翼型和机翼的气动特性

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第8章+跨音速翼型和机翼的气动特性(1)

升力特性随来流马赫数的变化
随着马赫数增大，随着马赫数增大，下翼面也出现超音速区和激波且下翼面激波要比上翼面激波更快地移至后缘，激波要比上翼面激波更快地移至后缘，使下翼面压强降低引起升力系数下降至C点，引起升力系数下降至点。
升力特性随来流马赫数的变化
随着马赫数进一步增大，上翼面激波移到后缘，随着马赫数进一步增大，上翼面激波移到后缘，边界层分离点也后移，上翼面压强继续降低，离点也后移，上翼面压强继续降低，使升力系数又重新回升到D点升到点。
翼型的跨音速绕流图画
由于激波造成的逆压梯度将通过边界层的亚音速区向上游传播，从而改变翼面压强分布，区向上游传播，从而改变翼面压强分布，边界层厚度增大，厚度增大，增厚的边界层反过来又对外流形成一形激波系。系列压缩波，系列压缩波，从而形成λ形激波系。
翼型的跨音速绕流图画
对层流边界层而言向上游传播的距离远，对层流边界层而言向上游传播的距离远，边界层增厚明显，波系范围大，增厚明显，λ波系范围大，增厚的边界层容易发生分离（称为激波诱导分离），使翼型升力下降激波诱导分离），生分离（称为激波诱导分离），使翼型升力下降激波失速），阻力增加。即所谓激波失速），阻力增加（即所谓激波失速），阻力增加。
跨音速流动的简单介绍
接近于1 薄翼的跨音速流场主要在来流马赫数 M∞ 接近于时出现，钝头物体作超音速运动时，出现，钝头物体作超音速运动时，在头部脱体激波之后也会出现跨音速流。后也会出现跨音速流。
跨音速流动的简单介绍
跨音速流场远比亚音速和超音速流复杂，跨音速流场远比亚音速和超音速流复杂，因为流动是混合型的且存在局部激波，动是混合型的且存在局部激波，目前在理论和实验技术上都还存在不少需要进一步研究和解决的问题。术上都还存在不少需要进一步研究和解决的问题。

飞行器设计与工程基础知识单选题100道及答案解析

飞行器设计与工程基础知识单选题100道及答案解析1. 飞行器设计中，以下哪个参数对升力影响最大？（）A. 机翼面积B. 飞行速度C. 空气密度D. 机翼形状答案：D解析：机翼形状直接决定了气流的流动状态，从而对升力产生最大的影响。

2. 飞机的稳定性主要取决于（）A. 重心位置B. 机翼位置C. 发动机推力D. 机身长度答案：A解析：重心位置直接影响飞机的俯仰、横滚和偏航稳定性。

3. 以下哪种材料在飞行器结构中应用广泛，因为其强度高且重量轻？（）A. 铝合金B. 钢铁C. 塑料D. 木材答案：A解析：铝合金具有较高的强度和较低的密度，适合用于飞行器结构。

4. 飞行器的操纵面主要包括（）A. 升降舵、方向舵和副翼B. 机翼、尾翼和机身C. 发动机、起落架和座舱D. 雷达、导航和通信设备答案：A解析：升降舵控制俯仰，方向舵控制偏航，副翼控制滚转。

5. 飞机在飞行过程中，克服阻力的主要方式是（）A. 减小机翼面积B. 提高飞行速度C. 优化机身外形D. 增加发动机功率答案：C解析：优化机身外形可以减小阻力。

6. 以下哪种飞行原理主要应用于直升机？（）A. 伯努利原理B. 牛顿第三定律C. 浮力原理D. 相对性原理答案：B解析：直升机的升力产生主要依据牛顿第三定律，通过旋转的桨叶对空气施加向下的力，从而获得向上的反作用力。

7. 飞行器的飞行高度主要取决于（）A. 发动机性能B. 大气压力C. 飞行员技术D. 机翼载荷答案：A解析：发动机性能决定了飞行器能够达到的高度。

8. 在飞行器设计中，减小诱导阻力的方法是（）A. 增加机翼展弦比B. 减小机翼面积C. 降低飞行速度D. 增加机翼厚度答案：A解析：增加机翼展弦比可以减小诱导阻力。

