固定翼無人機(jī)技術(shù)-翼型的空氣動(dòng)力特性

翼型的空氣動(dòng)力特性

翼型的空氣動(dòng)力特性3.1翼型的發(fā)展與幾何參數(shù)定義翼型及其基本類型

通常將平行于飛機(jī)對(duì)稱面的機(jī)翼橫截面外形稱為翼型（又稱翼剖面）。它是組成機(jī)翼的基本元素，是產(chǎn)生升力的關(guān)鍵因素之一?？諝饫@翼型流動(dòng)是一種二維流動(dòng)，相當(dāng)于繞無限展長矩形機(jī)翼的流動(dòng)。作用在翼型上的空氣動(dòng)力是指作用在單位展長機(jī)翼上的力。翼型的幾何參數(shù)翼型的幾何參數(shù)定義弦長（c）相對(duì)彎度（）最大彎度相對(duì)位置（）相對(duì)厚度（）最大厚度相對(duì)位置（）前緣半徑（r）

前緣與后緣的連線叫翼弦，其長度叫弦長或幾何弦長。

最大彎度與弦長的比值，叫相對(duì)彎度。

翼型最大彎度所在位置到前緣的距離稱為最大彎度位置，最大彎度相對(duì)位置以其與弦長的比值來表示。

翼型最大厚度與弦長的比值，叫翼型的相對(duì)厚度。

翼型最大厚度所在位置到前緣的距離，稱為最大厚度位置，最大厚度相對(duì)位置以其與翼弦的比值來表示。

翼型前緣處的曲率半徑，稱為前緣半徑。后緣角（τ）

翼型上下表面在后緣處的切線之間的夾角，稱為后緣角典型的翼型族超臨界翼型與常規(guī)翼型比較

與普通翼型相比，超臨界翼型翼型的特點(diǎn)是前緣半徑較大，中部上表面彎度較小，后部下表面在后緣處有反凹，且后緣較薄并向下彎曲。3.2

翼型的低速升阻特性翼型的空氣動(dòng)力學(xué)系數(shù)任意翼型低速氣動(dòng)特性雷諾數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響翼型的空氣動(dòng)力學(xué)系數(shù)

迎角（angleofattack，舊稱攻角），是指翼弦與來流V∞方向之間的夾角，用α表示。相對(duì)翼弦來說，來流上偏迎角為正；下偏迎角為負(fù)，相對(duì)氣流方向與翼弦平行時(shí)，迎角為零。翼型的空氣動(dòng)力學(xué)系數(shù)

在描述飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)特性時(shí)，經(jīng)常使用無量綱的空氣動(dòng)力系數(shù)，翼型無量綱的空氣動(dòng)力系數(shù)定義如下（分母中的“1”是單位展長）。升力系數(shù)：阻力系數(shù)：力矩系數(shù)：升力的產(chǎn)生

空氣流到機(jī)翼前緣，分為上下兩段，分別沿機(jī)翼上下表面流過。由于機(jī)翼有一定正迎角，上表面又比較凸出（彎度＞0），所以，機(jī)翼上表面的流線彎曲很大，流管變細(xì)，流速加快，壓力減?。幌卤砻娴牧鞴茏兇?，流速減慢，壓力增大。翼型表面的壓力分布翼型的升力特性

升力特性常用CL～α曲線表示。圖中升力系數(shù)曲線最高點(diǎn)對(duì)應(yīng)的迎角為臨界迎角，臨界迎角對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)值為最大升力系數(shù)。翼型的升力特性（1）升力線斜率按照薄翼型理論，對(duì)于厚翼型，高雷諾數(shù)下可用下面的經(jīng)驗(yàn)公式：

（2）零升力迎角α0對(duì)于有彎度的翼型，升力系數(shù)曲線不通過原點(diǎn)，升力系數(shù)為0的迎角稱為零升力迎角，用α0表示，一般彎度越大，α0越大。對(duì)稱翼型彎度為0，其升力系數(shù)曲線要通過原點(diǎn)α0＝0。（3）最大升力系數(shù)CLmax翼型的CLmax與表面上邊界層分離密切相關(guān)，因此它取決于翼型幾何參數(shù)、雷諾數(shù)以及表面粗糙度。分離特性——后緣分離

前駐點(diǎn)在下表面距前緣點(diǎn)很近處，從而前緣外形成較大的正壓力。在后緣處，上下表面兩股氣流平滑匯合沿中弧線切線方向向下后方流去，并逐漸轉(zhuǎn)折回來流方向翼型壓力中心與焦點(diǎn)

