两种椭圆翼型高速气动特性实验研究
采用风洞试验研究高速列车的气动性能简介
列车风洞试验综述1列车风洞模型试验系统1.1风洞的基本类型及基本原理当对列车的空气动力学特性进行试验研究时，直接而真实的方法是在线实车试验，但进行一次试验需要耗费大量的人力、物力、财力，组织一次试验很不容易，得到的数据有限，加之自然条件千变万化，如环境的风速和风向不可控制等，重复性难以保证，而且，实车试验需在列车制造出来后才能进行，用于研制新车代价太高，因此实车试验一般以验证、评估、考核试验为主，兼顾研究性试验。
于是，人们就想用模型试验来代替实车试验。
风洞是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可量度气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具。
风洞模型试验是研究列车气动特性中应用最广泛的手段之一。
它具有试验理论和试验手段成熟、测量精密，气流参数如速度、压力等易于控制，并且基本不受天气变化的影响等优点。
为了满足不同类型空气动力试验的要求，现代风洞的种类繁多。
风洞通常按照试验段气流的马赫数来分类，有低速风洞（Ma<0.3）、亚音速风洞（0.3<Ma<0.8）、跨音速风洞（0.8<Ma<1.5）、超音速风洞（1.5<Ma<4.5）、高超音速风洞（4.5<Ma<10）、极高速风洞（Ma>10）等。
列车模型风洞试验一般在低速风洞中进行。
低速风洞按通过试验段气流循环形式来分，有直流式和回流式两种基本类型。
按试验段结构不同，低速风洞又有“开口”和“闭口”之别。
直流式风洞的特点是把通过试验段的气流排在风洞外部，如图1。
回流式风洞的特点是通过试验段的气流经循环系统再返回试验段，如图2。
图1 直流式风洞图2回流式风洞对列车在空气中的等速直线运动，按照运动的相对性原理，在空气动力特性研究中，可以认为列车静止不动，与列车速度大小相同方向相反的空气流过列车，列车上承受的空气动力与类车运动在静止的空气中承受的空气动力完全相同。
空气动力学实验报告
NACA0012翼型气动特性分析报告报告人：一、引言现在，无论是我国还是世界上其他国家，都把航天事业的发展放到了重要的位置，因此航天事业的发展可以说是非常的火热的，在这样的大背景下，我国更应该加大发展力度，要保持在世界上的先进，将就必须从航天领域的大学生抓起。
因此老师知道我们进行了这次NACA0012翼型气动特性的实验，从大处说是为了国家，从小处说也是为了我们莘莘学子，因此这次的实验是非常有意义的。
这份报告主要研究的是NACA0012翼型的气动特性，包括理论分析求出一份气动特性，实验又得出一份气动特性，并将这两者比较观察实验值和理论值之间是否有差异，差别有多大，并分析其中的原因，得出结论。
在具体进行之前首先要引入翼型的定义，翼型就是平行于机翼根部的剖面线剖切机翼得到的剖面。
而翼型的气动特性主要包括翼型表面压强分布，升力系数，力矩系数。
这份报告的主要目的是，1、通过翼型求流函数和验证翼型本身是一条流线。
2、通过理论分析求出翼型的气动特性。
3、通过实验数据求翼型的气动特性。
4、分析这其中的差距及其原因。
5、通过这次报告的写作，体验数据处理的具体过程。
二、实验过程：该实验是在风洞中，用20m/s的速度吹NACA0012翼型，在翼型上布置27个点，用管子将这27个点连接到排管上，通过排管中水柱的高度可得出各点处的压强分布。
变换不同的迎角（0 2 4 6 8 10 20），分别进行实验，记录排管中水柱的高度。
实验过程中的图片如下：本来这儿有四张实验过程的图片，但加入图片后是文件过大无法发送，所以将图片删除。
实验数据：hb=[3.8 4 3.8 3.78 3.8 4.05 3.82 3.88 3.85 3.9 3.85 3.8 3.95 3.8 3.82 3.95 3.85 3.9 3.8 3.85 3.85 3.8 3.8 3.87 3.89 3.81 3.9 3.85];静止时各点水柱高度。
h0=[4.2 4.58 7.32 7.68 7.7 7.78 7.6 7.3 7.4 7.3 7.1 6.95 6.726.7 6.52 6.6 6.8 6.81 6.85 6.927.22 7.42 7.5 7.61 7.657.52 7.5 6.48];有速度迎角为0时水柱高度（以下相同）。
风力机叶片设计及翼型气动性能分析
风力机叶片设计及翼型气动性能分析风力机叶片是风力发电机的核心部件之一，其设计和翼型选择对风力机的发电效率、噪音和寿命等都有着非常重要的影响。
本文将介绍风力机叶片的设计及翼型气动性能分析。
一、叶片设计原理风力机叶片的设计目的是将大气中的风能转换成旋转能，并将其通过转轴传递给发电机，从而产生电能。
因此，叶片的设计主要围绕以下几点展开：1. 创造足够的扭矩：风力机的转子需要达到一定的转速才能发电，而叶片的弯曲和扭矩对于旋转速度的影响至关重要。
设计中需要选择合适的曲线形状和长度来实现理想的扭矩和转速。
2. 保证叶片的强度和稳定性：因叶片在高速旋转状态下会受到巨大的惯性力和风力力矩的作用，因此其材料和结构要足够坚固和稳定，以避免可能的断裂等事故。
3. 提高叶片的气动效率：叶片的气动效率是指其转化风能的能力，通常可以通过优化翼型、减小阻力、降低风阻等方法来提高。
二、叶片设计步骤1. 选定叶片长度：叶片长度通常是根据风力机的规格和性能要求来确定的，也可以根据标准长度来选择。
2. 选择翼型：翼型是叶片的重要组成部分，其形状和性能决定了叶片的阻力和气动效率。
目前，常用的翼型有NACA0012、NACA4415等，根据实际需求来选择。
3. 确定叶片曲线：叶片的曲线是决定扭矩和转速的关键因素，可以通过实验或模拟方法得到合适的曲线形状。
4. 优化叶片的结构：结构设计主要涉及到叶片的强度和稳定性，通常需要进行材料选择、计算等工作以保证叶片的安全性和寿命。
5. 模拟叶片气动特性：叶片的气动特性可以通过流场模拟、试验等方式来获取，可以根据实际需求来对叶片进行调整以达到理想的效果。