9. 以下哪种飞行器的速度最快？（）A. 客机B. 战斗机C. 侦察机D. 航天飞机答案：D解析：航天飞机在太空中飞行，速度远高于其他选项中的飞行器。

10. 飞行器的翼型通常设计成（）A. 对称型B. 上凸下平型C. 上平下凸型D. 双凸型答案：B解析：上凸下平型的翼型能够产生较大的升力。

固定翼无人机技术-机翼空气动力特性

脱体涡的法洗效应和切洗效应
涡升力的产生及对升力系数的影响
展弦比为1，迎角为20°的三角翼各个横截面上的压力分布图。从图上可以看出，机翼上表面在脱体涡覆盖的区域内，吸力很大。。
4.4
翼型的亚声速气动特性
机翼高速气动特性
翼型的跨声速气动特性翼型的超声速气动特性
后掠翼和三角翼的高速气动特性
翼型的亚声速气动特性
机翼的有关角度
01
后掠角（χ）
后掠角是指机翼上有代表性的等百分弦线在xOz 平面上的投影与Oz轴之间的夹角。后掠角的大小表示机翼向后倾斜的程度。称为前缘后掠角，称为1/4弦线后掠角，称为后缘后掠角。
02
03
04
几何扭转角（φ）上（下）反角（Ψ）
机翼安装角
机翼展向任一剖面处翼型弦线与翼根剖面处弦线的夹角称为几何扭转角。上扭为正，下扭为负。除了几何扭转角以外还有气动扭转角，指平行于机翼对称面的任一翼剖面的零升力线与翼根剖面零升力线之间的夹角。
空气流过后掠翼的流动情形
通过实验可以看到，空气流过后掠翼，流线将左右偏斜呈“S”形。
经过前缘以后，空气在流向最低压力点的途中，有效分速又逐渐加快，平行分速仍保持不变，气流方向又从翼尖转向翼根。随后，又因有效分速逐渐减慢，气流方向转向原来方向。于是，整个流线呈“S”形弯曲。
后掠翼的翼根效应和翼尖效应
CL
d CL d
d(CL n cos2 ) d(n cos)
dCL n dn
cos
(CL )n
cos
后掠翼升阻特性
各种不同后掠角的机翼升力系数斜率（Cy ）随展弦比（λ）的变化曲线。由图可以看出，当λ一定时，后掠角增大，Cy 减小。而当后掠角一定时，λ减小，Cy 也减小。这是由于展弦比减小时，翼尖涡对机翼上下表面均压作用增强的缘故。

翼型与机翼的气动特性ppt课件

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，失速迎角有所增加
6
1884年，H.F.菲利普使用早期的风洞测试了一系列翼型，后来他为这些翼型申请了专利。
早期的风洞
7
与此同时，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。
c yc 0.2 (0.29690 x 0.12600x
0.35160x 2 0.28430x 3 0.10150x 4 )
最大厚度为xc 30% c 。
11
中弧线取两段抛物线，在中弧线最高点二者相切。
yf

f xf 2
(2x f
x

x2)
y f
f (1 x f )2
3
翼型的几何参数
Leading edge: 前缘
trailing edge: 后缘
Chord line: 弦线
chord length: 弦长
Thickness: 厚度
camber:
弯度
Mean chamber line: 中弧线
4
翼型的分类
按几何形状，翼型可分为两类：圆头尖尾的，用于低速、亚声速和跨声速飞行的飞机机翼
小迎角翼型绕流和压强分布示意图
22
作用在机翼上的力
作用在机翼上的合力用 R 表示，合力矩用 M 表示，
V 表示无限远处的来流速度。如下图
23
如下图，L 为升力，D 为阻力，N 为法向力，A 为轴向力，攻角指的是 c 和 V 之间的夹角。
则有
L N cos Asin D N sin Acos

翼型和机翼的气动特性(精)

