空氣動(dòng)力學(xué)之機(jī)翼的低速氣動(dòng)特性

1、第七章第七章 機(jī)翼的低速氣動(dòng)特性機(jī)翼的低速氣動(dòng)特性 機(jī)翼的幾何描述機(jī)翼的幾何描述 機(jī)翼的低速繞流特征機(jī)翼的低速繞流特征 機(jī)翼低速位流理論機(jī)翼低速位流理論 （升力線理論、升力面理論及吸力比擬）升力線理論、升力面理論及吸力比擬） 機(jī)翼的一般低速氣動(dòng)特性機(jī)翼的一般低速氣動(dòng)特性機(jī)翼機(jī)翼-升力的最主要的提供者升力的最主要的提供者 機(jī)翼是飛機(jī)的最重要的升力部件，其氣動(dòng)特性機(jī)翼是飛機(jī)的最重要的升力部件，其氣動(dòng)特性關(guān)乎飛行性能與飛行品質(zhì)。氣動(dòng)特性與機(jī)翼的關(guān)乎飛行性能與飛行品質(zhì)。氣動(dòng)特性與機(jī)翼的幾何形狀和尺寸密切相關(guān)。幾何形狀和尺寸密切相關(guān)。 機(jī)翼形尺的選取和設(shè)計(jì)，還與飛機(jī)布局、結(jié)構(gòu)、機(jī)翼形尺的選取和設(shè)計(jì)，還與

2、飛機(jī)布局、結(jié)構(gòu)、工藝、材料、重量、重心及隱身等等因素密切工藝、材料、重量、重心及隱身等等因素密切關(guān)聯(lián)。關(guān)聯(lián)。7.1 機(jī)翼的幾何參數(shù)機(jī)翼的幾何參數(shù)7.1.1 平面形狀及其幾何參數(shù)平面形狀及其幾何參數(shù)（1）機(jī)翼的體軸系機(jī)翼的體軸系oxyz與平面形狀與平面形狀：體軸系：體軸系：oxy是中央翼剖面的體軸系；右手法則定是中央翼剖面的體軸系；右手法則定z軸。軸。 機(jī)翼在機(jī)翼在xoz面的投影面的投影-平面形狀。其基本構(gòu)型有三種：平面形狀。其基本構(gòu)型有三種：Examples for the configurationsExamples for the configurationsExamples for th

3、e configurationsExamples for the configurationsExamples for the configurationsExamples for the configurations（2-12-1）面積、展長(zhǎng)及弦長(zhǎng)面積、展長(zhǎng)及弦長(zhǎng)：（2-22-2）展弦比、根梢比及后掠角展弦比、根梢比及后掠角：,)(22/0ldzzbS.)(2,/),2/(),0(2/0210lAmdzzbSblSblzbbzbb.,:;0102LEzbbblSlm(2) 幾何參數(shù)幾何參數(shù)7.1.2-7.1.3 扭轉(zhuǎn)角，反角扭轉(zhuǎn)角，反角（1）翼剖面不變，但弦線不在同一平面內(nèi)，幾何扭；）翼剖面

4、不變，但弦線不在同一平面內(nèi)，幾何扭；（2）在不同展向位置，用了不同的翼剖面，氣動(dòng)扭。）在不同展向位置，用了不同的翼剖面，氣動(dòng)扭。幾何扭轉(zhuǎn)示意圖幾何扭轉(zhuǎn)示意圖7.2 機(jī)翼低速繞流機(jī)翼低速繞流亞聲速飛機(jī)一般采用長(zhǎng)直亞聲速飛機(jī)一般采用長(zhǎng)直的機(jī)翼；跨聲速飛機(jī)的機(jī)的機(jī)翼；跨聲速飛機(jī)的機(jī)翼采用后掠構(gòu)型；超聲速翼采用后掠構(gòu)型；超聲速的，采用三角翼面構(gòu)型；的，采用三角翼面構(gòu)型；高超聲速飛行器，用乘波高超聲速飛行器，用乘波體構(gòu)型。體構(gòu)型。 無(wú)論何種構(gòu)型的飛行器，無(wú)論何種構(gòu)型的飛行器，總有起飛和著落環(huán)節(jié)。機(jī)總有起飛和著落環(huán)節(jié)。機(jī)翼的低速氣動(dòng)特性必須關(guān)翼的低速氣動(dòng)特性必須關(guān)注，其低速繞流十分重要。注，其低速繞流十分

