【正文】 算好；或者量的不準確、正負號沒有注意。根據算出來的數(shù)值，便可以在剛才畫好的垂直線上(離前緣30毫米的那一條)定下兩點：；另一點在翼弦下面。依此類推，作出其他的點，并通過所有這些點作出垂直翼弦的線(圖`}_4)0 按表中第二、三行的數(shù)值將上弧與下弧對應點的距離算出來。在這直線上量出翼弦的長度（圖24a） 對照表中第一行在翼弦上量出各點距離。將翼弦長度乘上表中的數(shù)據再除100，就可以得出所需要的實際長度。 二、翼型的畫法 有了翼型的座標數(shù)據，可以很方便地畫出任何弦長的翼型來。它以翼型前緣為原點，沿著翼弦按一定的間距在翼型上、下弧線上選出一些點，把這些點到翼弦的距離用翼弦長度的百分數(shù)來表示。有時候還在座標數(shù)據附近畫出這個翼型的外形，以便選用時能作直觀的比較。頭部太“鈍”，又會使阻力增大。為了便于比較，用占翼弦的百分數(shù)表示：翼型前緣半徑決定了其型頭部的“尖”或“鈍”。它在較小的迎角范圍內具有良好的性能，但如迎角稍有變化，就會使飛行性能驟然變壞。為了便于比較，通常也用占翼弦的百分數(shù)來表示： 翼型最大厚度位置對翼型上表面邊界層特性有很大影響，過分后移會使模型的安定性變壞。 翼型最大厚度位置或最大厚度相對位置XcXc是指翼型上弧線與下弧線之間最大內切圓圓心到翼型前緣點的距離。而且，在低雷諾數(shù)下，較厚的翼型容易保持層流邊界層。為了便于比較，可用相對于翼弦長度的百分數(shù)來表示，稱為最大相對厚度或簡稱相對厚度： 翼型相對厚度不僅影響模型機翼的強度和剛度，而且也影響翼型的性能。 翼型最大厚度C或最大相時厚度C 翼型上弧線與下弧線之間內切圓的最大直徑稱為翼型最大厚度C。 中弧線最高點位置Xf或Xf指中弧線最高點到翼型前緣的距離fr亦稱為弧位，通常也用它占翼弦長的百分數(shù)來表示： 中弧線最高點位置與翼型上表面邊界層的特性有很大關系。在一定范圍內，彎度愈大，升阻比愈大。 二、翼型的主要幾何參數(shù) 研究表明，翼型的性能與它的幾何外形有很大關系，而在構成翼型形狀的幾何參數(shù)中，對性能好壞起決定性作用的有下面幾項： 中弧線彎度f或翼型相時彎度f中弧線與翼型弦線之間的最大垂直距離稱為中弧線彎度，或翼型的最大彎度，簡稱翼型彎度f。用于模型飛機上的“特種翼型”，大多是航模愛好者為了提高飛行成績，依據空氣動力學原理進行探索性研究而設計的。但S形翼型本身的力矩特性就是安定的，所以可用在沒有水平尾翼的飛翼式等模型上。S形翼型——它的中弧線象是橫放的“S”圖22基本翼型 形。但能產生較大的升力，升阻比也較大。主要用作速度不太高的初級線操縱或遙控模型的機翼翼型，以及競時模型的水平尾翼翼型。中弧線的彎度要比雙凸翼型大。它主要用作線操縱競速模型及無線電遙控特技模型的翼型。 雙凸翼型——它的上、下弧線都是外凸的，但上弧線的彎度比下弧線大，所以中弧線是向上凸的。這種翼型的阻力系數(shù)比較小，但升阻比也小。中弧線是對翼型性能影響最大的一個幾何參數(shù)一、翼型類型雖然模型飛機所用翼型的外形千差萬別，但根據外形的特點一般可以分為六種（圖22）： 對稱翼型——它的中弧線是一根與翼型弦線重合的直線。中弧線是指翼型上、下弧線之間的內切圓圓心的連線。在制作模型時，為了便于測量，常常把與翼型下弧線最低兩點相切的直線來代替翼弦，并用來計算機(尾)翼的安裝角。通常是翼型前緣點與后緣點的連線。翼型各部分的名稱見圖21。第一節(jié) 翼型的幾何形狀及主要幾何參數(shù)翼型就是機翼或尾翼剖面的形狀。但主要矛盾仍然是空氣動力學問題。