后掠翼的空氣動(dòng)力特性.ppt

《后掠翼的空氣動(dòng)力特性.ppt》由會(huì)員上傳分享，免費(fèi)在線閱讀，更多相關(guān)內(nèi)容在教育資源-天天文庫(kù)。

1、后掠翼的空氣動(dòng)力特性（一）介紹后掠翼的亞音速跨音速空氣動(dòng)力特性后掠翼的亞音速跨音速空氣動(dòng)力特性后掠翼的亞音速和跨音速空氣動(dòng)力特性2/54§2—2后掠翼的空氣動(dòng)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(dòng)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(dòng)力特性。一、后掠翼的亞音速空氣動(dòng)力特性(一)空氣流過(guò)后掠翼的情形空氣由前向后流過(guò)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速，另一個(gè)是與前緣平行的平行分速。如圖3—2—

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(lái)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(méi)有彎曲，所以，空氣在流過(guò)機(jī)翼表面的過(guò)程中，平行分速沿機(jī)翼表面基本不發(fā)生變化，對(duì)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(guò)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(jiàn)，只有氣流垂直分速才對(duì)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，

3、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(guò)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(guò)平直翼那樣徑直地向后流去，其流線會(huì)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(lái)越小(如圖中)；平行分速則不受影響，保持不變。這樣一來(lái)，越接近前緣，氣流速度不僅越來(lái)越慢，而且方向也越來(lái)越向翼尖方向偏斜。經(jīng)過(guò)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，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(lái)方向。于是，整個(gè)流

4、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(guò)后掠翼，由于流線左右偏斜，會(huì)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?。缓蠖瘟鞴茏兗?xì)，流速加快，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(dòng)，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

5、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(dòng)，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(guò)以上分析可以看出，造成后掠翼亞音速空氣動(dòng)力特性不同于一般平直翼的基本原因有兩條；一是由于

6、后掠翼的空氣動(dòng)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(guò)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(dòng)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(wú)限展長(zhǎng)的平直翼，空氣以速度流過(guò)機(jī)翼，如圖3—2—18a所示。若將此機(jī)翼向后傾斜一個(gè)角度，見(jiàn)圖3—2—18b，則氣流在斜置機(jī)翼表面流動(dòng)情況與前面分析后掠翼的流動(dòng)情況一樣。下面來(lái)分析平直翼與后掠翼的空氣動(dòng)力系數(shù)的關(guān)系。由前面分析可知后掠冪靜空氣動(dòng)力特性只取決于垂直分速，而與平行分速無(wú)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

7、動(dòng)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(guò)平直翼時(shí)的阻力。所以式中分別為后掠翼和平直翼的阻力系數(shù)。因?yàn)樗詫?duì)后掠翼通常取來(lái)流與平行來(lái)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(jiàn)式中h為前緣比后緣高出量。b和分別為沿來(lái)流方向和沿垂直分速方向翼剖面的弦長(zhǎng)。將除以，得所以當(dāng)仰角不大時(shí)，上式可改寫(xiě)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

8、式，可由無(wú)限翼晨平直翼的