5、重要。與翼型對(duì)照，與翼型對(duì)照， 大展弦比、平直機(jī)翼低速繞大展弦比、平直機(jī)翼低速繞 有升力時(shí)，上翼面低壓、下一面高壓。有有升力時(shí)，上翼面低壓、下一面高壓。有；上翼；上翼面流線偏向翼根，下翼面流線偏向翼梢，即出現(xiàn)面流線偏向翼根，下翼面流線偏向翼梢，即出現(xiàn)“”；機(jī)翼后緣處向下游拖出機(jī)翼后緣處向下游拖出“”，這些尾渦相互誘導(dǎo)、，這些尾渦相互誘導(dǎo)、形成看似由翼梢拖出的形成看似由翼梢拖出的“”。它將改變翼面壓強(qiáng)分布，。它將改變翼面壓強(qiáng)分布，使機(jī)翼受到一個(gè)壓差阻力使機(jī)翼受到一個(gè)壓差阻力 此阻力與粘性無(wú)關(guān)，稱為此阻力與粘性無(wú)關(guān)，稱為 后掠翼低速繞流特點(diǎn)后掠翼低速繞流特點(diǎn) 有升力時(shí)，后掠翼中段的上翼面出現(xiàn)有升力

6、時(shí)，后掠翼中段的上翼面出現(xiàn)。 三角翼低速繞流特點(diǎn)三角翼低速繞流特點(diǎn) 有升力時(shí)，銳前緣三角翼的上翼面（上方）出現(xiàn)有升力時(shí)，銳前緣三角翼的上翼面（上方）出現(xiàn)。它可延伸到機(jī)翼下游。它可延伸到機(jī)翼下游。7.3 升力線理論升力線理論 用于大展弦比直機(jī)翼氣動(dòng)特性分析用于大展弦比直機(jī)翼氣動(dòng)特性分析從本節(jié)從本節(jié)7.37.3到下一節(jié)到下一節(jié)7.47.4，介紹機(jī)翼的低速位流理論，介紹機(jī)翼的低速位流理論 。其其本質(zhì)與第六章翼型的位流理論沒有不同，滿足相同的方程和邊本質(zhì)與第六章翼型的位流理論沒有不同，滿足相同的方程和邊界條件：界條件：).(.)0(,0)(:., 0/,222222conditionJKnCBzyxz

7、yxW 其實(shí)，所介紹的位流理論就是薄機(jī)翼的線性化近似理論。其實(shí)，所介紹的位流理論就是薄機(jī)翼的線性化近似理論。與薄翼型理論一樣，機(jī)翼的升力看成僅由彎板機(jī)翼貢獻(xiàn)，厚與薄翼型理論一樣，機(jī)翼的升力看成僅由彎板機(jī)翼貢獻(xiàn)，厚度忽略。具體的理由第八章將予以說明。不過要注意，薄翼度忽略。具體的理由第八章將予以說明。不過要注意，薄翼型理論中彎板翼型用面渦來模擬；型理論中彎板翼型用面渦來模擬； 翼型理論中的氣動(dòng)模型是：翼型理論中的氣動(dòng)模型是： 機(jī)翼理論中的氣動(dòng)模型是：機(jī)翼理論中的氣動(dòng)模型是：7.3.1 氣動(dòng)模型及有關(guān)假設(shè)氣動(dòng)模型及有關(guān)假設(shè)，機(jī)翼彎板機(jī)翼彎板可用可用附著渦面附著渦面和和自由尾渦面自由尾渦面替替代。代

