飞行器翼型设计(共16页).doc

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1、精选优质文档-倾情为你奉上1、翼型的定义与研究发展 在飞机的各种飞行状态下，机翼是飞机承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飞机保持安定性和操纵性的气动部件。一般飞机都有对称面，如果平行于对称面在机翼展向任意位置切一刀，切下来的机翼剖面称作为翼剖面或翼型。翼型是机翼和尾翼成形重要组成部分，其直接影响到飞机的气动性能和飞行品质。 通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小、并有小的 零升俯仰力矩。因此，对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。 对于低亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型形状为圆头尖尾形； 对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散Ma数，采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦

2、、后缘向下凹； 对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型。3、 NACA翼型编号 NACA四位数翼族： 其中第一位数代表f，是弦长的百分数；第二位数代表p，是弦长的十分数；最后两位数代表厚度，是弦长的百分数。例如NACA 0012是一个无弯度、厚12%的对称翼型。有现成实验数据的NACA四位数翼族的翼型有6%、8%、9%、10%、12%、15%、18%、21%、24 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。具体的数码意义如下：第一位数表示弯度，但不是一个直接的几何参数，而是通过设计升力系数来表达的，这个数乘以3/2就等于设计升力系数的十倍。第二、第三两位数是2p，以

3、弦长的百分数来表示。最后两位数仍是百分厚度。 例如NACA 23012这种翼型，它的设计升力系数是（2）3/20=0.30；p=30/2,即中弧线最高点的弦向位置在15%弦长处，厚度仍为12%。 一般情况下的五位数编号意义如下 有现成实验数据的五位数翼族都是230-系列的，设计升力系数都是0.30，中弧线最高点的弦向位置p都在15%弦长处，厚度有12%、15%、18%、21%、24%五种。其它改型的五位数翼型在此就不介绍了。1、低速翼型绕流图画 低速圆头翼型在小迎角时，其绕流图画如下图示。总体流动特点是（1）整个绕翼型的流动是无分离的附着流动，在物面上的边界层和翼型后缘的尾迹区很薄；（2）前驻

4、点位于下翼面距前缘点不远处，流经驻点的流线分成两部分，一部分从驻点起绕过前缘点经上翼面顺壁面流去，另一部分从驻点起经下翼面顺壁面流去，在后缘处流动平滑地汇合后下向流去。（3）在上翼面近区的流体质点速度从前驻点的零值很快加速到最大值，然后逐渐减速。根据Bernoulli方程，压力分布是在驻点处压力最大，在最大速度点处压力最小，然后压力逐渐增大（过了最小压力点为逆压梯度区）。而在下翼面流体质点速度从驻点开始一直加速到后缘，但不是均加速的。NACA2412在迎角a7.40时的压强分布曲线（4）随着迎角的增大，驻点逐渐后移，最大速度点越靠近前缘，最大速度值越大，上下翼面的压差越大，因而升力越大。（5）

5、气流到后缘处，从上下翼面平顺流出，因此后缘点不一定是后驻点。 当迎角大过一定的值之后，就开始弯曲，再大一些，就达到了它的最大值，此值记为最大升力系数，这是翼型用增大迎角的办法所能获得的最大升力系数，相对应的迎角称为临界迎角。过此再增大迎角，升力系数反而开始下降，这一现象称为翼型的失速。这个临界迎角也称为失速迎角。归纳起来，翼型升力系数曲线具有的形状为3、翼型失速 随着迎角增大，翼型升力系数将出现最大，然后减小。这是气流绕过翼型时发生分离的结果。翼型的失速特性是指在最大升力系数附近的气动性能。翼型分离现象与翼型背风面上的流动情况和压力分布密切相关。 在一定迎角下，当低速气流绕过翼型时，从上翼面的

6、压力分布和速度变化可知：气流在上翼面的流动是，过前驻点开始快速加速减压到最大速度点（顺压梯度区），然后开始减速增压到翼型后缘点处（逆压梯度区）。小迎角翼型附着绕流 随着迎角的增加，前驻点向后移动，气流绕前缘近区的吸力峰在增大，造成峰值点后的气流顶着逆压梯度向后流动越困难，气流的减速越严重。这不仅促使边界层增厚，变成湍流，而且迎角大到一定程度以后，逆压梯度达到一定数值后，气流就无力顶着逆压减速了，而发生分离。这时气流分成分离区内部的流动和分离区外部的主流两部分。 在分离边界（称为自由边界）上，二者的静压必处处相等。分离后的主流就不再减速不再增压了。分离区内的气流，由于主流在自由边界上通过粘性的作

