(整理)作用在飞机上的空气动力

2.3 飞机的几何外形和作用在飞机上的空气动力2.3.1 飞机的几何外形和参数飞机的几何外形，由机翼、机身和尾翼（分为水平尾翼或平尾、垂直尾翼或垂尾）等主要部件的几何外形共同构成。

现代飞机的几何外形，必须保证满足空气动力特性和隐身特性等方面的要求。

飞机的几何外形也称为气动外形。

机翼的几何外形当飞机在空中飞行时，作用在飞机上的升力主要是由机翼产生；同时机翼上也会产生阻力。

机翼上的空气动力的大小和方向，在很大程度上又决定于机翼的外形，即机翼翼型（或翼剖面）几何形状、机翼平面几何形状等。

描述机翼的几何外形，主要从这两方面加以说明。

a. 机翼翼型的几何参数飞机机翼、尾翼，导弹翼面，直升机旋翼叶片和螺旋桨叶片上平行于飞行器对称面或垂直于前缘的剖面形状，称为翼型，又称为翼剖面。

翼型具有各种不同的形状，如图2.3.1所示。

图中(a)是平板剖面，它的空气动力特性不好。

后来人们在飞行实践的过程中，发现把翼剖面做成像鸟翼那样的弯拱形状——薄的单凸翼剖面（见图(b)），对升力特性有改进。

随着飞机的发展，人们认识到加大剖面的厚度，也会改善升力特性，因而就有了凹凸形翼剖面（见图(c)），这种翼剖面的升力特性虽然较好，但阻力特性却不好，只适用于速度很低的飞机上；另外，因为后部很薄而且弯曲，在构造方面不利，因而目前已很少应用。

至于平凸形翼剖面（见图(d)），在构造上和加工上比较方便，同时空气动力特性也不错，所以目前在某些低速飞机上还有应用。

不对称的双凸形翼剖面（见图(e)）的升力和阻力特性都较好，在构造方面也有利，所以广泛应用在活塞发动机的飞机上。

图(f)中是S形翼剖面，这种翼剖面的中线呈S形的，它的特点是尾部稍稍向上翘，使得压力中心不会前后移动。

对称的双凸形翼剖面（见图(g)），通常用于各种飞机的尾翼面上。

图(h)是所谓“层流翼剖面”，它的特点是压强分布的最低压强点(即最大负压强)位于翼剖面靠后的部分，可减低阻力。

这种翼剖面常用于速度较高的飞机上。

菱形（见图(i)）和双弧形（见图(j)）翼剖面常用在超音速飞机上，它们的特点是前端很尖，相对厚度很小，也就是很薄，超音速飞行时阻力很小，比较有利，然而它在低速时的升力和阻力特性不好，使飞机的起落性能变坏。

图2.3.1 不同的翼型和翼型的几何参数翼型的主要几何参数有弦长、相对厚度、最大厚度位置等，见图2.3.1(k)。

弦长 连接翼型前缘(翼型最前面的点)和后缘(翼型最后面的点)的直线段称为翼弦（也称为弦线），其长度称为弦长，用c 表示。

相对厚度 翼型的厚度是垂直于翼弦的翼型上下表面之间的直线段长度。

翼型最大厚度t max 与弦长c 之比，称为翼型的相对厚度t/c 或t ，并常用百分数表示，即%100/max ⨯==ct c t t 低速飞机机翼的相对厚度大致为12~18%，亚音速飞机机翼的相对厚度大致为10~15%，超音速飞机机翼的相对厚度大致为3~5%。

最大厚度位置 翼型最大厚度离开前缘的距离x t ，称为最大厚度位置，通常也用弦长的百分数表示，即%100⨯=cx x t t 现代飞机翼型的最大厚度位置约为30%～50%。

b. 机翼平面形状的几何参数基本机翼在机翼基本平面上的投影形状称为机翼的平面形状。

基本机翼是指包括穿越机身部分但不包含边条等辅助部件的机翼，其穿越机身部分通常是由左右机翼的前缘和后缘的延长线构成，也可以由左右外露机翼根弦的前缘点连线和后缘点的连线构成。

