【正文】 流去。 早期的風(fēng)洞 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展 與此同時，德國人奧托 當(dāng)上反角為負時，就變成了下反角 (Cathedral angle)。翼型最大厚度 tmax與弦長 c之比，稱為翼型的相對厚度 t/c或，并常用百分?jǐn)?shù)表示，即 弦長 前后緣點的連線稱為翼型的幾何弦。 翼型上下表面 y向高度中點的連線稱為翼型中弧線。 機翼的幾何參數(shù) 幾何扭轉(zhuǎn)角：機翼上平行于對稱面的翼剖面的弦線相對于翼根翼剖面弦線的角度稱為機翼的幾何扭轉(zhuǎn)角 ；如右圖所示。這些翼型成為 NACA翼型家族的鼻祖。 低速翼型的低速氣動特性概述 翼型繞流氣動力系數(shù)隨迎角的變化曲線 一個翼型的氣動特性，通常用曲線表示。 A點，稱為駐點 ，是正壓最大的點，位于 機翼前緣附近，該處氣流流速為零 。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場會覆蓋整個飛機所處空間范圍。 跨音速面積律 1952年 . Whitb通過 風(fēng)洞 實驗發(fā)現(xiàn)，當(dāng)飛行 馬赫 數(shù)接近于 1時，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。在這里， 能量發(fā)生了轉(zhuǎn)化 由動能變?yōu)闊崮堋? 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，在平行于相對氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機前進的力，這就是誘導(dǎo)阻力。 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 ， 方向沿速度方向 如圖是超音速以小迎角繞雙弧翼型的流動 當(dāng) α ＜ δ ，前緣上下均受壓縮，形成強度不同的斜激波； 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，由于在后緣處流動方向和壓強不一致，從而形成兩道斜激波，或一道斜激波一族膨脹波。 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。 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。 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(zhǔn)面和水平面的夾角，當(dāng)機翼有扭轉(zhuǎn)時，則是指扭轉(zhuǎn)軸和水平面的夾角。 ? 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。 如果中弧線是一條直線（與弦線合一），這個翼型是對稱翼型。若該翼剖面的局部迎角大于翼根翼剖面的迎角，則扭轉(zhuǎn)角為正。 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。有升力系數(shù)曲線，阻力系數(shù)曲線，力矩系數(shù)曲線。 ② 坐標(biāo)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。 ● 下洗角 下洗速度的存在，改變了