后掠翼空氣動力特性(一)

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1、后掠翼的空氣動力特性（一）介紹后掠翼的亞音速跨音速空氣動力特性后掠翼的亞音速跨音速空氣動力特性后掠翼的亞音速和跨音速空氣動力特性2/54§2—2后掠翼的空氣動力特性目前高速飛機(jī)很多都是后掠翼。后掠翼與平直翼不同，其前緣與機(jī)體橫軸并不平行，而具有大約30~60°的前緣后掠角。其氣動特性也具有不同于平直翼的特點(diǎn)，下面從亞音速、跨音速和超音速三個(gè)方面討論后掠翼的空氣動力特性。一、后掠翼的亞音速空氣動力特性(一)空氣流過后掠翼的情形空氣由前向后流過后掠翼，其流速C同機(jī)翼前緣不垂直，可以分解成兩個(gè)分速。一個(gè)是與前緣垂直的垂直分

2、速，另一個(gè)是與前緣平行的平行分速。如圖3—2—14所示。垂直分速。和平行分速，同前緣后掠角的關(guān)系是：式中C為遠(yuǎn)前方來流速度，即飛行速度，X為機(jī)翼前緣后掠角。從效果看，垂直分速與平行分速所起的作用不一樣。因?yàn)闄C(jī)翼表面沿平行于前緣的方向沒有彎曲，所以，空氣在流過機(jī)翼表面的過程中，平行分速沿機(jī)翼表面基本不發(fā)生變化，對機(jī)翼壓強(qiáng)分布也不起什么作用。而垂直分速則沿途不斷改變，好比空氣以流速。流過一個(gè)平直翼一樣，自然引起機(jī)翼沿翼弦方向的壓強(qiáng)分布發(fā)生變化。可見，只有氣流垂直分速才對機(jī)翼壓強(qiáng)分布起決定性影響，所以，把垂直分速稱為有效分

3、速。機(jī)翼后掠角越大，則有效分速越小，機(jī)翼上下表面各處的有效分速也越大；反之，機(jī)翼后掠角越大，則有效分速越小，機(jī)翼上下表面各處的有效分速也越小。空氣流過后掠翼，既然平行分速基本不變，而垂直分速不斷變化，故不象流過平直翼那樣徑直地向后流去，其流線會左右偏斜，如圖7—15a所示?？諝鈴臋C(jī)翼遠(yuǎn)前方流近機(jī)翼前緣，有效分速受到阻滯而越來越小(如圖中)；平行分速則不受影響，保持不變。這樣一來，越接近前緣，氣流速度不僅越來越慢，而且方向也越來越向翼尖方向偏斜。經(jīng)過前緣以后，空氣在流向最低壓力點(diǎn)(圖中C點(diǎn))的途中，有效分速又逐漸加快

4、，平行分速仍保持不變，所以，局部流速不僅逐漸加快，而且方向也從翼尖轉(zhuǎn)向翼根。以后，又因有效分速逐漸減慢，氣流方向轉(zhuǎn)向原來方向。于是，整個(gè)流線呈“S”形彎曲，如圖3—2—15b所示。(二)后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)空氣流過后掠翼，由于流線左右偏斜，會影響機(jī)翼的壓強(qiáng)分布，從而出現(xiàn)所謂“翼根效應(yīng)”和“翼尖效應(yīng)”。參看圖3—2—15b，在后掠翼翼根部分的上表面前段，流線向外偏斜，流管擴(kuò)張變粗；而在后段，流線向內(nèi)側(cè)偏斜，流管收斂變細(xì)。在亞音速條件下，前段流管變粗，流速增加較少，壓強(qiáng)降低不多，即吸力減小；后段流管變細(xì)，流速加快，

5、吸力增大。與此同時(shí)，因流管最細(xì)的位置后移，使最低壓強(qiáng)點(diǎn)的位置向后移動，如圖3—2—16所示。這種現(xiàn)象稱為翼根效應(yīng)。至于翼尖部分，情況與翼根相反。因翼尖外側(cè)的氣流徑直向后流去，而翼尖部分上表面前段流線向外偏斜，故流管收斂變細(xì)，流速加快得多，壓強(qiáng)減小得多，即吸力增大；在后段，因流線向內(nèi)側(cè)偏斜，故流管擴(kuò)張彎粗，流速減慢，吸力減小。與此同時(shí)，因流管最細(xì)的位置向前移，故最低壓強(qiáng)點(diǎn)向前移動，如圖3—2—16所示。這種現(xiàn)象稱為翼尖效應(yīng)。翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)引起沿翼弦方向的壓強(qiáng)分布發(fā)生變化，但上表面的前段變化較多。所以，翼根效應(yīng)使翼

6、根部分的平均吸力減小，升力系數(shù)減小。翼尖效應(yīng)使翼尖部分的平均吸力增大，升力系數(shù)增大。后掠翼沿展向各剖面的升力系數(shù)分布如圖3—2—17所示。通過以上分析可以看出，造成后掠翼亞音速空氣動力特性不同于一般平直翼的基本原因有兩條；一是由于后掠翼的空氣動力主要取決于有效分速，而有效分速是小于氣流速度的；二是由于空氣流過后掠翼，流線左右偏斜，形成翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)，影響后掠翼的壓強(qiáng)分布。這兩點(diǎn)是分析后掠翼亞音速空氣動力特性的基本依據(jù)。(三)后掠翼的亞音速升力阻力特性設(shè)有一無限展長的平直翼，空氣以速度流過機(jī)翼，如圖3—2—18a所

7、示。若將此機(jī)翼向后傾斜一個(gè)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。下面來分析平直翼與后掠翼的空氣動力系數(shù)的關(guān)系。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)。這樣在相同迎角下，后掠翼要產(chǎn)生與平直翼的同等空氣動力，必須是式中——后掠翼升力系數(shù)——平直翼升力系數(shù)而所以從上式可以看出后掠翼升力系數(shù)比平直翼的小。后掠翼的阻力系數(shù)也比平直翼的小。由圖3-2—19看出式中——后掠翼阻力；——由垂直分速引起的機(jī)翼翼型阻力，即氣流以流過平直翼時(shí)的阻力。所以式中分別

8、為后掠翼和平直翼的阻力系數(shù)。因?yàn)樗詫舐右硗ǔＨ砹髋c平行來流弦線的夾角為仰角,取法向分速與法向剖面弦線的夾角為。由圖3-2-20可見式中h為前緣比后緣高出量。b和分別為沿來流方向和沿垂直分速方向翼剖面的弦長。將除以，得所以當(dāng)仰角不大時(shí)，上式可改寫為根據(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