三、翼型气动性能分析翼型气动性能是指翼型在气流中运动时产生的力和力矩，其中，升力和阻力是翼型气动力的主要组成部分。
通过分析翼型气动性能，可以选择最优化的翼型来设计叶片。
1. 升力和阻力翼型的升力和阻力是由翼型形状、气流速度、攻角等因素共同决定的。
实际上，翼型的气动性能曲线通常都是非线性的，其升力和阻力特性会随着攻角的变化而不断变化。
13高速直升机旋翼气动特性分析-张昆(8)
第二十八届（2012）全国直升机年会论文高速直升机旋翼气动特性分析张昆史勇杰徐国华招启军(南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京，210016)摘要：桨叶的气动外形对直升机旋翼的气动特性有着显著的影响。
本文首先对X2高速直升机的桨叶气动外形进行了研究，然后基于运动嵌套网格技术生成了一套由桨叶贴体网格和背景网格组成的旋翼网格系统，并基于Euler方程发展了一套适用于旋翼前飞气动特性计算的CFD方法，最后，以AH-1G/OLS模型旋翼为算例，通过计算结果与试验结果的对比验证了本文发展的CFD方法是有效的，在此基础上，将该方法应用于高速直升机的旋翼气动特性分析，并得出了一些有意义的结论。
关键词：高速直升机; 旋翼; 气动特性1 引言由于受前行桨叶气流压缩和后行桨叶气流分离限制，常规直升机的最大飞行速度通常只有300km/h左右，这无法让其执行那些对飞行速度有较高要求的任务，所以飞行速度低的局限性限制了它的进一步应用[1]。
高速直升机作为一种新型飞行器，能够兼备常规直升机的悬停、垂直起降和固定翼飞机的高速飞行等优点，因此在民用上，尤其在军事上，它将发挥常规直升机不可替代的作用。
旋翼作为直升机的主要升力面和控制面，它的气动特性直接影响着直升机的总体飞行特性，而桨叶的气动外形又会对旋翼的气动特性产生显著的影响，因此，桨叶的气动外形设计是直升机设计的重中之重。
与常规直升机相比，高速直升机由于要考虑高速飞行，所以需要采用不同于常规直升机的桨叶气动外形设计。
国外关于高速直升机桨叶气动外形的研究很少，仅Ashish Bagai对Sikorsky 公司的X2高速直升机[2]的桨叶气动外形设计进行了简单介绍；国内有关桨叶气动外形的研究较多，但仅停留在常规直升机的桨叶气动外形设计上，到目前为止，针对高速直升机的桨叶气动外形研究尚未开展。
为此，本文首先以X2高速直升机为研究对象，对高速直升机的桨叶气动外形进行了研究，然后基于CFD方法分析了高前进比旋翼的气动特性。
翼型气动性能数值分析
翼型气动性能数值分析李国勤;孙丹;艾延廷;周海仑;王志【摘要】利用Spalart-Allmaras湍流模型对NACA0006翼型和NACA6412两种翼型进行了气动性能数值研究,比较分析了两种翼型在不同攻角和不同马赫数下的气动性能,研究了攻角和马赫数对两种翼型升力系数、阻力系数以及升阻比的影响.研究结果表明,在所研究攻角范围内,当马赫数为0.8时,NACA0006和NACA6412两翼型的最佳攻角分别为2°和4°,NACA0006翼型的升阻比随攻角的变化更加明显;在所研究马赫数范围内,当攻角为4°时,当马赫数分别为0.6和0.5时,NACA0006和NACA6412两翼型升阻比最大,NACA6412翼型的升阻比随马赫数的变化更加明显.【期刊名称】《沈阳航空航天大学学报》【年(卷),期】2017(034)006【总页数】7页(P27-32,39)【关键词】翼型;气动性能;马赫数;升阻比;数值分析【作者】李国勤;孙丹;艾延廷;周海仑;王志【作者单位】沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136【正文语种】中文【中图分类】V224机翼是飞机的重要组成部分，其主要的作用是为飞机提供升力，并控制飞行姿态。
翼型气动特性及其设计优化
翼型气动特性及其设计优化翼型是航空、航天领域中最基本的构件之一，其气动特性的优化对于提高飞行能力，降低油耗，增加航程等方面有着重要的作用。
本文将从基本概念开始，通过对气动特性的分析和探讨，介绍如何进行翼型优化设计。
一、翼型基本概念翼型是指截面形状成翼形的构件，它在空气中运动时，会产生升力和阻力。
升力是垂直向上的力，阻力是沿着运动方向的力。
而翼型的特性包括以下几个方面：升力系数、阻力系数、升阻比、稳定性等。
其中，升力系数是表示翼型升力产生能力的指标，通常用Cl来表示。
阻力系数则是表示翼型阻力产生能力的指标，通常用Cd来表示。
升阻比是Cl/Cd，是一个衡量翼型效率的重要参数。
稳定性则是指翼型在空气中运动时的稳定性。
二、翼型气动特性分析翼型的气动特性是翼型优化设计的基础。
了解翼型的气动特性可以帮助设计人员更好地掌握其特点，并在设计时针对性地进行优化。
1. 升力系数分析升力系数Cl是翼型气动特性中最为重要的一个系数，它与翼型截面形状、攻角、雷诺数等因素密切相关。
翼型升力系数的大小与翼型的凸度、弯曲度、良好的分离、截面厚度等有关。
2. 阻力系数分析阻力系数Cd是指翼型运动时产生的阻力，它与翼型的截面形状、表面摩擦力、压力分布等有关。
在设计优化中，阻力系数的减小常常是设计的目标之一。
3. 升阻比分析升阻比是翼型在不同的条件下（攻角、雷诺数）所产生的升力系数与阻力系数之比。
好的翼型设计应该追求高升阻比，以提高飞行效率。
4. 稳定性分析稳定性是指翼型在运动过程中所表现出的稳定性能力，包括长期稳定性和短期稳定性。
翼型的稳定性与其几何特征、流场特性、攻角等因素密切相关。
三、翼型优化设计1. 翼型参数分析翼型优化设计需要对翼型的参数进行分析，例如凸度、弯曲度、良好的分离、截面厚度等参数。
在优化设计过程中应该根据设计需要和实际情况对这些参数进行调整。
2. 数值模拟分析数值模拟分析是翼型优化设计的重要方法之一。
通过CFD流体力学分析软件进行数值模拟分析，可以快速准确地评估翼型的气动特性，优化翼型设计方案。
气动布局解析实验报告(3篇)
第1篇一、实验目的1. 了解和掌握不同气动布局的基本原理和特点。
2. 分析不同气动布局对飞行器性能的影响。
3. 通过实验验证理论知识的正确性。
