后掠翼的空气动力特性(一)
飞机机翼翼型解析

飞机机翼翼型解析近日,网上有传我国J-20战斗机改装前掠翼版,并且配有想象图,象机翼“前掠”、“后掠”等名词,如果不配图,很多菜鸟级军迷可能还不知道是什么个翼型。
现在,我想从固定翼飞机和直升机两个方面来对各种机翼进行简单剖析。
一、固定翼飞机翼型。
1、固定翼飞机机翼大布局分为:常规布局、大三角翼布局、鸭翼布局。
常规布局就是我们常见的飞机,是目前世界上应用最广泛的一种翼型。
常规布局飞机的特点是前翼大、后翼小,机尾有尾垂,这些都是最基本的。
常规布局仍存在一些看起来不一样的地方飞是尾垂仍有几个式样,如:大型客机和运输机尾垂顶部有小翼,现代三代、四代战斗机多采用双尾垂,而二代以前的战斗机几乎都是单尾垂的。
很多大型飞机主翼稍部都有一个小的上翘,称为翼稍小翼;之所以做这个小翼是因为设计师们发现,飞机尖细的翼稍高速划过空气时会剧烈撕裂空气并形成紊流,而紊流对飞机的升力和高速性都造成了明显的不利影响,如果消除这样的紊流将对减小飞机的燃料消耗起到很大作用,所以现有多大型飞机都设有小翼,而战斗机之所以很少有翼稍小翼是因为小翼对飞机来说本身是一个增重,大型飞机由于自身重量大对这样小的增重不太敏感,而战斗机起飞垂量低,对超重非常敏感,设计翼稍小翼给战斗机带来的好处和飞机增重带来的小利影响基本持平或者大于收益,所以战斗机飞不再设翼稍小翼了。
现代很多战斗机翼尖可挂格斗导弹,如SU-27、J-15、F-16等等,当这些飞机翼尖不挂导弹时从减轻飞机重量来考虑应该拆掉翼稍挂架,但很多飞行中的战斗机并不拆除这一对挂架,主要原因就是这对挂架虽然会增加飞机自重,但在飞行时却起到翼稍小翼的作用,两相抵消后虽然没有多大增益但增重后对飞行的影响也不大,不拆除挂架还减少了一些维护费,所以很多战斗机平时也保留了这对挂架。
部分中型运输机改装的特种机尾翼两侧加了两到四块垂直方向安装的小板称为“端板”,端板的作用主要是增强飞机飞行的气动性,如美军E-2预警机为了方便地放进机库而降低了垂尾高度,而垂尾的一个重要作用就是平飞是改变飞行方向,垂尾降低后飞行转向性能变差了,为了弥补这个据点,增加垂尾是很普遍的方法,E-2预警机在增加垂尾后可以在降低垂尾高度的同时维持了飞机转向性能。
飞行原理课后简答题

什么是国际标准大气?所谓国际标准大气ISA,就是人为地规定大气温度、密度、气压等随高度变化的关系,得出统一的数据,作为计算和试验飞机的统一标准,以便比较。
空气温度:t=288.15k、15C 大气压强:p=101325N/m2=29.92incHg=1013mbar 叙述升力产生的原因空气之间的相互粘滞或牵扯的特性,就是空气的粘性。
空气分子的不规则运动,是造成空气粘性的主要原因。
相邻两层空气之间有相对运动时,会产生相互牵扯的作用力,这种作用力叫做空气的粘性力,或称空气的内摩擦力。
因为粘性的存在才使气流沿弯曲翼面流动。
当空气沿机翼表面积弯曲时,会试图与上层气流分离。
但是,由于形成真空会遇到很强的阻力,因此分离过程会降低气压并是相邻的上层气流弯曲。
气压的降低以因素传播,导致大量空气在机翼周围弯曲。
这就是机翼上表面产生低压的原因,也是机翼后缘产生下洗的原因。
空气弯曲导致了机翼上表面的压力降低,由于伯努利效应,压力降低导致气流加速,机翼上表面气流加速是压力降低的结果而不是其原因,翼表面压力差是产生升力的原因。
后缘襟翼分哪几种?各有什么特点?增升效果如何?A. 分裂襟翼、简单襟翼、富勒襟翼、开缝襟翼、双开缝襟翼B. 机翼的上表面没有移动,而下表面向下移动。
提高升力时也会产生很大的压差阻力,有助于提高低速时的升力,并使俯冲时的飞机减速C. 简单的铰接在机翼内侧最后20%左右的位置,襟翼展开的最初20 °内,他能提高升力,并且低速时阻力会增加的很多,当襟翼的展开角度超过20 °,压差阻力急剧增加,而升力增加很少或没有增加D. 不但能改变翼型的后缘形状,而且能向后移动。
结果是既增加了弯度,又增加了机翼面积。
