翼型和机翼的气动特性

升力特性随来流马赫数的变化
随着马赫数增大， 随着马赫数增大，下翼面也出现超音速区和激波且下翼面 激波要比上翼面激波更快地移至后缘， 激波要比上翼面激波更快地移至后缘，使下翼面压强降低 引起升力系数下降至C点 ，引起升力系数下降至 点。
升力特性随来流马赫数的变化
随着马赫数进一步增大，上翼面激波移到后缘， 随着马赫数进一步增大，上翼面激波移到后缘，边界层分 离点也后移，上翼面压强继续降低， 离点也后移，上翼面压强继续降低，使升力系数又重新回 升到D点 升到 点。
翼型的跨音速绕流图画
由于激波造成的逆压梯度将通过边界层的亚音速 区向上游传播，从而改变翼面压强分布， 区向上游传播，从而改变翼面压强分布，边界层 厚度增大， 厚度增大，增厚的边界层反过来又对外流形成一 形激波系。 系列压缩波， 系列压缩波，从而形成λ形激波系。
翼型的跨音速绕流图画
对层流边界层而言向上游传播的距离远， 对层流边界层而言向上游传播的距离远，边界层 增厚明显， 波系范围大， 增厚明显，λ波系范围大，增厚的边界层容易发 生分离（称为激波诱导分离），使翼型升力下降 激波诱导分离）， 生分离（称为激波诱导分离），使翼型升力下降 激波失速），阻力增加。 即所谓激波失速），阻力增加 （即所谓激波失速），阻力增加。
跨音速流动的简单介绍
接近于1 薄翼的跨音速流场主要在来流马赫数 M∞ 接近于 时 出现，钝头物体作超音速运动时， 出现，钝头物体作超音速运动时，在头部脱体激波之 后也会出现跨音速流。 后也会出现跨音速流。
跨音速流动的简单介绍
跨音速流场远比亚音速和超音速流复杂， 跨音速流场远比亚音速和超音速流复杂，因为流 动是混合型的且存在局部激波， 动是混合型的且存在局部激波，目前在理论和实验技 术上都还存在不少需要进一步研究和解决的问题。 术上都还存在不少需要进一步研究和解决的问题。

飞行器设计与工程基础知识单选题100道及答案解析1. 飞行器设计中，以下哪个参数对升力影响最大？（）A. 机翼面积B. 飞行速度C. 空气密度D. 机翼形状答案：D解析：机翼形状直接决定了气流的流动状态，从而对升力产生最大的影响。

2. 飞机的稳定性主要取决于（）A. 重心位置B. 机翼位置C. 发动机推力D. 机身长度答案：A解析：重心位置直接影响飞机的俯仰、横滚和偏航稳定性。

3. 以下哪种材料在飞行器结构中应用广泛，因为其强度高且重量轻？（）A. 铝合金B. 钢铁C. 塑料D. 木材答案：A解析：铝合金具有较高的强度和较低的密度，适合用于飞行器结构。

4. 飞行器的操纵面主要包括（）A. 升降舵、方向舵和副翼B. 机翼、尾翼和机身C. 发动机、起落架和座舱D. 雷达、导航和通信设备答案：A解析：升降舵控制俯仰，方向舵控制偏航，副翼控制滚转。

5. 飞机在飞行过程中，克服阻力的主要方式是（）A. 减小机翼面积B. 提高飞行速度C. 优化机身外形D. 增加发动机功率答案：C解析：优化机身外形可以减小阻力。

6. 以下哪种飞行原理主要应用于直升机？（）A. 伯努利原理B. 牛顿第三定律C. 浮力原理D. 相对性原理答案：B解析：直升机的升力产生主要依据牛顿第三定律，通过旋转的桨叶对空气施加向下的力，从而获得向上的反作用力。

7. 飞行器的飞行高度主要取决于（）A. 发动机性能B. 大气压力C. 飞行员技术D. 机翼载荷答案：A解析：发动机性能决定了飞行器能够达到的高度。

8. 在飞行器设计中，减小诱导阻力的方法是（）A. 增加机翼展弦比B. 减小机翼面积C. 降低飞行速度D. 增加机翼厚度答案：A解析：增加机翼展弦比可以减小诱导阻力。

