機翼的幾何外形和氣動力和氣動力矩-免費閱讀
【正文】 因此，可根據(jù)最小波阻力旋成體的橫截面積分布來調整飛行器的橫截面積，以獲得較小的波阻力因為光滑旋成體的波阻最小，所以為了降低飛行器跨音速飛行時的零升波阻力，可以修改機身橫截面積沿縱軸的分布，例如縮小機翼、尾翼與機身連接區(qū)的機身橫截面積和增大機翼、尾翼前后方的機身橫截面積，形成蜂腰形機身，使飛行器當量旋成體的橫截面積分布與最小波阻旋成體的相接近或做到盡量光滑。加熱所需的能量由消耗的動能而來。 ● 下洗角 下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過翼型的氣流向下傾斜，這個向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對氣流之間的夾角稱為下洗角 ε 。 升力與氣流方向垂直（向后傾斜），產(chǎn)生了向后的分力（阻力） ?誘導阻力同機翼的平面形狀，翼剖面形狀，展弦比，特別是同 升 力有關。 ② 坐標表示法 從右圖可以看出，機翼升力的產(chǎn)生主要是靠機翼上表面吸力的作用，尤其是 上表面的前段 ，而不是主要靠下表面正壓的作用。這個臨界迎角也稱為 失速迎角 。有升力系數(shù)曲線，阻力系數(shù)曲線，力矩系數(shù)曲線。薄翼型的氣動中心為 ，大多數(shù)翼型在 ，層流翼型在 。 翼型的空氣動力系數(shù) 翼型的迎角與空氣動力 在翼型平面上，把來流 V∞ 與翼弦線之間的夾角定義為翼型的幾何迎角，簡稱迎角。 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展 對翼型的研究最早可追溯到 19世紀后期，那時的人們已經(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。若該翼剖面的局部迎角大于翼根翼剖面的迎角，則扭轉角為正。高速飛機一般采用小展弦比的機翼 。 如果中弧線是一條直線（與弦線合一），這個翼型是對稱翼型。 1. 機翼翼型的幾何參數(shù) %100/ m a x ??? ctctt前緣 厚度 中弧線 后緣 彎度 弦線 弦長 c ?后緣角 ? 弦長 連接翼型前緣 (翼型最前面的點 )和后緣 (翼型最后面的點 )的直線段稱為翼弦（也稱為弦線），其長度稱為弦長，用 c表示。 ? 相對厚度 翼型的厚度是垂直于翼弦的翼型上下表面之間的直線段長度。 如果中弧線是曲線，就說此翼型有彎度。 1. 2 機翼的平面幾何參數(shù) 2bS? ?pjbc? ?根梢比：根梢比是翼根弦長 c0與翼尖弦長 c1的比值，一般用 η表示， 01cc? ?梢根比：梢根比是翼尖弦長 c1與翼根弦長 c0的比值，一般用 ξ表示， 10cc? ?上反角 (Dihedral angle) 上反角是指機翼基準面和水平面的夾角，當機翼有扭轉時，則是指扭轉軸和水平面的夾角。沿展向翼剖面的局部迎角從翼根到翼梢是減少的扭轉稱為外洗，扭轉角為負。 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 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展 1884年， ，后來他為這些翼型申請了專利。對弦線而言，來流在下為正，在上為負。 ydspx d spM z????????)s incos()s incos(??????空氣動力系數(shù) 翼型的空氣動力系數(shù) 翼型無量綱空氣動力系數(shù)定義為 升力系數(shù) 2Y12lACVc? ???阻力系數(shù) 212xAXCρ Vc???2212zzAMmVc? ???俯仰力矩系數(shù) 低速翼型的低速氣動特性概述 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。 ? Clw=0 的迎角 (用 α0表示 )一般為負值 (0186。 cr? 低速翼型的低速氣動特性概述 小迎角翼型附著繞流 大迎角翼型分離繞流 氣流 → 翼型 → 上表面流線變密 → 流管變細 下表面平坦 → 流線變化不大 (與遠前方流線相比 ) 連續(xù)性定理 、 伯努利定理 → 翼型的上表面 → 流管變細 → 流管截面積減小 →氣流速度增大 → 故壓強減小 翼型的下表面 → 流管變化不大 → 壓強基本不變 上下表面產(chǎn)生了壓強差 → 總空氣動力 R， R的方向向后向上 → 分力： 升力 L、阻力 D 升力方向垂直于來流速度方向 ， 阻力 ， 方向沿速度方
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