8、。理由理由: （1）渦線是）渦線是 2 = 0 的基本解；（的基本解；（2）符合旋渦定）符合旋渦定理；（理；（3）附著渦系反映了升力展向的變化；（）附著渦系反映了升力展向的變化；（4）順流）順流方向的自由渦系反映了尾渦的存在；（方向的自由渦系反映了尾渦的存在；（5）附著渦系與）附著渦系與自由尾渦系渦強(qiáng)一致。自由尾渦系渦強(qiáng)一致。為簡(jiǎn)化，假設(shè)附著渦面和自由尾渦面均在機(jī)翼的基本平面內(nèi)。為簡(jiǎn)化，假設(shè)附著渦面和自由尾渦面均在機(jī)翼的基本平面內(nèi)?；酒矫婢褪腔酒矫婢褪堑牡腦OZ平面。此為平面。此為 。此。此時(shí)，氣動(dòng)模型為：時(shí)，氣動(dòng)模型為： 對(duì)大展弦比直機(jī)翼還可進(jìn)一步為簡(jiǎn)化，對(duì)大展弦比直機(jī)翼還可進(jìn)一步為簡(jiǎn)化

9、，假設(shè)平面附著渦系合假設(shè)平面附著渦系合并成一條渦強(qiáng)展向變化的渦線，各剖面（微段機(jī)翼）的升力并成一條渦強(qiáng)展向變化的渦線，各剖面（微段機(jī)翼）的升力作用在此線上。此為作用在此線上。此為 。于是。于是，氣動(dòng)模型簡(jiǎn)化為，氣動(dòng)模型簡(jiǎn)化為升力線模型：升力線模型： 。通常，升力線取為機(jī)翼的通常，升力線取為機(jī)翼的1/4弦點(diǎn)連線。弦點(diǎn)連線。* 升力線模型中附著渦線與尾渦面的強(qiáng)度關(guān)系升力線模型中附著渦線與尾渦面的強(qiáng)度關(guān)系7.3.2 升力線理論升力線理論1. 剖面假設(shè)剖面假設(shè) 機(jī)翼的每個(gè)機(jī)翼的每個(gè)“小微段翼小微段翼”的繞流都是平面二維的的繞流都是平面二維的忽略展向流；但不同展向位置的忽略展向流；但不同展向位置的“小微

10、段翼小微段翼”的繞流是的繞流是不同的不同的這又顧及了機(jī)翼流動(dòng)的三維特點(diǎn)。這又顧及了機(jī)翼流動(dòng)的三維特點(diǎn)。 該假設(shè)的理由該假設(shè)的理由： （1 1）對(duì)大展弦比平直機(jī)翼而言，展）對(duì)大展弦比平直機(jī)翼而言，展向流只在翼梢區(qū)域十分強(qiáng)烈，其余區(qū)域一般很弱；（向流只在翼梢區(qū)域十分強(qiáng)烈，其余區(qū)域一般很弱；（2 2）對(duì)大展弦比平直機(jī)翼的升力，翼梢區(qū)域上下翼面壓差貢對(duì)大展弦比平直機(jī)翼的升力，翼梢區(qū)域上下翼面壓差貢獻(xiàn)很??；（獻(xiàn)很小；（3 3） ，就是嚴(yán)格的二維流動(dòng)，就是嚴(yán)格的二維流動(dòng) 。 該假設(shè)的一個(gè)涵義：對(duì)任意該假設(shè)的一個(gè)涵義：對(duì)任意“小微段翼小微段翼”，有，有)()()(zzCzCayy注：直渦線的誘導(dǎo)速度公式注：

11、直渦線的誘導(dǎo)速度公式(P59, Fig 2.23)：)108. 2,60()cos(cos421phvM 自由尾渦誘導(dǎo)的自由尾渦誘導(dǎo)的：結(jié)合結(jié)合 Fig7.7(p170)，由公式，由公式(2.108)可得位于可得位于 的尾渦線在升的尾渦線在升力線力線 z 點(diǎn)處的誘導(dǎo)速度點(diǎn)處的誘導(dǎo)速度(7.7a), 由此積分得由此積分得： )7 . 7()(4122bzdzllyi下洗速度2. 下洗下洗 誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力 升力升力 如不計(jì)自由尾渦的存在，來流到達(dá)機(jī)翼基本平面區(qū)域時(shí)，如不計(jì)自由尾渦的存在，來流到達(dá)機(jī)翼基本平面區(qū)域時(shí)，像翼型繞流一樣。但計(jì)及自由尾渦的作用像翼型繞流一樣。但計(jì)及自由尾渦的作用下洗，同時(shí)

