第五章-低速翼型的气动特性PPT课件

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（1）在升力系数随迎角的变化曲线中，在迎角较小时是一
条直线，这条直线的斜率称为升力线斜率，记为
C
l
dCl
d
这个斜率，薄翼的理论值等于2/弧度
如果迎角较大，流动出现分离。迎角大到一定程度，翼 型上表面出现大面积分离。
由于流动分离，使得升力系数开始下降的迎角称为最大 升力迎角 。对应的升力系数称为最大升力系数Clmax
升力下降，意味着飞机可能下掉，失去飞行的正常速度。
因此最大升力系数对应的迎角也称失速迎角。升力突然
下降的现象称为失速。
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（2）对于有弯度的翼型升力系数曲线是不通过原点的，
通常把升力系数为零的迎角定义为零升迎角0，而过后缘 点与几何弦线成0的直线称为零升力线。对有弯度翼型0 是一个小负数，一般弯度越大， 0的绝对值越大。
t 12%
CL设：来流与前缘中弧线平行时的理论升力系数
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1939年，发展了NACA1系列层流翼型族。其后又相继发展 了NACA2系列，3系列直到6系列，7系列的层流翼型族。
层流翼型是为了减小湍流摩擦阻力而设计的，尽量使上翼面
的顺压梯度区增大，减小逆压梯度区，减小湍流范围。
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1967年美国NASA兰利研究中心的Whitcomb主要为了提高亚 声速运输机阻力发散Ma数而提出了超临界翼型的概念。
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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。
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莱特兄弟所使用的翼 型与利林塔尔的非常 相似，薄而且弯度很 大。这可能是因为早 期的翼型试验都在极 低的雷诺数下进行， 薄翼型的表现要比厚 翼型好。
厚度
y tx y 上 x y 下 x
tmy a 上 － xy下
t t c
弯度
1 yf (x)2(y上y下)
f
f c
[yf
(x)]max
xf
xf c
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5.1.2 NACA翼型
1. 翼型的发展
通常飞机设计要求，机翼和尾翼的升力尽可能大、阻力小。 对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的 低亚声速飞机：圆头尖尾形 提高升力系数 高亚声速飞机：超临界翼型 提高阻力发散Ma数，前缘丰 满、上翼面平坦、下翼面后缘向内凹； 超声速飞机：尖头、尖尾形 减小激波阻力
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对翼型的研究最早可追溯到19世纪后期 带有一定安装角的平板能够产生升力
在实践中发现弯板比平板好，能用于 较大的迎角范围
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，9 失速迎角有所增加
鸟类的飞行研究：
弯曲的平板更接近于鸟翼的形状
能够产生更大的升力和效率。
鸟翼具有弯度和大展弦比的特征
常理解为二维机翼，即剖面形状不变的无限翼展机翼。
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翼型按速度分类有
低速翼型
亚声速翼型
超声速翼型
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翼型按形状分类有
圆头尖尾形
尖头尖尾形
. 圆头钝尾形
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5.1.1 翼型的几何参数
几何弦长、前缘半径、后缘角； 翼面坐标、弯度分布、厚度分布
前缘
厚度
中弧线
弯度
弦线 弦.长c
后缘
后缘角
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5.1.1 翼型的几何参数
最大厚度为 x 30%
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中弧线取两段抛物线，在中弧线最高点二者相切。
yf pf2(2pxx2)
yf
f (1p)2
(12p)2pxx2
0xp xp
f为中弧线最高点的纵坐标，p 为最大弯度位置。
1932年，确定了NACA四位数翼型族。
NACA ②
④①②
f 2% x f 40% t 12%
层流翼型
超临界翼型
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5.2 翼型的气动参数
1、翼型的迎角与空气动力
在翼型平面上，来流V∞与翼弦线之间的夹角定义 为翼型的几何迎角，简称迎角。对弦线而言，来 流上偏为正，下偏为负。
翼型绕流视为平面流动，翼型上的空气动力简称气 动力可视为无限翼展机翼在展向取单位展长所受的 气动力。
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当气流绕过翼型时，在翼型表面上每点都作用有压强p（垂直 于翼面）和摩擦切应力（与翼面相切），它们将产生一个合 力R，合力的作用点称为压力中心，合力在来流方向的分量为 阻力D，在垂直于来流方向的分量为升力L。
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随后的十多年里，在反复试验的基础上研制出了大量翼型， 如RAF-6， Gottingen 387，Clark Y。这些翼型成为NACA 翼型家族的鼻祖。
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在上世纪三十年代初期，美国国家航空咨询委员会 （ National Advisory Committee for Aeronautics，NACA， National Aeronautics and Space Administration， NASA ）对 低速翼型进行了系统的实验研究。
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源自文库
•升力和阻力的比值l/d 称为升阻比 •其值随迎角的变化而变化，此值愈大愈好，低速和亚声速飞 机可达17～18，跨声速飞机可达10～12，马赫数为2的超声 速飞机约为4～8。 •把升力和阻力分别除以来流动压头与弦长，就得到升力系数 cl和阻力系数cd
l
cl
1 2
v
2
c
cd
1 2
d
v
2
c
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1935年，NACA又确定了五位数翼型族。
五位数翼族的厚度分布与四位数翼型相同。不同的是中弧线。 它的中弧线前段是三次代数式，后段是一次代数式。
例: NACA 2 3 0 1 2
20 3 C L设 2
C L设
2
3 20
0.3
2 x f 30 % x f 15 %
中弧线 0：简单型 1：有拐点
将当时的几种优秀翼型的厚度折算成相同厚度时，厚度分布 规律几乎完全一样。在当时认为是最佳的翼型厚度分布作为 NACA翼型族的厚度分布。厚度分布函数为：
y t 0 t .2 ( 0 .29 x 6 0 .1 9 2 x 0 0 6 .30 5 x 2 0 1 0 .26 8 x 3 0 4 0 .13 0 x 4 ) 0 1
第5章 低速翼型的气动特性 (Airfoil of low speed)
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5.1 翼型的几何参数及表示方法
5.1.1 翼型的几何参数 5.1.2 NACA翼型 5.1.3 NACA五位数 5.1.4 层流翼型 5.1.5 超临界机翼
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5.1.1 翼型的几何参数
翼的横剖面形状，又称为翼剖面。在空气动力学中，翼型通