二、实验器材1. 气动模型（如飞机模型、导弹模型等）2. 风洞实验装置3. 数据采集与分析软件4. 测量工具（如风速计、压力计等）三、实验原理气动布局是指飞行器各个部件的相对位置布置，它直接影响飞行器的空气动力学性能。
不同的气动布局具有不同的升力、阻力、稳定性、机动性等特性。
四、实验内容1. 常规气动布局实验（1）实验步骤：将气动模型置于风洞中，调整角度和速度，记录升力、阻力等数据。
（2）数据分析：分析常规气动布局在不同攻角和速度下的升力、阻力特性。
2. 鸭式气动布局实验（1）实验步骤：将鸭式气动布局模型置于风洞中，调整角度和速度，记录升力、阻力等数据。
（2）数据分析：比较鸭式气动布局与常规气动布局在不同攻角和速度下的升力、阻力特性。
3. 飞翼布局实验（1）实验步骤：将飞翼布局模型置于风洞中，调整角度和速度，记录升力、阻力等数据。
（2）数据分析：分析飞翼布局在不同攻角和速度下的升力、阻力特性。
4. 三翼面布局实验（1）实验步骤：将三翼面布局模型置于风洞中，调整角度和速度，记录升力、阻力等数据。
（2）数据分析：比较三翼面布局与常规气动布局在不同攻角和速度下的升力、阻力特性。
五、实验结果与分析1. 常规气动布局常规气动布局具有较好的稳定性和机动性，但升力系数相对较低。
在低速和低攻角下，升力系数较高；在高速和高攻角下，升力系数较低。
2. 鸭式气动布局鸭式气动布局具有较好的机动性和升力系数，但稳定性较差。
在低速和低攻角下，升力系数较高；在高速和高攻角下，升力系数较低。
3. 飞翼布局飞翼布局具有较好的升力系数和隐身性能，但机动性和稳定性较差。
在低速和低攻角下，升力系数较高；在高速和高攻角下，升力系数较低。
4. 三翼面布局三翼面布局具有较好的升力系数、稳定性和机动性。
飞机机翼的气动特性研究与优化设计
飞机机翼的气动特性研究与优化设计在航空工程领域，飞机机翼的气动特性研究与优化设计是一项重要的工作。
机翼的气动特性直接影响着飞机的飞行性能和安全性。
本文将对飞机机翼的气动特性进行研究，并提出优化设计方案，以期提高飞机的性能和安全性。
一、气动力学基础在开始研究飞机机翼的气动特性之前，我们首先需要了解一些气动力学基础知识。
气动力学是研究空气与物体运动相互作用的科学，而飞机机翼则是在飞行中扮演着至关重要的角色。
机翼产生升力和阻力是其最基本的气动特性。
升力使飞机能够克服重力并维持在空中飞行，而阻力则是抵抗飞机前进的力量。
除此之外，机翼的升阻比、失速特性、气动操纵特性等也是需要研究与优化的关键要素。
二、机翼气动特性研究方法为了研究飞机机翼的气动特性，科学家和工程师们采用了多种研究方法。
其中，数值模拟、风洞试验和实际飞行测试是最常见的方法。
1. 数值模拟数值模拟是通过计算机模拟飞机在各种飞行状态下与空气之间的相互作用，从而得出机翼的气动特性。
数值模拟方法可以节省时间和成本，并且可以对各种参数进行敏感性分析，提供了许多有价值的信息。
2. 风洞试验风洞试验是通过在实验室里建立一个人工流体环境，模拟飞机在真实空气中的飞行情况。
利用风洞试验可以获得具体的数据和图像，并验证数值模拟的准确性。
3. 实际飞行测试实际飞行测试是验证数值模拟和风洞试验结果的最终步骤。
通过在真实飞行中对机翼的气动特性进行观测和测量，可以对研究结果进行验证和修正。
三、飞机机翼气动特性的优化设计了解了机翼的气动特性研究方法后，我们可以开始讨论如何进行机翼的优化设计。
机翼的优化设计旨在减小阻力、提高升力，并尽量降低飞机的空气阻力。
1. 翼型设计翼型的选择对机翼的气动特性有着重要的影响。
不同的翼型具有不同的升阻比、失速速度和气动操纵特性。
通过翼型的优化设计，可以在提高升力的同时减小阻力，提高整体飞行性能。
2. 翼展与梢加载荷分布翼展和梢加载荷分布也是影响机翼气动特性的关键因素。
翼型气动特性数值模拟研究
翼型气动特性数值模拟研究翼型是飞行器的重要组成部分，其气动特性（如升力、阻力、升力系数、升阻比等）对飞行器的性能有很大影响。
由于实验设备和费用的限制，气动试验成本高昂，因此数值模拟成为了研究翼型气动特性的主要方法之一。
数值模拟方法数值模拟方法主要包括计算流体力学（CFD）方法和边界元方法。
其中，CFD方法是一种利用数值计算方法处理流体动力学问题的方法，可根据所建立的数学模型，通过计算机模拟流体的运动状态，获得流体介质的相应物理量。
而边界元方法则是一种计算机辅助工具，针对问题内部的微观变化关系较弥散的情况下，仅需检查问题外缘的变化，即可通过边界元法反映问题内部变化。
两种方法的原理和适用范围存在区别。
本文主要讨论CFD方法，根据不同模型和假设，CFD方法分为欧拉方程模型、纳维—斯托克斯方程模型等。
其中，普遍认为海拔高度2000米，马赫数0.3的常温常压环境下，采用欧拉方程模型就能较为精确地预测翼型的气动特性。
欧拉方程模型及其应用欧拉方程模型的基本假设是流体为理想气体，连续性方程为无穷小量，流体的运动状态由欧拉方程控制。
其中，欧拉方程考虑了三个物理量：密度（rho）、速度（v）、热力学气压（p），并描述了它们之间的关系。
欧拉方程模型的适用范围很广，可以处理多种气流复杂情况，可以在空气、液体（如水）及其它流体的流动中预测相关的力学变量，有效地用于翼型气动特性数值模拟。
实例分析以NACA 0012翼型为例，它是由美国航空航天局设计的一支标准组合翼，被广泛应用于飞行器领域。
研究采用Ansys Fluent 15.0数值模拟软件，通过对NACA 0012翼型的气动特性的分析，验证了欧拉方程模型在预测翼型的气动特性方面的有效性。
翼型模型的几何尺寸定义采用了标准的NACA 4位数型号，其的绘制遵守了标准的绘制规则。
通常，翼型的比尺寸Re数（不能大于100万）是气动特性数值模拟的一个关键因素，它决定了模拟结果的准确度。
NACA0012翼型Gurney襟翼增升特性及其机理实验研究
——兰些堕：：！二堂堡！翌！兰垒墨型鱼！翌型堡堡望盐堑苎！！垒些壅鐾堕壅ａ速度矢量陶ｆ无襟翼，ｔ－－Ｏ）一＝》ｏ４ｘ／ｃｏ０１０２０．３ｏ４ｘ／ｃｃ速度矢量图（６‰，ｔ＝Ｏ）ｅ速度矢量图（６‰，仁Ｏ＋４Ｇｔ）ｂ速度矢量图ｆ无谗现，ｉ－，０＋２Ａｄ速度矢量图（６‰，ｗＯ＋２Ｇｔ）Ｏ￡速度矢量图（６‰，ｔ＝Ｏ＋６Ａｔ）ｇ流线圈（６‰，ｔ－－ｏ）ｈ．流线图（６‰，ｔ＝Ｏ＋２Ａｔ）ｉ染色液流动显示国ｆ６％ｃ）图１８ＮＡＣＡ００１２翼型加装Ｇｕｒｎｅｙ襟冀后的瞬时图（Ⅱ：２．５。
