shù)）、升力線斜率隨Ma的變化關(guān)系，可用下式作近似計(jì)算對(duì)稱薄翼型超聲速升阻力的產(chǎn)生

在正迎角下，下翼面比上翼面氣流轉(zhuǎn)折角大，激波強(qiáng)度強(qiáng)，波后Ma小，壓力大。因而上下翼面產(chǎn)生壓力差。壓力差總和垂直于遠(yuǎn)方來流方向的分力，就是升力；而平行于遠(yuǎn)前方來流方向的分力，就是波阻。對(duì)稱薄翼型超聲速升阻力特性翼型很薄，忽略厚度影響時(shí)，升力系數(shù)只取決于迎角和Ma，與翼型相對(duì)厚度無關(guān)。而相對(duì)厚度對(duì)波阻的影響卻不能忽略。后掠翼的亞聲速空氣動(dòng)力特性

在亞聲速階段，后掠翼的升力系數(shù)斜率同翼型一樣，隨Ma增大而增大。因?yàn)樵诖穗A段，由于空氣壓縮性的影響，隨Ma增加，每一剖面（翼型）升力系數(shù)斜率增大，因此機(jī)翼升力系數(shù)斜率增大。后掠翼的臨界馬赫數(shù)Macr

在翼型和迎角相同時(shí)，當(dāng)飛行速度增大到平直機(jī)翼的臨界速度時(shí)，后掠翼上還不致于出現(xiàn)局部垂直分速等于局部聲速的等聲速點(diǎn)，即后掠翼的Macr比相同翼型平直翼的Macr大。后掠角越大，其垂直分速越小，Macr也相應(yīng)越大。

例如=50，若平直翼的Macr為0.75，則后掠翼的Macr為后掠翼的跨聲速阻力特性

飛行Ma超過Macr而進(jìn)入跨聲速后，即產(chǎn)生波阻，使阻力系數(shù)開始急劇增加。但不同后掠角的后掠翼同平直翼相比，阻力系數(shù)隨Ma變化趨勢(shì)是不同的。后掠翼的跨聲速升力特性

與平直翼相比，后掠翼的升力系數(shù)隨Ma的變化也比較緩和；后掠角越大，升力系數(shù)變化越緩和。后掠翼的超聲速氣動(dòng)特性

機(jī)翼邊界可分為前緣、后緣和側(cè)緣，如圖所示，超聲速飛行時(shí)后掠翼的空氣動(dòng)力特性與其前后緣性質(zhì)有關(guān)。三角翼在亞聲速前緣情況下的壓力分布

空氣以超聲速流過三角翼，對(duì)于前緣圓鈍的翼面，在亞聲速前緣情況下，氣流仍是從前緣下表面的駐點(diǎn)開始分為上下兩股。一股繞過前緣流向上表面，流速增大，吸力增大，前緣附近的吸力很高；另一股在下表面駐點(diǎn)附近，流速減慢，壓力增大。因此，在機(jī)翼前緣附近上下表面的壓力差較大。三角翼在超聲速前緣情況下的壓力分布

在超聲速前緣情況下，空氣流至前緣，突然減速，產(chǎn)生前緣激波。因而機(jī)翼前緣附近上下表面的壓力差是均勻分布。三角翼的阻力系數(shù)隨Ma的變化

對(duì)于大后掠角小展弦比的三角翼而言，因?yàn)镸acr較大，所以阻力系數(shù)在更大的Ma下才開始增長(zhǎng)。阻力系數(shù)增長(zhǎng)的趨勢(shì)也比較緩和，最大阻力系數(shù)也比較小。某機(jī)的零升阻力系數(shù)隨Ma的變化

具有大后掠角小展弦比的三角翼，其最大阻力系數(shù)，是在Ma大于1而又屬于亞聲速前緣的情況下，才會(huì)出現(xiàn)。某機(jī)的零升阻力系數(shù)隨Ma的變化。4.5

飛機(jī)的增升與減阻裝置襟翼及其增升原理翼梢小翼及其減阻原理4個(gè)增加升力的途徑01020304在環(huán)繞機(jī)翼的氣流中，增加一股噴氣氣流改變機(jī)翼剖面形狀，增加翼型的彎度

增加機(jī)翼面積控制機(jī)翼上的邊界層，推遲或避免氣流分離襟翼及其增升原理

增升的第一種有效的技術(shù)途徑是采用襟翼（flaps）。襟翼的增升效果十分明顯，同樣迎角下，升力系數(shù)增加明顯。因此，襟翼在固定翼飛機(jī)上得到了廣泛應(yīng)用，且逐漸發(fā)展出一個(gè)龐大的襟翼家族，統(tǒng)稱增升裝置。襟翼增升原理與類型

襟翼是飛機(jī)設(shè)計(jì)中一項(xiàng)有重大意義的技術(shù)發(fā)明和突破。襟翼按照安裝位置分為前緣襟翼和后緣襟翼兩類（圖4-43）。還可以再細(xì)分為簡(jiǎn)單襟翼、開裂式襟翼、開縫式襟翼、克魯格襟翼和富勒襟翼（又稱后退式襟翼）等。襟翼的各種形式及在機(jī)翼上的安裝位置前緣縫翼推遲分離、增加升力原理a：襟翼閉合時(shí)，在大迎角下氣流發(fā)生分離，生成旋渦而降低升力b：襟翼打開時(shí)，在大迎角下氣流仍保持順滑流動(dòng)，升力仍然很高組合襟翼系統(tǒng)1．前緣襟翼；2．后緣雙縫襟翼；3．前緣縫翼；4．克魯格襟翼；5．后緣三縫襟翼放襟翼對(duì)飛機(jī)空氣動(dòng)力特性的影響1.阻力系數(shù)增大2.升阻比減小3.壓力中心后移4.零升迎角減小5.臨界迎角減小翼梢小翼及其減阻原理01端板效應(yīng)02起分散翼尖渦的作用03提供朝外的升力和前推力04翼梢小翼推遲機(jī)翼氣流分離翼梢小翼能推遲機(jī)翼氣流分離有了翼梢小翼相當(dāng)于使機(jī)翼的有效展弦比增大