机翼基本平面是指垂直于飞机参考面且包含中心弦线（位于飞机参考面上的局部弦线）的平面。

所谓飞机参考面就是机体的左右对称面，飞机的主要部件对于此面是左右对称布置的。

按照俯视平面形状的不同，机翼可分为平直翼、后掠/前掠翼和三角翼等3种基本类型，如图2.3.2所示。

(a)(b)(c)(d)图2.3.2 机翼的平面形状(a) 平直翼 (b) 后掠翼 (c) 三角翼 (d) 平面形状参数表示机翼平面形状的主要参数有：机翼面积、翼展、展弦比、梯形比和后掠角等。

机翼面积 基本机翼在机翼基本平面上投影面积，称为机翼面积，用S 表示。

翼展 在机翼之外刚好与机翼轮廓线接触，且平行与机翼对称面（通常是飞机参考面）的两个平面之间的距离称为机翼的展长，简称翼展，用b 表示。

展弦比 机翼翼展的平方与机翼面积之比，或者机翼翼展与机翼平均几何弦长（机翼面积S 除以翼展b ）之比，称为机翼的展弦比A ，即Sb A 2梯形比 机翼翼尖弦长与中心弦长之比，称为机翼的梯形比，又称尖削比，用λ表示。

后掠角 描述翼面特征线与参考轴线相对位置的夹角称为后掠角。

机翼上有代表性的等百分比弦点连弦同垂直于机翼对称面的直弦之间的夹角称为机翼的后掠角，用Λ表示。

通常Λ0表示前缘后掠角，Λ0.25表示1/4弦线后掠角，Λ0.5表示中弦线后掠角，Λ1.0表示后缘后掠角。

后掠角表示机翼各剖面在纵向的相对位置，也即表示机翼向后倾斜的程度。

后掠角为负表示翼面有前掠角。

如果不特别指明，后掠角通常指1/4弦线后掠角。

平直翼的1/4弦线后掠角大约在20º以下，多用于亚音速飞机和部分超音速飞机上；后掠掠翼1/4弦线后掠角大多在25º以上，用于高亚音速和超音速飞机上；三角翼前缘后掠角约在60º左右，后缘基本无后掠，多用于超音速飞机，尤以无尾式飞机采用较多。

c. 机翼的前视形状机翼的前视形状通常用机翼的上反角来说明。

翼面基准（如翼弦平面）与垂直于飞机对称平面的平面之间的夹角，称为机翼的上反角Г（图2.3.3）。

通常规定上反为正，下反为负。

机翼上反角一般不大，通常不超过10º。

图2.3.3 上反角图2.3.4 机身参数以上所述翼型和机翼的各几何参数，对机翼的气动特性影响较大。

特别是机翼面积、展弦比、梯形比、后掠角以及相对厚度这五个参数，对机翼的空气动力特性有重大的影响。

如何合理地选择这些参数，以保证获得良好的空气动力特性，乃是飞机设计中的一项重要任务尾翼的几何外形及其参数与机翼相似。

不再赘述。

机身的几何外形机身的功用是装载有效载荷（旅客、货物等）、乘员、各种系统和设备等，并把组成飞机的各部件有效地连接在一起。

与机翼相比，机身的形状要复杂的多（图2.3.4）。

表示机身几何特征的参数主要有：(1) 机身长度L F；(2) 最大当量直径d F：把机身看成是当量旋成体，其横截面积对应的当量旋成体的直径称为机身当量直径，其中最大横截面积对应的当量旋成体的直径称为机身最大当量直径；(3) 长细比λF：机身长度与机身最大当量直径之比。

机身的主要空气动力是阻力，升力很小。

2.3.2 低速、亚音速飞机的空气动力翼型的升力和阻力飞机之所以能在空中飞行，最基本的事实是，有一股力量克服了它的重量把它托举在空中。

而这种力量主要是靠飞机的机翼与空气的相对运动产生的。

迎角的概念飞行速度（飞机质心相对于未受飞机流场影响的空气的速度）在飞机参考平面上的投影与某一固定基准线（一般取机翼翼根弦线或机身轴线）之间的夹角，称为迎角(图2.3.5(a))，用α表示。

