空气动力学翼型低速气动特性.ppt

EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展一、翼型的定义一、翼型的定义 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，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，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部分，其直接影响到飞机的气动性能和飞行品质和飞行品质第一页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展翼型按速度分类有翼型按速度分类有低速翼型低速翼型亚声速翼型亚声速翼型超声速翼型超声速翼型第二页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展翼型按形状分类有翼型按形状分类有圆头尖尾形圆头尖尾形尖头尖尾形尖头尖尾形圆头钝尾形圆头钝尾形第三页，共一百一十页。

EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展二、翼型的几何参数二、翼型的几何参数NACA 4415前缘厚度中弧线后缘弯度弦线弦长b 后缘角后缘角第四页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展1 1、弦长、弦长 前后缘点的连线称为翼型的几何弦但对某些下表面大前后缘点的连线称为翼型的几何弦但对某些下表面大部分为直线的翼型，也将此直线定义为几何弦翼型前、后缘部分为直线的翼型，也将此直线定义为几何弦翼型前、后缘点之间的距离，称为翼型的弦长，用点之间的距离，称为翼型的弦长，用b b表示，或者前、后缘在表示，或者前、后缘在弦线上投影之间的距离弦线上投影之间的距离 第五页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展2 2、翼型表面的无量纲坐标、翼型表面的无量纲坐标翼型上、下表面曲线用弦线长度的相对坐标的函数表示：翼型上、下表面曲线用弦线长度的相对坐标的函数表示：第六页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展通常翼型的坐标由离散的数据表格给出：通常翼型的坐标由离散的数据表格给出：第七页，共一百一十页。

EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展3 3、弯度、弯度 弯度的大小用中弧线上最高点的弯度的大小用中弧线上最高点的y y向坐标来表示此值通向坐标来表示此值通常也是相对弦长表示的常也是相对弦长表示的翼型上下表面翼型上下表面y y向高度中点的连线称为翼型中弧线向高度中点的连线称为翼型中弧线 如果中弧线是一条直线（与弦线合一），这个翼型是对称翼型如果中弧线是一条直线（与弦线合一），这个翼型是对称翼型如果中弧线是曲线，就说此翼型有弯度如果中弧线是曲线，就说此翼型有弯度第八页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展中弧线中弧线y y向坐标（弯度函数）为：向坐标（弯度函数）为：相对弯度相对弯度最大弯度位置最大弯度位置第九页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展厚度分布函数为：厚度分布函数为：相对厚度相对厚度最大厚度位置最大厚度位置4 4、厚度、厚度第十页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展5 5、前缘半径、前缘半径 ，后缘角，后缘角 翼型的前缘是圆的，要很精确地画出前缘附近的翼型翼型的前缘是圆的，要很精确地画出前缘附近的翼型曲线，通常得给出前缘半径。

这个与前缘相切的圆，其圆曲线，通常得给出前缘半径这个与前缘相切的圆，其圆心在心在 处中弧线的切线上处中弧线的切线上翼型上下表面在后缘处切线间的夹角称为后缘角翼型上下表面在后缘处切线间的夹角称为后缘角第十一页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展三、翼型的发展三、翼型的发展 对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的如对对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的如对于低亚声速飞机，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；而对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散形；而对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散MaMa数，采用超数，采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型 通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小第十二页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展 对翼型的研究最早可追溯到对翼型的研究最早可追溯到1919世纪后期，那世纪后期，那时的人们已经知道带有一定安装角的平板能够产生时的人们已经知道带有一定安装角的平板能够产生升力，有人研究了鸟类的飞行之后提出，弯曲的更升力，有人研究了鸟类的飞行之后提出，弯曲的更接近于鸟翼的形状能够产生更大的升力和效率。

接近于鸟翼的形状能够产生更大的升力和效率鸟翼具有弯度和大展弦比的特征鸟翼具有弯度和大展弦比的特征平板翼型效率较低，失速迎角很小平板翼型效率较低，失速迎角很小将头部弄弯以后的平板翼型，将头部弄弯以后的平板翼型，失速迎角有所增加失速迎角有所增加第十三页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展 18841884年，年，H.F.H.F.菲利普使用早期的风洞测试了一系列翼型，后来他为这菲利普使用早期的风洞测试了一系列翼型，后来他为这些翼型申请了专利些翼型申请了专利早期的风洞早期的风洞第十四页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展 与此同时，德国人奥托与此同时，德国人奥托利林塔尔设计并测试了许多曲线利林塔尔设计并测试了许多曲线翼的滑翔机，他仔细测量了鸟翼的外形，认为试飞成功的关键翼的滑翔机，他仔细测量了鸟翼的外形，认为试飞成功的关键是机翼的曲率或者说是弯度，他还试验了不同的翼尖半径和厚是机翼的曲率或者说是弯度，他还试验了不同的翼尖半径和厚度分布第十五页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展 美国的赖特兄弟所使美国的赖特兄弟所使用的翼型与利林塔尔的用的翼型与利林塔尔的非常相似，薄而且弯度非常相似，薄而且弯度很大。