）０４ｘ／ｃｏ＾彩ｃ“●卧●上李亚拒、王晋军：ＮＡＣＡ００１２翼型Ｇｕｍｅｙ襟翼增升特性及其机理实验研究１６场、流线和染色液流动显示图，从图ａ、ｂ可知，不加装Ｇｕｍｅｙ襟翼时，虽然尾流也有上Ｆ波动，但并不明显，也没有明显的涡结构存在，此时流场中未见明显分离：而在图ｃ．ｆ中则明显示出，加装６％ｃＧｕｍｅｙ襟翼后，尾流包含结构非常明显的交替脱落的卡门涡街，周期性很强，位于Ｇｕｍｅｙ襟翼的正后方。
考察速度大小可以发现，翼型尾缘处上下翼面附近速度由于此交替脱落的涡街的存在而变得明显增大，且流经上翼面的流体速度方向明显下偏。
图ｇ、ｈ分别为对应图ｃ、ｄ的瞬时流线图，可以看出集中涡的位置上下变化，表明涡脱落是上下摆动的，同时，两图中涡的旋向分别为顺时针和逆时针。
从图ｉ给出的染色液瞬时图也可以看出，在Ｇｕｒｎｅｙ襟翼的最上方和最下方交替有涡脱落且呈现周期性。
圈１９给出的是ＮＡＣＡ００１２翼型在攻角５。
时的瞬时流线图，分别为不加襟翼和加装６％ｃＧｕｍｅｙ襟翼。
不加襟翼时，流体在流经上翼面尾缘处时明显发生分离，不再能够沿着流体表面流动，由此造成流经箍个翼型的流体在经过翼型尾缘后明显向上偏转，尾流区内火部分处于分离状态；虽然尾流也有摆动，但并不存在明显的旋涡结构。
加装６％ｃＧｕｍｅｙ襟翼后，上翼面尾缘处的分离明显减弱，甚至消失，尾流中一童存在两个反向旋转的集中涡，并呈现交替脱落状态。
翼型实验报告
翼型实验报告翼型实验报告引言翼型是飞机设计中至关重要的组成部分，其形状和性能直接影响着飞机的飞行特性。
为了研究和优化翼型的性能，我们进行了一系列的实验。
本报告旨在总结和分析这些实验的结果，并探讨翼型在飞机设计中的重要性。
实验设备和方法我们使用了一台风洞实验设备，该设备能够模拟飞机在空气中的飞行环境。
实验中，我们选择了几种常见的翼型，包括对称翼型和非对称翼型，并通过改变其攻角来观察翼型的气动性能。
实验结果与分析1. 对称翼型的实验结果在对称翼型实验中，我们发现随着攻角的增加，升力系数逐渐增大。
这是因为随着攻角的增加，翼型对气流的抬升作用也增强了。
然而，当攻角过大时，翼型会失去稳定性，产生失速现象，升力系数会迅速下降。
此外，我们还观察到在较大攻角下，对称翼型的阻力系数也会显著增加。
这是由于较大攻角下，气流在翼型上的流动更加复杂，产生了更多的湍流和阻力。
2. 非对称翼型的实验结果与对称翼型不同，非对称翼型在不同攻角下的气动性能表现出更大的差异。
我们观察到在较小攻角下，非对称翼型产生了较小的升力系数和阻力系数。
然而，随着攻角的增加，非对称翼型的升力系数显著上升，而阻力系数也有所增加。
这是因为非对称翼型的上下表面形状不对称，使得气流在上表面流动更加迅速，从而产生了更大的升力。
3. 翼型在飞机设计中的重要性通过以上实验结果的分析，我们可以得出翼型在飞机设计中的重要性是不可忽视的。
翼型的形状和性能直接影响着飞机的升力和阻力特性，进而影响着飞机的起飞性能、爬升性能和巡航性能等。
因此，在飞机设计过程中，选择合适的翼型对于飞机的性能优化至关重要。
结论通过翼型实验，我们得出了一些重要的结论。
首先，对称翼型和非对称翼型在不同攻角下的气动性能表现出明显的差异。
其次，翼型对飞机的升力和阻力特性有着重要影响，因此在飞机设计中选择合适的翼型是必不可少的。
最后，我们还需要进一步研究和优化翼型的设计，以提高飞机的性能和安全性。
总结通过本次翼型实验，我们深入了解了翼型在飞机设计中的重要性。
飞机翼型设计及其气动特性分析
飞机翼型设计及其气动特性分析飞机翼型是飞机气动外形的重要组成部分，其形状和参数对于飞机的性能、燃油经济性、舒适性和安全性等方面都有着重要的影响。
如何设计出优秀的飞机翼型，使其具有良好的气动特性，是飞机设计的重要课题之一。
翼型的选择在飞机设计的初步阶段，需要根据任务需求和技术条件，选择合适的翼型。
现代飞机翼型大致可分为四类：直翼、后掠翼、前缘后掠翼和双曲线翼。
直翼结构简单，制造成本低，但飞行性能一般；后掠翼具有良好的高速性能，但低速性能差；前缘后掠翼的优点是高速和低速性能均较好，但是制造难度较大；双曲线翼兼顾高速和低速性能，但制造复杂。
较新型的翼型是蝶形翼、斜三角翼、翼身一体等，总体来说，选择合适的翼型是需要考虑多方面因素的综合考虑。
翼型气动特性分析飞机翼型的气动特性包括升阻特性、稳定性和操纵性。
其中升阻特性是最重要的，它决定了飞行速度、起飞和着陆距离以及载荷能力等方面的性能。
升力系数是描述翼型升力的重要参数。
在翼型设计中，需要尽可能地提高翼型的最大升力系数，以提高飞机起飞和着陆性能。
同时，升力系数的变化规律对哪些因素敏感，比如攻角、马赫数、气压高度等因素需要深入研究，以更好的处理飞机的飞行特性。
阻力系数是衡量升阻性能的重要参数。
较小的阻力系数有利于提高飞机的速度和燃油经济性，降低噪声和污染等方面。
一般不同攻角情况下的阻力系数变化，另外还需要研究横滚阻力以及迎风面阻力等方面的性能变化情况。
气动稳定性是飞机翼型设计中的关键性问题，翼型的气动稳定性主要表现在其稳定裕度和稳定性边界上。
稳定裕度的大小反映了翼型受扰动时保持稳定的能力，而稳定性边界则是指翼型失去稳定性的临界状态。
操纵性是指飞机在飞行中对操纵输入的响应能力，包括响应速度、控制精度、横向和纵向操纵性等各方面内部和外部的因素。
在设计翼型时，需要确定操纵面的尺寸和位置等参数，以将操纵性最大化并保持良好的稳定性和控制。
总体来说，翼型设计时需要考虑多种因素的综合影响，从而得到最优的气动特性。
超声速翼型和亚声速翼型的气动特性
超声速翼型和亚声速翼型的气动特性总负责：祝恺辰（071450704）组员：辛宏宇(071450703)超声速和亚声速翼型不同的主要原因是超声速翼型需承受激波阻力。
激波超声速气体中的强压缩波。
