1、第5章 機翼低速氣動特性(1),1 飛機的氣動布局,飛機的氣動布局,不同類型的飛機、不同的速度、不同的飛行任務，飛機的氣動布局是不同的。 何為飛機的氣動布局？,飛機的氣動布局,廣義而言：指飛機主要部件的尺寸、形狀、數(shù)量、及其相互位置。 飛機的主要部件有：推進系統(tǒng)、機翼、機身、尾翼（平尾、立尾）、起落架等。,飛機的氣動布局,按機翼和機身連接的相互位置分為：,飛機的氣動布局,按機翼弦平面有無上反角分為：,飛機的氣動布局,按立尾的數(shù)量分為：,飛機的氣動布局,按機翼與平尾的相對縱向位置分為：,飛機的氣動布局,機翼的形狀：,機翼的外形五花八門、多種多樣，有平直的，有三角的，有后掠的，也有前掠的等等。然而

2、，不論采用什么樣的形狀，設計者都必須使飛機具有良好的氣動外形，并且使結(jié)構(gòu)重量盡可能的輕。,飛機的氣動布局,機翼的形狀：,所謂良好的氣動外形，是指升力大、阻力小、穩(wěn)定操縱性好。,飛機的氣動布局,機翼的形狀：從飛機上部往下看，機翼的平面形狀,飛機的氣動布局,機翼的形狀：從飛機上部往下看，機翼的平面形狀,飛機的氣動布局,機翼的形狀：從飛機上部往下看，機翼的平面形狀,飛機的氣動布局,美國戰(zhàn)術(shù)運輸機C-130 上單翼、平直機翼、4發(fā)翼下吊布置、正常式布局,飛機的氣動布局,F-22猛禽第四代戰(zhàn)斗機 中單翼、雙發(fā)、梯形翼、雙立尾正常式,飛機的氣動布局,噴火戰(zhàn)斗機英國第二次世界大戰(zhàn)名機 下單翼、橢圓形機翼、正

3、常式布局,飛機的氣動布局,B-52遠程戰(zhàn)略轟炸機（同溫層堡壘） 上單翼、4發(fā)翼下吊、后掠翼、正常式布局,飛機的氣動布局,協(xié)和號超聲速客機（Ma=2.04）雙發(fā)三角形機翼布局,飛機的氣動布局,A380客機遠程寬身運輸機 下單翼、四發(fā)翼下吊、后掠翼、正常式布局,飛機的氣動布局,S37前掠翼戰(zhàn)斗機,飛機的氣動布局,一般而言： 運輸機-多數(shù)采用上單翼（便于裝貨）,飛機的氣動布局,一般而言： 高亞音速客機-下單翼布局、后掠翼、正常式布局 （升阻比大，運行經(jīng)濟，座艙噪聲低，視野寬） （在機身下半部放置貨物與燃油）,飛機的氣動布局,一般而言： 戰(zhàn)斗機-多數(shù)采用中或下單翼，三角翼、大后掠翼，正常或鴨式布局 （

4、速度快、阻力小、機動靈活、失速迎角大）,2 機翼的幾何參數(shù),機翼的幾何參數(shù),x軸：機翼縱軸，沿機翼對稱面翼型弦線，向后為正 ； y軸：機翼豎軸，機翼對稱面內(nèi)，與x軸正交，向上為正； z軸：機翼橫軸，與x、y軸構(gòu)成右手坐標系，向左為正。,機翼平面形狀,機翼的幾何參數(shù),機翼上反角,機翼的幾何參數(shù),上反角 -指機翼弦平面和xoz平面的夾角。當上反角為負時，就變成了下反角。低速機翼采用一定的上反角可改善橫向穩(wěn)定性。 =+70 - -30。,機翼的幾何參數(shù),翼展：翼展是指機翼左右翼尖之間的長度，一般用l表示。,l,機翼的幾何參數(shù),機翼面積：是指機翼在oxz平面上的投影面積，一般用S表示。,機翼的幾何參數(shù)

