飛行器翼型設計

1、1、翼型的定義與研究發(fā)展 在飛機的各種飛行狀態(tài)下，機翼是飛機承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飛機保持安定性和操縱性的氣動部件。一般飛機都有對稱面，如果平行于對稱面在機翼展向任意位置切一刀，切下來的機翼剖面稱作為翼剖面或翼型。翼型是機翼和尾翼成形重要組成部分，其直接影響到飛機的氣動性能和飛行品質。 通常飛機設計要求，機翼和尾翼的盡可能升力大、阻力小、并有小的 零升俯仰力矩。因此，對于不同的飛行速度，機翼的翼型形狀是不同的。 對于低亞聲速飛機，為了提高升力系數(shù)，翼型形狀為圓頭尖尾形； 對于高亞聲速飛機，為了提高阻力發(fā)散Ma數(shù)，采用超臨界翼型，其特點是前緣豐滿、上翼面平坦、后緣向下凹； 對于超聲速

2、飛機，為了減小激波阻力，采用尖頭、尖尾形翼型。3、 NACA翼型編號 NACA四位數(shù)翼族： 其中第一位數(shù)代表f，是弦長的百分數(shù)；第二位數(shù)代表p，是弦長的十分數(shù)；最后兩位數(shù)代表厚度，是弦長的百分數(shù)。例如NACA 0012是一個無彎度、厚12%的對稱翼型。有現(xiàn)成實驗數(shù)據(jù)的NACA四位數(shù)翼族的翼型有6%、8%、9%、10%、12%、15%、18%、21%、24 五位數(shù)翼族的厚度分布與四位數(shù)翼型相同。不同的是中弧線。具體的數(shù)碼意義如下：第一位數(shù)表示彎度，但不是一個直接的幾何參數(shù)，而是通過設計升力系數(shù)來表達的，這個數(shù)乘以3/2就等于設計升力系數(shù)的十倍。第二、第三兩位數(shù)是2p，以弦長的百分數(shù)來表示。最后兩

3、位數(shù)仍是百分厚度。 例如NACA 23012這種翼型，它的設計升力系數(shù)是（2）×3/20=0.30；p=30/2,即中弧線最高點的弦向位置在15%弦長處，厚度仍為12%。 一般情況下的五位數(shù)編號意義如下 有現(xiàn)成實驗數(shù)據(jù)的五位數(shù)翼族都是230-系列的，設計升力系數(shù)都是0.30，中弧線最高點的弦向位置p都在15%弦長處，厚度有12%、15%、18%、21%、24%五種。其它改型的五位數(shù)翼型在此就不介紹了。1、低速翼型繞流圖畫 低速圓頭翼型在小迎角時，其繞流圖畫如下圖示?？傮w流動特點是（1）整個繞翼型的流動是無分離的附著流動，在物面上的邊界層和翼型后緣的尾跡區(qū)很??；（2）前駐點位于下翼面距

4、前緣點不遠處，流經駐點的流線分成兩部分，一部分從駐點起繞過前緣點經上翼面順壁面流去，另一部分從駐點起經下翼面順壁面流去，在后緣處流動平滑地匯合后下向流去。（3）在上翼面近區(qū)的流體質點速度從前駐點的零值很快加速到最大值，然后逐漸減速。根據(jù)Bernoulli方程，壓力分布是在駐點處壓力最大，在最大速度點處壓力最小，然后壓力逐漸增大（過了最小壓力點為逆壓梯度區(qū)）。而在下翼面流體質點速度從駐點開始一直加速到后緣，但不是均加速的。NACA2412在迎角a7.40時的壓強分布曲線（4）隨著迎角的增大，駐點逐漸后移，最大速度點越靠近前緣，最大速度值越大，上下翼面的壓差越大，因而升力越大。（5）氣流到后緣處，

5、從上下翼面平順流出，因此后緣點不一定是后駐點。 當迎角大過一定的值之后，就開始彎曲，再大一些，就達到了它的最大值，此值記為最大升力系數(shù)，這是翼型用增大迎角的辦法所能獲得的最大升力系數(shù)，相對應的迎角稱為臨界迎角。過此再增大迎角，升力系數(shù)反而開始下降，這一現(xiàn)象稱為翼型的失速。這個臨界迎角也稱為失速迎角。歸納起來，翼型升力系數(shù)曲線具有的形狀為3、翼型失速 隨著迎角增大，翼型升力系數(shù)將出現(xiàn)最大，然后減小。這是氣流繞過翼型時發(fā)生分離的結果。翼型的失速特性是指在最大升力系數(shù)附近的氣動性能。翼型分離現(xiàn)象與翼型背風面上的流動情況和壓力分布密切相關。 在一定迎角下，當?shù)退贇饬骼@過翼型時，從上翼面的壓力分布和速度