更大的机翼能偏转更多的气流,增加的弯度能增大下洗气流速度E. 开缝襟翼既向下也想后伸展,如福勒襟翼一样,再加上襟翼和机翼之间的缝隙也被充分利用,级以上表面边界层内流过的气流损失了大量的动能,这样,当气流到达襟翼上时,有可能发生分离并导致失速。
第二章 空气动力学

2.1.3 流场、 定常流和非定常流
➢ 流场:流体流动所占据的空间称为流场。 ➢ 流场的选取可根据研究的需要进行确定。可大可小。
非定常流与定常流
➢ 非定常流与非定常流场:
在流场中的任何一点处,如果流体微团流过时的流动参 数——速度、压力、温度、密度等随时间变化,这种流动 就称为非定常流,这种流场被称为非定常流场。
的地方, 却流得比较快。 夏天乘凉时, 我们总喜欢坐在两座房屋之间的过道中, 因
为那里常有“ 穿堂风”。 在山区你可以看到山谷中的风经常比平原开阔的地方来得
大。
连续方程
质量守恒定律
➢ 质量守恒定律是自然界基本的定律之一, 它说明物质既不 会消失, 也不会凭空增加。
➢ 应用在流体的流动上: 在定常流动中,当流体低速、稳 定、连续不断地流动时, 流进任何一个截面的流体质量
➢ 只要相对气流速度相同 , 产生的空气动力也就相等。
(非定常流动转换为定常流动)
风洞实验
➢ 将飞机的飞行转换为空气的流动 ,使空气动力问题的研 究大大简化。
➢ 风洞实验就是根据这个原理建立起来的。
风洞应用
相对气流方向的判定
➢ 相对气流的方向与飞机运动的方向相反 。
平飞时:
相对气流方向 飞行速度方向
➢ 对于不可压缩的、理想的流体( 没有粘性) 表示为:
p1v2
2
p0
常数
静压
动压
总压
➢ 静压:单位体积流体具有的压力能。在静止的空气中, 静压等于大气压力。 ➢ 动压:单位体积流体具有的功能。 ➢ 总压:静压和动压之和。
p1v2
2
p0
常数
➢ 上式即为:不可压缩的、理想的流体( 没有粘性) 的伯努利 方程。
空气动力学01第1章绪论及基础知识-航院

教材:1.2.3.4.参考书:空气与气体动力学的任务、研究方法及发展流体静力学水力学理论流体动力学润滑理论基本任务:航空、航天、天气预报、船舶、体育运动、22v p constρ+=理想不可压流体伯努利方程空气流过飞行器外部时运动规律y L V ρ∞∞=Γ库塔儒可夫-儒科夫斯基定理假设实际黏性附面层旋涡/涡量Stokes 定理ndA Ω⋅=Γ∫y 翼梢小翼下洗速度诱导阻力有效迎角↓下洗角翼尖尾涡升力↓当地升力等效来流来流实际升力尾涡后掠机翼平直机翼n V 是产生升力/激波的有效速度后掠翼可提高产生激波的Ma cr边条涡边条翼:下表面压力>上表面压力气流旋转涡旋转涡心p 低而V 高流经部位压力低注入机翼表面气流能量推迟分离激波1V a >21V V <()120sh D mV V =−> 激波阻力7发动机气体动力学y 压气机/风扇:气体增压涡轮:气体膨胀8y 音障/音爆/音爆云正激波及阻力弱压缩波斜激波y 音障楔型体超音速运动激波及激波阻力阻力系数↑消耗3/4功率y 活塞发动机高速时螺旋桨效率低、桨尖易产生激波⇒喷气发动机y 降低波阻的超音速气动布局如后掠翼、面积率→蜂腰机身等y 音爆激波面上声学能量高度集中,这些能量让人感受到短暂而极其强烈的爆炸声。
超音速低压气流局部正激波斜激波局部亚音气流超音/亚音气流超音速气流膨胀加速压缩减速尾激波压缩减速y 音爆云激波后气体急剧膨胀降压降温潮湿天气气温低于露点水汽凝结水珠云雾y 亚燃冲压发动机进气道及扩压段斜激波及正激波拉伐尔喷管气流增压至亚音速燃烧室燃烧气流超音速喷出推力超燃冲压发动机进气道/斜激波气流增压且超音速气流超音速喷出航天空气动力学y 可压缩性黏性摩擦生热气流带走加热飞行器表面Ma=2⇒温度≈120侦察机Ma=3⇒温度y 热障结构强度↓刚度↓热能热辐射热传导气动热力学常温常压2000K<T<4000K 9000K<T 分子密度低11空气y 扑动速度均匀来流合速度合力升力推力机动性强举升/推进/悬停/快速变向等动作集于一个扑翼系统大升力利用非定常机制,其升力远高于常规飞行器,能够在低雷诺数条件下飞行。
现代飞机常见气动外形特点及发展

摘要我们看到任何一架飞机,首先注意到的就是气动布局。
