1、機(jī)翼形狀 升力通過(guò)介紹本課程的內(nèi)容和特點(diǎn) 引起學(xué)生對(duì)該課程的重視 介紹翼形的基本概念 翼形的幾何參數(shù) 升力產(chǎn)生原理翼形的幾何參數(shù) 2/46第三篇 空氣動(dòng)力學(xué)第一章 飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性11 機(jī)翼形狀12 升力11 機(jī)翼形狀 一、機(jī)翼的剖面形狀(簡(jiǎn)稱翼型) 二、機(jī)翼的平面形狀 一、機(jī)翼的剖面形狀(簡(jiǎn)稱翼型)翼型，通常指的是機(jī)翼平行于飛機(jī)對(duì)稱面的翼剖面(見(jiàn)圖3-1-1)。 翼型大致分為以下幾種(見(jiàn)圖3-1-2)：弓形、平凸形、雙凸形、對(duì)稱形、超臨界翼型、尖峰翼型、雙弧形和菱形翼形。 (一)翼弦：翼型一系列內(nèi)切圓圓心的連線，稱為中弧線(見(jiàn)圖3-1-3)它是表示翼型彎曲程度的一條曲線，中弧線的前端點(diǎn)

2、，稱為前緣；后端點(diǎn)稱為后緣。前緣與后緣之間的連線叫翼弦或幾何弦（b)。翼弦是翼型的特征長(zhǎng)度，單位為米。 (二)相對(duì)彎度：翼型中弧線與翼弦之間的距離叫做孤高或彎度(f)，最大弧高(f)與翼弦(b)的比值叫相對(duì)彎度(見(jiàn)圖3-1-4)通常 用百分?jǐn)?shù)表示為：相對(duì)彎度的大小表示翼型的不對(duì)稱程度，現(xiàn)代飛機(jī)的翼型，相對(duì)彎度約為02 (三)最大彎度位置：翼型的最大弧高(f)所在的位置到前緣的距離叫最大彎度位置（即圖3-1-4中的），通常以其與翼弦(b)的比值來(lái)表示，即 (四) 厚弦比：上下翼面在垂直于翼弦方向的距離叫翼型的厚度（c）翼型最大厚度（ ）與翼弦（b）的比值，叫翼型的厚弦比或相對(duì)厚度（見(jiàn)圖3-1-4

3、）厚弦比常用百分?jǐn)?shù)表示現(xiàn)代飛機(jī)的翼型厚弦比約為316，超音速飛機(jī)用 值較小的薄翼。 (五)最大厚度位置：翼型的最大厚度所在的位置到前緣的距離(圖314中的 )稱為最大厚度位置，通常以其與翼弦的比值來(lái)表示 ，即 現(xiàn)代飛機(jī)的翼型，最大厚度位置大約在翼弦3050的地方，亞音速翼剖面的 為2530%，而超音速翼剖面 則為4050。 (六)前緣半徑：翼型前緣處的曲率半徑稱為半前緣半徑，用符號(hào)r表示(見(jiàn)圖3-1-5) (七)后緣角：翼型上下表面圖線在后緣處切線之間的夾角，稱為后緣角, 用 表示(見(jiàn)圖3-1-4)通常用98處的切線間的夾角計(jì)算。 用 、 、 三個(gè)量就可一般地表征翼型的幾何特點(diǎn)。 二、機(jī)翼的平

4、面形狀 (一)機(jī)翼面積：如圖3-1-7，機(jī)翼在XOZ平面上的投影面積叫機(jī)翼面積(S)。如不加說(shuō)明，機(jī)翼面積是指包括機(jī)身所占那部分的面積，如圖3-1-6中陰影部分所示。 (二)翼展：機(jī)翼左右翼端(翼尖)之間的距離，稱為翼展( )，單位為米(見(jiàn)圖3-1-7)。 (三)展弦比：翼展與平均翼弦( )之比，叫展弦比，用 表示。 因?yàn)?所以 現(xiàn)代飛機(jī)的展弦比，殲擊機(jī)大致為25，轟炸機(jī)、運(yùn)輸機(jī)大致為712，滑翔機(jī)、高空偵察機(jī)可達(dá)1216。 (四)根尖比：如圖3-1-7，翼根弦長(zhǎng) 與翼尖弦長(zhǎng) 之比稱為根尖比；用表示 (五)后掠角：如圖3-1-7所示，機(jī)翼上有代表性的等百分比弦線(如前緣、弦線、后緣等，在XOZ