6、變化可知：氣流在上翼面的流動是，過前駐點開始快速加速減壓到最大速度點（順壓梯度區(qū)），然后開始減速增壓到翼型后緣點處（逆壓梯度區(qū)）。小迎角翼型附著繞流 隨著迎角的增加，前駐點向后移動，氣流繞前緣近區(qū)的吸力峰在增大，造成峰值點后的氣流頂著逆壓梯度向后流動越困難，氣流的減速越嚴重。這不僅促使邊界層增厚，變成湍流，而且迎角大到一定程度以后，逆壓梯度達到一定數(shù)值后，氣流就無力頂著逆壓減速了，而發(fā)生分離。這時氣流分成分離區(qū)內部的流動和分離區(qū)外部的主流兩部分。 在分離邊界（稱為自由邊界）上，二者的靜壓必處處相等。分離后的主流就不再減速不再增壓了。分離區(qū)內的氣流，由于主流在自由邊界上通過粘性的作用不斷地帶走質

7、量，中心部分便不斷有氣流從后面來填補，而形成中心部分的倒流。大迎角翼型分離繞流不同迎角下翼型的繞流實驗結果根據(jù)大量實驗，大Re數(shù)下翼型分離可根據(jù)其厚度不同分為：（1）后緣分離（湍流分離），升力曲線如左圖(a)；（2）前緣分離（前緣短泡分離），如(b)；（3）薄翼分離（前緣長氣泡分離）， 如(c)。（1）后緣分離（湍流分離） 這種分離對應的翼型厚度大于12%-15%，翼型頭部的負壓不是特別大，分離從翼型上翼面后緣近區(qū)開始，隨著迎角的增加，分離點逐漸向前緣發(fā)展，起初升力線斜率偏離直線，當迎角達到一定數(shù)值時，分離點發(fā)展到上翼面某一位置時（大約翼面的一半），升力系數(shù)達到最大，以后升力系數(shù)下降。后緣分離

8、的發(fā)展是比較緩慢的，流譜的變化是連續(xù)的，失速區(qū)的升力曲線也變化緩慢，失速特性好。NACA4412后緣分離（湍流分離）（2）前緣分離（前緣短泡分離） 對于中等厚度的翼型（厚度6%-9%），前緣半徑較小，氣流繞前緣時負壓很大，從而產生很大的逆壓梯度，即使在不大迎角下，前緣附近發(fā)生流動分離，分離后的邊界層轉捩成湍流，從外流中獲取能量，然后在附到翼面上，形成分離氣泡。起初這種短氣泡很短，只有弦長的0.5 1%，當迎角達到失速角時，短氣泡突然打開，氣流不能再附，導致上翼面突然完全分離，使升力和力矩突然變化。（3）薄翼分離（前緣長氣泡分離）對于薄的翼型（厚度4%-6%），前緣半徑更小，氣流繞前緣時負壓更大

9、，從而產生很大的逆壓梯度，即使在不大迎角下，前緣附近引起流動分離，分離后的邊界層轉捩成湍流，從外流中獲取能量，流動一段較長距離后再附到翼面上，形成長分離氣泡。起初這種氣泡不長，只有弦長的2%-3%；隨著迎角增加，再附點不斷向下游移動；當達到失速迎角時，氣泡不再附著，上翼面完全分離之后，升力達到最大值；迎角繼續(xù)增加，升力逐漸下降。（4）除上述三種分離外，還可能存在混合分離形式，氣流繞翼型是同時在前緣和后緣發(fā)生分離。 按產生阻力的原因分類，低速飛行時飛機上的阻力有：摩擦阻力，壓差阻力，誘導阻力和干擾阻力等。摩擦阻力 空氣也具有粘性。當氣流流過飛機表面時，由于粘性，空氣微團與飛機表面發(fā)生摩擦,阻滯了