当飞行速度沿机体坐标系（见2.4.1节）竖轴的分量为正时，迎角为正。

如果按照相对气流（未受飞机流场影响的气流）方向，则相对气流速度（未受飞机流场影响的空气相对于飞机质心的运动速度）在飞机参考平面上的投影与某一固定基准线之间的夹角就是迎角，且当相对速度沿机体坐标系竖轴的分量为负时，迎角为正(图2.3.5(b))。

图2.3.5 迎角图2.3.6小迎角α下翼剖面上的空气动力1—压力中心2—前缘3—后缘4—翼弦升力和阻力的产生根据我们已经讨论过的运动的转换原理，可以认为在空中飞行的飞机是不动的，而空气以同样的速度流过飞机。

如图2.3.6所示，当气流流过翼型时，由于翼型的上表面凸些，这里的流线变密，流管变细，相反翼型的下表面平坦些，这里的流线变化不大(与远前方流线相比)。

根据连续性定理和伯努利定理可知，在翼型的上表面，由于流管变细，即流管截面积减小，气流速度增大，故压强减小；而翼型的下表面，由于流管变化不大使压强基本不变。

这样，翼型上下表面产生了压强差，形成了总空气动力R，R的方向向后向上。

根据它们实际所起的作用，可把R分成两个分力：一个与气流速度v垂直，起支托飞机重量的作用，就是升力L；另一个与流速v平行，起阻碍飞机前进的作用，就是阻力D。

此时产生的阻力除了摩擦阻力外，还有一部分是由于翼型前后压强不等引起的，称之为压差阻力。

总空气动力R与翼弦的交点叫做压力中心(见图2.3.6)。

好像整个空气动力都集中在这一点上，作用在翼型上。

根据翼型上下表面各处的压强，可以绘制出翼型的压强分布图(压力分布图)，如图2.3.7(a)所示。

图中自表面向外指的箭头，代表吸力；指向表面的箭头，代表压力。

箭头都与表面垂直，其长短表示负压(与吸力对应)或正压(与压力对应)的大小。

由图可看出，上表面的吸力占升力的大部分。

靠近前缘处稀薄度最大，即这里的吸力最大。

(a) 翼型上的压力分布1—翼型 2—吸力 3—压力(b) 不同迎角下翼型压力分布的变化1—尾部漩涡图2.3.7 翼型的压强分布图(压力分布图)由图2.3.7(b)可见，机翼的压强分布与迎角有关。

在迎角为零时，上下表面虽然都受到吸力，但总的空气动力合力R 并不等于零。

随着迎角的增加，上表面吸力逐渐变大，下表面由吸力变为压力，于是空气动力合力R 迅速上升，与此同时，翼型上表面后缘的涡流区也逐渐扩大。

在一定迎角范围内，R 是随着迎角α的增加而上升的。

但当α大到某一程度，再增加迎角，升力不但不增加反而迅速下降，这种现象我们叫做“失速”。

失速对应的迎角就叫做“临界迎角”或“失速迎角”(见图2.3.8)。

图2.3.8翼型的L -α曲线 图2.3.9翼型的C L -α曲线R 随α的变化而变化，它在垂直于迎面气流方向上的分力L ——升力，也随α的变化而变化。

为了研究问题方便，我们采用无因次的升力系数C L 来表示升力与迎角的关系，即S v LC L 221ρ=升力系数C L 随迎角变化的曲线称为升力曲线（图2.3.9）。

在一定飞行速度下，在迎角较小的范围内，升力系数C L 由随迎角α的呈线性变化；随着迎角的继续增加，升力曲线逐渐变弯，到临界迎角时，升力系数达到最大值C Lmax ；之后再增大迎角，升力系数反而减小。

翼型的力矩特性及焦点图2.3.10气动合力及力矩图2.3.11 C m -C L 曲线当气流流过翼型时，可以把作用在翼型上的空气动力R 分解为垂直翼弦的法向力L 1和平行于翼弦的切向力D 1(图2.3.10)。

我们规定使翼型抬头的力矩为正，则空气动力对F 点的力矩可写为M yP ＝－L 1 (x P -x F )≈－L (x P -x F )改用力矩系数的形式表示为)()(221221F P L F P yPm x x C c x x S v L Sc v M C --=--==ρρ 式中P x 和F x 分别是压力中心和任意点F 到翼型前缘距离与弦长比的百分数(见图2.3.9)。