12、下洗，同時(shí)依剖面假設(shè)，可設(shè)想一種依剖面假設(shè)，可設(shè)想一種“有效來流有效來流” ” （見下圖）：（見下圖）：。)(cos/)()()(zVzVzzieie這里這里, 如下計(jì)算：如下計(jì)算：VVVzvVzvzeyiyii/ )(/ )(arctan)( 依剖面假設(shè)，展寬依剖面假設(shè)，展寬dz 的微段機(jī)翼氣動(dòng)力為：的微段機(jī)翼氣動(dòng)力為：dzzVzdR)()(依升力、阻力的定義，展寬依升力、阻力的定義，展寬dz 的微段機(jī)翼升力、阻力：的微段機(jī)翼升力、阻力：)(sin)(coszdYdRdXdzzVdRdYiii ： 通過對(duì)尾渦效應(yīng)的通過對(duì)尾渦效應(yīng)的“等效來流等效來流” ” 替換，導(dǎo)出了誘導(dǎo)阻替換，導(dǎo)出了誘導(dǎo)阻

13、力。力。顯然該阻力與流體粘性無(wú)關(guān)顯然該阻力與流體粘性無(wú)關(guān)用到的是無(wú)粘位流理論。用到的是無(wú)粘位流理論。那么，它只能是壓差阻力。原由如圖所示：那么，它只能是壓差阻力。原由如圖所示： 3. 確定附著渦線渦強(qiáng)分布確定附著渦線渦強(qiáng)分布 ( z ) 的方程的方程)14. 7()()()()()()()()()(*00zzzCzzzCzzCzCiyeyayy)9 . 7()(41/ )()(*2/2/azdzzVVzvzllyii)15. 7()9 . 7()14. 7()13. 7()13. 7()()(2)()()(21)(*2aVzbzzCzCdzzbVdzzVdYyy 22)(41)(21llzdz

14、VzzbzCVzaay有幾何扭轉(zhuǎn)意謂：有幾何扭轉(zhuǎn)意謂：有氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)意謂：有氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)意謂：；)()()(zzza。)()(),(00zzzCCayy4. 橢圓環(huán)量分布的無(wú)扭平直機(jī)翼的氣動(dòng)特性橢圓環(huán)量分布的無(wú)扭平直機(jī)翼的氣動(dòng)特性20)2(1)(lzz；lVzi2/)(*0；yyClVSVlSqYC 22*00)11. 7(yiCxiiyxyayyiaCconstzzCzCCconstzzCzCconstzzz)()()()()()()()()(0無(wú)扭yyyyayyyCCCCCCC112yxiCC機(jī)翼的平面形狀機(jī)翼的平面形狀橢圓形：橢圓形：20)2(1)(lzbzb5. 一般平面形狀的長(zhǎng)直機(jī)翼的氣動(dòng)特

15、性一般平面形狀的長(zhǎng)直機(jī)翼的氣動(dòng)特性首先說明：首先說明：機(jī)翼的迎角、零升迎角及絕對(duì)迎角均以翼根機(jī)翼的迎角、零升迎角及絕對(duì)迎角均以翼根剖面的弦線為基準(zhǔn)。無(wú)扭機(jī)翼，機(jī)翼的三個(gè)角度與各翼剖面的弦線為基準(zhǔn)。無(wú)扭機(jī)翼，機(jī)翼的三個(gè)角度與各翼剖面的三個(gè)角度相同。剖面的三個(gè)角度相同。 用三角級(jí)數(shù)解法，最終可得機(jī)翼的氣動(dòng)力系數(shù)和平均用三角級(jí)數(shù)解法，最終可得機(jī)翼的氣動(dòng)力系數(shù)和平均下洗角：下洗角：)38. 7(:/ )1 (1*0bhereCCCCwingawingaayyayy；)38. 7(/ )1 (*2cCCyxi。)38. 7(/ )1 (*aCyi平均下洗角平均下洗角: 各計(jì)算式中出現(xiàn)的各計(jì)算式中出現(xiàn)的

