低速翼型的气动特性.pptx

会计学5.1翼型的几何参数及表示方法5.1.1翼型的几何参数翼型按速度分类有翼型按形状分类有几何弦长、前缘半径、后缘角；
翼面坐标、弯度分布、厚度分布1.翼型的发展对翼型的研究最早可追溯到19世纪后期
带有一定安装角的平板能够产生升力
在实践中发现弯板比平板好，能用于较大的迎角范围鸟翼具有弯度和大展弦比的特征德国人奥托·利林塔尔设计并测试了许多曲线翼的滑翔机，他仔细测量了鸟翼的外形，认为试飞成功的关键是机翼的曲率或者说是弯度，他还试验了不同的翼尖半径和厚度分布。莱特兄弟所使用的翼型与利林塔尔的非常相似，薄而且弯度很大。这可能是因为早期的翼型试验都在极低的雷诺数下进行，薄翼型的表现要比厚翼型好。随后的十多年里，在反复试验的基础上研制出了大量翼型，如RAF-6，Gottingen387，ClarkY。这些翼型成为NACA翼型家族的鼻祖。在上世纪三十年代初期，美国国家航空咨询委员会（NationalAdvisoryCommitteeforAeronautics，NACA，NationalAeronauticsandSpaceAdministration，NASA）对低速翼型进行了系统的实验研究。
将当时的几种优秀翼型的厚度折算成相同厚度时，厚度分布规律几乎完全一样。在当时认为是最佳的翼型厚度分布作为NACA翼型族的厚度分布。厚度分布函数为：1932年，确定了NACA四位数翼型族。1935年，NACA又确定了五位数翼型族。1939年，发展了NACA1系列层流翼型族。其后又相继发展了NACA2系列，3系列直到6系列，7系列的层流翼型族。1967年美国NASA兰利研究中心的Whitcomb主要为了提高亚声速运输机阻力发散Ma数而提出了超临界翼型的概念。5.2翼型的气动参数/当气流绕过翼型时，在翼型表面上每点都作用有压强p（垂直于翼面）和摩擦切应力（与翼面相切），它们将产生一个合力R，合力的作用点称为压力中心，合力在来流方向的分量为阻力D，在垂直于来流方向的分量为升力L。升力和阻力的比值l/d称为升阻比
其值随迎角的变化而变化，此值愈大愈好，低速和亚声速飞机可达17～18，跨声速飞机可达10～12，马赫数为2的超声速飞机约为4～8。
把升力和阻力分别除以来流动压头与弦长，就得到升力系数cl和阻力系数cd/（1）在升力系数随迎角的变化曲线中，在迎角较小时是一条直线，这条直线的斜率称为升力线斜率，记为（2）对于有弯度的翼型升力系数曲线是不通过原点的，通常把升力系数为零的迎角定义为零升迎角0，而过后缘点与几何弦线成0的直线称为零升力线。对有弯度翼型0是一个小负数，一般弯度越大，0的绝对值越大。（3）阻力在二维情况下，主要是粘性引起的摩擦与压差阻力。在小迎角时，翼型的阻力主要是摩擦阻力，阻力系数随迎角变化不大；在迎角较大时，出现了压差阻力的增量，分离区扩及整个上翼面，阻力系数大增。但应指出的是无论摩擦阻力还是压差阻力都与粘性有关。极曲线翼面的气动力R与翼弦的交点称为压力中心。
压力中心的位置和翼面上的压力具体分布情况有关系。当迎角增大时(未出现大分离以前)，不仅上翼面的吸力和下翼面的压力都增强了，而且吸力峰前移，结果压力中心前移。翼型上的分布压力也可以分解成力和力矩，这个力矩称为俯仰力矩。
升力和阻力都会引起力矩。阻力本身就比升力小一个量级，阻力的力臂比升力力臂也小不少，阻力对力矩的贡献是次要的。因此我们只考虑升力引起的力矩。
压力中心的位置与迎角有关。迎角增加，压力中心可能前移，所以压力中心的使用很不方便。
在翼型上，有一个特殊的点，称为气动中心，或焦点。不论迎角多大，如果每次都把力系搬到焦点上，其俯仰力矩都一样大。迎角增大，升力增大，压力中心前移，压力中心至气动中心的距离缩短，结果力乘力臂的积，即俯仰力矩保持不变。这一点的理论位置，薄翼型在距前缘1／4弦长处。俯仰力矩系数记为Cm，定义是俯仰力矩系数是翼型的重要气动参数之一，为了不使飞机出现俯仰翻滚，需要采用平尾产生升力来平衡力矩。由于平尾放在机尾上，距离重心很远即力臂很大，所以小平尾(小升力)就可以产生足够的平衡力矩。(a)00迎角绕流低速翼型绕流图画
低速圆头翼型在小迎角时，其绕流图画如下图示。（2）前驻点位于下翼面距前缘点不远处，流经驻点的流线分成两部分，一部分从驻点起绕过前缘点经上翼面顺壁面流去，另一部分从驻点起经下翼面顺壁面流去，在后缘处流动平滑地汇合后下向流去。
（3）在上翼面的流体速度从前驻点的零值很快加速到最大值，然后逐渐减速。根据Bernoulli方程，压力分布是在驻点处压力最大，在最大速度点处压力最小，然后压力逐渐增大（过了最小压力点为逆压梯度区）。
（4）随着迎角的增大，驻点逐渐后移，最大速度点越靠近前缘，最大速度值越大，上下翼面的压差越大，因而升力越大。（5）气