7、用不断地带走质量，中心部分便不断有气流从后面来填补，而形成中心部分的倒流。大迎角翼型分离绕流不同迎角下翼型的绕流实验结果根据大量实验，大Re数下翼型分离可根据其厚度不同分为：（1）后缘分离（湍流分离），升力曲线如左图(a)；（2）前缘分离（前缘短泡分离），如(b)；（3）薄翼分离（前缘长气泡分离）， 如(c)。（1）后缘分离（湍流分离） 这种分离对应的翼型厚度大于12%-15%，翼型头部的负压不是特别大，分离从翼型上翼面后缘近区开始，随着迎角的增加，分离点逐渐向前缘发展，起初升力线斜率偏离直线，当迎角达到一定数值时，分离点发展到上翼面某一位置时（大约翼面的一半），升力系数达到最大，以后升力系数

8、下降。后缘分离的发展是比较缓慢的，流谱的变化是连续的，失速区的升力曲线也变化缓慢，失速特性好。NACA4412后缘分离（湍流分离）（2）前缘分离（前缘短泡分离） 对于中等厚度的翼型（厚度6%-9%），前缘半径较小，气流绕前缘时负压很大，从而产生很大的逆压梯度，即使在不大迎角下，前缘附近发生流动分离，分离后的边界层转捩成湍流，从外流中获取能量，然后在附到翼面上，形成分离气泡。起初这种短气泡很短，只有弦长的0.5 1%，当迎角达到失速角时，短气泡突然打开，气流不能再附，导致上翼面突然完全分离，使升力和力矩突然变化。（3）薄翼分离（前缘长气泡分离）对于薄的翼型（厚度4%-6%），前缘半径更小，气流绕

9、前缘时负压更大，从而产生很大的逆压梯度，即使在不大迎角下，前缘附近引起流动分离，分离后的边界层转捩成湍流，从外流中获取能量，流动一段较长距离后再附到翼面上，形成长分离气泡。起初这种气泡不长，只有弦长的2%-3%；随着迎角增加，再附点不断向下游移动；当达到失速迎角时，气泡不再附着，上翼面完全分离之后，升力达到最大值；迎角继续增加，升力逐渐下降。（4）除上述三种分离外，还可能存在混合分离形式，气流绕翼型是同时在前缘和后缘发生分离。 按产生阻力的原因分类，低速飞行时飞机上的阻力有：摩擦阻力，压差阻力，诱导阻力和干扰阻力等。摩擦阻力 空气也具有粘性。当气流流过飞机表面时，由于粘性，空气微团与飞机表面发

10、生摩擦,阻滞了气流的流动，由此而产生的阻力就叫做“摩擦阻力。 当气流流杀机表面与机体相接触的那后空气,做团粘附在机体表面上。于是这匡气流的流动速度降低为零。紧靠这层空气的外面层空气虽然没有直接受机体表面的影响,但由于其相邻的空气层的速度为零,由于粘性,该层空气的流动速度也被减小到很小。这样层层影响,各层空气的流动速度逐渐加大,机体表面的阻滞作用逐渐刷、,一直到速度与外界自由流速相等;这样一种流速有变化的空气称之为“附面层。附面层内,每相邻两薄层空气之间由于存在速度差便产生摩擦力。这种摩擦力的总和就是飞机的摩擦阻力。 在机翼上形成的附面层一般都是很薄的，厚度大的只有几厘米，螺旋桨上的附面层更薄，

11、只有几毫米。可是巨型飞船和海轮船舷上的附面层，其厚度可以达几十厘米，甚至半米，却是相当厚了。 附面层中气流的流动情况也是不同的。一般机翼大约在最大厚度以前，附面层的气流各层不相混杂而成层地流动。这部分叫“层流附面层,。在这以后,气流的活动转变为杂乱无章,并且出现了旋涡和横向运动。这部分就叫做“紊流附面层。虽然紊流附面层内空气,傲团的运动是紊乱的,但是整个附面层仍然附着在机翼表面。层流转变为紊流的那一点叫“转缺点?在紊流盹面层之后,附面层脱离了翼面币形成大量宏观的旋涡。这就是“尾迹。附面层开始分离的一点叫“分离点.附面层内的摩擦阻力同流动情况有很大关系。实践证明,层流附面层的摩擦阻力小,而紊流附

