機翼的幾何外形和氣動力和氣動力矩-資料下載頁
2024-08-25 02:06本頁面
【正文】 翼尖渦形成的進一步分析 注意旋轉方向 ● 翼尖渦的立體形態(tài) ● 翼尖渦的形態(tài) （ DownWash）和下洗角 由于兩個翼尖渦的存在，會導致在翼展范圍內出現(xiàn)一個向下的誘導速度場，稱為下洗。在亞音速范圍內，這下洗速度場會覆蓋整個飛機所處空間范圍。 ● 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 。 ● 下洗速度沿翼展分布 不同平面形狀的機翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。 ● 影響誘導阻力的因素 ?機翼平面形狀： 橢圓形機翼的誘導阻力最小。 ?展弦比越大 ，誘導阻力越小 ?升力越大，誘導阻力越大 ?平直飛行中， 誘導阻力與飛行速度平方成反比 ?翼梢小翼可以減小誘導阻力 低展弦比使翼尖渦變強，誘導阻力增加。 高展弦比使翼尖渦減弱，誘導阻力變小。 ● 展弦比對誘導阻力的影響 機翼展弦比倒數(shù) 誘導阻力系數(shù)減少的百分比 升力系數(shù)不變 ● 大展弦比飛機 ● 空速大小對誘導阻力大小的影響 阻力 誘導阻力 空速 空速小，下洗角大，誘導阻力大 空速大，下洗角小，誘導阻力小 ● 翼梢小翼 ● 翼梢小翼可以減小誘導阻力 ● 翼梢小翼可以減小誘導阻力 翼梢小翼改變了機翼沿展向分布的翼載荷。 阻力 4：干擾阻力 ? 氣流流過翼 身連接處，由于部件形狀的關系，形成了一個氣流的通道。 B處高壓區(qū)形成氣流阻塞，使氣流開始分離，產(chǎn)生旋渦， 能量消耗 ? 和飛機不同部件之間的相對位置有關 阻力 5：激波阻力 屬于壓差阻力 波阻 能量的觀點 空氣通過激波時，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)生的熱量來不及散布，于是加熱了空氣。加熱所需的能量由消耗的動能而來。在這里， 能量發(fā)生了轉化 由動能變?yōu)闊崮?。動能的消耗表示產(chǎn)生了一種特別的阻力。這一阻力由于隨激波的形成而來，所以就叫做 波阻 激波前后氣流物理參數(shù)的變化 機翼上壓強分布的觀點 亞音速， 最大稀薄度靠前，壓強分布沿著與飛行相反的方向上的合力，不是很大，即阻力不是很大。 超音速情況下， 最大稀薄度向后遠遠地移動到尾部，而且向后傾斜得很厲害，同時它的絕對值也有增加。因此，如果再考慮機翼頭部壓強的升高，那么壓強分布沿與飛行相反方向的合力，急劇增大，使得整個機翼的總阻力相應有很大的增加。這附加部分的阻力就是波阻。 跨音速面積律 1952年 . Whitb通過 風洞 實驗發(fā)現(xiàn)，當飛行 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（稱為當量旋成體）的零升波阻力。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。 臨界馬赫數(shù) 上翼面 ?流管收縮 ?局部流速加快 ， 大于遠前方來流速度 局部流速的加快 ? 局部溫度降低 ?局部音速下降 當翼型上最大速度點的速度增加到等于當?shù)匾羲贂r，遠前方來流速度 v∞ 就叫做此翼型的臨界速度（對應臨界 馬赫數(shù)） 局部激波 當 M∞ Mcr以后，在翼型上表面等音速點后面，由于翼型表面的連續(xù)外凸，流管擴張，空氣膨脹加速，出現(xiàn)局部超音速區(qū)。 通常機翼上表面會首先達到當?shù)匾羲伲植考げㄊ紫瘸霈F(xiàn)在上翼面。隨著速度的增加，下翼面也會出現(xiàn)局部激波，而且當速度進一步增加時，機翼上下表面的局部激波還會向后移動，并且下翼面的局部激波的移動速度比上翼面的大，可能一直移到機翼后緣，同時激波的強度也將增大，激波阻力將增大。 阻力 ?摩擦阻力 ?壓差阻力 ?誘導阻力 ?干擾阻力 ?激波阻力 或 零升阻力 和 升致阻力 兩大類 飛機所受的阻力可以分為 總結 ?1. 飛機的幾何外形和幾何參數(shù) ? ?、下洗、壓力中心的概念
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