后掠翼的空氣動力特性一-文庫吧資料
2025-05-20 19:26本頁面
【正文】 )。因為當(dāng)后掠翼出現(xiàn)翼尖失速之后，翼尖部分的升力系數(shù)下降 (如 圖 3— 223曲線 2)，而機(jī)翼的中間部分尚未失速，升力系數(shù)仍按線性變化 (如圖 3223曲線 1)。參看 圖 3— 2—21，后掠角為 的后掠翼的最大升力系數(shù)比平直翼的減小了 20％，臨界迎角減小了 。故按后一迎角 計算，后掠翼的臨界迎角就比平直翼小。 后掠翼的最大升力系數(shù)和臨界迎角比平直翼小 ? 對于后掠翼而言，其有效分速與垂直于前緣的翼弦所構(gòu)成的迎角 ，總是大于相對氣流速度 C與順氣流方向的翼弦所構(gòu)成的迎角 的 (參看圖 3—2— 20)。 于是 ，翼尖上表面的后緣部分與最低壓強(qiáng)點之間的逆壓梯度增大 ， 這就增強(qiáng)了附面層內(nèi)空氣向前倒流的趨勢 ， 容易形成氣流分離 。 ? 這個壓力差促使附面層內(nèi)的空氣向翼尖方向流動 ，以致翼尖部分的附面層變厚 ， 動能損失較多 ， 容易產(chǎn)生氣流分離 。一方面，在機(jī)翼上表面的翼根部分，因翼根效應(yīng)，平均吸力較?。辉跈C(jī)翼上表面的翼尖部分，因翼尖效應(yīng)，平均吸力較大。這是由于展弦比減小時，翼尖渦流對機(jī)翼上、下表面的均壓作用增強(qiáng)的緣故。 由圖看出，當(dāng)展弦比一定時，后掠角增大，升力系數(shù)斜率減小。由圖看出，同一迎角下，后掠翼的升力系數(shù)比平直翼的小。 ? 對于有限翼展后掠翼，除翼根和翼尖部分與無限翼展的有較大差別外，其余部分則是十分接近的，所以 ,將上述的關(guān)系式用來定性地分析后掠角對機(jī)翼空氣動力特性的影響 , 是有實際意義的。 xddCyxdxCydddCyCnnc os)c os()c os(22????? ???后后xCC yy c o s?? ?后yC xC?yC后yC后xC 后?yC? 顯然，當(dāng)無限翼展后掠翼的 、 、 翼型及飛行高度與無限翼展平直翼的都相同時，后掠翼的 、 、 都比平直翼的小。將 除以 ，得 ? 所以 ? 當(dāng)仰角不大時，上式可改寫為 C? nCn?bh??sinnbhn ??s innbC nC?sin2sin a??? c o ss i ns i n n???? c o sn???? c oss i ns i n2 bb n?? 根據(jù)上述可求得后掠翼升力系數(shù)斜率與平直翼升力系數(shù)斜率的關(guān)系是 ? 所以 ? 根據(jù)上式，可由無限翼晨平直翼的升力系數(shù) 、阻力系數(shù) ,升力系數(shù)斜率 求得無限翼展后掠翼的升力系數(shù) 。由 圖 3220可見 ? 式中 h為前緣比后緣高出量。 121121 22 ??????? nnyny bCCbCC ?? 直后?2c o s?? 直后 yy CC?c o s?? 直后 yCX后XnXnC 直X ? 所以 ? 式中 分別為后掠翼和平直翼的阻力系數(shù)。后掠翼的阻力系數(shù)也比平直翼的小。 nC）（ ?? 由前面分析可知后掠冪靜空氣動力特性只取決于垂直分速，而與平行分速無關(guān)。若將此機(jī)翼向后傾斜一個角度 ，見 圖 3— 2— 18b，則氣流在斜置機(jī)翼表面流動情況與前面分析后掠翼的流動情況一樣。這兩點是分析后掠翼亞音速空氣動力特性的基本依據(jù)。后掠翼沿展向各剖面的升力系數(shù)分布如 圖 3— 2
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