機(jī)翼的幾何外形和氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩.ppt

作用在翼型上的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,1.飛機(jī)機(jī)翼的幾何外形和幾何參數(shù)2.升力和阻力的產(chǎn)生機(jī)理和影響因素3.影響升力、阻力的因素,一、機(jī)翼的幾何外形,當(dāng)飛機(jī)在空中飛行時(shí)，作用在飛機(jī)上的升力主要是由機(jī)翼產(chǎn)生；同時(shí)機(jī)翼上也會(huì)產(chǎn)生阻力。機(jī)翼上的空氣動(dòng)力的大小和方向，在很大程度上又決定于機(jī)翼的外形，即機(jī)翼翼型（或翼剖面）幾何形狀、機(jī)翼平面幾何形狀等。描述機(jī)翼的幾何外形，主要從這兩方面加以說明。,1.機(jī)翼翼型的幾何參數(shù),后緣角,弦長連接翼型前緣(翼型最前面的點(diǎn))和后緣(翼型最后面的點(diǎn))的直線段稱為翼弦（也稱為弦線），其長度稱為弦長，用c表示。相對厚度翼型的厚度是垂直于翼弦的翼型上下表面之間的直線段長度。翼型最大厚度tmax與弦長c之比，稱為翼型的相對厚度t/c或，并常用百分?jǐn)?shù)表示，即,1.翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,1、弦長,前后緣點(diǎn)的連線稱為翼型的幾何弦。但對某些下表面大部分為直線的翼型，也將此直線定義為幾何弦。翼型前、后緣點(diǎn)之間的距離，稱為翼型的弦長，用c表示，或者前、后緣在弦線上投影之間的距離。,1.1翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,2、翼型表面的無量綱坐標(biāo),翼型上、下表面曲線用弦線長度的相對坐標(biāo)的函數(shù)表示：,1.1翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,3、彎度,彎度的大小用中弧線上最高點(diǎn)的y向坐標(biāo)來表示。此值通常也是相對弦長表示的。,翼型上下表面y向高度中點(diǎn)的連線稱為翼型中弧線。,如果中弧線是一條直線（與弦線合一），這個(gè)翼型是對稱翼型。,如果中弧線是曲線，就說此翼型有彎度。,1.1翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,中弧線y向坐標(biāo)（彎度函數(shù)）為：,相對彎度,最大彎度位置,1.1翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,厚度分布函數(shù)為：,相對厚度,最大厚度位置,4、厚度,以下是用來衡量機(jī)翼氣動(dòng)外形的主要幾何參數(shù)：,翼展：翼展是指機(jī)翼左右翼尖之間的長度，一般用b表示。,翼弦：翼弦是指機(jī)翼沿機(jī)身方向的弦長。除了矩形機(jī)翼外，機(jī)翼不同地方的翼弦是不一樣的，有翼根弦長c0、翼尖弦長梢k弦c1。,1.2機(jī)翼的平面幾何參數(shù),機(jī)翼面積：是指機(jī)翼在oxz平面上的投影面積，一般用S表示。,幾何平均弦長cpj定義為,展弦比：翼展b和平均幾何弦長cpj的比值叫做展弦比，用表示，其計(jì)算公式可表示為：,展弦比也可以表示為翼展的平方于機(jī)翼面積的比值。,展弦比越大，機(jī)翼的升力系數(shù)越大，但阻力也增大。高速飛機(jī)一般采用小展弦比的機(jī)翼。,1.2機(jī)翼的平面幾何參數(shù),根梢比：根梢比是翼根弦長c0與翼尖弦長c1的比值，一般用表示，,梢根比：梢根比是翼尖弦長c1與翼根弦長c0的比值，一般用表示，,上反角(Dihedralangle)上反角是指機(jī)翼基準(zhǔn)面和水平面的夾角，當(dāng)機(jī)翼有扭轉(zhuǎn)時(shí)，則是指扭轉(zhuǎn)軸和水平面的夾角。當(dāng)上反角為負(fù)時(shí)，就變成了下反角(Cathedralangle)。低速機(jī)翼采用一定的上反角可改善橫向穩(wěn)定性。,1.2機(jī)翼的平面幾何參數(shù),后掠角：后掠角是指機(jī)翼與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角。后掠角又包括前緣后掠角（機(jī)翼前緣與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角，一般用0表示）、后緣后掠角（機(jī)翼后緣與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角，一般用1表示）及1/4弦線后掠角（機(jī)翼1/4弦線與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角，一般用0.25表示）。