翼型與機(jī)翼的氣動(dòng)特性

章翼型與機(jī)翼的氣動(dòng)特性Presenttheoreticalmethodsforthecalculationofairfoilaerodynamicproperties2021/5/916.1翼型和機(jī)翼的發(fā)展簡史2021/5/92翼型(airfoil)與機(jī)翼(wing)平行于機(jī)翼的對(duì)稱面截得的機(jī)翼截面，稱為翼剖面，即翼型。機(jī)翼是由翼型構(gòu)成的，是飛行器產(chǎn)生升力的主要部件，翼型的幾何形狀是機(jī)翼的基本幾何特性之一。2021/5/93Leadingedge:前緣trailingedge:后緣Chordline:弦線chordlength:弦長Thickness:厚度camber:彎度Meanchamberline:中弧線翼型的幾何參數(shù)2021/5/94翼型的分類按幾何形狀，翼型可分為兩類：圓頭尖尾的，用于低速、亞聲速和跨聲速飛行的飛機(jī)機(jī)翼，以及低超聲速飛行的超聲速飛機(jī)機(jī)翼；另一類是尖頭尖尾的，用于較高超聲速飛行的超聲速飛機(jī)機(jī)翼和導(dǎo)彈的彈翼。2021/5/95

對(duì)翼型的研究最早可追溯到19世紀(jì)后期，那時(shí)的人們已經(jīng)知道帶有一定安裝角的平板能夠產(chǎn)生升力，有人研究了鳥類的飛行之后提出，彎曲的更接近于鳥翼的形狀能夠產(chǎn)生更大的升力和效率。鳥翼具有彎度和大展弦比的特征平板翼型效率較低，失速迎角很小將頭部弄彎以后的平板翼型，失速迎角有所增加歷史回顧：飛機(jī)翼型的發(fā)展2021/5/961884年，H.F.菲利普使用早期的風(fēng)洞測試了一系列翼型，后來他為這些翼型申請了專利。早期的風(fēng)洞2021/5/97

與此同時(shí)，德國人奧托·利林塔爾設(shè)計(jì)并測試了許多曲線翼的滑翔機(jī)，他仔細(xì)測量了鳥翼的外形，認(rèn)為試飛成功的關(guān)鍵是機(jī)翼的曲率或者說是彎度，他還試驗(yàn)了不同的翼尖半徑和厚度分布。2021/5/98

美國的賴特特兄弟所使用的翼型與利林塔爾的非常相似，薄而且彎度很大。這可能是因?yàn)樵缙诘囊硇驮囼?yàn)都在極低的雷諾數(shù)下進(jìn)行，薄翼型的表現(xiàn)要比厚翼型好。2021/5/99

隨后的十多年里，在反復(fù)試驗(yàn)的基礎(chǔ)上研制出了大量翼型，有的很有名，如RAF-6，Gottingen387，ClarkY。這些翼型成為NACA翼型家族的鼻祖。2021/5/910

在上世紀(jì)三十年代初期，美國國家航空咨詢委員會(huì)（NationalAdvisoryCommitteeforAeronautics，縮寫為NACA，后來為NASA，NationalAeronauticsandSpaceAdministration）對(duì)低速翼型進(jìn)行了系統(tǒng)的實(shí)驗(yàn)研究。他們發(fā)現(xiàn)當(dāng)時(shí)的幾種優(yōu)秀翼型的折算成相同厚度時(shí)，厚度分布規(guī)律幾乎完全一樣。于是他們把厚度分布就用這個(gè)經(jīng)過實(shí)踐證明，在當(dāng)時(shí)認(rèn)為是最佳的翼型厚度分布作為NACA翼型族的厚度分布。厚度分布函數(shù)為：最大厚度為。NACA翼型族2021/5/911式中，為相對(duì)彎度，為最大彎度位置。中弧線取兩段拋物線，在中弧線最高點(diǎn)二者相切。2021/5/912NACA四位數(shù)翼型族（1932）f是中弧線最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)；p是此最高點(diǎn)的弦向位置（）第1數(shù)代表f，是弦長的百分?jǐn)?shù)；第2位代表p，是弦長的十分?jǐn)?shù)；最后兩位代表厚度，是弦長的百分?jǐn)?shù)例:NACA