5、平面上的投影與OZ軸之間的夾角，稱為后掠角。圖中 稱為前緣后掠角， 稱為弦線后掠角， 稱為后緣后掠角，一般常用 弦線后掠角作為機(jī)翼后掠角。 (六)安裝角 ：機(jī)翼根弦與機(jī)身軸線之間的夾角。 (七)上(或下)反角 ：一側(cè)機(jī)翼翼弦平面與XOZ平面間的夾角，通常 上反為正，下反為負(fù)。 （八)平均空氣動(dòng)力弦 ： 對(duì)于任意平面形狀的實(shí)際機(jī)翼，它的弦長(zhǎng)從翼根到翼尖是變化的?？梢约傧氪嬖谝粋€(gè)相當(dāng)?shù)木匦螜C(jī)翼，此矩形機(jī)翼與實(shí)際機(jī)翼的面積相同，俯仰力矩和氣動(dòng)力合力也相同。我們把這樣的矩形機(jī)翼的弦稱為機(jī)翼的平均空氣動(dòng)力弦 ，平均空氣動(dòng)力弦是飛機(jī)的縱向特征長(zhǎng)度，在講授縱向力矩、升力、壓力中心和焦點(diǎn)等問(wèn)題時(shí)都要用到，所以

6、是一個(gè)特別重要的幾何參數(shù)。殲七機(jī)種幾何參數(shù)殲五殲六 殲八(白天型)轟六運(yùn)五安-26面積()22.6252342.187164.65上翼43.546下 翼27.9874.98翼展(m)9.697.159.34432.989上翼18.176下 翼14.23629.2展玄比4.133.242.232.076.627上翼7.7下翼7.2511.37根尖比3.0412.918.262.41612.92后掠角(前緣)內(nèi)47外4357.7355576035(焦點(diǎn)線)0650(14)連線安裝角10001上翼3下 翼1上反角-3-430-2-2-3上翼3下 翼4.193平均氣動(dòng)弦(m)2.3633.0234.0

7、025.7245.0212.269厚弦比4.088.245翼尖4.2翼根4.549.8512.92.813表3-1-1 介紹幾種飛機(jī)的主要幾何參數(shù)12 升力一、升力的產(chǎn)生二、升力公式 (一)機(jī)翼的迎角稱為弦線翼弦與相對(duì)氣流方向的夾角，稱為迎角，通常以表示，見(jiàn)圖318。迎角的大小反映了相對(duì)氣流與機(jī)翼之間的相互關(guān)系。迎角不同，相對(duì)氣流流過(guò)機(jī)翼時(shí)的情況就不同，產(chǎn)生的空氣動(dòng)力就不同，從而升力也不同。所以迎角是飛機(jī)飛行中產(chǎn)生空氣動(dòng)力的重要參數(shù)。迎角有正角之分。氣流方向指向機(jī)翼下表面的為正迎角，如圖318中(a)、(b)所示。氣流方向指向機(jī)翼上表面的為負(fù)迎角，如圖318(c)所示。飛行時(shí)絕大多數(shù)時(shí)間內(nèi)飛機(jī)

8、處于正迎角狀態(tài)。(二)根據(jù)翼型的流線譜說(shuō)明升力的產(chǎn)生從空氣流過(guò)雙凸形機(jī)翼的流線譜(圖319)中可以看到，空氣流到機(jī)翼前緣，分成上下兩股，分別沿機(jī)翼上、下表面向后流動(dòng)，由于機(jī)冀有一定的正迎角，上表面又比較凸出，所以機(jī)翼上 一、升力的產(chǎn)生表面的流管必然變細(xì)，根據(jù)連續(xù)方程和伯努利方程可知其流速增大、壓強(qiáng)下降。下表面則相反，流管變粗，流速減少，壓強(qiáng)增大。垂直于相對(duì)氣流方向壓力差就是機(jī)翼的升力。 機(jī)翼升力作用線與翼弦的交點(diǎn)，即升力的著力點(diǎn)，叫機(jī)翼的壓力中心。 (三)機(jī)翼表面的壓強(qiáng)分析 為了便于分析機(jī)翼各部分對(duì)產(chǎn)生升力的貢獻(xiàn)，根據(jù)圖3-1-10的實(shí)驗(yàn)，可繪出機(jī)翼上下表面壓強(qiáng)分布圖。 在壓強(qiáng)分布圖上繪出的不

9、是各點(diǎn)絕對(duì)壓強(qiáng)值，而且壓力系數(shù) 。其定義如下： 式中P是機(jī)翼上某點(diǎn)的絕對(duì)壓強(qiáng) 分別是遠(yuǎn)前方未受擾動(dòng)氣流壓強(qiáng),密度和速度. 根據(jù)氣流的低速伯努利利方程，壓力系數(shù)可以表示為如下形式： 式中一機(jī)翼表面某一點(diǎn)流速。 根據(jù)實(shí)驗(yàn)，在低速范圍內(nèi)，機(jī)翼的流線譜基本不隨速度變化，亦即流管截面積基本不變，由不可壓流連續(xù)方程可知是一個(gè)確定的數(shù),也就是一個(gè)確定的數(shù)，當(dāng)迎角和翼型改變時(shí)，流線譜也要發(fā)生變化，壓力系數(shù)也隨之而改變。綜上所述，在低速范圍內(nèi)，壓力系數(shù)只隨翼型和迎角變化，與氣流動(dòng)壓無(wú)關(guān)。 機(jī)翼的壓強(qiáng)分布圖分兩種表示方法。一種是矢量法，另一種是坐標(biāo)法。 矢量法：如圖3-1-11所示，圖中各線段均垂直于機(jī)翼表面，線