微扰动（如弱压缩波）的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应。
经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。
压强的跃升产生可闻的爆响。
如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。
理想气体的激波没有厚度，是数学意义的不连续面。
实际气体有粘性和传热性，这种物理性质使激波成为连续式的，不过其过程仍十分急骤。
因此，实际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自由程的某个倍数，波前的相对超音速马赫数越大，厚度值越小。
一、超音速薄翼型翼型作亚声速运动和超声速运动时，对气流的扰动有很大不同根据动量定律，向前流出的气体将给翼型一个像后的反作用力，它有一个阻力分量；而从控制面向后流出的气流对翼型有一个推力分量；同理，向前流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。
而向后流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。
从控制面垂直进出的流动不会是翼使翼型承受阻力或是推力。
这样，在无粘性流体中作亚胜诉流亚声速扰动无界原子弹爆炸形成的蘑菇云也是一种激波超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后半部膨胀，扰动均沿着波德传播方向即垂直于马赫波动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声速翼型将承受阻力，这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。
超声速流动中，绕流物体产生的激波阻力大小与物体头波钝度有着密切的关系。
由于钝物的绕流将产生离体激波，激波阻力大；而尖头体的绕流将产生附体激波，激波阻力小。
因此，对于超声速翼型，前缘最好作成尖的，如菱形、四边形、双弧形。
但是对于超声速飞机，总是要经历起飞和着陆的低速阶段，尖头翼型在低速绕流时，较小迎角下气流就要发生给力，是翼型的气动特性能变坏。
为此，为了兼顾超声速飞机的低速特性，目前低超声速的翼型，其形状都采用小圆头的对称薄翼。
空气动力学翼型压强分布测量与气动特性分析实验报告
《空气动力学》课程实验翼型测压与气动特性分析实验报告指导老师：实验时间：实验地点：小组成员：专业：一、实验目的1 熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力计测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。
2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。
3 采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同攻角下的升力曲线。
4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。
二、实验仪器和设备（1） 风洞：低速吸气式二元风洞。
实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。
实验风速20,30,40V ∞=/m s 。
实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压p ∞，实验段气流的总压0p 为实验室的大气压a p 。
表2.1 来流速度与电流频率的对应（参考）表2.2 翼型测压点分布表上表面下表面（2） 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。
模型表面开测压孔，前缘孔编号为0，上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ……。
（如表-2所示）（3） 多管压力计：压力计斜度90θ=，压力计标定系数 1.0K =。
压力计左端第一测压管通大气，为总压管，其液柱长度为I L ；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为IN L ；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为II L 。
其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为i L 。
这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。
三、实验原理测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。
在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便于装置天平），全靠压强分布来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。
适用于风力机的新翼型气动性能的实验研究
实验结果与分析
通过实验的测量和数据处理 , 得到下列结果 : 1) 压力分布 图 6 分别给出了攻角为 0~ 10 时, 翼型在不同
雷诺数 ( 即不同风速) 下的压力系数分布。由图可以 经采集卡采集数据后, 由离散点的表面压力通 过数值插值, 得到整个翼型表面的压力分布, 由叶片 表面压力分布就可以计算出翼型的升力系数和阻力 系数。 压力系数 C p 由下面的公式定义 : Cp = P- P 1 U2 2 ( 1) 看出 , 由于 F FA W3 翼型前 缘曲率较大 , 对翼型表 面气流具有较强的加速性能 , 使得气流迅速加速 , 翼 型表面静压降低; 同时由于翼型尾缘压力面有一个 反曲率收缩段, 具有减速扩压性能, 因此压力系数明 显增加。随着雷诺数的增大 , 翼型气动负荷增加 , 从 而在失速后对翼型的升力系数和阻力系数有较大的 影响。 2) 升力系数和阻力系数 图 7 为 FFA W3 211 在两种雷诺数下的升力系 数和阻力系数比较图。从图 7 中可以看出 , 由于雷