②④①②2021/5/913

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。它的中弧線前段是三次代數(shù)式，后段是一次代數(shù)式。例:

NACA：來流與前緣中弧線平行時(shí)的理論升力系數(shù)中弧線0：簡單型1：有拐點(diǎn)NACA五位數(shù)翼型族（1935）2021/5/914

層流翼型是為了減小湍流摩擦阻力而設(shè)計(jì)的，盡量使上翼面的順壓梯度區(qū)增大，減小逆壓梯度區(qū)，減小湍流范圍。NACA層流翼型族（1939）2021/5/915NACA六位數(shù)翼型族2021/5/9161967年美國NASA蘭利研究中心的Whitcomb主要為了提高亞聲速運(yùn)輸機(jī)阻力發(fā)散Ma數(shù)而提出來超臨界翼型的概念。超臨界翼型（1967）2021/5/9176.2低速翼型及機(jī)翼氣動(dòng)特性2021/5/9186.2.1低速翼型2021/5/919Airfoilcharacteristics(experiment)2021/5/920翼型的低速繞流圖畫起動(dòng)渦：尾緣附著渦：由繞整個(gè)翼型的環(huán)量形成駐點(diǎn)位置變化：下翼面距前緣不遠(yuǎn)處；迎角越小，駐點(diǎn)離前緣越近；迎角增大，駐點(diǎn)位置后移；壓強(qiáng)最大點(diǎn)壓強(qiáng)與速度變化翼型的低速繞流圖畫2021/5/921實(shí)線表示理想流體，虛線表示粘性流體，這說明二者的區(qū)別主要來自于上翼面正迎角下，下翼面一直加速；中等迎角之上，下翼面的壓強(qiáng)系數(shù)一直是正值；迎角較大時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)系數(shù)可能為負(fù)值上翼面：幾乎整個(gè)上翼面邊界層氣流所遭遇到的都是正壓強(qiáng)梯度。在起初10%的距離以內(nèi)，正壓強(qiáng)梯度更是特別強(qiáng)大，這對(duì)于保持層流是不利的。這種翼型的邊界層大多是湍流的，摩阻也較大，Re較大，二者差別越大小迎角翼型繞流和壓強(qiáng)分布示意圖2021/5/922作用在機(jī)翼上的合力用

表示，合力矩用表示，

表示無限遠(yuǎn)處的來流速度。如下圖作用在機(jī)翼上的力2021/5/923如下圖，

為升力，

為阻力，

為法向力，

為軸向力，攻角

指的是

和之間的夾角。則有2021/5/924壓心問：一個(gè)物體所受的力能否由單一的合力R或者有互相垂直力N、A組成的力表示，其合力的作用點(diǎn)的位置在什么地方？如圖為一個(gè)二維機(jī)翼受力示意圖即為壓心2021/5/925低速翼型的氣動(dòng)特性翼型的分布載荷和氣動(dòng)力，包括壓強(qiáng)分布、升力、阻力和俯仰力矩。所謂翼型的氣動(dòng)特性，就是指這些氣動(dòng)載荷和氣動(dòng)力隨各種影響因素變化的規(guī)律翼型的升力和俯仰力矩2021/5/926升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)表達(dá)式2021/5/927升力特性用Cy-α曲線表示常用翼型在中小迎角范圍內(nèi)，升力曲線近似為一直線；迎角再增大，氣流已出現(xiàn)分離，升力系數(shù)隨之非線性增加，直至最大升力系數(shù)，相應(yīng)迎角為臨界迎角超過臨界迎角，升力系數(shù)隨迎角增大而減小，上翼面氣流完全分離升力曲線圖翼型升力特性2021/5/928翼型力矩特性力矩特性通常用mz-Cy表示在迎角或升力系數(shù)不太大時(shí)，曲線近似為一條直線；在迎角或升力系數(shù)較大時(shí)，曲線出現(xiàn)彎曲，這也與邊界層分離密切相關(guān)升力曲線與力矩曲線圖2021/5/929低速時(shí)，翼型的阻力由粘性引起，可分為兩部分：由翼面粘性切應(yīng)力造成的摩擦阻力，及由邊界層存在改變位流壓強(qiáng)分布引起的壓差阻力迎角不大時(shí)，摩擦阻力是主要的，壓差阻力較??；在設(shè)計(jì)升力系數(shù)下，此時(shí)迎角不大，阻力系數(shù)稱為最小阻力系數(shù)隨迎角或升力系數(shù)的增大，翼面上邊界層增厚，尾跡區(qū)加寬，粘性壓差阻力逐漸增大為主要部分；一旦出現(xiàn)失速，粘性壓差阻力劇增Cy-Cx升阻特性：升阻比翼型阻力特性和極曲線極曲線2021/5/930