,1.2機(jī)翼的幾何參數(shù),如果飛機(jī)的機(jī)翼向前掠，則后掠角就為負(fù)值，變成了前掠角。,1.2機(jī)翼的幾何參數(shù),幾何扭轉(zhuǎn)角：機(jī)翼上平行于對稱面的翼剖面的弦線相對于翼根翼剖面弦線的角度稱為機(jī)翼的幾何扭轉(zhuǎn)角；如右圖所示。若該翼剖面的局部迎角大于翼根翼剖面的迎角，則扭轉(zhuǎn)角為正。沿展向翼剖面的局部迎角從翼根到翼梢是減少的扭轉(zhuǎn)稱為外洗，扭轉(zhuǎn)角為負(fù)。反之成為內(nèi)洗。除了幾何扭轉(zhuǎn)角之外還有氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)角，指的是平行于機(jī)翼對稱面任一翼剖面的零升力線和翼根翼剖面的零升力線之間的夾角。,安裝角：機(jī)翼安裝在機(jī)身上時(shí)，翼根翼剖面弦線與機(jī)身軸線之間的夾角稱為安裝角。,安裝角,1949年2月18日,試飛員威廉米勒駕駛473號XF7U-1，消失在試驗(yàn)區(qū)上空2100米高度的云層中,1.3翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,對于不同的飛行速度，機(jī)翼的翼型形狀是不同的。如對于低亞聲速飛機(jī)，為了提高升力系數(shù)，翼型形狀為圓頭尖尾形；而對于高亞聲速飛機(jī)，為了提高阻力發(fā)散Ma數(shù)，采用超臨界翼型，其特點(diǎn)是前緣豐滿、上翼面平坦、后緣向下凹；對于超聲速飛機(jī)，為了減小激波阻力，采用尖頭、尖尾形翼型。,通常飛機(jī)設(shè)計(jì)要求，機(jī)翼和尾翼的盡可能升力大、阻力小。,1.3翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,對翼型的研究最早可追溯到19世紀(jì)后期，那時(shí)的人們已經(jīng)知道帶有一定安裝角的平板能夠產(chǎn)生升力，有人研究了鳥類的飛行之后提出，彎曲的更接近于鳥翼的形狀能夠產(chǎn)生更大的升力和效率。,鳥翼具有彎度和大展弦比的特征,1.3翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,1884年，H.F.菲利普使用早期的風(fēng)洞測試了一系列翼型，后來他為這些翼型申請了專利。,早期的風(fēng)洞,1.3翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,與此同時(shí)，德國人奧托利林塔爾設(shè)計(jì)并測試了許多曲線翼的滑翔機(jī)，他仔細(xì)測量了鳥翼的外形，認(rèn)為試飛成功的關(guān)鍵是機(jī)翼的曲率或者說是彎度，他還試驗(yàn)了不同的翼尖半徑和厚度分布。,1.3翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,美國的萊特兄弟所使用的翼型與利林塔爾的非常相似，薄而且彎度很大。這可能是因?yàn)樵缙诘囊硇驮囼?yàn)都在極低的雷諾數(shù)下進(jìn)行，薄翼型的表現(xiàn)要比厚翼型好。,1.3翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,隨后的十多年里，在反復(fù)試驗(yàn)的基礎(chǔ)上研制出了大量翼型，有的很有名，如RAF-6，Gottingen387，ClarkY。這些翼型成為NACA翼型家族的鼻祖。,1.4翼型的空氣動(dòng)力系數(shù),1、翼型的迎角與空氣動(dòng)力,在翼型平面上，把來流V與翼弦線之間的夾角定義為翼型的幾何迎角，簡稱迎角。對弦線而言，來流在下為正，在上為負(fù)。,翼型繞流視平面流動(dòng)，翼型上的氣動(dòng)力視為無限翼展機(jī)翼在展向取單位展長所受的氣動(dòng)力。,1.4翼型的空氣動(dòng)力系數(shù),當(dāng)氣流繞過翼型時(shí)，在翼型表面上每點(diǎn)都作用有壓強(qiáng)p（垂直于翼面）和摩擦切應(yīng)力（與翼面相切），它們將產(chǎn)生一個(gè)合力R，合力的作用點(diǎn)稱為壓力中心，合力在來流方向的分量為阻力X，在垂直于來流方向的分量為升力Y。,1.4翼型的空氣動(dòng)力系數(shù),翼型升力和阻力分別為,空氣動(dòng)力矩取決于力矩點(diǎn)的位置。如果取矩點(diǎn)位于壓力中心，力矩為零。如果取矩點(diǎn)位于翼型前緣，前緣力矩；如果位于力矩不隨迎角變化的點(diǎn)，叫做翼型的氣動(dòng)中心，為氣動(dòng)中心力矩。規(guī)定使翼型抬頭為正、低頭為負(fù)。