飞机外形构造和大部件的布局与飞机的动态特性及所受到的空气动力密切相关。
关系到飞机的飞行特征及性能。
故将飞机外部总体形态布局与位置安排称作气动布局。
简单地说,气动布局就是指飞机的各翼面,如主翼、尾翼等是如何放置的,气动布局主要决定飞机的机动性,至于发动机、座舱以及武器等放在哪里的问题,则笼统地称为飞机的总体布局。
飞机的设计任务不同,机动性要求也不一样,这必然导致气动布局形态各异。
现代作战飞机的气动外形有很多种,平直机翼布局、后掠翼布局、变后掠翼布局、无尾翼布局、鸭式布局、三翼面布局、前掠翼布局等。
而以巡航姿态为主的运输机等大型飞机,其气动布局就相对比较单一,主要以常规布局为主关键词:翼型;尾翼;气动外形;空气动力目录引言 (1)一、现代飞机常见气动外形 (2)(一)作战飞机气动外形 (2)(二)非作战飞机气动外形 (7)二、国内飞机常见气动外形 (7)(一)作战飞机气动外形 (7)(二)非作战飞机气动外形 (9)三、飞机气动外形发展 (11)(一)作战飞机气动外形的发展 (11)(二)非作战飞机气动外形的发展 (11)四、我国大飞机气动布局设计的发展建议 (15)致谢 (17)参考文献 (18)引言自从莱特兄弟发明第一架飞机以来,航空科技一直伴随着科技革命的推进迅速发展,由于该行业属于技术密集型,因此也使得航空科技一直云集着该时代最先进的科技成果,和众多的行业精英。
因此航空技术往往代表着一个时代的科技水平,也促进和引领着科技进步。
而一个时代的航空科技水平则主要体现在该时期的航空器上,飞机作为数量最多、最为常见的航空器,当然代表着一个时代航空科技的水平。
而一个时代飞机的技术水准,则直观的体现在飞机的气动外形上。
从飞机的气动外形我们就可以看出:这个时代航空科技的总体水平,这个时代的设计理念,甚至这个时代的军事政治战略格局等等。
因此,研究飞机的气动外形及其发展,对于我们学习航空科技进而了解世界科技、历史、军事、政治等方面知识有着深远的意义。
空气动力学与飞行力学复习题10

】《空气动力学与飞行力学》复习题一、选择题1.连续介质假设意味着。
(A) 流体分子互相紧连 (B) 流体的物理量是连续函数(C) 流体分子间有间隙 (D) 流体不可压缩2.温度升高时,空气的粘度。
(A) 变小(B)变大 (C) 不变3.水的体积弹性模量空气的体积弹性模量。
((A) < (B)近似等于 (C) >8.的流体称为理想流体。
(A) 速度很小(B)速度很大 (C) 忽略粘性力(D)密度不变9.的流体称为不可压缩流体。
(A) 速度很小(B)速度很大 (C) 忽略粘性力(D)密度不变10.静止流体的点压强值与无关。
(A) 位置(B)方向 (C) 流体种类(D)重力加速度11.油的密度为800kg/m3,油处于静止状态,油面与大气接触,则油面下处的表压强为kPa。
—(A) (B) (C) (D)12.在定常管流中,如果两个截面的直径比为d1/d2= 3,则这两个截面上的速度之比V1/ V2 = 。
(A) 3 (B)1/3 (C) 9 (D)1/913.流量为Q,速度为V的射流冲击一块与流向垂直的平板,则平板受到的冲击力为。
(A) QV (B)QV2(C) ρQV (D)ρQV214.圆管流动中,层流的临界雷诺数等于。
(A) 2320 (B)400 (C) 1200 (D)5000015.超音速气流在收缩管道中作运动。
>(A) 加速(B)减速 (C) 等速16.速度势只存在于(A) 不可压缩流体的流动中(B)可压缩流体的定常流动中(C) 无旋流动中(D)二维流动中17.流函数存在于(B) 不可压缩流体的平面流动中(B)可压缩流体的平面流动中(C) 不可压缩流体的轴对称流动中(D)任意二维流动中18.水的粘性随温度升高而,A . 增大; B. 减小; C. 不变。
19.气体的粘性随温度的升高而A. 增大;B. 减小;C. 不变。
20.理想流体的特征是A. 粘度是常数;B. 不可压缩;C. 无粘性; D. 符合pV=RT。
平直翼飞机的机翼,为什么要设计成上翘的?