翼型的升力是由于表面上的壓力分布造成的。對(duì)作用在翼型上的剪切力沿升力方向上進(jìn)行積分得到的值通常是可以忽略的。事實(shí)上，升力可以通過假定無粘流動(dòng)并且結(jié)合在后緣處的庫塔條件精確求得。但是，運(yùn)用相同的方法來預(yù)測阻力，得到的阻力值為0，這個(gè)結(jié)果與常識(shí)相違背，稱此為d’Alembert悖論。d’Alembert是法國數(shù)學(xué)和物理學(xué)家，他第一個(gè)運(yùn)用這種方法來計(jì)算二維翼型無粘擾流產(chǎn)生的阻力粘性流動(dòng)：翼型阻力2021/5/931

當(dāng)粘性考略在流動(dòng)中時(shí)，這種悖論立馬消失。事實(shí)上，流動(dòng)的粘性產(chǎn)生翼型阻力的唯一原因。阻力產(chǎn)生于兩種物理機(jī)制： 1、表面摩擦阻力：即作用在表面上的剪切力 2、由于流動(dòng)分離產(chǎn)生的壓差阻力，有時(shí)也叫做形阻力

2021/5/932如圖a清晰展示出剪切力產(chǎn)生的阻力。由于流動(dòng)分離（b）產(chǎn)生的壓差阻力相對(duì)來說是一個(gè)細(xì)微的現(xiàn)象2021/5/933現(xiàn)代低速翼型前面介紹了標(biāo)準(zhǔn)NACA翼型的命名和翼型氣動(dòng)特性。在1970s，NASA設(shè)計(jì)出了一系列性能優(yōu)于之前NACA的低速翼型。新的NASA翼型采用數(shù)值模擬方法設(shè)計(jì)。通過風(fēng)洞測試，通過計(jì)算機(jī)設(shè)計(jì)的翼型性能有了明顯提高。下圖為NASALS(1)-0417翼型2021/5/9346.2.2低速機(jī)翼2021/5/935一個(gè)翼型的氣動(dòng)特性通常用曲線表示矩形機(jī)翼在亞聲速氣流中的氣動(dòng)載荷分布2021/5/936一個(gè)翼型展向載荷分布所產(chǎn)生的尾渦系2021/5/9376.3跨聲速翼型與機(jī)翼的氣動(dòng)特性2021/5/938跨聲速流動(dòng)相關(guān)的處理方法采用小擾動(dòng)假設(shè)，以簡化運(yùn)動(dòng)方程：跨聲速時(shí)，運(yùn)動(dòng)方程可簡化，但得不到線化應(yīng)用相似律：量綱分析法；解與解間的關(guān)系數(shù)值計(jì)算：有限差分、有限元速度圖法：精確；僅限于平面流近似解法：動(dòng)量積分方法漸近展開法：物體的相對(duì)厚度很小2021/5/939速度圖法概述速度圖法：恰普雷金主要思想：將原來物理平面上用自變量x，y表示的全速勢函數(shù)ф或流函數(shù)Ψ變換成由速度平面上的自變量Vx，Vy或V、θ來表示（θ為速度矢量與軸的夾角。平面射流特點(diǎn)：（1）在射流自由面上流體的壓力是相等的；（2）在軸x所表示的壁面上，各點(diǎn)的速度方向已知，都是水平方向，但速度的大小未知。不可壓縮流體的平面射流2021/5/940應(yīng)用：高亞聲速翼型（錢學(xué)森（1939））、跨聲速領(lǐng)域局限性：變換后的邊界條件通常是非線性的，一般變得很復(fù)雜（a）物理平面（b）速度平面不可壓縮流體繞橢圓柱的流動(dòng)2021/5/941跨聲速流動(dòng)圖畫拉伐爾噴管喉部的實(shí)際流動(dòng)2021/5/942跨聲速流動(dòng)圖畫2021/5/943一個(gè)常規(guī)翼型的跨聲速繞流2021/5/944一個(gè)尖頭翼型的跨聲速繞流2021/5/945翼型的臨界馬赫數(shù)臨界馬赫數(shù)（或稱下臨界馬赫數(shù)）：翼型本身的相對(duì)厚度、相對(duì)彎度和迎角等參數(shù)、平面形狀臨界壓強(qiáng)等熵流動(dòng)