10、段的長(zhǎng)度表示壓力系數(shù) 的大小，箭頭向外為負(fù)值( 0),再將各個(gè)矢量的外端用平滑的曲線連接起來(lái)，便是用矢量表示的壓強(qiáng)分布圖。圖中壓強(qiáng)最低吸力最大的一點(diǎn)(B點(diǎn))是最低壓強(qiáng)點(diǎn)。在前緣近，壓強(qiáng)最高的一點(diǎn)(A)，是前駐點(diǎn)。 坐標(biāo)法：如圖3112所示，以翼弦相對(duì)量xb作橫坐標(biāo)，將機(jī)翼各測(cè)點(diǎn)投影在橫坐標(biāo)(翼弦)上，然后將各測(cè)點(diǎn)上的壓力數(shù)值作為縱坐標(biāo)畫(huà)出。 大氣大于壓強(qiáng)的畫(huà)在橫坐標(biāo)下方，小于大氣壓強(qiáng)的畫(huà)在橫坐標(biāo)上方，再用平滑曲線依次連接圖上各點(diǎn)，這就是用坐標(biāo)表示的壓強(qiáng)分布圖。有了機(jī)翼的壓強(qiáng)分布圖，便可了解機(jī)翼各部分所產(chǎn)生的升力在總升力圖中所占的比重。圖3111及圖3112表明：機(jī)翼產(chǎn)生升力主要靠上表面的壓強(qiáng)減

11、少(產(chǎn)生吸力)的作用，而是靠下表面的壓強(qiáng)增大。由上表面的吸力所形成的升力一般約占總升力的6080%，而由下表面的壓強(qiáng)所形成的升力只占總升力的2040、如果下表面的壓強(qiáng)低于大氣壓強(qiáng)產(chǎn)生向下的吸力，則機(jī)翼總升力就等于上表面的吸力減去下表面的吸力，在此情況下，機(jī)翼的升力就完全由上表面吸力所產(chǎn)生。 二、升力公式為了推導(dǎo)升力公式，假設(shè)氣流以速度 連續(xù)、穩(wěn)定流過(guò)一個(gè)固定迎角的、無(wú)限長(zhǎng)翼展的矩形翼，此機(jī)翼上每個(gè)剖面的翼型都是完全相同的。如圖3113所示，在機(jī)翼上沿翼展方向取長(zhǎng)度為 的一段機(jī)翼。其面積為 。為計(jì)算整個(gè)機(jī)翼的升力，首先在其上任取一長(zhǎng)度為 、寬度為 、面積為 的一小塊微元機(jī)翼 = ?？梢哉J(rèn)為這塊微

12、元機(jī)翼的上、下表面壓力分布是均勻的，這樣就很容易算出它的升力。 如圖3114所示，流過(guò)機(jī)翼上下表面的氣流速度、壓強(qiáng)在-截面處分別為 、 及、，根據(jù)壓力系數(shù)定義有 機(jī)翼無(wú)限小面積所產(chǎn)生的升力（見(jiàn)圖3-1-13） 應(yīng)為 而 則得 整個(gè)機(jī)翼的升力(Y)應(yīng)為： 取 ，上式改寫(xiě)成： 令 稱為升力系數(shù)，于是飛機(jī)的升力為： 上式稱為升力公式，它雖是用無(wú)限矩形翼推導(dǎo)出來(lái)的，但同樣適用于各種平面形狀有限長(zhǎng)機(jī)翼。從公式可以看出飛機(jī)升力大小與相對(duì)氣流的動(dòng)壓( )成正比，與機(jī)翼面積成正比，與升力系數(shù)成正比。 由上式可以看出，升力系數(shù)就是壓強(qiáng)分布圖中上下翼面壓力系數(shù)曲線所圍的面積。升力系數(shù)的大小綜合地反映了迎角。翼型及機(jī)翼平面形狀等因素對(duì)升力的影響，一般由實(shí)驗(yàn)測(cè)定。從實(shí)驗(yàn)結(jié)果看，相對(duì)彎度大的機(jī)翼，其升力系數(shù)大，這里因?yàn)橄鄬?duì)彎度大，上下翼面流管的變化大，上下壓力系數(shù)的趨值就大。同一迎角下平凸形翼型比雙凸形的升力系數(shù)大，對(duì)稱形的最小。 圖311圖312圖3-1-3 中弧線和翼弦圖3-1-4