飞行器翼型设计

1、翼型的定义与研究发展在飞机的各种飞行状态下，机翼是飞机承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飞机保持安定性和操纵性的气动部件。

一般飞机都有对称面，如果平行于对称面在机翼展向任意位置切一刀，切下来的机翼剖面称作为翼剖面或翼型。

翼型是机翼和尾翼成形重要组成部分，其直接影响到飞机的气动性能和飞行品质。

通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小、并有小的零升俯仰力矩。

因此，对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。

对于低亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型形状为圆头尖尾形；对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散Ma数，采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型。

3、NACA翼型编号NACA四位数翼族：其中第一位数代表f，是弦长的百分数；第二位数代表p，是弦长的十分数；最后两位数代表厚度，是弦长的百分数。

例如NACA 0012是一个无弯度、厚12%的对称翼型。

有现成实验数据的NACA四位数翼族的翼型有6%、8%、9%、10%、12%、15%、18%、21%、24五位数翼族的厚度分布与四位数翼型相同。

不同的是中弧线。

具体的数码意义如下：第一位数表示弯度，但不是一个直接的几何参数，而是通过设计升力系数来表达的，这个数乘以3/2就等于设计升力系数的十倍。

第二、第三两位数是2p，以弦长的百分数来表示。

最后两位数仍是百分厚度。

例如NACA 23012这种翼型，它的设计升力系数是（2）×3/20=0.30；p=30/2,即中弧线最高点的弦向位置在15%弦长处，厚度仍为12%。

一般情况下的五位数编号意义如下有现成实验数据的五位数翼族都是230-系列的，设计升力系数都是0.30，中弧线最高点的弦向位置p都在15%弦长处，厚度有12%、15%、18%、21%、24%五种。

其它改型的五位数翼型在此就不介绍了。

1、低速翼型绕流图画低速圆头翼型在小迎角时，其绕流图画如下图示。

总体流动特点是（1）整个绕翼型的流动是无分离的附着流动，在物面上的边界层和翼型后缘的尾迹区很薄；（2）前驻点位于下翼面距前缘点不远处，流经驻点的流线分成两部分，一部分从驻点起绕过前缘点经上翼面顺壁面流去，另一部分从驻点起经下翼面顺壁面流去，在后缘处流动平滑地汇合后下向流去。

（3）在上翼面近区的流体质点速度从前驻点的零值很快加速到最大值，然后逐渐减速。

根据Bernoulli方程，压力分布是在驻点处压力最大，在最大速度点处压力最小，然后压力逐渐增大（过了最小压力点为逆压梯度区）。

而在下翼面流体质点速度从驻点开始一直加速到后缘，但不是均加速的。

NACA2412在迎角 7.40时的压强分布曲线（4）随着迎角的增大，驻点逐渐后移，最大速度点越靠近前缘，最大速度值越大，上下翼面的压差越大，因而升力越大。

（5）气流到后缘处，从上下翼面平顺流出，因此后缘点不一定是后驻点。

当迎角大过一定的值之后，就开始弯曲，再大一些，就达到了它的最大值，此值记为最大升力系数，这是翼型用增大迎角的办法所能获得的最大升力系数，相对应的迎角称为临界迎角。

过此再增大迎角，升力系数反而开始下降，这一现象称为翼型的失速。

这个临界迎角也称为失速迎角。

归纳起来，翼型升力系数曲线具有的形状为3、翼型失速随着迎角增大，翼型升力系数将出现最大，然后减小。

这是气流绕过翼型时发生分离的结果。

翼型的失速特性是指在最大升力系数附近的气动性能。

翼型分离现象与翼型背风面上的流动情况和压力分布密切相关。

在一定迎角下，当低速气流绕过翼型时，从上翼面的压力分布和速度变化可知：气流在上翼面的流动是，过前驻点开始快速加速减压到最大速度点（顺压梯度区），然后开始减速增压到翼型后缘点处（逆压梯度区）。