12、面层的摩擦阻力大。因此,尽可能在机翼和飞视其他部件表面保持层流流动是有利的。层流翼型声擦阻力要低得多。 为了降低飞机的摩擦匪时使飞机表面尽量光滑。压差阻力 “压差阻力,它成的压强差。如果把块平板垂直地竖立在气流中;强大大增大,后面压强减小。前后形成了巨大的压强差i了巨大的咀力。五差阻力。如果把平板平行于气流方向置于气流中则产生的压差阻力就微乎其微。 由此可见,压差阻力同物体的迎风面积、形状和在气流中的位置都有很大关系。所谓迎风面积,就是物体上垂直于气流方向的最大截面面积。从经验得知物体的迎风面面积越大,压差阻力也就越大。 物体的形状对压差阻力也有很大影响。由风洞实验可知，如果一个短圆柱体的轴向

13、阻力为单位1的话,那末同样的短圆柱体头部加上因锥,头部装一表面均匀弯曲的凸头,以及头部装凸头同时尾部再装一逐渐变尖的凸头,形成所谓“流线体时。它们的阻力分别是短圆柱体的25,1/5和1/25。可见物体的形状对压差阻力影响之大。 流线体所以能大幅度降低压差阻力,实际上是流线体的头部占据了物体前面的气流滞止所形成的高压区同时流线体的尾部又填满了物体后面气流分离后充满旋涡的低压区,使气流能平滑地流过物体表面来降低物体前后的压力差。因此,为了降低压差阻力,飞机的迎风面积要尽可能小同时所有飞机部件都要加以整流形成流线体形状。诱导阻力 机翼上也有摩擦阻力和压差阻力。对机翼而言,这二者合称“翼型阻力。但机翼

14、上除翼型阻力外还有“诱导阻力(又叫“感应阻力,)。这是机翼所独有的一种阻力。(当然,尾翼上也有)。因为这种阻力是伴随着机翼上升力的产生而产生的。也许可以说它是为 了产生升力而付出的一种“代价”。 当飞机飞行时,下翼面压强大、上翼面压强小。由于翼展的长度是有限的,所以上下翼面的压强差使得气流从下翼面绕过两端翼尖,向上翼面流动。当流绕过翼尖时,在翼尖处不断形成旋涡。这种旋涡,从飞机的正前方看去,右边(飞机的左机翼)是逆时针方向的,左边(飞机的右机翼)是顺时针方向的。随着飞机向前方飞行,旋涡就从翼尖向后方流去并产生了向下的下洗速度。下就速度在两个翼尖处最大,向中心逐渐减小。在飞机对称面内减到最小。

15、这种下洗现象，常被候鸟一雁群所利用。当雁群随着气候的变化而迁徙时，常常排成人字形成或斜一字形。领队的大雁排在最前面,幼弱的小雁常排布后外侧。这样就使后雁处于前雁翼尖所形成的旋涡中。由于翼尖旋涡中的气流在翼尖外侧是向上流动的,形成上升气流。后雁在上升气流中飞仨较省力,对长途不着陆飞行是很有利的。 在机翼中任取某一剖面来研究。由于下洗,流过该剖面的气流除了原来的相对速度v之外又产生了垂直向下的下洗速度。由v和“合成的合速度u是气流流经该翼剖面的真正相对速度。u与v的夹角E称为下洗角。升力Y是定义为总空气动力在垂直于相对速度v的方向上的分力,可是气流流过机翼以后,由于下洗速度仙的作用,使v的方向改变

16、,向下转折一个下洗角E,而成为u和方向。因此,升力Y也随之偏转一个角度E,而与u垂直成为Yl。然而飞机的飞行方向仍然是原来v的方向,因此Y1就产生一个与飞机前进方向相反的水平分力Q1。这是阻止飞机前进的阻力,这种阻力是由升力的诱导而产生的,因此叫做“诱导阻力。它是由于气流下洗使原来的升力偏转而引起的附加阻力并不包含在翼型阻力之内。诱导阻力同机翼的平面形状、翼剖面形状和展弦比有关,所以为了减小机翼的诱导阻力,应该选取随圆形的机翼平面形状,并尽可能力日大机翼的展长即增加展弦比使翼尖处下洗严重区在机翼展乐中所占的比重下降。干扰阻力飞机上除了摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力以外,还有一种“干扰阻力值得我们