16、和和 反映了機(jī)翼平面形參的影響。反映了機(jī)翼平面形參的影響。其值，可由升力線理論對(duì)大展弦比直機(jī)翼計(jì)算得到，例如其值，可由升力線理論對(duì)大展弦比直機(jī)翼計(jì)算得到，例如參見參見P188表表7.2。另外說明一點(diǎn)，后面介紹的升力面理論也。另外說明一點(diǎn)，后面介紹的升力面理論也將氣動(dòng)系數(shù)表達(dá)成同一形式，因此升力面理論也給出將氣動(dòng)系數(shù)表達(dá)成同一形式，因此升力面理論也給出 和和 影響因子的值，例如見影響因子的值，例如見P188圖圖7.19。 升力線理論由升力線理論由 Prandtl 創(chuàng)立創(chuàng)立。由公式可見，對(duì)不同展弦由公式可見，對(duì)不同展弦比的、同平面形狀和翼剖面的機(jī)翼，可以互換他們的升力比的、同平面形狀和翼剖面的機(jī)翼

17、，可以互換他們的升力曲線和極曲線。這種曲線和極曲線。這種互換性互換性已由試驗(yàn)證實(shí)了：已由試驗(yàn)證實(shí)了： =1 7 矩形矩形機(jī)翼的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)的互換，見下圖。機(jī)翼的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)的互換，見下圖。(7.38a)代入代入（7.38b)可得機(jī)翼升力系數(shù)另一計(jì)算式可得機(jī)翼升力系數(shù)另一計(jì)算式：iwingayyCC升力曲線互換升力曲線互換 升阻曲線互換升阻曲線互換 * ：中小迎角下中小迎角下、大大展弦比、展弦比、直直機(jī)翼：機(jī)翼：.20,54/1o * * * * 較大后掠角或較大后掠角或/ /和中等展弦比的機(jī)翼，中小迎角的氣動(dòng)特性可用和中等展弦比的機(jī)翼，中小迎角的氣動(dòng)特性可用升力面理論分析計(jì)算。小展弦比的機(jī)翼，小迎角升

18、力面理論分析計(jì)算。小展弦比的機(jī)翼，小迎角(3(3 -4 -4 ）的氣動(dòng)特性可）的氣動(dòng)特性可用升力面理論分析計(jì)算用升力面理論分析計(jì)算, ,迎角再大后升力面理論得改進(jìn)，才可用。迎角再大后升力面理論得改進(jìn)，才可用。7.4 升力面理論及渦格法升力面理論及渦格法7.4.1 升力面理論升力面理論（1）氣動(dòng)模型：）氣動(dòng)模型：S),(附著面渦強(qiáng)度：（2）確定渦強(qiáng)的方程）確定渦強(qiáng)的方程風(fēng)軸系中，設(shè)彎板機(jī)翼翼面方程為風(fēng)軸系中，設(shè)彎板機(jī)翼翼面方程為 y = f(x, z)，則翼面法向則翼面法向矢量為矢量為)/, 1,/(zfxfnW則翼面不可穿透則翼面不可穿透 物面邊界條件物面邊界條件為為WzyxWWzfvvxfv

19、Vn)/(0小擾動(dòng)線性化近似的物面邊界條件是：小擾動(dòng)線性化近似的物面邊界條件是：)45. 7(), 0 ,(xfVzxvy風(fēng)軸系中的流速為風(fēng)軸系中的流速為.,zzyyxxvvvvvVv機(jī)翼基本面內(nèi)機(jī)翼基本面內(nèi) vy(x,0,z) 的計(jì)算及結(jié)果如下，的計(jì)算及結(jié)果如下，)43. 7(), 0 ,( zxvvdvdvdvdyvdMyMBDyMACyMABySy！(7.43) 代入代入 (7.45) 得，得，面渦強(qiáng)度面渦強(qiáng)度 , 的積分方程的積分方程 (7.46) 。該方程用數(shù)值解法求解。常用的有該方程用數(shù)值解法求解。常用的有“渦格法渦格法”。7.4.2 渦格法渦格法渦格模型渦格模型網(wǎng)格；網(wǎng)格； 馬蹄