薄翼型的氣動(dòng)中心為0.25c，大多數(shù)翼型在0.23c-0.24c之間，層流翼型在0.26c-0.27c之間。,2、空氣動(dòng)力系數(shù),1.4翼型的空氣動(dòng)力系數(shù),翼型無量綱空氣動(dòng)力系數(shù)定義為,升力系數(shù),阻力系數(shù),俯仰力矩系數(shù),1.5低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述,1、低速翼型繞流圖畫,低速圓頭翼型在小迎角時(shí)，其繞流圖畫如下圖示。,總體流動(dòng)特點(diǎn)是,（1）整個(gè)繞翼型的流動(dòng)是無分離的附著流動(dòng)，在物面上的邊界層和翼型后緣的尾跡區(qū)很??；,1.5低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述,（2）前駐點(diǎn)位于下翼面距前緣點(diǎn)不遠(yuǎn)處，流經(jīng)駐點(diǎn)的流線分成兩部分，一部分從駐點(diǎn)起繞過前緣點(diǎn)經(jīng)上翼面順壁面流去，另一部分從駐點(diǎn)起經(jīng)下翼面順壁面流去，在后緣處流動(dòng)平滑地匯合后下向流去。,（3）在上翼面近區(qū)的流體質(zhì)點(diǎn)速度從前駐點(diǎn)的零值很快加速到最大值，然后逐漸減速。根據(jù)Bernoulli方程，壓力分布是在駐點(diǎn)處壓力最大，在最大速度點(diǎn)處壓力最小，然后壓力逐漸增大（過了最小壓力點(diǎn)為逆壓梯度區(qū)）。,1.3低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述,（5）氣流到后緣處，從上下翼面平順流出，因此后緣點(diǎn)不一定是后駐點(diǎn)。,（4）隨著迎角的增大，駐點(diǎn)逐漸后移，最大速度點(diǎn)越靠近前緣，最大速度值越大，上下翼面的壓差越大，因而升力越大。,1.5低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述,翼型繞流氣動(dòng)力系數(shù)隨迎角的變化曲線,一個(gè)翼型的氣動(dòng)特性，通常用曲線表示。有升力系數(shù)曲線，阻力系數(shù)曲線，力矩系數(shù)曲線。,Clw=0的迎角(用0表示)一般為負(fù)值(04)；Clw-曲線在一個(gè)較大的范圍內(nèi)是直線段；Clw有一個(gè)最大值Clwmax，而在接近最大值Clwmax前曲線上升的趨勢就已減緩。,1.5低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述,對于有彎度的翼型升力系數(shù)曲線是不通過原點(diǎn)的，通常把升力系數(shù)為零的迎角定義為零升迎角0，而過后緣點(diǎn)與幾何弦線成0的直線稱為零升力線。一般彎度越大，0越大。,1.5低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述,當(dāng)迎角大過一定的值之后，就開始彎曲，再大一些，就達(dá)到了它的最大值，此值記為最大升力系數(shù)，這是翼型用增大迎角的辦法所能獲得的最大升力系數(shù)，相對應(yīng)的迎角稱為臨界迎角。過此再增大迎角，升力系數(shù)反而開始下降，這一現(xiàn)象稱為翼型的失速。這個(gè)臨界迎角也稱為失速迎角。,1.5低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述,小迎角翼型附著繞流,大迎角翼型分離繞流,2.飛機(jī)的升力,氣流翼型上表面流線變密流管變細(xì)下表面平坦流線變化不大(與遠(yuǎn)前方流線相比)連續(xù)性定理、伯努利定理翼型的上表面流管變細(xì)流管截面積減小氣流速度增大故壓強(qiáng)減小翼型的下表面流管變化不大壓強(qiáng)基本不變上下表面產(chǎn)生了壓強(qiáng)差總空氣動(dòng)力R，R的方向向后向上分力：升力L、阻力D升力方向垂直于來流速度方向，阻力，方向沿速度方向,如圖是超音速以小迎角繞雙弧翼型的流動(dòng),當(dāng)，前緣上下均受壓縮，形成強(qiáng)度不同的斜激波；當(dāng)，上面形成膨脹波，下面形成斜激波；經(jīng)一系列膨脹波后，由于在后緣處流動(dòng)方向和壓強(qiáng)不一致，從而形成兩道斜激波，或一道斜激波一族膨脹波。由于上翼面壓強(qiáng)低于下翼面，因此形成升力。,2.2超音速翼型的升力,2.3翼型的壓力分布,當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)低于大氣壓，稱為吸力。