臨界壓強(qiáng)系數(shù)2021/5/946翼型最低壓強(qiáng)點(diǎn)壓強(qiáng)系數(shù)隨著相對(duì)厚度的增大，翼型的臨界馬赫數(shù)亦隨之下降

確定翼型臨界馬赫數(shù)的圖線2021/5/947薄翼型的跨聲速繞流流譜0.75；0.81；0.89；0.98；1.4；1.6翼型跨聲速繞流流場結(jié)構(gòu)2021/5/948薄翼型的氣動(dòng)特性隨來流馬赫數(shù)的變化升力系數(shù)隨來流馬赫數(shù)之變化

升力系數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化2021/5/949阻力系數(shù)隨來流馬赫數(shù)之變化阻力系數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化2021/5/950俯仰力矩特性隨來流馬赫數(shù)之變化壓力中心隨來流馬赫數(shù)的變化2021/5/951機(jī)翼主要幾何參數(shù)對(duì)跨聲速氣動(dòng)特性的影響翼型的臨界馬赫數(shù)將隨翼型的相對(duì)厚度、相對(duì)彎度以及升力系數(shù)Cy的增大而降低翼型臨界馬赫數(shù)與相對(duì)厚度的關(guān)系翼型臨界馬赫數(shù)與相對(duì)彎度的關(guān)系2021/5/952翼型臨界馬赫數(shù)與升力系數(shù)的關(guān)系2021/5/953機(jī)翼臨界馬赫數(shù)：機(jī)翼的平面幾何參數(shù)（后掠角和展弦比）機(jī)翼的臨界馬赫數(shù)，除與翼型的幾何參數(shù)與攻角有關(guān)外，還與機(jī)翼的平面幾何參數(shù)（如后掠角和展弦比）有關(guān)。增大機(jī)翼后掠角，可提高機(jī)翼的臨界馬赫數(shù)展弦比越小，機(jī)翼的臨界馬赫數(shù)就越高斜置翼2021/5/954跨聲速機(jī)翼氣動(dòng)特性的相似參數(shù)相似參數(shù)：相對(duì)厚度、展弦比升力系數(shù)和零升波阻系數(shù)

2021/5/955一種適用于跨聲速流的超臨界翼型超臨界翼型：一種上翼面中部比較平坦，下翼面后部向里凹的翼型，在超過臨界M數(shù)飛行時(shí)，雖有激波但很弱，接近無激波狀態(tài)，故稱超臨界翼型。超臨界翼型：（Supercriticalairfoil）是一種高性能的超音速翼型。超臨界翼型是一種為