17、注意。 实践表明,飞机的各个部件如机翼、r机身、尾翼等,单独放在气流中所产生的阻力的总和并不等于,而往往是小于组成一架飞机时的阻力。所谓“干扰阻力就是飞机各部分之间由于气流相互干扰而产生的一种额外阻力。 现在我们以机翼和机身为例,看看这种额外阻力是怎样产生的。 如图所示,气流流过机翼和机身的连接处,由于机翼和机身二者形状的关系,在这里形成了一个截面由大到小,再由小到大的气流通道。在A处截面比较大,到C点翼面最高点,气流通道收缩到最小,随后到B处又逐渐扩大。根据流体的流动特性,C处的速度大而压强小,B处的速度小而压强大,所以在CB一段通道中气流有从高压区B回流到低压区C的趋势。 这就形成了一股逆

18、流。但飞机前进时不断有气流沿通道向后流，遇到了后面这股逆流就形成了气流的阻塞现象，使气流开始分离并产生很多的旋涡。这些旋涡表明气流的动能有了消耗，因而产生了一种额外的阻力。这一阻力是气流相互干扰而产生的，所以叫做“干扰阻力”。 不但在机翼和机身之间可能产生干扰阻力，而且在机身和尾翼连接处，机翼和发动机短舱连接处，也都可能产生。 从干扰阻力产生的原因来看，它显然和飞机不同部件之间的相对位置有关。如果在设计飞机时，仔细考虑它们的相对位置，使得连接处压强的增加不大也不急剧，干扰阻力就可以减小。 另外还可采取不同部件连接处加装流线型的“整流片”的办法，使连接处圆滑过度，尽可能减少旋涡的产生，也可减少“

19、干扰阻力”。 以上我们把飞机低速飞行时所产生的四种阻力摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力，都简单介绍了一下。这是从产生阻力的原因的观点来谈的。至于高速飞行时，飞机上还会产生波阻，关于波阻，我们在激波一节中再讨论。 如果从产生阻力的飞机部件的观点来谈，则飞机总阻力中包括机翼阻力、机身阻力、起落架阻力、尾翼阻力、发动机短舱阻力以及暴露在气流中的各种零件的阻力。除机翼阻力之外的所有飞机部件和零件所产生的阻力的总和叫做“废阻力”（废阻力中包括干扰阻力）。实验表明，废阻力在飞机总阻力中占很大比例，一般约为总阻力的百分之六十到七十，必须予以充分的重视。 但是，在某些情况下，飞机阻力不但无害，而且是完全

20、必需的。这时，应当采取措施迅速增加阻力。例如,当歼击机同敌机在空中格斗时,为了提高机动性,有时突然打开阻力板(又叫减速板),来迅速增大阻力,降低速度,绕到敌机后方有利位置进行攻击。另外某些高速飞机在着陆时、为了增大阻力、降低着陆速度,缩短滑跑距离,打开阻力伞就可达到目的。 阻力同升力一样,也是总空气动力的一部分,所以同样可以得出“阻力公式:式中Cx为阻力系数,也由风洞实验求得。参考面积S视为该公式使用的部件不同而不同,对于机翼仍然是机翼平面面积,而对于机身则取为机身的最大横截面积。如果用该公式来计算全机阻力。那末在选定的参考面积下由风洞实验测得阻力系数Cx,使用该阻力系数和相应的参考面积来计算

21、阻力。 阻力系数也与飞机的攻角有关,白开、阻力曲线中可以看出在某一攻角下阻力达到最小值，该攻角称为最小阻力攻角。而其他攻角的阻力都要比该攻角的阻力大。 与鸟的飞行不同，飞机在空中能够飞行是依靠与空气的相对运动，而产生作用在飞机上的力和力矩来实现的。如对于水平等速直线飞行而言，从飞机受力条件，有 LG LV￥ （升力与重力平衡） FD D/V￥ （推力与阻力平衡） M=0 (俯仰力矩保持守恒）飞机产生升力必须具备的条件：（1）有空气（飞机在空中飞行是靠作用于飞机上的空气动力）。此外，喷气发动机的氧气也是取源于空气。（2）必须存在一定的飞行速度（飞机和空气之间要有一定的相对运动，产生空气动力）。（