當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)高于大氣壓，稱為壓力。,用矢量來表示壓力或吸力，矢量線段長度為力的大小，方向?yàn)榱Φ姆较颉?矢量表示法,駐點(diǎn)和最低壓力點(diǎn),B點(diǎn)，稱為最低壓力點(diǎn)，是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點(diǎn)。,A點(diǎn)，稱為駐點(diǎn)，是正壓最大的點(diǎn)，位于機(jī)翼前緣附近，該處氣流流速為零。,坐標(biāo)表示法,從右圖可以看出，機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠機(jī)翼上表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正壓的作用。,2.4不同迎角對應(yīng)的壓力分布,壓力中心隨迎角增大會(huì)向前移動(dòng),2.5翼型的跨音速升力特性,考慮空氣壓縮性，上表面密度下降更多，產(chǎn)生附加吸力,升力系數(shù)CL增加，且由于出現(xiàn)超音速區(qū)，壓力更小，附加吸力更大；下翼面出現(xiàn)超音速區(qū)，且后移較上翼面快，下翼面產(chǎn)生較大附加吸力，CL減小；當(dāng)激波增強(qiáng)到一定程度，阻力系數(shù)急劇增大,升力系數(shù)迅速減小,這種現(xiàn)象稱為激波失速下翼面擴(kuò)大到后緣，而上翼面超音速區(qū)還能后緣，上下翼面的附加壓力差增大，CL增加。,升力系數(shù)隨飛行數(shù)的變化,臨界M數(shù)，機(jī)翼上表面達(dá)到音速,下表面達(dá)到音速,下表面激波移至后緣,上表面激波移至后緣,2.6彎度和迎角的作用,改變后緣彎度的作用,增升裝置,襟翼（前、后緣）,簡單襟翼,富勒襟翼,Boeing727三縫襟翼,Boeing727Triple-SlottedFowlerFlapSystem,F-14全翼展的前緣縫翼與后緣襟翼,前緣縫翼,縫翼和襟翼對升力系數(shù)的影響,2.7力矩特性及焦點(diǎn),規(guī)定：使翼型抬頭的力矩為正升力的力矩MzP=-N(x壓-xP)xP翼型轉(zhuǎn)動(dòng)中心,用力矩系數(shù)的形式表示為,焦點(diǎn)mzP不隨Cl而變化的點(diǎn)升力增量作用點(diǎn),零升力矩系數(shù)mz0,繞焦點(diǎn)的力矩系數(shù)，不隨Cl而變化，升力為零時(shí)的俯仰力矩系數(shù),焦點(diǎn)、壓力中心,壓力中心和焦點(diǎn)不是同一個(gè)點(diǎn)，由于摩擦力始終存在，零升力矩系數(shù)不等于0焦點(diǎn)，又稱氣動(dòng)中心，是這樣的一個(gè)點(diǎn)當(dāng)迎角發(fā)生變化時(shí)，氣動(dòng)力對該點(diǎn)的力矩始終不變，因此它可以理解為氣動(dòng)力增量的作用點(diǎn)。焦點(diǎn)的位置是決定飛機(jī)穩(wěn)定性的重要參數(shù)。焦點(diǎn)不隨迎角變化。壓力中心，作用于翼型上的空氣動(dòng)力與翼弦線的交點(diǎn)，這個(gè)空氣動(dòng)力包含升力、誘導(dǎo)阻力、壓差阻力等。隨著迎角增大，壓力中心向前移動(dòng)，越來越靠近焦點(diǎn),零升力矩系數(shù)主要和翼型的摩擦力有關(guān),焦點(diǎn)會(huì)隨M數(shù)增加而后移,焦點(diǎn)位置與機(jī)翼上下表面的壓力分布有密切關(guān)系，也與下洗角的大小和機(jī)身機(jī)翼的彈性形變有關(guān)，在亞音速氣流中，機(jī)翼上下表面的壓力分布前部壓力絕對值大，后部較小，其增量分布也是如此，焦點(diǎn)位于約距前緣的1/4翼弦處；在超音速氣流中，機(jī)翼上下表面壓力分布是均勻的，其增量也均勻分布，此時(shí)的焦點(diǎn)在約50%氣動(dòng)弦長處。,三、阻力,摩擦阻力壓差阻力干擾阻力,誘導(dǎo)阻力,激波阻力,阻力相關(guān)資料,阻力1：摩擦阻力,由空氣的粘性造成附面層(層流附面層紊流附面層)層流流動(dòng)，摩擦阻力?。晃闪髁鲃?dòng)，摩擦阻力大的多-盡量使物體表面的流動(dòng)保持層流狀態(tài),附面層,附面層（邊界層）控制問題,阻力2：壓差阻力,運(yùn)動(dòng)著的物體前后所形成的壓強(qiáng)差所產(chǎn)生的同物體的迎風(fēng)面積、形狀和在氣流中的位置都有很大的關(guān)系,迎面阻力,摩擦阻力和壓差阻力合起來叫做“迎面阻力”一個(gè)物體究竟哪種阻力占主要部分，主要取決于物體的形狀流線體，迎面阻力中主要是摩擦阻力遠(yuǎn)離流線體的式樣，壓差阻力占主要部分，摩擦阻力則居次要位置，且總的迎面阻力也較大,機(jī)翼的三元效應(yīng),上翼面壓強(qiáng)低，下翼面壓強(qiáng)高-壓差-漩渦-下洗,阻力3：誘導(dǎo)阻力,翼尖渦使流過機(jī)翼的氣流向下偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度（下洗）。