20、渦馬蹄渦 + 控制控制點(diǎn)點(diǎn)； 渦格。渦格。無(wú)量綱馬蹄渦強(qiáng)度無(wú)量綱馬蹄渦強(qiáng)度：lV 2. /3. /4. 誘導(dǎo)速度誘導(dǎo)速度 /影響系數(shù)影響系數(shù) /確定渦強(qiáng)的線性代數(shù)方程組確定渦強(qiáng)的線性代數(shù)方程組)47. 7(1njjjiyijjiyijCVvCVv一旦網(wǎng)格劃好，第一旦網(wǎng)格劃好，第 j 渦格對(duì)第渦格對(duì)第i 控制點(diǎn)的影響系數(shù)就是已控制點(diǎn)的影響系數(shù)就是已知的：知的：)48. 7(),;,;,(2211iijjjjijijzxzxzxCC 由第由第i 控制點(diǎn)處的邊界條件極控制點(diǎn)處的邊界條件極(7.47)導(dǎo)出確定渦強(qiáng)的線性導(dǎo)出確定渦強(qiáng)的線性代數(shù)方程組代數(shù)方程組:injjjiiiyiCxzxfVv1),(升

21、力面理論分析給出的機(jī)翼低速氣動(dòng)特性升力面理論分析給出的機(jī)翼低速氣動(dòng)特性 表表7.1 （p186）提問：為何用如下組合方式？提問：為何用如下組合方式？tan/yyCC7.5 機(jī)翼的一般低速氣動(dòng)特性機(jī)翼的一般低速氣動(dòng)特性7.5.1 剖面升力系數(shù)展向分布剖面升力系數(shù)展向分布(1) 大展弦比、直機(jī)翼的大展弦比、直機(jī)翼的注：假設(shè)無(wú)扭，依升力線論定性畫出。其中梯形翼注：假設(shè)無(wú)扭，依升力線論定性畫出。其中梯形翼 。(2) 大中展弦比、后掠機(jī)翼的大中展弦比、后掠機(jī)翼的注：假設(shè)無(wú)扭。依升力面論。注：假設(shè)無(wú)扭。依升力面論。(3) 小展弦比（小展弦比（ 3 ）機(jī)翼的機(jī)翼的小展弦比機(jī)翼，即使迎角不大，都會(huì)出現(xiàn)脫體漩渦

22、。如小展弦比機(jī)翼，即使迎角不大，都會(huì)出現(xiàn)脫體漩渦。如梯形翼有側(cè)緣脫體漩渦梯形翼有側(cè)緣脫體漩渦; 三角翼有前緣脫體漩渦。此時(shí)，三角翼有前緣脫體漩渦。此時(shí)，機(jī)翼升力，與附著流有關(guān)，更與脫體渦有關(guān)。前面介紹機(jī)翼升力，與附著流有關(guān)，更與脫體渦有關(guān)。前面介紹的升力面理論失效。的升力面理論失效。需要改進(jìn)?。啃枰倪M(jìn)??？7.5.2 升力特性升力特性常規(guī)機(jī)翼：三要素常規(guī)機(jī)翼：三要素機(jī)翼零升迎角，一般也是小負(fù)值；機(jī)翼零升迎角，一般也是小負(fù)值； 一般會(huì)采用幾何負(fù)扭或一般會(huì)采用幾何負(fù)扭或/和翼梢區(qū)采用對(duì)稱翼剖面和翼梢區(qū)采用對(duì)稱翼剖面 改善失速特性，因此，機(jī)翼零升迎角的絕對(duì)值小于改善失速特性，因此，機(jī)翼零升迎角的絕對(duì)

