翼型与机翼的气动特性ppt课件.ppt

第六章翼型与机翼的气动特性6.1翼型和机翼的发展简史翼型(airfoil)与机翼(wing)Leadingedge:前缘trailingedge:后缘
Chordline:弦线chordlength:弦长
Thickness:厚度camber:弯度
Meanchamberline:中弧线翼型的分类对翼型的研究最早可追溯到19世纪后期，那时的人们已经知道带有一定安装角的平板能够产生升力，有人研究了鸟类的飞行之后提出，弯曲的更接近于鸟翼的形状能够产生更大的升力和效率。1884年，H.F.菲利普使用早期的风洞测试了一系列翼型，后来他为这些翼型申请了专利。与此同时，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。美国的赖特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，有的很有名，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，缩写为NACA，后来为NASA，NationalAeronauticsandSpaceAdministration）对低速翼型进行了系统的实验研究。他们发现当时的几种优秀翼型的折算成相同厚度时，厚度分布规律几乎完全一样。于是他们把厚度分布就用这个经过实践证明，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：式中，为相对弯度，为最大弯度位置。NACA四位数翼型族（1932）五位数翼族的厚度分布与四位数翼型相同。不同的是中弧线。它的中弧线前段是三次代数式，后段是一次代数式。层流翼型是为了减小湍流摩擦阻力而设计的，尽量使上翼面的顺压梯度区增大，减小逆压梯度区，减小湍流范围。NACA六位数翼型族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数而提出来超临界翼型的概念。6.2低速翼型及机翼气动特性6.2.1低速翼型Airfoilcharacteristics(experiment)翼型的低速绕流图画作用在机翼上的合力用表示，合力矩用表示， 表示无限远处的来流速度。如下图如下图，为升力，为阻力，为法向力，为轴向力，攻角指的是和之间的夹角。
则有

压心低速翼型的气动特性升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数表达式升力特性用Cy-α曲线表示
常用翼型在中小迎角范围内，升力曲线近似为一直线；迎角再增大，气流已出现分离，升力系数随之非线性增加，直至最大升力系数，相应迎角为临界迎角
超过临界迎角，升力系数随迎角增大而减小，上翼面气流完全分离翼型力矩特性低速时，翼型的阻力由粘性引起，可分为两部分：由翼面粘性切应力造成的摩擦阻力，及由边界层存在改变位流压强分布引起的压差阻力
迎角不大时，摩擦阻力是主要的，压差阻力较小；在设计升力系数下，此时迎角不大，阻力系数称为最小阻力系数
随迎角或升力系数的增大，翼面上边界层增厚，尾迹区加宽，粘性压差阻力逐渐增大为主要部分；一旦出现失速，粘性压差阻力剧增
Cy-Cx升阻特性：升阻比 翼型的升力是由于表面上的压力分布造成的。对作用在翼型上的剪切力沿升力方向上进行积分得到的值通常是可以忽略的。事实上，升力可以通过假定无粘流动并且结合在后缘处的库塔条件精确求得。但是，运用相同的方法来预测阻力，得到的阻力值为0，这个结果与常识相违背，称此为d’Alembert悖论。d’Alembert是法国数学和物理学家，他第一个运用这种方法来计算二维翼型无粘扰流产生的阻力 当粘性考略在流动中时，这种悖论立马消失。事实上，流动的粘性产生翼型阻力的唯一原因。阻力产生于两种物理机制：
1、表面摩擦阻力：即作用在表面上的剪切力
2、由于流动分离产生的压差阻力，有时也叫做形阻力
如图a清晰展示出剪切力产生的阻力。由于流动分离（b）产生的压差阻力相对来说是一个细微的现象现代低速翼型6.2.2低速机翼6.3跨声速翼型与机翼的气动特性跨声速流动相关的处理方法速度图法概述应用：高亚声速翼型（钱学森（1939））、跨声速领域
局限性：变换后的边界条件通常是非线性的，一般变得很复杂跨声速流动图画跨声速流动图画一个常规翼型的跨声速绕流翼型的临界马赫数薄翼型的跨声速绕流流谱薄翼型的气动特性随来流马赫数的变化俯仰力矩特性随来流马赫数之变化机翼主要几何参数对跨声速气动特性的影响机翼临界马赫数：机翼的平面几何参数（后掠角和展弦比）跨声速机翼气动特性的相似参