機(jī)翼的幾何外形和氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩(存儲(chǔ)版)
【正文】 向 如圖是超音速以小迎角繞雙弧翼型的流動(dòng) 當(dāng) α ＜ δ ，前緣上下均受壓縮，形成強(qiáng)度不同的斜激波； 當(dāng) α＞ δ ，上面形成膨脹波 ，下面形成斜激波；經(jīng)一系列膨脹波后，由于在后緣處流動(dòng)方向和壓強(qiáng)不一致，從而形成兩道斜激波，或一道斜激波一族膨脹波。 壓力中心 隨迎角增大 會(huì)向前移動(dòng) 1. 考慮空氣壓縮性，上表面密度下降更多，產(chǎn)生附加吸力 ,升力系數(shù) CL增加，且由于出現(xiàn)超音速區(qū)，壓力更小，附加吸力更大； 2. 下翼面出現(xiàn)超音速區(qū)，且后移較上翼面快，下翼面產(chǎn)生較大附加吸力， CL減小； 當(dāng)激波增強(qiáng)到一定程度，阻力系數(shù)急劇增大 ,升力系數(shù)迅速減小 ,這種現(xiàn)象稱為激波失速 3. 下翼面擴(kuò)大到后緣，而上翼面超音速區(qū)還能后緣，上下翼面的附加壓力差增大， CL增加。 伴隨升力而產(chǎn)生的 L L’ D 誘導(dǎo)阻力 由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對(duì)氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力。 ● 下洗速度沿翼展分布 不同平面形狀的機(jī)翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。在這里， 能量發(fā)生了轉(zhuǎn)化 由動(dòng)能變?yōu)闊崮堋? 臨界馬赫數(shù) 上翼面 ?流管收縮 ?局部流速加快 ， 大于遠(yuǎn)前方來(lái)流速度 局部流速的加快 ? 局部溫度降低 ?局部音速下降 當(dāng)翼型上最大速度點(diǎn)的速度增加到等于當(dāng)?shù)匾羲贂r(shí)，遠(yuǎn)前方來(lái)流速度 v∞ 就叫做此翼型的臨界速度（對(duì)應(yīng)臨界 馬赫數(shù)） 局部激波 當(dāng) M∞ Mcr以后，在翼型上表面等音速點(diǎn)后面，由于翼型表面的連續(xù)外凸，流管擴(kuò)張，空氣膨脹加速，出現(xiàn)局部超音速區(qū)。 跨音速面積律 1952年 . Whitb通過(guò) 風(fēng)洞 實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，當(dāng)飛行 馬赫 數(shù)接近于 1時(shí)，飛行器的零升波阻是飛行器橫截面積 (與飛行方向垂直的截面積 )分布的函數(shù)，而且近似地等于具有相同橫截面積分布的旋成體（稱為當(dāng)量旋成體）的零升波阻力。 B處高壓區(qū)形成氣流阻塞，使氣流開(kāi)始分離，產(chǎn)生旋渦， 能量消耗 ? 和飛機(jī)不同部件之間的相對(duì)位置有關(guān) 阻力 5：激波阻力 屬于壓差阻力 波阻 能量的觀點(diǎn) 空氣通過(guò)激波時(shí)，受到 薄薄一層稠密空氣 的阻滯，使得氣流速度急驟降低，由阻滯產(chǎn)生的熱量來(lái)不及散布，于是加熱了空氣。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場(chǎng)會(huì)覆蓋整個(gè)飛機(jī)所處空間范圍。 三、阻力 ?摩擦阻力 ?壓差阻力 ?干擾阻力 ?誘導(dǎo)阻力 ?激波阻力 ● 阻力相關(guān)資料 典型飛機(jī)阻力構(gòu)成 阻力名稱 亞音速運(yùn)輸機(jī) 超音速戰(zhàn)斗機(jī) 單旋翼直升機(jī) 摩擦阻力 45% 23% 25% 誘導(dǎo)阻力 40% 29% 25% 干擾阻力 7% 6% 40% 激波阻力 3% 35% 5% 其他阻力 5% 7% 5% 阻力 1：摩擦阻力 ? 由空氣的粘性造成 ? 附面層 ( 層流附面層 紊流附面層 ) ? 層流流動(dòng)，摩擦阻力小 ； 紊流流動(dòng) ， 摩擦阻力大的多 盡量 使物體表面的流動(dòng)保持層流狀態(tài) 附面層 附面層（邊界層）控制問(wèn)題 阻力 2：壓差阻力 ? 運(yùn)動(dòng)著的物體前后所形成的壓強(qiáng)差所 產(chǎn)生 的 ? 同物體的迎風(fēng)面積、形狀和在氣流中的位置都有很大的關(guān)系 迎面阻力 ?摩擦阻力 和 壓差阻力 合起來(lái)叫做“ 迎面阻力 ”一個(gè)物體究竟哪種阻力占主要部分，主要取決于物體的 形狀 ?流線體 ，迎面阻力中主要是摩擦阻力 ?遠(yuǎn)離流線體的式樣，壓差阻力占主要部分，摩擦阻力則居次要位置，且總的迎面阻力也較大 機(jī)翼的三元效應(yīng) 上翼面壓強(qiáng)低，下翼面壓強(qiáng)高 壓差 漩渦 下洗 阻力 3：誘導(dǎo)阻力 ?翼尖渦使 流過(guò)機(jī)翼 的氣流向下 偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度（下洗） 。 A點(diǎn)，稱為駐點(diǎn) ，是正壓最大的點(diǎn)，位于 機(jī)翼前緣附近，該處氣流流速為零 。過(guò)此再增大迎角，升力系數(shù)反而開(kāi)始下降，這一現(xiàn)象稱為翼型的 失速 。 低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述 翼型繞流氣動(dòng)力系數(shù)隨迎角的變化曲線 一個(gè)翼型的氣動(dòng)特性，通常用曲線表示。規(guī)定使翼型抬頭為正、低頭為負(fù)。這些翼型成為 NACA翼型家族的鼻祖。 通常飛機(jī)設(shè)計(jì)要求，機(jī)翼和尾翼的盡可能升力大、阻力小。 機(jī)翼的幾何參數(shù) 幾何扭轉(zhuǎn)角：機(jī)翼上平行于對(duì)稱面的翼剖面的弦線相對(duì)于翼根翼剖面弦線的角度稱為機(jī)翼的幾何扭轉(zhuǎn)角 ；如右
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