翼型上有兩個(gè)重要的氣動(dòng)特性點(diǎn)：一個(gè)是壓力中心（Pressurecenter，cp），簡稱壓心；另一個(gè)是焦點(diǎn)，也稱空氣動(dòng)力中心（aerodynamiccenter）或氣動(dòng)中心，是升力增量的作用點(diǎn)。壓力中心位置隨迎角的變化分離特性——長泡分離與短泡分離

前駐點(diǎn)在下表面距前緣點(diǎn)很近處，從而前緣外形成較大的正壓力。在后緣處，上下表面兩股氣流平滑匯合沿中弧線切線方向向下后方流去，并逐漸轉(zhuǎn)折回來流方向力矩特性

翼型的力矩特性常用力矩系數(shù)mz～CL曲線表示，見圖3-14。在中小迎角范圍內(nèi)，mz～CL曲線呈一條直線，即阻力特性

作用在翼型上的空氣動(dòng)力在V∞方向上的分量稱為翼型阻力，簡稱型阻CDpr。從物理實(shí)質(zhì)上可以將黏性阻力分為摩擦阻力CDf和壓差阻力CDp（與邊界層分離有關(guān)）：

當(dāng)迎角不大時(shí)，摩擦阻力是型阻的主要成分。通常在設(shè)計(jì)升力系數(shù)CLd下（此時(shí)迎角不大）對(duì)應(yīng)，阻力系數(shù)最小，稱為最小阻力系數(shù)CDmin，它可由相當(dāng)平板的摩擦阻力系數(shù)通過適當(dāng)修正得到

式中，CF為與翼型Re與轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位置相同條件下平板的單面摩擦阻力系數(shù)，ηc為厚度修正系數(shù)，與翼型厚度特性有關(guān)，它反映了黏性壓差阻力的貢獻(xiàn)，其值可由相應(yīng)的曲線查得。阻力特性與極曲線

翼型阻力隨迎角變化曲線阻力特性與極曲線

翼型極曲線雷諾數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響

Re對(duì)無人機(jī)的阻力特性影響很大。低速無人機(jī)飛行中遇到的阻力主要是摩擦阻力和壓差阻力，空氣黏性與這兩種阻力關(guān)系密切。Re越大，翼型阻力越小。Re對(duì)翼型升力線斜率影響很小，主要影響最大升力系數(shù)CLmax。一般CLmax隨Re的增大而增大。3.3

翼型的選擇翼型外形與參數(shù)的選擇翼型選擇的其他考慮因素翼型外形與參數(shù)的選擇從外形看，彎度從大到小排序?yàn)椋喊纪剐停酒酵剐停倦p凸型＞對(duì)稱型。適當(dāng)前移最大彎度位置也可以提高翼型的最大升力系數(shù)，失速形式為前緣失速。

薄翼型阻力小，但不適合大迎角飛行，且失速特性不佳，適合高速飛機(jī)。厚翼型阻力大，升力特性較好，不易失速低速時(shí)適當(dāng)增加翼型最大厚度還可以提高翼型的升力線斜率。增大對(duì)稱翼型的最大升力系數(shù)的方法主要是通過增加前緣半徑、加厚翼型頭部來實(shí)現(xiàn)。翼型頭部確定大迎角下氣流分離流動(dòng)，從而決定最大升力值及其他重要的幾何參數(shù)。1.翼型彎度的選擇2.翼型厚度的選擇3.其他參數(shù)的選擇翼型選擇的其他考慮因素平面形狀由于平直機(jī)翼和后掠機(jī)翼的根部流動(dòng)特性不一樣，因此，對(duì)平直機(jī)翼適用的翼型對(duì)后掠機(jī)翼不一定適用，反之亦然。大展弦比機(jī)翼，為了防止翼尖失速造成飛機(jī)安全問題，翼尖處翼型的最大升力系數(shù)一般要比翼根處翼型的大?？臻g和剛度除了氣動(dòng)方面的考慮，還要考慮減輕結(jié)構(gòu)重量。對(duì)于小飛機(jī)來說，翼型相對(duì)厚度較大帶來結(jié)構(gòu)高度增加的同時(shí)，對(duì)加工制造也會(huì)帶來很大的便利。本章思考題11.什么是翼型？有哪些主要類型，幾何參數(shù)有哪些？2.舉例說明NACA四位數(shù)和五位數(shù)翼型有關(guān)數(shù)字的含義。3.什么是迎角，如何判斷其正負(fù)？4.什么是超臨界翼型，其主要優(yōu)點(diǎn)和缺點(diǎn)是什么？5.升力是如何產(chǎn)生的，如何計(jì)算？6.畫出升力系數(shù)隨迎角變化曲線，標(biāo)出零升迎角、臨界迎角，并說明升力系數(shù)隨迎角變化的規(guī)律與原因。7.壓力中心與焦點(diǎn)有什么聯(lián)系與區(qū)別？本章思考題2