小迎角翼型附着绕流随着迎角的增加，前驻点向后移动，气流绕前缘近区的吸力峰在增大，造成峰值点后的气流顶着逆压梯度向后流动越困难，气流的减速越严重。

这不仅促使边界层增厚，变成湍流，而且迎角大到一定程度以后，逆压梯度达到一定数值后，气流就无力顶着逆压减速了，而发生分离。

这时气流分成分离区内部的流动和分离区外部的主流两部分。

在分离边界（称为自由边界）上，二者的静压必处处相等。

分离后的主流就不再减速不再增压了。

分离区内的气流，由于主流在自由边界上通过粘性的作用不断地带走质量，中心部分便不断有气流从后面来填补，而形成中心部分的倒流。

大迎角翼型分离绕流不同迎角下翼型的绕流实验结果根据大量实验，大Re数下翼型分离可根据其厚度不同分为：（1）后缘分离（湍流分离），升力曲线如左图(a)；（2）前缘分离（前缘短泡分离），如(b)；（3）薄翼分离（前缘长气泡分离），如(c)。

（1）后缘分离（湍流分离）这种分离对应的翼型厚度大于12%-15%，翼型头部的负压不是特别大，分离从翼型上翼面后缘近区开始，随着迎角的增加，分离点逐渐向前缘发展，起初升力线斜率偏离直线，当迎角达到一定数值时，分离点发展到上翼面某一位置时（大约翼面的一半），升力系数达到最大，以后升力系数下降。

后缘分离的发展是比较缓慢的，流谱的变化是连续的，失速区的升力曲线也变化缓慢，失速特性好。

NACA4412——后缘分离（湍流分离）（2）前缘分离（前缘短泡分离）对于中等厚度的翼型（厚度6%-9%），前缘半径较小，气流绕前缘时负压很大，从而产生很大的逆压梯度，即使在不大迎角下，前缘附近发生流动分离，分离后的边界层转捩成湍流，从外流中获取能量，然后在附到翼面上，形成分离气泡。

起初这种短气泡很短，只有弦长的0.5 ~ 1%，当迎角达到失速角时，短气泡突然打开，气流不能再附，导致上翼面突然完全分离，使升力和力矩突然变化。

（3）薄翼分离（前缘长气泡分离）对于薄的翼型（厚度4%-6%），前缘半径更小，气流绕前缘时负压更大，从而产生很大的逆压梯度，即使在不大迎角下，前缘附近引起流动分离，分离后的边界层转捩成湍流，从外流中获取能量，流动一段较长距离后再附到翼面上，形成长分离气泡。

起初这种气泡不长，只有弦长的2%-3%；随着迎角增加，再附点不断向下游移动；当达到失速迎角时，气泡不再附着，上翼面完全分离之后，升力达到最大值；迎角继续增加，升力逐渐下降。