9. 以下哪种飞行器的速度最快？（）A. 客机B. 战斗机C. 侦察机D. 航天飞机答案：D解析：航天飞机在太空中飞行，速度远高于其他选项中的飞行器。

10. 飞行器的翼型通常设计成（）A. 对称型B. 上凸下平型C. 上平下凸型D. 双凸型答案：B解析：上凸下平型的翼型能够产生较大的升力。

脱体涡的法洗效应和切洗效应
涡升力的产生及对升力系数的影响
展弦比为1，迎角为20°的三角翼各个横截面上的压力分布图。从图上可以看出， 机翼上表面在脱体涡覆盖的区域内，吸力很大。。
4.4
翼型的亚声速气动特性
机翼高速气动特性
翼型的跨声速气动特性 翼型的超声速气动特性
后掠翼和三角翼的高速气动特性
翼型的亚声速气动特性
机翼的有关角度
01
后掠角（χ）
后掠角是指机翼上有代 表性的等百分弦线在xOz 平面上的投影与Oz轴之 间的夹角。后掠角的大 小表示机翼向后倾斜的 程度。称为前缘后掠角 ，称为1/4弦线后掠角， 称为后缘后掠角。
02
03
04
几何扭转角（φ） 上（下）反角（Ψ）
机翼安装角
机翼展向任一剖面处翼型 弦线与翼根剖面处弦线的 夹角称为几何扭转角。上 扭为正，下扭为负。除了 几何扭转角以外还有气动 扭转角，指平行于机翼对 称面的任一翼剖面的零升 力线与翼根剖面零升力线 之间的夹角。
空气流过后掠翼的流动情形
通过实验可以看到，空气流过后掠翼，流线将左右偏斜呈“S”形。
经过前缘以后，空气在流向最低压力 点的途中，有效分速又逐渐加快，平 行分速仍保持不变，气流方向又从翼 尖转向翼根。随后，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。
后掠翼的翼根效应和翼尖效应
CL
d CL d
d(CL n cos2 ) d(n cos)
dCL n dn
cos
(CL )n
cos
后掠翼升阻特性
各种不同后掠角的机翼升力系数斜率（Cy ）随展弦比（λ）的变化曲线。由图 可以看出，当λ一定时，后掠角增大，Cy 减小。而当后掠角一定时，λ减小，Cy 也减小。这是由于展弦比减小时，翼尖涡对机翼上下表面均压作用增强的缘故。

平板翼型效率较低，失速迎角很小
将头部弄弯以后的平板翼型， 失速迎角有所增加
6
1884年，H.F.菲利普使用早期的风洞测试了一系列翼型， 后来他为这些翼型申请了专利。
早期的风洞
7
与此同时，德国人奥托·利林塔尔设计并测试了许多曲线翼 的滑翔机，他仔细测量了鸟翼的外形，认为试飞成功的关键 是机翼的曲率或者说是弯度，他还试验了不同的翼尖半径和 厚度分布。
c yc 0.2 (0.29690 x 0.12600x
0.35160x 2 0.28430x 3 0.10150x 4 )
最大厚度为xc 30% c 。
11
中弧线取两段抛物线，在中弧线最高点二者相切。
yf

f xf 2
(2x f
x

x2)
y f
f (1 x f )2
3
翼型的几何参数
Leading edge: 前缘
trailing edge: 后缘
Chord line: 弦线
chord length: 弦长
Thickness: 厚度
camber:
弯度
Mean chamber line: 中弧线
4
翼型的分类
按几何形状，翼型可分为两类： 圆头尖尾的，用于低速、亚声速和跨声速飞行的飞机机翼
小迎角翼型绕流和 压强分布示意图
22
作用在机翼上的力
作用在机翼上的合力用 R 表示，合力矩用 M 表示，
V 表示无限远处的来流速度。如下图
23
如下图，L 为升力，D 为阻力，N 为法向力，A 为轴 向力，攻角 指的是 c 和 V 之间的夹角。
则有
L N cos Asin D N sin Acos