5、,翼弦：翼弦是指機翼沿機身方向的弦長。除了矩形機翼外，機翼不同地方的翼弦是不一樣的，有翼根弦長c0、翼尖弦長c1,c0,c1,機翼的幾何參數(shù),幾何平均弦長cpj定義為,機翼的幾何參數(shù),展弦比：翼展l和平均幾何弦長cpj的比值叫做展弦比，用表示，其計算公式可表示為：,機翼的幾何參數(shù),展弦比也可以表示為翼展的平方與翼面積的比值。,機翼的幾何參數(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,機翼的幾何參數(shù),梢根比：是指翼尖弦長c1與翼根弦長c0的比值，一般用表示。,機翼的幾何參數(shù),后掠角：后掠角是指機翼與機身軸線的垂線之間的夾角。,機翼的幾何參數(shù),前緣后掠角-機翼前緣與機身軸線的垂

6、線之間的夾角，一般用0表示。,機翼的幾何參數(shù),后緣后掠角-機翼后緣與機身軸線的垂線之間的夾角， 一般用1表示。,機翼的幾何參數(shù),1/4弦線后掠角-機翼1 /4弦線與機身軸線的垂線之間的夾角，一般用0.25表示。,機翼的幾何參數(shù),如果飛機的機翼向前掠，則后掠角就為負值，變成了前掠角。,機翼的幾何參數(shù),幾何扭轉(zhuǎn)角：機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翼的幾何扭轉(zhuǎn)角扭；如右圖所示。,機翼的幾何參數(shù),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。,機翼的幾何參數(shù),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。反之稱為內(nèi)洗，扭轉(zhuǎn)角為正。,機翼的

7、幾何參數(shù),除了幾何扭轉(zhuǎn)角之外還有氣動扭轉(zhuǎn)角，指的是平行于機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。,機翼的幾何參數(shù),安裝角 ：機翼安裝在機身上時，翼根翼剖面弦線與機身軸線之間的夾角稱為安裝角.,3 機翼的空氣動力系數(shù),機翼的空氣動力系數(shù),表示機翼的氣動力常采用風軸系座標Oxyz，其中x軸沿來流V向后，y和z軸與x軸組成右手座標系。,機翼的空氣動力系數(shù),如果來流V與機翼對稱面平行，則稱為機翼的縱向繞流。 V 與對稱平面處翼剖面(翼根剖面)弦線間的夾角定義為機翼的迎角?？v向繞流時作用在機翼上的空氣動力仍是升力L(垂直V方向)，阻力D(平行V 方向)，縱向力矩Mz (繞過某參考

8、點z軸的力矩)。,機翼縱向繞流的無量綱氣動系數(shù),升力系數(shù) 阻力系數(shù) 縱向力矩系數(shù),機翼的平均氣動弦長,根據(jù)翼型理論，作用在翼型上的縱向空氣動力可以用作用在翼型焦點上的升力、阻力與繞該點的零升俯仰力矩來代表，力矩的參考長度是翼型的弦長。,L,D,Mac,機翼的平均氣動弦長,類似地，作用在機翼上的縱向氣動力亦可用作用于機翼焦點上的升力、阻力與繞該點的零升俯仰力矩來代表，但作為力矩的參考長度是平均氣動弦長cA。,機翼的平均氣動弦長,平均空氣動力弦長是一個假想矩形機翼的弦長，這一假想機翼的面積S和實際機翼的面積相等，它的力矩特性和實際機翼也相同。,機翼的平均氣動弦長,假想矩形機翼的零升俯仰力矩為,上式

9、中Cmz0為假想機翼的零升俯仰力矩系數(shù)，也是實際機翼的零升俯仰力矩系數(shù)，q為來流的動壓。,機翼的平均氣動弦長,實際機翼微元面積c(z)dz的零升俯仰力矩為,上式中Cmz0為翼型的零升俯仰力矩系數(shù)。,機翼的平均氣動弦長,則實際機翼的零升俯仰力矩為,機翼的平均氣動弦長,上式可寫為：,實際機翼的零升俯仰力矩為,機翼的平均氣動弦長,由于假設矩形機翼的零升俯仰力矩和實際機翼的零升俯仰力矩相同，由Mz0= Mz0 得,機翼的焦點,因機翼左右對稱，而且來流與機翼對稱面平行，則機翼的焦點必位于機翼的對稱面上(翼根剖面)。,機翼的焦點,設機翼焦點離機翼頂點為xF如右圖所示，作用于機翼焦點的總升力對通過頂點的oz