22、3）要有适当的气动外形、受力大小和飞行姿态。（4）必须存在保持和改变飞行状态的能力。1、飞机的气动布局 不同类型的飞机、不同的速度、不同的飞行任务，飞机的气动布局是不同的。 何为飞机的气动布局？广义而言：指飞机主要部件的尺寸、形状、数量、及其相互位置。飞机的主要部件有：推进系统、机翼、机身、尾翼（平尾、立尾）、起落架等。按机翼和机身连接的相互位置分为：按机翼弦平面有无上反角分为：按立尾的数量分为：按机翼与平尾的相对纵向位置分为：2、机翼的形状机翼的外形五花八门、多种多样，有平直的，有三角的，有后掠的，也有前掠的等等。然而，不论采用什么样的形状，设计者都必须使飞机具有良好的气动外形，并且使结构重

23、量尽可能的轻。所谓良好的气动外形，是指升力大、阻力小、稳定操纵性好。美国战术运输机C-130上单翼、平直机翼、4发翼下吊布置、正常式布局F-22猛禽当今世界最先进的第四代战斗机中单翼、双发、梯形翼、双立尾正常式喷火战斗机英国第二次世界大战名机下单翼、椭圆形机翼、正常式布局B-52远程战略轰炸机（同温层堡垒）上单翼、4发翼下吊、后掠翼、正常式布局协和号超声速客机（Ma=2.04）双发三角形机翼布局 S37前掠翼战斗机（三翼面布局） A380客机远程宽身运输机下单翼、四发翼下吊、后掠翼、正常式布局一般而言：运输机-多数采用上单翼（便于装货）高亚音速客机-下单翼布局、后掠翼、正常式布局（升阻比大，运

24、行经济，座舱噪声低，视野宽）（在机身下半部放置货物）战斗机-多数采用中或下单翼，三角翼、大后掠翼正常或鸭式布局（速度快、阻力小、机动灵活、失速迎角大）简单襟翼简单襟翼的形状与副翼相似，其构造比较简单。简单襟翼在不偏转时形成机翼后缘的一部分，当放下(即向下偏转)时，相当于增大了机翼翼型的弯度，从而使升力增大。当它在着陆偏转5060度时，大约能使升力系数增大65%75%。分裂襟翼分裂襟翼（也称为开裂襟翼）象一块薄板，紧贴于机翼后缘下表面并形成机翼的一部分。使用时放下(即向下旋转)，在后缘与机翼之间形成一个低压区，对机翼上表面的气流有吸引作用，使气流流速增大，从而增大了机翼上下表面的压强差，使升力增

25、大。除此之外，襟翼下放后，增大了机翼翼型的弯度，同样可提高升力。这种襟翼一般可把机翼的升力系数提高75%85%。开缝襟翼它是在简单襟翼的基础上改进而成的。除了起简单襟翼的作用外，还具有类似于前缘缝翼的作用，因为在开缝襟翼与机翼之间有一道缝隙，下面的高压气流通过这道缝隙以高速流向上面，延缓气流分离，从而达到增升目的。开缝襟翼的增升效果较好，一般可使升力系数增大85%95%。后退襟翼后退襟翼在下放前是机翼后缘的一部分，当其下放时，一边向下偏转一边向后移动，既加大了机翼翼型的弯度，又增大了机翼面积，从而使升力增大。此外它还有开裂襟翼的效果。这种襟翼的增升效果比前三种的增升效果都好，一般可使翼型的升力

26、系数增加110%140%。除了上面提到的四种后缘襟翼以外，还有后退开缝襟翼和后退多缝襟翼，它们的增升效果更好，但同时构造也更加复杂。后退式开缝襟翼与后退襟翼相似双缝或三缝式襟翼效果较之之前的几种襟翼更好但构造复杂。大多用于大型运输机、民航客机。前缘襟翼位于机翼前缘的襟翼叫前缘襟翼。这种襟翼广泛用于超音速飞机上。因为超音速飞机一般采用前缘尖削,相对厚度小的薄机翼。在大迎角飞行,机翼上表面前缘就开始产生气流分离,最大升力系数大大降低。大迎角飞行时,放下前缘襟翼,一方面可减小前缘与相对气流之间的角度,使气流能够平顺地沿上翼面流过。另一方面也增大了翼切面的弯度。这样,气流分离就能延缓,而且最大升力系数和临界迎角也都得到提高。属于前缘襟翼的还有一种叫克鲁格襟翼,装在前缘下部向前下方翻转,既增大机翼面积,又增大了翼切面的弯度,所以具有很好的增升效果,构造也很简单。这是最新研制的一种增升装置。波音喷气客机都使用了此种襟翼。专心-专注-专业