10、氣流的流動，由此而產生的阻力就叫做“摩擦阻力"。 當氣流流殺機表面與機體相接觸的那后空氣,做團粘附在機體表面上。于是這匡氣流的流動速度降低為零。緊靠這層空氣的外面層空氣雖然沒有直接受機體表面的影響,但由于其相鄰的空氣層的速度為零,由于粘性,該層空氣的流動速度也被減小到很小。這樣層層影響,各層空氣的流動速度逐漸加大,機體表面的阻滯作用逐漸刷、,一直到速度與外界自由流速相等;這樣一種流速有變化的空氣稱之為“附面層"。附面層內,每相鄰兩薄層空氣之間由于存在速度差便產生摩擦力。這種摩擦力的總和就是飛機的摩擦阻力。 在機翼上形成的附面層一般都是很薄的，厚度大的只有幾厘米，螺旋槳上的附

11、面層更薄，只有幾毫米?？墒蔷扌惋w船和海輪船舷上的附面層，其厚度可以達幾十厘米，甚至半米，卻是相當厚了。 附面層中氣流的流動情況也是不同的。一般機翼大約在最大厚度以前，附面層的氣流各層不相混雜而成層地流動。這部分叫“層流附面層,'。在這以后,氣流的活動轉變?yōu)殡s亂無章,并且出現(xiàn)了旋渦和橫向運動。這部分就叫做“紊流附面層"。雖然紊流附面層內空氣,傲團的運動是紊亂的,但是整個附面層仍然附著在機翼表面。層流轉變?yōu)槲闪鞯哪且稽c叫“轉缺點"?在紊流盹面層之后,附面層脫離了翼面幣形成大量宏觀的旋渦。這就是“尾跡"。附面層開始分離的一點叫“分離點".附面層內的摩擦

12、阻力同流動情況有很大關系。實踐證明,層流附面層的摩擦阻力小,而紊流附面層的摩擦阻力大。因此,盡可能在機翼和飛視其他部件表面保持層流流動是有利的。層流翼型聲擦阻力要低得多。 為了降低飛機的摩擦匪時使飛機表面盡量光滑。壓差阻力 “壓差阻力,它成的壓強差。如果把塊平板垂直地豎立在氣流中;強大大增大,后面壓強減小。前后形成了巨大的壓強差i了巨大的咀力。五差阻力。如果把平板平行于氣流方向置于氣流中則產生的壓差阻力就微乎其微。 由此可見,壓差阻力同物體的迎風面積、形狀和在氣流中的位置都有很大關系。所謂迎風面積,就是物體上垂直于氣流方向的最大截面面積。從經驗得知物體的迎風面面積越大,壓差阻力也就越大。 物體

13、的形狀對壓差阻力也有很大影響。由風洞實驗可知，如果一個短圓柱體的軸向阻力為單位1的話,那末同樣的短圓柱體頭部加上因錐,頭部裝一表面均勻彎曲的凸頭,以及頭部裝凸頭同時尾部再裝一逐漸變尖的凸頭,形成所謂“流線體"時。它們的阻力分別是短圓柱體的25,1/5和1/25?？梢娢矬w的形狀對壓差阻力影響之大。 流線體所以能大幅度降低壓差阻力,實際上是流線體的頭部占據(jù)了物體前面的氣流滯止所形成的高壓區(qū)同時流線體的尾部又填滿了物體后面氣流分離后充滿旋渦的低壓區(qū),使氣流能平滑地流過物體表面來降低物體前后的壓力差。因此,為了降低壓差阻力,飛機的迎風面積要盡可能小同時所有飛機部件都要加以整流形成流線體形狀。

14、誘導阻力 機翼上也有摩擦阻力和壓差阻力。對機翼而言,這二者合稱“翼型阻力"。但機翼上除翼型阻力外還有“誘導阻力"(又叫“感應阻力,)。這是機翼所獨有的一種阻力。(當然,尾翼上也有)。因為這種阻力是伴隨著機翼上升力的產生而產生的。也許可以說它是為 了產生升力而付出的一種“代價”。 當飛機飛行時,下翼面壓強大、上翼面壓強小。由于翼展的長度是有限的,所以上下翼面的壓強差使得氣流從下翼面繞過兩端翼尖,向上翼面流動。當流繞過翼尖時,在翼尖處不斷形成旋渦。這種旋渦,從飛機的正前方看去,右邊(飛機的左機翼)是逆時針方向的,左邊(飛機的右機翼)是順時針方向的。隨著飛機向前方飛行,旋渦就從翼