10、軸的力矩為,機翼的焦點,假設機翼每個剖面的焦點與翼型一樣仍在該剖面的14弦長處。作用在微元面積c(z)dz焦點處的升力為,CL(z)為當?shù)仄拭娴纳ο禂?shù)。,機翼的焦點,剖面前緣距oz軸為x，剖面焦點距oz軸為 ,因此作用在剖面焦點的升力對oz軸的力矩為,機翼的焦點,故有,作用于機翼焦點的總升力對通過頂點的oz軸的力矩為,作用在剖面焦點的升力對oz軸 的力矩為：,機翼的焦點,令 ，則可以得到焦點位置為,機翼的焦點,所以機翼的平面形狀給定后，機翼的焦點位置xF就可以確定。,機翼的焦點,由于在推導過程中曾假設剖面的焦點位置在14弦長處，這個假設對大展弦比直機翼是對的，但對后掠機翼和小展弦比機翼來說與

11、實際是有出入的。,機翼的焦點,要精確確定后掠機翼的焦點位置，必須依靠實驗或按后面將要介紹的升力面理論進行計算。,4 大展弦比直機翼的氣動特性,大展弦比直機翼的氣動特性,二維翼型相當于展長無限大的機翼，即=，而實際機翼的展長及相應的均為有限值，流動必是三維的。,大展弦比直機翼的氣動特性,本節(jié)討論低速時，大展弦比（5）的直機翼(1/4200）氣動特性。,4.1 繞流流態(tài),繞流流態(tài),在一大展弦比直機翼的后緣上，沿其展向均勻地貼上一排絲線，在絲線的末端系著小棉花球，然后將機翼置于低速風洞中。,繞流流態(tài),當迎角很小時，則可看到翼尖的兩棉花球稍有方向相反的旋轉(zhuǎn)。,繞流流態(tài),若迎角增大，則翼尖的棉花球旋轉(zhuǎn)速

12、度加快，而且靠里端的棉花球也和翼尖的棉花球一樣地旋轉(zhuǎn)起來，但速度較慢。,繞流流態(tài),迎角不變，若系棉花球的絲線加長，則只有翼尖的棉花球旋轉(zhuǎn)。,繞流流態(tài),這些現(xiàn)象說明了緊接機翼后面近似地與機翼處于同一平 面中的氣流是作環(huán)行運動，而稍遠以后即只有翼尖后面的氣流作環(huán)行運動。,繞流流態(tài),發(fā)生上述現(xiàn)象的原因是，氣流以正迎角繞機翼流動時，機翼產(chǎn)生向上的升力，下翼面的壓強必定大于上翼面的壓強，下翼面的高壓氣流有向上翼面流動的傾向。,繞流流態(tài),對于= 的無限翼展機翼，由于無翼端存在，上下翼面的壓差不會引起展向的流動，展向任一剖面均保持二維翼型的特性。,繞流流態(tài),對于有限翼展機翼，由于翼端的存在，在正升力時機翼下

13、表面壓強較高的氣流將從機翼翼尖翻向上翼面。,繞流流態(tài),使得上翼面的流線向?qū)ΨQ面偏斜，下翼面的流線向翼尖偏斜。,上翼面流線,下翼面流線,繞流流態(tài),而且這種偏斜從機翼的對稱面到翼尖逐漸增大。如圖所示。,上翼面流線,下翼面流線,繞流流態(tài),由于上下翼面氣流流線的偏斜，上下翼面氣流在機翼后緣會合時盡管壓強一樣，但展向分速是相反的，所以在后緣處要拖出軸線幾乎與來流方向平行的旋渦組成的渦面，這渦面稱為自由渦面。,繞流流態(tài),因為氣流的偏斜從機翼對稱面到翼尖是逐漸增大，所以自由渦面在兩翼尖處的旋渦強度也較大，這也就是上面看到的在兩翼尖的棉花球旋轉(zhuǎn)速度比其他棉花球來得快的原因。,繞流流態(tài),由于旋渦的相互誘導作用，