这可能是因为早很大这可能是因为早期的翼型试验都在极低期的翼型试验都在极低的雷诺数下进行，薄翼的雷诺数下进行，薄翼型的表现要比厚翼型好型的表现要比厚翼型好第十六页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展 随后的十多年里，在反复试验的基础上研制出了大量翼型，有随后的十多年里，在反复试验的基础上研制出了大量翼型，有的很有名，如的很有名，如RAF-6RAF-6， Gottingen 387 Gottingen 387，Clark YClark Y这些翼型成为这些翼型成为NACANACA翼型家族的鼻祖翼型家族的鼻祖 第十七页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展 在上世纪三十年代初期，在上世纪三十年代初期，美国国家航空咨询委员会（美国国家航空咨询委员会（ National National Advisory Committee for AeronauticsAdvisory Committee for Aeronautics，缩写为缩写为NACANACA，后来为后来为NASANASA，National Aeronautics and Space AdministrationNational Aeronautics and Space Administration）对低）对低速翼型进行了系统的实验研究。

他们发现当时的几种优秀翼型速翼型进行了系统的实验研究他们发现当时的几种优秀翼型的折算成相同厚度时，厚度分布规律几乎完全一样于是他们的折算成相同厚度时，厚度分布规律几乎完全一样于是他们把厚度分布就用这个经过实践证明，在当时认为是最佳的翼型把厚度分布就用这个经过实践证明，在当时认为是最佳的翼型厚度分布作为厚度分布作为NACANACA翼型族的厚度分布厚度分布函数为：翼型族的厚度分布厚度分布函数为： 最大厚度为最大厚度为 第十八页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展19321932年，确定了年，确定了NACANACA四位数翼型族四位数翼型族式中，式中， 为相对弯度，为相对弯度， 为最大弯度位置为最大弯度位置例例: : NACANACA 中弧线取两段抛物线，在中弧线最高点二者相切中弧线取两段抛物线，在中弧线最高点二者相切第十九页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展19351935年，年，NACANACA又确定了五位数翼型族又确定了五位数翼型族 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。

不同的是中弧线它的中弧线前段是三次代数式，后段是一次代数式它的中弧线前段是三次代数式，后段是一次代数式例例: : NACA：来流与前缘中弧线平行时的理论升力系数：来流与前缘中弧线平行时的理论升力系数中弧线中弧线0 0：简单型：简单型1 1：有拐点：有拐点第二十页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展 1939 1939年，发展了年，发展了NACA1NACA1系列层流翼型族其后又相继发展系列层流翼型族其后又相继发展了了NACA2NACA2系列，系列，3 3系列直到系列直到6 6系列，系列，7 7系列的层流翼型族系列的层流翼型族 层流翼型是为了减小湍流摩擦阻力而设计的，尽量使上翼面的顺层流翼型是为了减小湍流摩擦阻力而设计的，尽量使上翼面的顺压梯度区增大，减小逆压梯度区，减小湍流范围压梯度区增大，减小逆压梯度区，减小湍流范围第二十一页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展第二十二页，共一百一十页EXIT1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展 1967 1967年美国年美国NASANASA兰利研究中心的兰利研究中心的WhitcombWhitcomb主要为了提高亚声速运主要为了提高亚声速运输机阻力发散输机阻力发散MaMa数而提出来超临界翼型的概念。

数而提出来超临界翼型的概念第二十三页，共一百一十页EXIT1.2 1.2 翼型的空气动力系数翼型的空气动力系数1 1、翼型的迎角与空气动力、翼型的迎角与空气动力 在翼型平面上，把来流在翼型平面上，把来流V V与翼弦线之间的夹角定义为翼型的几与翼弦线之间的夹角定义为翼型的几何迎角，简称迎角对弦线而言，来流上偏为正，下偏为负何迎角，简称迎角对弦线而言，来流上偏为正，下偏为负 翼型绕流视平面流动，翼型上的气动力视为无限翼展机翼在展向取翼型绕流视平面流动，翼型上的气动力视为无限翼展机翼在展向取单位展长所受的气动力单位展长所受的气动力第二十四页，共一百一十页EXIT1.2 1.2 翼型的空气动力系数翼型的空气动力系数 当气流绕过翼型时，在翼型表面上每点都作用有压强当气流绕过翼型时，在翼型表面上每点都作用有压强p p（垂直于（垂直于翼面）和摩擦切应力翼面）和摩擦切应力 （。