15、尖向后方流去并產生了向下的下洗速度。下就速度在兩個翼尖處最大,向中心逐漸減小。在飛機對稱面內減到最小。 這種下洗現(xiàn)象，常被候鳥一雁群所利用。當雁群隨著氣候的變化而遷徙時，常常排成人字形成或斜一字形。領隊的大雁排在最前面,幼弱的小雁常排布后外側。這樣就使后雁處于前雁翼尖所形成的旋渦中。由于翼尖旋渦中的氣流在翼尖外側是向上流動的,形成上升氣流。后雁在上升氣流中飛仨較省力,對長途不著陸飛行是很有利的。 在機翼中任取某一剖面來研究。由于下洗,流過該剖面的氣流除了原來的相對速度v之外又產生了垂直向下的下洗速度。由v和“合成的合速度u是氣流流經該翼剖面的真正相對速度。u與v的夾角E稱為下洗角。升力Y是定義

16、為總空氣動力在垂直于相對速度v的方向上的分力,可是氣流流過機翼以后,由于下洗速度仙的作用,使v的方向改變,向下轉折一個下洗角E,而成為u和方向。因此,升力Y也隨之偏轉一個角度E,而與u垂直成為Yl。然而飛機的飛行方向仍然是原來v的方向,因此Y1就產生一個與飛機前進方向相反的水平分力Q1。這是阻止飛機前進的阻力,這種阻力是由升力的誘導而產生的,因此叫做“誘導阻力"。它是由于氣流下洗使原來的升力偏轉而引起的附加阻力并不包含在翼型阻力之內。誘導阻力同機翼的平面形狀、翼剖面形狀和展弦比有關,所以為了減小機翼的誘導阻力,應該選取隨圓形的機翼平面形狀,并盡可能力日大機翼的展長即增加展弦比使翼尖處

17、下洗嚴重區(qū)在機翼展樂中所占的比重下降。干擾阻力飛機上除了摩擦阻力、壓差阻力和誘導阻力以外,還有一種“干擾阻力"值得我們注意。 實踐表明,飛機的各個部件如機翼、r機身、尾翼等,單獨放在氣流中所產生的阻力的總和并不等于,而往往是小于組成一架飛機時的阻力。所謂“干擾阻力"就是飛機各部分之間由于氣流相互干擾而產生的一種額外阻力。 現(xiàn)在我們以機翼和機身為例,看看這種額外阻力是怎樣產生的。 如圖所示,氣流流過機翼和機身的連接處,由于機翼和機身二者形狀的關系,在這里形成了一個截面由大到小,再由小到大的氣流通道。在A處截面比較大,到C點翼面最高點,氣流通道收縮到最小,隨后到B處又逐漸擴大。

18、根據(jù)流體的流動特性,C處的速度大而壓強小,B處的速度小而壓強大,所以在CB一段通道中氣流有從高壓區(qū)B回流到低壓區(qū)C的趨勢。 這就形成了一股逆流。但飛機前進時不斷有氣流沿通道向后流，遇到了后面這股逆流就形成了氣流的阻塞現(xiàn)象，使氣流開始分離并產生很多的旋渦。這些旋渦表明氣流的動能有了消耗，因而產生了一種額外的阻力。這一阻力是氣流相互干擾而產生的，所以叫做“干擾阻力”。 不但在機翼和機身之間可能產生干擾阻力，而且在機身和尾翼連接處，機翼和發(fā)動機短艙連接處，也都可能產生。 從干擾阻力產生的原因來看，它顯然和飛機不同部件之間的相對位置有關。如果在設計飛機時，仔細考慮它們的相對位置，使得連接處壓強的增加不

19、大也不急劇，干擾阻力就可以減小。 另外還可采取不同部件連接處加裝流線型的“整流片”的辦法，使連接處圓滑過度，盡可能減少旋渦的產生，也可減少“干擾阻力”。 以上我們把飛機低速飛行時所產生的四種阻力摩擦阻力、壓差阻力、誘導阻力和干擾阻力，都簡單介紹了一下。這是從產生阻力的原因的觀點來談的。至于高速飛行時，飛機上還會產生波阻，關于波阻，我們在激波一節(jié)中再討論。 如果從產生阻力的飛機部件的觀點來談，則飛機總阻力中包括機翼阻力、機身阻力、起落架阻力、尾翼阻力、發(fā)動機短艙阻力以及暴露在氣流中的各種零件的阻力。除機翼阻力之外的所有飛機部件和零件所產生的阻力的總和叫做“廢阻力”（廢阻力中包括干擾阻力）。實驗表