图 4 Hy Scan 1000 电子扫描阀测压 系统组成 Fig . 4 Pressure measur ement system of HyScan 1000 electronic scan v alve
4期
叶枝全等 : 适用于风力机的新翼型气动性能的实验研究
551
叶片表面的压力分布, 通过在叶片内部布设测 压孔 , 用埋管引出, 测压孔的压力再通过塑料管传到 48 通道的电子压力扫描阀上, 经放大器传到工控机 上通过数据采集卡进行快速采集 , 压力采集过程如 下图所示 : y 速; x 、 攻角 ; d s
图 1 F FA W3 翼型系列 F ig. 1 FF A W3 airfoil series
翼型的高速空气动力特性-文档资料
C y可压
C y不可压 1 M2
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
• 上述两式表明，在亚音速阶段，机翼的升力系数和升力系数斜率 都随飞行M数的增大而增大。升力系数增大，说明同一迎角下， 可压气流的机翼升力系数比不可压气流的大。这是因为，机翼上 下表面产生了额外的吸力或压力，导致升力增加，机翼升力以超 过飞行速度平方的比例变化。 • 2、临界迎角和最大升力系数随M数变化规律 • 飞行M数增大，机翼上表面的额外吸力增加。但各点吸力增加 的数值却不等。在最低压力点附近，因流速增加得多，密度减小 得多，吸力额外增加得多；而在上表面的后缘处，吸力增加得少 (见图3—2—1)。于是，随着M数的增大，机翼上表面后缘的压
• 机的临界M数，简称临界M数，记作 M 临界 C临界 • M临界 aH • 式中 a H 为飞机所在高度的大气音速。 • 临界M数的大小，表示机翼最低压强点处产生局部超音速气 M 临界 大表示该机翼产生局部 流继而形成激波(局部激波)的早晚。 M 临界是衡量机翼 M 临界小产生局部超音速气流早。 超音速气流晚， 空气动力性能的一个很重要的参数。 • 临界M数的大小与最低压强点处的压力系数有关。最低压强 （ p不可压 ） 点处的压力系数 min 越小，表示该点的局部气流速度较远 前 方来流速度大得越多，温度下降越多，即局部音速减小越多， 产生局部超音速气流越早，所以临界M数也越小。 • 由以上分析可知，翼型的临界M数 M 临界 主要是相对厚度和升 力系数 C y 的函数。 • (二)局部激波的产生和发展 • 1、局部激波的产生 • 当飞行M数增至临界M数时，机翼上表面首先出现等音速点。 如继续增大飞行M数，等音速点的后面流管扩张，
• 强比最低压强点的压强大得更多，逆压梯度增大，导致附 面层空气更容易倒流。这就有可能在比较小的迎角下，出 现严重的气流分离，临界迎角和最大升力系数随之下降。 • (三)阻力特性 • 飞行M数增大，一方面前缘压强由于空气压缩性的影响 而有额外增加，压差阻力系数增大。但增大很有限。另一 方面飞行M数增大(或者飞行速度增大，或者音速减小一气 温降低，粘性系数μ减小)，雷诺数Re增大，导致摩擦阻力 系数减小。但减小也很有限。于是，随着飞行M数的增大， 压差阻力系数的增大和摩擦阻力系数的减小相抵，机翼型 阻系数(压差阻力系数与摩擦阻力系数之和)基本不随飞行M 数而变化。 • (四)压力中心位置的变化 • 亚音速飞行，在空气压缩性的影响下，整个机翼的压 力系数 P 都放大了 1 1 M2 倍。这样，机翼表面压强分布 的形状就没有改变，可以认为机翼压力中心位置基本不变。
气动实验报告
气动实验报告气动实验报告引言气动学是研究气体在流动过程中的物理规律的学科，广泛应用于航空、航天、汽车工程等领域。
本次实验旨在通过对气动实验的设计与分析，探索气动学的基本原理和应用。
实验目的1. 了解气动学的基本概念和原理；2. 学习气动实验的设计与操作方法；3. 分析实验结果，验证气动学理论。
实验装置与方法本次实验采用了气动力学实验台和相应的测量设备。
实验台上设置了多个不同形状的模型，如圆柱体、球体和翼型等。
实验方法主要包括测量和数据分析两个步骤。
实验过程1. 首先，选择一个模型进行实验。
以圆柱体为例，将其安装在实验台上，并调整好相应的参数，如入流速度和角度等。
2. 启动实验台上的风机，使气流通过模型。
同时，使用压力传感器和流速计等设备，测量气流的压力和速度。
3. 记录实验数据，并进行初步分析。
比如，可以计算出气流对模型的阻力和升力等参数。
4. 重复以上步骤，对其他模型进行实验，并进行数据比较和分析。
实验结果与分析通过实验数据的统计和分析，我们可以得到一些有关气动学的结论。
比如，对于圆柱体模型，我们可以观察到在不同入流速度和角度下，阻力和升力的变化规律。
这些数据可以与气动学理论进行比较，以验证理论的准确性。
此外，我们还可以通过实验数据，研究不同模型的气动特性。
比如，对于翼型模型，我们可以观察到其产生升力的机理，并分析不同翼型的升力性能。
这对于航空器的设计和改进具有重要意义。
实验总结通过本次气动实验，我们深入了解了气动学的基本原理和应用。
通过实验数据的分析，我们验证了气动学理论的准确性，并且对不同模型的气动特性有了更深入的了解。
然而，本次实验还存在一些限制。
比如，实验中的模型可能只是理想化的情况，并不能完全反映实际工程中的复杂气动现象。
此外，实验数据的准确性也受到测量设备和操作误差的影响。
为了进一步提高实验的可靠性和准确性，我们可以采取一些改进措施。
比如，增加测量设备的精度，提高实验操作的规范性，以及增加实验样本的数量等。
航空器的气动性能实验研究
航空器的气动性能实验研究在航空领域，航空器的气动性能是决定其飞行性能、安全性和经济性的关键因素之一。
为了深入了解和优化航空器的气动性能，进行实验研究是必不可少的手段。
气动性能主要涉及到航空器在空气中运动时所受到的各种力和力矩，包括升力、阻力、俯仰力矩、偏航力矩和滚转力矩等。