對于模型飛機來說，怎樣的機翼才是合乎理想的呢?總括起來應考慮如下幾個方面：在特定的飛行條件下，翼型的升力系數(shù)愈大愈好，阻力系數(shù)則愈小愈好，并有盡可能大的升阻比(升力系數(shù)和阻力系數(shù)的比值)；要有盡可能大的失速迎角，并且要有良好的失速特性； 要有足夠的厚度，以便能在較小的結構重量下保證機翼有足夠的強度和剛度；要易于制作，不易變形并便于修理。模型飛機飛行性能的好壞與機翼有很大的關系。這些都將在下一章詳細介紹。在講邊界層時曾經提到過，決定邊界層是層流還是紊流，除了雷諾數(shù)外，還與物體的表面光潔度，形狀、以及氣流本身紊亂程度有關。很多時候，只要把其弦稍為加長一點，使雷諾數(shù)正好比臨界雷諾數(shù)大，便可以使性能提高很多。最粗略的估計，厚度是翼弦8%的彎曲翼型的臨界雷諾數(shù)大約是50000左右。 機翼臨界雷諾數(shù)的大小與翼型的彎曲程度，厚度等有關，也與機翼上表面的粗糙程度、氣流的紊亂程度等有關。一般翼型資料所標明的不是臨界值而只是該資料試驗時的，這點千萬不要弄錯。 假如能夠根據各種翼型的臨界雷諾數(shù)來決定機翼翼弦的最小長度，以保證機翼在臨界雷諾數(shù)以上的條件下工作，這當然是很理想的辦法。例如說，用增大飛行速度的方法來提高雷諾數(shù)，會使模型飛機在較低升阻比下飛行，這對于競時模型飛機來說是很不利的。所以，應使模型飛機在大于的雷諾數(shù)下飛行，才能獲得良好的性能。這種現(xiàn)象是機翼上面的邊界層從層流轉變?yōu)槲闪魉鸬?。有人曾經做過這樣的試驗，把機翼的翼型放在風洞中測量它的升力和阻力，并求出它的升力系數(shù)和阻力系數(shù)。而真飛機的雷諾數(shù)高達數(shù)百萬，它的臨界迎角可達18 。～15176。模型飛機的機翼翼弦較短，飛行速度也不大，飛行雷諾數(shù)較低，所以機翼的臨界迎角與最大升力系數(shù)都比較低。圖115及隨雷諾數(shù)的變化 每種翼型的“可克服高度”都與某一個雷諾數(shù)相對應。 很顯然，為了減小氣流分離的影響，提高飛機的臨界迎角，希望盡可能增加“可克服高度”。 當機翼迎角進一步增大時，情況便不同了。當然，如果迎角不很大，“應克服高度”與“可克服高度”差別不大，那么邊界層內空氣質點向后流動不會很困難，只是在接近后緣的機翼上表面附近氣流才開始分離。176。如果不超過這個“可克服高度”，空氣質點具有足夠的動能來克服高、低壓的差值，所以不會出現(xiàn)邊界層圖114機翼表面的氣流分離分離。邊界層內空氣質點剛開始停止運動，并出現(xiàn)反流現(xiàn)象的那一點，稱為分離點。在這些氣流與機翼上表面之間，氣體一面打轉形成旋渦，一面向后流動，情況十分混亂。這樣流動的結果，使邊界層內最靠近機翼表面的那部分空氣質點在沒有到達后緣以前已經流不動了。當然在向后流動的過程中，邊界層內的空氣質點的流速將隨著氣流減速而開始減慢。對于靜止的氣體來說，這種流動是不可能的。過了機翼最高點以后，由于流速逐漸減慢，而靜壓逐漸增加。從機翼前緣附近一直到機翼最高點，靜壓逐漸降低，所以邊界層是從高壓流向低壓。迎角愈大，機翼上表面前后靜壓差也愈大。在流速最快的地方，即機翼最高點附近，靜壓最低，以后又開始增加，愈靠近后緣靜壓愈大，最后恢復到差不多等于機翼前面的靜壓。最后到了后緣，流速就應該和機翼前面的流速差不多。到了機翼的最高點，流速最快。 機翼失速是由于氣流分離而引起的。模型飛機出現(xiàn)失速的現(xiàn)象，比真飛機來得普遍。