（4）除上述三种分离外，还可能存在混合分离形式，气流绕翼型是同时在前缘和后缘发生分离。

按产生阻力的原因分类，低速飞行时飞机上的阻力有：摩擦阻力，压差阻力，诱导阻力和干扰阻力等。

摩擦阻力空气也具有粘性。

当气流流过飞机表面时，由于粘性，空气微团与飞机表面发生摩擦,阻滞了气流的流动，由此而产生的阻力就叫做“摩擦阻力"。

当气流流杀机表面与机体相接触的那后空气,做团粘附在机体表面上。

于是这匡气流的流动速度降低为零。

紧靠这层空气的外面←层空气虽然没有直接受机体表面的影响,但由于其相邻的空气层的速度为零,由于粘性,该层空气的流动速度也被减小到很小。

这样层层影响,各层空气的流动速度逐渐加大,机体表面的阻滞作用逐渐刷、,一直到速度与外界自由流速相等;这样一种流速有变化的空气称之为“附面层"。

附面层内,每相邻两薄层空气之间由于存在速度差便产生摩擦力。

这种摩擦力的总和就是飞机的摩擦阻力。

在机翼上形成的附面层一般都是很薄的，厚度大的只有几厘米，螺旋桨上的附面层更薄，只有几毫米。

可是巨型飞船和海轮船舷上的附面层，其厚度可以达几十厘米，甚至半米，却是相当厚了。

附面层中气流的流动情况也是不同的。

一般机翼大约在最大厚度以前，附面层的气流各层不相混杂而成层地流动。

这部分叫“层流附面层,'。

在这以后,气流的活动转变为杂乱无章,并且出现了旋涡和横向运动。

这部分就叫做“紊流附面层"。

虽然紊流附面层内空气,傲团的运动是紊乱的,但是整个附面层仍然附着在机翼表面。

层流转变为紊流的那一点叫“转缺点"?在紊流盹面层之后,附面层脱离了翼面币形成大量宏观的旋涡。

这就是“尾迹"。

附面层开始分离的一点叫“分离点".附面层内的摩擦阻力同流动情况有很大关系。

实践证明,层流附面层的摩擦阻力小,而紊流附面层的摩擦阻力大。

因此,尽可能在机翼和飞视其他部件表面保持层流流动是有利的。

层流翼型「声擦阻力要低得多。

为了降低飞机的摩擦匪时使飞机表面尽量光滑。

压差阻力“压差阻力,,它成的压强差。

如果把→块平板垂直地竖立在气流中;强大大增大,后面压强减小。

前后形成了巨大的压强差i了巨大的咀力。

五差阻力。

如果把平板平行于气流方向置于气流中则产生的压差阻力就微乎其微。

由此可见,压差阻力同物体的迎风面积、形状和在气流中的位置都有很大关系。

所谓迎风面积,就是物体上垂直于气流方向的最大截面面积。

从经验得知物体的迎风面面积越大,压差阻力也就越大。

物体的形状对压差阻力也有很大影响。

由风洞实验可知，如果一个短圆柱体的轴向阻力为单位1的话,那末同样的短圆柱体头部加上因锥,头部装一表面均匀弯曲的凸头,以及头部装凸头同时尾部再装一逐渐变尖的凸头,形成所谓“流线体"时。

它们的阻力分别是短圆柱体的25,1/5和1/25。

可见物体的形状对压差阻力影响之大。

流线体所以能大幅度降低压差阻力,实际上是流线体的头部占据了物体前面的气流滞止所形成的高压区同时流线体的尾部又填满了物体后面气流分离后充满旋涡的低压区,使气流能平滑地流过物体表面来降低物体前后的压力差。

因此,为了降低压差阻力,飞机的迎风面积要尽可能小同时所有飞机部件都要加以整流形成流线体形状。

诱导阻力机翼上也有摩擦阻力和压差阻力。

对机翼而言,这二者合称“翼型阻力"。

但机翼上除翼型阻力外还有“诱导阻力"(又叫“感应阻力,,)。

这是机翼所独有的一种阻力。

(当然,尾翼上也有)。

因为这种阻力是伴随着机翼上升力的产生而产生的。

也许可以说它是为了产生升力而付出的一种“代价”。

当飞机飞行时,下翼面压强大、上翼面压强小。

由于翼展的长度是有限的,所以上下翼面的压强差使得气流从下翼面绕过两端翼尖,向上翼面流动。

当流绕过翼尖时,在翼尖处不断形成旋涡。

这种旋涡,从飞机的正前方看去,右边(飞机的左机翼)是逆时针方向的,左边(飞机的右机翼)是顺时针方向的。

随着飞机向前方飞行,旋涡就从翼尖向后方流去并产生了向下的下洗速度。

下就速度在两个翼尖处最大,向中心逐渐减小。

在飞机对称面内减到最小。

这种下洗现象，常被候鸟一雁群所利用。

当雁群随着气候的变化而迁徙时，常常排成人字形成或斜一字形。

领队的大雁排在最前面,幼弱的小雁常排布后外侧。

这样就使后雁处于前雁翼尖所形成的旋涡中。

由于翼尖旋涡中的气流在翼尖外侧是向上流动的,形成上升气流。

后雁在上升气流中飞仨较省力,对长途不着陆飞行是很有利的。

在机翼中任取某一剖面来研究。

由于下洗,流过该剖面的气流除了原来的相对速度v之外又产生了垂直向下的下洗速度。