20、明，廢阻力在飛機總阻力中占很大比例，一般約為總阻力的百分之六十到七十，必須予以充分的重視。 但是，在某些情況下，飛機阻力不但無害，而且是完全必需的。這時，應當采取措施迅速增加阻力。例如,當殲擊機同敵機在空中格斗時,為了提高機動性,有時突然打開阻力板(又叫減速板),來迅速增大阻力,降低速度,繞到敵機后方有利位置進行攻擊。另外某些高速飛機在著陸時、為了增大阻力、降低著陸速度,縮短滑跑距離,打開阻力傘就可達到目的。 阻力同升力一樣,也是總空氣動力的一部分,所以同樣可以得出“阻力公式":式中Cx為阻力系數(shù),也由風洞實驗求得。參考面積S視為該公式使用的部件不同而不同,對于機翼仍然是機翼平面面積

21、,而對于機身則取為機身的最大橫截面積。如果用該公式來計算全機阻力。那末在選定的參考面積下由風洞實驗測得阻力系數(shù)Cx,使用該阻力系數(shù)和相應的參考面積來計算阻力。 阻力系數(shù)也與飛機的攻角有關,白開、阻力曲線中可以看出在某一攻角下阻力達到最小值，該攻角稱為最小阻力攻角。而其他攻角的阻力都要比該攻角的阻力大。 與鳥的飛行不同，飛機在空中能夠飛行是依靠與空氣的相對運動，而產生作用在飛機上的力和力矩來實現(xiàn)的。如對于水平等速直線飛行而言，從飛機受力條件，有 LG LV￥ （升力與重力平衡） FD D/V￥ （推力與阻力平衡） M=0 (俯仰力矩保持守恒）飛機產生升力必須具備的條件：（1）有空氣（飛機在空中飛

22、行是靠作用于飛機上的空氣動力）。此外，噴氣發(fā)動機的氧氣也是取源于空氣。（2）必須存在一定的飛行速度（飛機和空氣之間要有一定的相對運動，產生空氣動力）。（3）要有適當?shù)臍鈩油庑?、受力大小和飛行姿態(tài)。（4）必須存在保持和改變飛行狀態(tài)的能力。1、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？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。按機翼和機身連接的相互位置分為：按機翼弦平面有無上反角分為：按立尾的數(shù)量分為：按機翼與平尾的相對縱向位置分為：2、機翼的形狀機

23、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，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，并且使結構重量盡可能的輕。所謂良好的氣動外形，是指升力大、阻力小、穩(wěn)定操縱性好。美國戰(zhàn)術運輸機C-130上單翼、平直機翼、4發(fā)翼下吊布置、正常式布局F-22猛禽當今世界最先進的第四代戰(zhàn)斗機中單翼、雙發(fā)、梯形翼、雙立尾正常式噴火戰(zhàn)斗機英國第二次世界大戰(zhàn)名機下單翼、橢圓形機翼、正常式布局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、正常式布局協(xié)和號超聲速客機（Ma=2.04）雙發(fā)三角形機翼布局 S37前掠翼戰(zhàn)斗機（三翼面布局） A380客機遠程寬身運輸機下單翼、四發(fā)翼下吊、后掠翼、正常式布局一般而言：運輸機-多數(shù)采用上單翼（便于裝貨）高亞音速客機-下單翼布局、后掠翼、正常式布局（升阻比大，運行經濟，座艙噪聲低，視野寬）（在機身下半部放置貨物）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（速度快、阻力小、機動靈活、失速迎角大）簡單襟翼簡單襟翼的形狀與副翼相似，其構造比較簡單。簡單襟翼在不偏轉時形成機翼后緣的一部分，當放下(即向下偏轉)時，相當于增大了機翼翼型的彎度，從而使升力增大。當它在著陸偏轉5060度時，大約能使升力系數(shù)增大65%75%。分裂襟翼分裂襟翼（也稱為開裂襟翼）象一塊薄板，緊貼于機