超過臨界迎角后，再增加迎角，升力反而急劇減少，出現(xiàn)失速現(xiàn)象。當迎角增加到一定程度時，升力便不再隨迎角增加而增大了。這里只能概略地提一下，使大家有一個初步概念，以便在設計或制作模型飛機時注意這個問題，并且在可能的條件下，盡量改善模型飛機各部件之間的配置，爭取把這種干擾影響減到最小。例如渦流干擾也可表現(xiàn)為壓力分布的變化。在飛機上任何兩個互相連接的部件(例如：機身與機翼，機身與尾翼等等)的接合處，不同部件的壓力分布會相互影響，從而影響到部件接合部位附近的流動狀態(tài)，嚴重的還會導致氣流分離。 壓力干擾 氣流流過物體時，在物體表面上會受到分布的空氣壓力，這種壓力分布與物體形狀密切相關。由于尾流與壓差阻力是密切相關的，所以這種干擾也可稱為阻力干擾。壓差阻力與物體后面的尾流區(qū)有關。由于渦流呈螺旋形，它對于后面那只大雁的影響恰恰與誘導阻力的作用相反，能夠產生助推的作用。 大雁編隊飛行就是利用有利干擾的一個例子。由于渦流干擾的干擾源是產生升力的物體，所以它可以認為是一種升力干擾；升力干擾一般表現(xiàn)為不利干擾，但有可能是有利干擾。 渦流干擾這是指能產生升力的物體(例如:機翼)對它后面部件的影響。在飛機上任何相鄰的部件之間，或者順著氣流流動方向一前一后安置的部件之間都會發(fā)生不同程度的部件干擾。前一種情況稱為不利于擾，干擾阻力是正值。一般情況下，整架飛機的阻力總要比各個部件阻力的總和來得大。它稱為部件干擾。 四、干擾阻力 如果在風洞中先分別測量出飛機各個主要部件的阻力，然后把這些部件裝配成飛機，再在風洞中測定整架飛機的阻力，這時會發(fā)現(xiàn)用整架飛機測得的阻力并不等于各個主要組成部件阻力的總和。 關于機翼上、下表面壓力差究竟是怎樣引起誘導阻力的，它與那些因素有關。它與升力同時產生，機翼升力愈大，這種阻力也愈大。于是在翼尖處形成了一股渦流，它改變了翼尖附近流經機翼的氣流的方向，引起了附加阻力。只要有升力就會有這種阻力。一般來說，對于流線型物體，如模型飛機的機身，所產生的阻力中，摩擦阻力占總阻力的大部分，而對于不流線型的物體，如平板、圓球等，壓差阻力在總阻力中占主要地位。必須指出，利用這個公式算出的阻力已經把摩擦阻力和壓差阻力都估計在內了。相同的物體，如果計算面積S的方法不同時(用橫截面面積或表面面積)阻力系數(shù)也會不同。列成公式是：式中——阻力（千克）；——空氣密度，在海平面標準情況下可用；——相對氣流的速度（米/秒）； ——物體最大橫截面面積或表面面積（）；——物體的阻力系數(shù)。計算物體阻力大小所采用的公式與計算升力的相類似。所以從減少壓差阻力的觀點看，邊界層最好是紊流的。圖112比較了圓球表面邊界層為層流和紊流時的流動情況。如果邊界層是層流的，邊界層內的空氣質點動能較小，受到影響后容易停留下來，這樣氣流就比較容易分離，尾流區(qū)的范圍就比較大，壓差阻力也就很大。氣流流過良好流線型物體所產生的阻力只有圓球阻力的五分之一左右。為飛機各部分選擇合適的外形是減少壓差阻力的主要方法。由于壓差阻力主要與物體形狀有關，所以也可稱為形狀阻力。圓球前后的壓力差便產生壓差阻力。這時在圓球后面的氣流形成尾流區(qū)。因為在這種情況下，流動的情況將如圖111（a）所示的那 圖111氣流渡過圓球的情況樣，圓球前后，上下的壓力分布分別相同，所以既沒有上下方向的壓力差——升力，也沒有前后方向的壓力差——壓差阻力。舉一個氣流流過圓球的例子。壓差阻力是由于物體與空氣相對運動時，物體前后存在壓力差所引起的。反之則小。浸潤面積的影響較為明顯。