升力與氣流方向垂直（向后傾斜），產(chǎn)生了向后的分力（阻力）誘導(dǎo)阻力同機(jī)翼的平面形狀，翼剖面形狀，展弦比，特別是同升力有關(guān)。,伴隨升力而產(chǎn)生的,誘導(dǎo)阻力,由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力。,翼尖渦的形成,正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過翼尖流向上翼面。,這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（注意旋轉(zhuǎn)方向）,正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機(jī)翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。,翼尖渦的形成,翼尖渦的形成,由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流向，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。,翼尖渦形成的進(jìn)一步分析,注意旋轉(zhuǎn)方向,翼尖渦的立體形態(tài),翼尖渦的形態(tài),下洗流（DownWash）和下洗角,由于兩個(gè)翼尖渦的存在，會(huì)導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個(gè)向下的誘導(dǎo)速度場，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場會(huì)覆蓋整個(gè)飛機(jī)所處空間范圍。,下洗角,下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過翼型的氣流向下傾斜，這個(gè)向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對氣流之間的夾角稱為下洗角。,下洗速度沿翼展分布,不同平面形狀的機(jī)翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。,影響誘導(dǎo)阻力的因素,機(jī)翼平面形狀：橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小。,展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小升力越大，誘導(dǎo)阻力越大平直飛行中，誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力,展弦比對誘導(dǎo)阻力的影響,大展弦比飛機(jī),空速大小對誘導(dǎo)阻力大小的影響,空速小，下洗角大，誘導(dǎo)阻力大,空速大，下洗角小，誘導(dǎo)阻力小,翼梢小翼,翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力,翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力,翼梢小翼改變了機(jī)翼沿展向分布的翼載荷。,阻力4：干擾阻力,氣流流過翼-身連接處，由于部件形狀的關(guān)系，形成了一個(gè)氣流的通道。B處高壓區(qū)形成氣流阻塞，使氣流開始分離，產(chǎn)生旋渦，能量消耗和飛機(jī)不同部件之間的相對位置有關(guān),阻力5：激波阻力,屬于壓差阻力,波阻,能量的觀點(diǎn)空氣通過激波時(shí)，受到薄薄一層稠密空氣的阻滯，使得氣流速度急驟降低，由阻滯產(chǎn)生的熱量來不及散布，于是加熱了空氣。加熱所需的能量由消耗的動(dòng)能而來。在這里，能量發(fā)生了轉(zhuǎn)化-由動(dòng)能變?yōu)闊崮?。?dòng)能的消耗表示產(chǎn)生了一種特別的阻力。這一阻力由于隨激波的形成而來，所以就叫做波阻,激波前后氣流物理參數(shù)的變化,機(jī)翼上壓強(qiáng)分布的觀點(diǎn)亞音速，最大稀薄度靠前，壓強(qiáng)分布沿著與飛行相反的方向上的合力，不是很大，即阻力不是很大。超音速情況下，最大稀薄度向后遠(yuǎn)遠(yuǎn)地移動(dòng)到尾部，而且向后傾斜得很厲害，同時(shí)它的絕對值也有增加。因此，如果再考慮機(jī)翼頭部壓強(qiáng)的升高，那么壓強(qiáng)分布沿與飛行相反方向的合力，急劇