23、值小于 翼根翼剖面的零升迎角的絕對(duì)值。翼根翼剖面的零升迎角的絕對(duì)值。)0()(0)(000ziii常規(guī)機(jī)翼的升力特性要素之一常規(guī)機(jī)翼的升力特性要素之一 零升迎角：零升迎角：常規(guī)機(jī)翼的升力特性要素之二常規(guī)機(jī)翼的升力特性要素之二 升力線斜率升力線斜率* 簡(jiǎn)單后掠效應(yīng)理論簡(jiǎn)單后掠效應(yīng)理論 無(wú)限斜置翼：無(wú)限斜置翼：cosyyCC*展弦比展弦比 、根梢比、根梢比 和后掠角和后掠角 對(duì)升力線斜率的影響：對(duì)升力線斜率的影響：展弦比展弦比 的影響趨勢(shì)的影響趨勢(shì)后掠角后掠角 的影響趨勢(shì)的影響趨勢(shì)根梢比根梢比 對(duì)升力線斜率對(duì)升力線斜率幾乎無(wú)影響幾乎無(wú)影響 。不變）,(yC不變）,(yC參見：表參見：表7.1 （p

24、186），表），表7.2 （p188），公式（），公式（7.53）p185。常規(guī)機(jī)翼的升力特性要素之三常規(guī)機(jī)翼的升力特性要素之三 Cy max 及失速特性及失速特性（1 1）最大升力系數(shù)：）最大升力系數(shù)： 由于大迎角下流動(dòng)復(fù)雜，理論分析或數(shù)值模擬很難應(yīng)由于大迎角下流動(dòng)復(fù)雜，理論分析或數(shù)值模擬很難應(yīng)付。實(shí)驗(yàn)值更好些。工程估算得有大量經(jīng)驗(yàn)支撐。付。實(shí)驗(yàn)值更好些。工程估算得有大量經(jīng)驗(yàn)支撐。 像翼型繞流一樣，大迎角時(shí)機(jī)翼上翼面已出現(xiàn)流動(dòng)分像翼型繞流一樣，大迎角時(shí)機(jī)翼上翼面已出現(xiàn)流動(dòng)分離，除雷諾數(shù)、物面粗糙度和來流的湍流強(qiáng)度外，機(jī)翼離，除雷諾數(shù)、物面粗糙度和來流的湍流強(qiáng)度外，機(jī)翼的分離流動(dòng)更復(fù)雜。例如，

25、厚翼型分離由后緣開始，迎的分離流動(dòng)更復(fù)雜。例如，厚翼型分離由后緣開始，迎角增大分離向前緣擴(kuò)展；而常規(guī)機(jī)翼的分離初始出現(xiàn)位角增大分離向前緣擴(kuò)展；而常規(guī)機(jī)翼的分離初始出現(xiàn)位置、擴(kuò)展方向等，還受平面幾何參數(shù)的影響。置、擴(kuò)展方向等，還受平面幾何參數(shù)的影響。（2）無(wú)扭機(jī)翼的分離特點(diǎn)：）無(wú)扭機(jī)翼的分離特點(diǎn)：橢圓形機(jī)翼橢圓形機(jī)翼 展向各處幾乎同步進(jìn)入分離，分離區(qū)向前緣擴(kuò)展；展向各處幾乎同步進(jìn)入分離，分離區(qū)向前緣擴(kuò)展；矩形機(jī)翼矩形機(jī)翼 翼根區(qū)先出現(xiàn)分離，翼根區(qū)先出現(xiàn)分離，分離區(qū)向前緣、向翼梢方向分離區(qū)向前緣、向翼梢方向同時(shí)擴(kuò)展；同時(shí)擴(kuò)展；梯形直機(jī)翼梯形直機(jī)翼 、后掠梯形機(jī)翼、后掠梯形機(jī)翼 與矩形翼相反。與矩形翼相反。 （3）防止后掠梯形翼翼梢分離的必要和措施：）防止后掠梯形翼翼梢分離的必要和措施： 確保副翼的操縱有效。確保副翼的操縱有效。 負(fù)扭；負(fù)扭； 翼刀；翼刀； 渦流發(fā)生器；渦流發(fā)生器； 前緣鋸齒。前緣鋸齒。 *4. 小展弦比機(jī)翼的升力特性小展弦比機(jī)翼的升力特性（1）小展弦比機(jī)翼的升力）小展弦比機(jī)翼的升力迎角關(guān)系式：改良位流模型迎角關(guān)系式：改良位流模型 22cossincossinpyppKCSVNcossinsintan