而對于機翼來說，則要根據具體情況加以分析了。對飛行雷諾數(shù)較小的模型飛機來講，在機翼表面形成紊流邊界層較為有利。但物體表面的光潔程度，還會直接影響物體表面的邊界層狀態(tài)。 對于模型飛機來說，物體表面光潔程度的影響比較復雜。此外，對機翼來說氣流分離也影響升力的大小。但是，這種認識對于模型飛機，特別是飛行速度較低的競時模型飛機來說卻是很片面的。另一方面，如果物體表面的邊界層是層流邊界層，空氣粘性所引起的摩擦阻力就比較??；如果物體表面的邊界層是紊流邊界層，空氣粘性所引起的摩擦阻力就比較大。 摩擦阻力的大小和粘性影響的大小、物體表面的光滑程度以及物體與空氣接觸面積(稱為浸潤面積)等因素有關。物體在空氣中運動或者空氣相對物體運動的情況也是這樣。 一、摩擦阻力 在日常生活中，我們都有這樣的體驗：當沿著地面推動一件物體時，如果地面很光滑，那么推動這件物體所需要的力就比較小；如果地面很粗糙，就要花很大的氣力去推動這個物體。因為，只要物體與空氣有相對運動，不管它會不會產生升力，卻總是會產生阻力。第五節(jié) 阻力 阻力也是一種空氣動力。迎角時不產生升力，升力系數(shù)就是0。如果翼型是上下對稱的，那就完全不同了。迎角下翼型駐點仍在翼型下表面，使上表面的氣流流得快，下表面的氣流流得慢，結果還是產生升力。為什么一般翼型在迎角是O176。飛機飛行時，如果迎角超過臨界迎角，便會因為升力突然減少以至下墜，這種情況稱為失速。升力系數(shù)達到最大值時的迎角稱為臨界迎角。當迎角加大到一圖110迎角與無升力迎角 定程度以后(圖19中的16176。(圖110）。迎角時不是零，而要到負迎角時才使升力系數(shù)為零。一般上、下不對稱的翼型在迎角等于0176。所謂迎角就是相對氣流與翼弦所成的角度(圖1一10)。從圖上可看到，曲線的橫座標代表迎角。當我們?yōu)闄C翼選用某種翼型后，想算出在一定迎角下產生多大升力，便要把有關這翼型的資料或曲線找出來，查出在這迎角下產生的升力系數(shù)，然后代入升力計算公式，把升力計算出來?？茖W工作者花費了很多功夫把各種各樣的翼型放在風洞中試驗，分別求出不同迎角時的升力系數(shù)來。機翼的翼型有千種以上，機翼的迎角也可以有許多變化，如果把這些因素都一一列入式中那就太麻煩了，所以通常是用一個數(shù)字即升力系數(shù)來代替。 機翼升力系數(shù)是用試驗方法測量出來的。計算機翼產生的升力大小，有助于設計機翼，所以還要另想辦法。 利用伯努利定理來解釋機翼為什么會產生升力是十分方便的。上、下表面的壓力差愈大，產生的升力也就愈大。根據伯努利定理：氣流流速大，靜壓使減少。所以它需要以更快的速度流過上表面，才能最后與流過下表面的那股氣流同時到達后緣點。對于上、下弧面不對稱的翼剖面來說，這個駐點通常是在翼剖面的下表面。在翼剖面前緣附近，氣流開始分成上、下兩股的那一點的氣流速度為零，靜壓達最大值。如果從機翼上單獨取出一個剖面(即所謂翼型，如圖17)放在煙風洞中觀察氣流流過它的情況，將會發(fā)現(xiàn)這樣的現(xiàn)象(見圖18)：從遠前方來的氣流到達翼剖面前緣后會分成上、下兩股，分別沿著機翼上、下表面流動，到后緣處又重新匯合，并平滑地向后流去。表11中是幾種典型物體的臨界雷諾數(shù)。 這種臨界雷諾數(shù)的大小，不僅與物體的形狀有關，也與物體表面的粗糙程度以及氣流的紊亂程度有關。如果空氣流過物體時的雷諾數(shù)超過臨界雷諾數(shù)，那么在物體表面的層流邊界層就有一部分開始轉變?yōu)槲闪鬟吔鐚?。舉例來說，如果在15℃時，一架模型飛機