平直翼飞机的机翼,为什么要设计成上翘的?⽇常⽣活中,飞机是最常见的交通⼯具之⼀。
如果仔细留意,就会发现我们乘坐的飞机,⼀般有两种外观。
⼀种是后掠翼飞机,即机翼前、后缘向后伸展(后掠)的飞机,其机翼有上翘的,也有下垂的。
后掠翼可提⾼飞机的飞⾏速度并能突破⾳障,它主要⽤⼀种是后掠翼飞机,于超声速飞机设计。
ARJ21型⽀线客机、C919⼤型客机都属于后掠翼飞机。
ARJ21型⽀线客机C919⼤型客机另⼀种是平直翼飞机,即机翼1/4弦线和机⾝对称⾯垂直的飞机。
平直翼主要⽤于低速或亚声速飞机设计。
英国的S.E.5、美国的P-51“野马”、我国的初教另⼀种是平直翼飞机六和运五都属于平直翼飞机。
英国:S.E.5a战⽃机美国:P-51A野马中国:初教六中国:运五不过,仔细观察这些平直翼布局的飞机就会发现,它们的机翼都是向上翘的。
明明后掠翼飞机的机翼可上翘可下垂,为什么平直翼布局飞机的机翼⾮要上翘?要明⽩这个问题,就得知道什么是飞机的横向稳定性,以及影响飞机横向稳定性的因素。
沿飞机机体坐标系的纵轴的稳定性称为飞机的横向稳定性(侧滚稳定性、上反效应)。
当⼀边的机翼⽐另⼀边机翼低时,可以帮助稳定侧⾯倾斜或者侧滚上反⾓、后掠⾓和龙⾻效应。
效果。
有三个主要因素影响飞机的横向稳定,即上反⾓、后掠⾓和龙⾻效应。
1. 上反⾓产⽣飞机横向稳定性的最通常做法是构造机翼上反⾓,即飞机每⼀边的机翼和机⾝形成⼀个窄的“V”字型,机翼相对于机⾝上翘。
上反⾓⽤机翼平⾯与横轴之间的⾓度来度量,通常⼤⼩为1~3度。
当然,横向稳定性的基础是机翼产⽣⼒的横向平衡。
升⼒的任何不平衡都会导致飞机产⽣绕纵轴侧滚的趋势。
如果短暂的阵风使得飞机的⼀侧机翼上升,另⼀侧机翼降低,飞机就会倾斜。
当飞机不是转弯的倾斜时,它会侧滑或者朝机翼较低的侧⾯下滑,如下图所⽰。
上反⾓对横向稳定性的作⽤因为有上反⾓,空⽓冲击较低⼀侧的机翼的迎⾓⽐较⾼⼀侧的机翼⼤得多。
如下图所⽰。
这样,较低⼀侧的机翼的升⼒就增加,较⾼⼀侧的机翼升⼒就降低,飞机趋于恢复到最初的横向平衡状态(机翼⽔平)——即两个机翼的迎⾓和升⼒⼜⼀次相等。
民航飞行签派员考试:飞行原理题库五

民航飞行签派员考试:飞行原理题库五1、单选飞机总阻力最小的速度,提供().A.最短下滑距离B.最大升力C.最小下滑角D.最大续航时间正确答案:C2、单选飞行扰流板的作用是().A.增加机翼的弧度(江南博哥)B.减小升力C.以大迎角将气流直接通过翼尖正确答案:B3、单选闭油门,用()速度下滑,下降一定高度时间最()。
A.经济,长B.经济,短C.有利,长D.有利,短正确答案:A4、问答题说明流线、流管、流线谱的特点。
正确答案:流线的特点:该曲线上每一点的流体微团速度与曲线在该点的切线重合。
流线每点上的流体微团只有一个运动方向。
流线不可能相交,不可能分叉。
流管的特点:流管表面是由流线所围成,因此流体不能穿出或穿入流管表面。
这样,流管好像刚体管壁一样把流体运动局限在流管之内或流管之外。
流线谱的特点:流线谱的形状与流动速度无关。
物体形状不同,空气流过物体的流线谱不同。
物体与相对气流的相对位置(迎角)不同,空气流过物体的流线谱不同。
气流受阻,流管扩张变粗,气流流过物体外凸处或受挤压,流管收缩变细。
气流流过物体时,在物体的后部都要形成涡流区。