这些力和力矩的大小和分布直接影响着航空器的飞行姿态、速度、航程和操控性。
在实验研究中，风洞实验是最常用也是最有效的方法之一。
风洞是一种能够产生可控气流的设备，通过将航空器模型放置在风洞中，并测量模型在不同风速、攻角和侧滑角等条件下所受到的力和力矩，从而获取航空器的气动性能数据。
风洞实验的优点在于可以精确控制实验条件，重复进行实验，并且能够测量到详细的气动参数。
然而，风洞实验也存在一些局限性，例如模型尺寸的限制可能导致雷诺数效应，从而影响实验结果的准确性；模型与真实航空器之间在制造工艺和材料等方面的差异也可能带来一定的误差。
为了克服风洞实验的局限性，飞行试验也是重要的研究手段。
通过在真实的飞行环境中对航空器进行测试，可以获得最真实的气动性能数据。
但飞行试验成本高昂，风险较大，并且受到诸多实际条件的限制，如天气状况、空域限制等。
在进行气动性能实验研究时，模型的设计和制造至关重要。
模型需要在几何形状、表面粗糙度和结构强度等方面尽可能地模拟真实航空器，以保证实验结果的可靠性。
同时，测量技术的选择和精度也直接影响着实验数据的质量。
常见的测量技术包括压力传感器、热线风速仪、激光测速仪等。
对于不同类型的航空器，其气动性能的研究重点也有所不同。
例如，对于客机和运输机，重点关注的是升阻比、巡航性能和飞行稳定性；而对于战斗机，机动性和敏捷性则是更为关键的气动性能指标。
以客机为例，为了提高其燃油经济性和飞行效率，需要对机翼的形状、翼型和襟翼的设计进行深入研究。
通过风洞实验，可以对比不同机翼设计方案在不同飞行条件下的升力和阻力特性，从而选择最优的设计方案。
高速飞行器的气动性能研究
高速飞行器的气动性能研究高速飞行器，是指飞行速度超过音速的飞行器。
由于其具有高飞行速度的特点，因此其气动性能研究是极其重要的。
本文将从高速飞行器气动性能的定义、研究内容和研究方法等方面进行分析和探讨。
一、高速飞行器气动性能的定义高速飞行器气动性能是指在高速运动状态下，飞行器与空气流动之间的相互作用及其对高速飞行器性能的影响。
其中包括了飞行器的阻力、升力、控制、稳定等方面的表现。
二、高速飞行器气动性能研究的内容高速飞行器的气动性能研究内容十分广泛，主要包括以下几个方面：1. 阻力研究：阻力是飞行器在高速飞行过程中所受到的空气阻力。
研究阻力的大小和影响因素，可以为高速飞行器的设计和性能提高提供依据。
2. 升力研究：升力是指飞机受到上升作用的力。
高速飞行器在空气中运动，其曲线形状和横截面积也会影响其受到的升力大小。
3. 稳定性研究：高速飞行器的稳定性对于其安全性和飞行表现都非常关键。
因此，研究高速飞行器在空气流动作用下的稳定性变化规律十分重要。
4. 控制研究：高速飞行器控制的稳定性和精度，直接影响其在高速运动过程中的表现。
因此，研究高速飞行器控制系统的设计和优化，可为高速飞行器的性能优化和安全保证提供有力支撑。
三、高速飞行器气动性能研究的方法高速飞行器的气动性能研究需要借助多种实验和理论手段。
1. 数值模拟方法：数值模拟是近年来应用广泛的一种方法。
通过建立高速飞行器气动力学的数学模型和计算方法，预测高速飞行器受力变化规律，了解其运行机制。
2. 实验研究方法：实验研究是高速飞行器气动性能研究的重要手段。
现代实验研究方法，如风洞试验、模型试验、激光干涉法和非接触式测量技术等，能够直观快速地捕捉到高速飞行器飞行过程中的关键信息，并能引导和测试相关的理论分析。
3. 观测和测试方法：通过部署传感器和监测设备，在高速飞行器运动过程中测量和记录其气动性能的数据。
这种方法可以收集大量的实测数据，直接反映高速飞行器在不同条件下的气动行为，并且有助于后续的理论分析和验证。
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第24卷 第2期2009年4月实 验 力 学JO U RN A L O F EX PERIM EN T A L M ECHA N ICSV o l.24 No.2A pr.2009文章编号:1001-4888(2009)02-0103-05两种椭圆翼型高速气动特性实验研究＊邓阳平,高正红,詹浩(西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室,陕西西安710072)摘要:新概念旋转机翼飞机的主机翼既能高速旋转作为旋翼,又可锁定作为固定翼,所以只能使用特殊的前后对称翼型。
针对主机翼翼型的这一特殊要求,对16%相对厚度,相对弯度分别为0%和3%的两种椭圆翼型的高速气动特性进行了风洞实验研究,试验分别在中国空气动力研究发展中心FL-21风洞和荷兰代尔夫特大学TS T-27风洞进行,采用表面测压和尾排型阻测量技术。
试验结果的对比分析表明,有弯度椭圆翼型的升力和力矩特性优于无弯度椭圆翼型,而阻力特性和最大升阻比劣于无弯度椭圆翼型。
试验结果为旋转机翼飞机主机翼翼型的选取提供了参考。
关键词:旋转机翼飞机;椭圆翼型;实验研究;气动特性中图分类号:V211.3 文献标识码:A0 引言旋转机翼飞机是一种既可以垂直起降,又可以进行高速飞行的新概念飞行器,其最大的特点是有一副既可以高速旋转作为旋翼,又可以锁定作为固定翼的主机翼[1,2]。
旋转机翼飞机主机翼的这一特点,决定了其只能使用前后对称的外形和特殊的前后对称翼型。
传统翼型具有较大的前缘曲率半径和尖的后缘,最大厚度位置在翼型前部,而前后对称翼型的前后缘曲率半径相同,最大厚度位置在中间。
参考国外旋转机翼飞机关键技术研究中主机翼翼型的选取情况[3,4],我们进行了前后对称翼型的优化设计[5,6],再综合考虑主机翼内部管道布置和结构设计要求[7],选取16%相对厚度,相对弯度分别为0%和3%的椭圆翼型作为旋转机翼飞机主机翼的候选翼型,图1为两个翼型的外形比较,其中有弯度翼型由长轴长相同而短轴长不同的上下半椭圆组合而成[6]。
为了验证优化设计结果,并为旋转机翼飞机的设计及旋翼状态和固定翼状态飞机气动特性计算提供翼型气动特性数据,分别在中国空气动力研究与发展中心FL-21风洞和荷兰代尔夫特大学TST-27风洞中对选取的两种候选椭圆翼型进行了高速气动特性实验研究。