14、在離開后緣較遠的地方（大約1倍展長）自由渦面將卷成兩條方向相反的渦索，渦索的軸線大約和來流的方向平行，如下圖所示,繞流流態(tài),所以上述觀察實驗中，如絲線較長時，只有翼尖的棉花球落在渦索之中才發(fā)生旋轉(zhuǎn)，而其他棉花球不會旋轉(zhuǎn)。,機翼繞流與尾渦,4.2 氣動模型和升力線假設,氣動模型和升力線假設,要從理論上分析和估算機翼的氣動特性，應根據(jù)上述流動特點建立氣動模型。,氣動模型和升力線假設,按薄翼型理論，翼型(無限翼展機翼)的升力是迎角和彎度的貢獻，對于薄翼型可在翼型的中弧面(或近似分布在弦線)上分布其軸線與展向平行的旋渦來代替翼型的作用，這渦面稱為附著渦面。,氣動模型和升力線假設,薄翼型的總升力是與此附

15、著渦面的總強度成正比的。則由儒可夫斯基定理有,氣動模型和升力線假設,但對三維機翼而言，由于機翼的展向流動，壓力和升力的分布是：沿展向由翼根向翼梢減小。其中翼剖面的升力在翼梢處為零（上下翼面壓力相等），在翼跟處為最大。,氣動模型和升力線假設,由此可見，附著渦的強度沿展向是變化的，與剖面升力分布相同，在翼梢處為零，在翼跟處最大。,氣動模型和升力線假設,有限展弦比直機翼與無限展長機翼的主要差別，或者說三維效應是以下兩點： 首先，沿展向是變化的，,氣動模型和升力線假設,有限展弦比直機翼與無限展長機翼的主要差別，或者說三維效應是以下兩點： 其次是機翼后有一個從后緣拖出的自由尾渦面。,氣動模型和升力線假設

16、,因此，在建立計算大展弦比直機翼小迎角下的升力特性的位流氣動模型時，必須在氣動模型中體現(xiàn)這兩個三維效應的。,直勻流+單一形馬蹄渦模型,為了簡化起見，早期人們用單一形馬蹄渦模型來代替機翼。即用等強度的附著渦和自由渦模型。,直勻流+單一形馬蹄渦模型,根據(jù)渦誘導定理，附著渦沿其軸線不誘導速度，自由渦在附著渦線上誘導的下洗速度為,當zl/2時，下洗速度趨于無限大。,無限長直線渦的誘導速度，分母是2；半無限長直線渦的誘導速度，分母是4 ,畢奧薩伐爾定律,無限長直線渦：A=0， B=0,直勻流+單一形馬蹄渦模型,該模型并不能反映實際的機翼。,（1）翼梢誘導下洗速度無限大，不符合實際； （2）渦強的分布變化

17、沒有反映出來。,直勻流+附著渦面+自由渦面,對大展弦比機翼，自由渦面的卷起和彎曲主要發(fā)生在遠離機翼的地方（大約距機翼后緣一倍展長）。為了簡化，假設自由渦面既不卷起也不耗散，順著來流方向延伸到無窮遠處。因此，直勻流繞大展弦比直機翼流動的氣動模型可采用 直勻流+附著渦面+自由渦面,直勻流+附著渦面+自由渦面,如果能從理論上求出渦面的強度分布，就可求出機翼所受的力和力矩。,附著渦面和自由渦面可用無數(shù)條形馬蹄渦來模擬。,直勻流+附著渦面+自由渦面,形馬蹄渦系與直勻流疊加對大展弦比直機翼來說是既合理又實用的氣動模型，這是因為：,直勻流+附著渦面+自由渦面,（1）它符合沿一根渦線強度不變且不能在流體中中斷的旋渦定理。,直勻流+附著渦面+自由渦面,（2）形馬蹄渦垂直來流那部分是附著渦系，可代替機翼的升力作用。沿展向各剖面上通過的渦線數(shù)目不同。中間剖面通過的渦線最多，環(huán)量最大；翼端剖面無渦線通過，環(huán)量為零，模擬了環(huán)量和升力的展向分布。,直勻流+附著渦面+自由渦面,（3）形馬蹄渦系平行來流且拖向下游無限遠，模擬了自由渦面