5、单选飞机在控制操纵后将继续回到原来的位置,则表明飞机具有().A.正动稳定性B.正静稳定性C.中立的动稳定性正确答案:B6、单选航空器失速是指()。
A.飞机超过临界迎角以后,升力降低,阻力急剧增大而不能保持正常飞行的状态B.飞机操纵动作粗鲁,拉杆过猛过快造成飞行状态C.高速航空器在飞行中,当航空器迎角达到临界迎角以前,航空器会发生严重的抖动现象损坏航空器D.A、B和C正确答案:A7、单选跨音速飞行通常发生在什么马赫数范围内?()A.0.5~0.75B.0.75~1.20C.1.20~2.50正确答案:B8、单选飞机的重心位置偏左,在().A.巡航飞行时驾驶盘可能向左,也可能向右压盘来维持横向平衡B.巡航飞行时驾驶盘必须向左压盘以维持横向平衡C.巡航飞行时驾驶盘必须向右压盘以维持横向平衡D.以上都不对正确答案:C9、单选下列哪一项属于主飞行操纵?()A.缝翼B.升降舵C.背鳍正确答案:B10、单选飞机相对气流的方向().A.平行于机翼翼弦,与飞行速度反向B.平行于飞机纵轴,与飞行速度反向C.平行于飞行速度,与飞行速度反向D.平行于地平线正确答案:C11、单选飞机在左转弯过程中,转弯侧滑仪中的小球向右偏转,则飞机出现().A.内侧滑B.外侧滑C.左侧滑D.右侧滑正确答案:B12、问答题说明指示空速与真速的区别和关系。
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二、后掠翼的跨音速空气动力特性
•
(一)后掠翼的临界M数
•
空气流过后掠翼,其速度和压力的变化主要取决于
垂直分速 Cn 的大小。后掠翼的临界M数,指的是当机
翼上表面最大局部垂直分速达到该点的局部音速时,
飞行速度与飞机所在高度音速的比值。与平直翼相比,
后掠翼的有效分速总是小于飞行速度(即相对气流速度) 的,所以,尽管飞行速度已增大到平直翼的临界速度;
机翼上、下表面的均压作用增强的缘故。
(四)后掠翼在大迎角下的失速特性
•
1、翼尖先失速
•
翼尖先失速的原因,有两方面。一方面,在
机翼上表面的翼根部分,因翼根效应,平均吸力
较小;在机翼上表面的翼尖部分,因翼尖效应,
平均吸力较大。于是,沿翼展方向,从翼根到翼
尖存在压力差。
• 这个压力差促使附面层内的空气向翼尖方向流动, 以致翼尖部分的附面层变厚,动能损失较多,容 易产生气流分离。另一方面,由于翼尖效应,在 翼尖部分的上表面前段,流管变细,吸力增大; 而在上表面后段,流管变粗,吸力减小。于是, 翼尖上表面的后缘部分与最低压强点之间的逆压 梯度增大,这就增强了附面层内空气向前倒流的 趋势,容易形成气流分离。由于上述两方面原因, 当迎角增大到一定程度,机翼上表面的翼尖部分 首先产生气流分离,形成翼尖先失速。
翼小。当后掠翼达到临界迎角时,其最大升力系 数就小于平直翼的最大升力系数。参看图3—2—
21,后掠角为35 的后掠翼的最大升力系数比平直 翼的减小了20%,临界迎角减小了3。
• 后掠翼在临界迎角附近,升力系数变化比平直翼缓和。 因为当后掠翼出现翼尖失速之后,翼尖部分的升力系数 下降(如图3—2-23曲线2),而机翼的中间部分尚未失速, 升力系数仍按线性变化(如图3-2-23曲线1)。机翼的失速 范围较小,未失速的范围较大。失速区升力系数减小是 矛盾的次要方面,而未失速区升力系数增大是矛盾的主 要方面,整个机翼的升力系数还是增加的,但已不能按 线性增加了(如图3—2—23曲线3)。迎角再增大,失速 范围扩大,未失速范围缩小,所以升力系数斜率逐渐减 小。当迎角增至某一迎角(临界迎角)时,升力系数达到 最大;再增大迎角,由于机翼的大部分已失速,失速区 升力系数降低已上升为矛盾的主要方面,于是,升力系 数开始下降。由于翼根仍有小部分地区尚未失速,所以, 升力系数的降低并不剧烈。后掠翼与平直翼比较,在临 界迎角附近,后掠翼的升力系数变化较缓和。