1 试验方法与设备1.1 试验方法在模型翼展中部上下表面开静压孔,测量翼型表面的压力分布,用以计算翼型的升力和俯仰力矩。
测压管通过模型内腔从风洞壁引出洞外,再与电子扫描阀连接。
在模型后缘处安装尾流测压耙,测量模型尾迹区的总压分布和静压,用以计算翼型的阻力。
＊收稿日期:2009-02-03;修订日期:2009-03-11基金项目:航空基金2006ZA53009通讯作者:邓阳平(1980-),男,博士研究生。
研究方向:飞行器总体设计、飞行力学。
E-mail:flyhighdyp@104 实 验 力 学 (2009年)第24卷 图1 两翼型的外形比较Fig.1 Compariso n o f two airfo il1.2 试验设备和模型0%相对弯度椭圆翼型试验在FL-21风洞中进行,该风洞为试验段横截面为0.6m×0.6m的半回流暂冲下吹式三声速风洞,试验段长度为1.775m,试验马赫数范围为0.4～4.5。
另一翼型试验在TS T-27风洞中进行,该风洞为暂冲(下吹)式风洞,试验马赫数范围为0.5～4.2,试验段尺寸为280mm (宽)×270mm(高),紊流度小于1%。
试验模型为全钢机构,0%相对弯度椭圆翼型模型的弦长为150mm,展向长度600mm,上下表面共88个测压孔。
考虑到模型厚度较薄,尤其在后缘附近,将所有测压孔布置在一个剖面内非常困难,同时测压孔间距小,相邻测压孔之间干扰很大。
为了满足试验要求而又不影响试验结果的可靠性,将总的测压孔位置拆分为四个相邻剖面位置来布置,靠近前缘的测压孔位置相邻非常紧密,分别在展向错开一个小的距离,以减小相邻测压孔之间的影响,同时也给模型内安装测压孔提供方便,所有测压数据按弦向位置组合即成一个完整的翼型表面压力数据。
3%相对弯度椭圆翼型模型的弦长为100mm,展长280m m,上下表面共36个测压孔。
两翼型试验马赫数均为0.5,基于翼型弦长的试验雷诺数分别为1.8×106(FL-21)和2.2×106(TS T-27)。
1.3 试验数据处理由所测量的翼型表面静压数值积分获得翼型的法向力系数和弦向力系数,经过坐标转换获得翼型的升力系数和力矩系数,根据动量法由测量的翼型尾迹区静压和总压积分获得翼型的阻力系数。
2 试验结果分析受风洞试验段截面尺寸影响,为防止堵塞试验段,两翼型试验的最大迎角分别只达到12°和10°。
两翼型试验的马赫数相同,由于试验时风洞试验段压力及试验模型尺寸的不同,试验雷诺数并不相同,数值计算研究表明,在1.1×106以上雷诺数量级下,雷诺数大小的少许差异对两翼型的气动特性并无明显影响。
2.1 升力与阻力特性图2为两翼型升力系数随迎角变化曲线的比较。
由图2可以看出,两翼型升力系数随迎角基本上线性变化,有弯度椭圆翼型的零升迎角约为-1.7°,其升力线斜率相比无弯度椭圆翼型增大约25%。
虽然从图2中无法确定两翼型的最大升力系数和失速迎角,但从升力系数随迎角的变化曲线中仍可推断出有弯度椭圆翼型的最大升力系数要大于无弯度椭圆翼型25%以上。
图3为两翼型阻力系数随迎角变化曲线比较,由图可以看出在-4°～10°迎角范围内,有弯度椭圆翼型的阻力系数要大于无弯度椭圆翼型,有弯度椭圆翼型的最小阻力系数迎角为4°左右,无弯度椭圆翼型的最小阻力系数迎角并不像传统对称翼型那样为0°,而是5°左右。
分析认为,相比于传统尖后缘翼型,绕椭圆翼型的流动在后缘出现了较大的分离并形成一对大的分离涡[8],而流动分离与分离涡对翼型的气动特性(特别是阻力特性)具有较大的影响。
在零度迎角附近,分离涡使得椭圆翼型后缘的流动分离区域扩大,压差阻力增大,并且大于较大迎角时,随着迎角的增大,分离涡对流动分离的影响减弱,因而出现翼型最小阻力系数迎角并不是零度的现象。
图4和图5分别为两翼型的升阻极曲线与升阻比的比较,由图可以看出,无弯度椭圆翼型的最大升阻比相比有弯度椭圆翼型要大20%左右,在升力系数小于0.75的范围内,无弯度椭圆翼型的升阻比要大于有弯度椭圆翼型。
2.2 压力分布与力矩特性图6和图7给出了各个不同迎角下两翼型的压力分布,由图可以看出,两翼型上表面的吸力峰值点105第2期 邓阳平等:两种椭圆翼型高速气动特性实验研究非常靠近翼型前缘,尤其是无弯度椭圆翼型,而在靠近后缘的部分区域内,翼型上表面的压力值相比下表面要高,在相同迎角下,无弯度椭圆翼型该区域的范围要大于有弯度椭圆翼型。
在12°迎角时,无弯度椭圆翼型前缘出现了分离气泡。
图8为两翼型的力矩特性曲线,由图可见,两翼型的力矩系数均随着升力系数的增大而增大,基本上线性变化,斜率相近,这主要是因为两翼型上表面的吸力峰值点靠近翼型前缘,而靠近后缘的区域内上表面的压力大于下表面产生抬头力矩,随着迎角的增大,吸力峰值增大,后缘产生抬头力矩的区域也有所扩大(图6、图7),因此翼型抬头力矩相应增大。
在相同升力系数下,无弯度椭圆翼型的力矩系数要大于有弯度椭圆翼型。
两翼型的压心位置均比较靠前,有弯度椭圆翼型约为20%相对弦长位置,无弯度椭圆翼型约为15%相对弦长位置。
图8 两翼型力矩特性的比较Fig .8 Pitching mo ment perfo rmance of tw o airfoil3 结论本文对厚度相同而弯度不同的两椭圆翼型的高速气动特性进行了试验研究,并将试验结果进行对比。
结果表明,在试验状态下,有弯度椭圆翼型的升力特性优于无弯度椭圆翼型,而阻力特性和最大升阻比劣于无弯度椭圆翼型。
在旋转机翼作旋翼使用时,其变距轴线位于翼型剖面中心位置,在相同升力系数下无弯度翼型的抬头力矩要大于有弯度翼型,因此从减小旋转机翼变距操纵力的角度,有弯度椭圆翼型的力矩特性优于无弯度椭圆翼型。
此外,无弯度椭圆翼型的最小阻力系数迎角并不像传统对称翼型那样为0°,而是5°左右,这就需要对形成这种现象的流动机理进行细致的试验和数值计算研究。
总之,两翼型的气动特性各有优劣,而最终使用哪个翼型则要根据旋转机翼飞机总体设计的需要进行多方面的考虑和折中。
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