Cn 方向翼剖面的弦
sin bn cos
• 所以
sin 2 b
sin sin n cos
• 当仰角不大时,上式可改写为
n cos
• 根据上述可求得后掠翼升力系数斜率与平直翼升
力系数斜率的关系是
C 后
dCy后
d
d (Cy cos2
d ( n cos2
空气动力特性的基本依据。
(三)后掠翼的亚音速升力阻力特性
•
设有一无限展长的平直翼,空气以速度
C
流
n
过机翼,如图3—2—18a所示。若将此机翼向后
倾斜一个角度(),见图3—2—18b,则气流在
斜置机翼表面流动情况与前面分析后掠翼的流动
情况一样。下面来分析平直翼与后掠翼的空气动
力系数的关系。
•
由前面分析可知后掠幂静空气动力特性只取
后掠翼的空气动力特性(一)
介绍后掠翼的亚音速 跨音速空气动力特性
后掠翼的亚音速 跨音速空气动力特性
后掠翼的亚音速和跨音速空气动力特性
2/54
§2—2 后掠翼的空气动力特性
目前高速飞机很多都是后掠翼。后掠翼与平直翼不 同,其前缘与机体横轴并不平行,而具有大约 30~60°的前缘后掠角。其气动特性也具有不同于 平直翼的特点,下面从亚音速、跨音速和超音速三 个方面讨论后掠翼的空气动力特性。
向的压强分布发生变化。
可见,只有气流垂直分速 Cn 才对机翼压强分布起决 定性影响,所以,把垂直分速 Cn 称为有效分速。机 翼后掠角越大,则有效分速Cn 越小,机翼上下表面 各处的有效分速也越大;反之,机翼后掠角越大,
则有效分速 Cn 越小,机翼上下表面各处的有效分速 也越小。
空气流过后掠翼,既然平行分速 Ct 基本不变,
一、后掠翼的亚音速空气动力特性
(一)空气流过后掠翼的情形
空气由前向后流过后掠翼,其流速C同机翼 前缘不垂直,可以分解成两个分速。一个是与前
缘垂直的垂直分速
C
,另一个是与前缘平行的平
n
行分速 Ct 。如图3—2—14所示。垂直分速 Cn 。
和平行分速 Ct ,同前缘后掠角的关系是:
Cn C cos
气流以 Cn 流过平直翼时的阻力 X 直 。
• 所以 X 后
2
A
C x直
1 2
Cn2
A
cos
• 式中 CX后 , CX直分别为后掠翼和平直翼的阻力系 数。因为
• 所以
Cn C cos X
C X后
1 2
C
2
A
C X直
1 2
C
的翼的C y亚后、音Cx速后 空、C气ya后动都力比特平性直不翼如的乎小直。翼因的此好,。后掠
• 对于有限翼展后掠翼,除翼根和翼尖部分与无 限翼展的有较大差别外,其余部分则是十分接近 的,所以,将上述的关系式用来定性地分析后掠角 对机翼空气动力特性的影响, 是有实际意义的。
•
图3-2-21为一后掠角 35 的后掠翼和相同
决于垂直分速,而与平行分速无关。这样在相同
迎角下,后掠翼要产生与平直翼的同等空气动力,
必须是
Y
C y后
1 2
C 2
bn
1
C y直
1 2
Cn2
bn
1
• 式中 C y后——后掠翼升力系数
•
C
——平直翼升力系数
y直
而
Cn C cos
•
所以
C y后
1 C 2
2
bn
x) x)
dCy
d n
c os x
•
所以
C
y
后
C
y
cos
x
• 根据上式,可由无限翼晨平直翼的升力系
数翼展C后y 、掠阻翼力的系升数力C系x数,升C力x后系。数阻斜力率系C数y 求C得y 后,无升限
力系数率C y后 。
• 显行然高,度当 与无 无限 限翼翼展展后平掠直翼翼的的都 n相、同C时n、,bn后翼掠型翼及飞
3、现代后掠翼飞机延缓翼尖失速的措施
•
后掠翼翼尖先失速,对后掠翼飞机大迎角下
的安定性产生不利影响。为了弥补这一点,现代
后掠翼,常采取一系列措施延缓翼尖失速。主要
措施有如下。
•
(1)机翼几何扭转。各剖面的翼弦设置不在同
一平面上,各剖面迎角也就不相同。如果翼尖剖
面的迎角小于其它部位的迎角,也就不致于过早
速又逐渐加 快 (CnC CnB,)平行分速仍保持不
变(CtA CtB ),所以,局部流速不仅逐渐加快,而
且方向也从翼尖转向翼根。以后,又因有效分速逐
渐减慢,气流方向转向原来方向。于是,整个流线 呈“S”形弯曲,如图3—2—15b所示。
(二)后掠翼的翼根效应和翼尖效应
• 空气流过后掠翼,由于流线左右偏斜,会影 响机翼的压强分布,从而出现所谓“翼根效应” 和“翼尖效应”。
1 C y直
1 2
Cn2
bn
1
Cy后 Cy直 cos2
• 从上式可以看出后掠翼升力系数比平直翼的小。 后掠翼的阻力系数也比平直翼的小。
• 由图3-2—19看出
X 后 C y直 cos
式中 X 后 ——后掠翼阻力;
• X n ——由垂直分速引起的机翼翼型阻力,即
•由
C临界 C临界后 cos
翼根效应和翼尖效应引起沿翼弦方向的压强分布 发生变化,但上表面的前段变化较多。所以,翼根效 应使翼根部分的平均吸力减小,升力系数减小。翼尖 效应使翼尖部分的平均吸力增大,升力系数增大。后 掠翼沿展向各剖面的升力系数分布如图3—2—17所 示。
通过以上分析可以看出,造成后掠翼亚音速空气动 力特性不同于一般平直翼的基本原因有两条;一是 由于后掠翼的空气动力主要取决于有效分速,而有 效分速是小于气流速度的;二是由于空气流过后掠 翼,流线左右偏斜,形成翼根效应和翼尖效应,影 响后掠翼的压强分布。这两点是分析后掠翼亚音速
地发生翼尖失速。
•
(2)翼尖部分用失速迎角比较大的翼型。比如
适当增大翼尖部面的厚弦比,就有可能延缓翼尖
失速的发生。
• (3)机翼上表面按装翼刀。它实际是一种附面 层控制,可以阻止附面层气流的横向流动。有了 翼刀,附面层气流向翼尖方向流动时,受翼刀阻 挡,会引起翼刀内侧的附面层加厚,致使气流分 离现象先从翼刀内侧(到飞机重心的前后距离缩短) 开始,这就减轻了冀尖失速对俯仰安定性的响。
2、后掠翼的最大升力系数和临界迎角比平直翼小
• 对于后掠翼而言,其有效分速与垂直于前缘的翼
弦所构成的迎角 n ,总是大于相对气流速度C与
顺气流方向的翼弦所构成的迎角 的(参看图3—
2—20)。而当前一迎角 n增至与平直翼的临界迎
角同一大小时,后掠翼就开始出现气流分离。故
按后一迎角 计算,后掠翼的临界迎角就比平直
2
cos3x
A
CX后 CX直 cos3
• 对后掠翼通常取来流 C 与平行来流弦线的夹角为
仰角 ,取法向分速 Cn与法向剖面弦线的夹角