EXIT
3.2 定常理想可压流速位方程
在等熵流动中，密度只是压强的函数 ( p) ， d p 1 p 2 是正压流体，故，同样有 x dp x a x
1 p 1 p 2 2 ， z a z y a y
将欧拉方程中的压强导数通过音速代换成密度导数，代入连续方程，即得只含速度和音速的方程：
况相比，无本质区别，只是在翼型上下流管收缩处，亚音速
可压流在竖向受到扰动的扩张，要比低速不可压流的流线为大，即压缩性使翼型在竖向产生的扰动，要比低速不可压流
的为强，传播得更远。
上面现象可以用一维等熵流的理论来分析。取AA’和BB’
之间的流管，我们知道，有
dA 2 dV (1 M ) A V
u' v' w' 1, 1, 1, 忽略二阶小量，上式成为 V V V
f f 1, 1, x z
v' 面
f V x
EXIT
3.3 小扰动线化理论
由于物体的厚度、弯度很小，当迎角较小时有
v' 面 v' y 0
从而得到线化的物面边界条件
v' y 0
y x
2 式中， 2 1 M
0
由上述方程解出速度势后，可以计算翼型表面上的压强系数分布，其他的气动特性如升力、力矩可通过积分求
得。
EXIT
3.4 亚声速可压流中薄翼型的气动特性
一、戈泰特法则
上面式中带上标′的参数代表的是不可压流场中的参数。
EXIT
3.4 亚声速可压流中薄翼型的气动特性
亚声速翼型绕流与相应的不可压低速翼型之间的几何
参数的关系为：

第7章超音速翼型和机翼的气动特性(3)

1 I= bn
∫
bn
0
dy 1 dxn + bn dxn f
2
∫
bn
0
dy dxn dxn c
2
无限斜置翼的波阻系数公式
根据上述超声速无限斜置翼气动特性公式计算的升力线斜率随后掠角的变化和零升波阻系数随后掠角的变化理论曲线见下图：论曲线见下图：
无限斜置翼的波阻系数公式
无限斜置翼的压强系数和载荷系数公式
dy u dy (C p u ) n = ∓ α ± ( ) f ± ( l ) c l 2 dx dx cos χ Ma∞ cos 2 χ − 1 2
法向载荷系数为：法向载荷系数为：
dy (∆C p ) n = (C pl − C pu ) n = α − ( dx ) f 2 2 cos χ Ma∞ cos χ − 1 4
bn = b cos χ
如果上述波阻系数公式中的表面导数保持为法向导数不作代换，向导数不作代换，则波阻系数公式还可表达为： 4α 2 cos χ 4 I cos 3 χ C db = + 2 2 2 Ma∞ cos χ − 1 Ma∞ cos 2 χ − 1
其中 1 I= bn
∫
bn
0
dy 1 dxn + dx bn n f
2
无限斜置翼的波阻系数公式
(C d b ) n = 4 2 1 α n + 2 bn Ma∞n − 1
∫
bn
0
dy dx n
1 dx n + bn f
2
∫
bn
0
dy dx n

空动第零章

Folie 40
0.2 战斗机和攻击机的发展
飞行的黄金时代（1919-1938）第一次世界大战后的两个十年被称为飞行的黄金时代，出现了很多美观实用的飞机。在全世界范围内，不论国家的领土大小，是否富有，飞机设计者们忙于生产他们所能想到的最好的飞机。 Polikarpov I-16（苏） Martin B-10（美） Ford Tri-Motor（美） Piper J-3 Cub（美）
Folie 14
0.1 先驱飞行器的贡献
1903年12月17日，世界上第一架有动力、可操纵的飞机由美国莱特兄弟驾驶试飞成功。飞行者1号的起飞重量仅仅360kg，勉强能载一个人飞离地面，速度比汽车还慢，只有48km/h，最成功一次飞行只有59秒，距离260m。但是就这么一架不起眼的小飞机翻开了人类航空史上的重要一页，从此指出飞机成功发展的正确道路，让人类进入新的航空文明时代。
Beech Staggerwing（美） ……
Folie 41
0.2 战斗机和攻击机的发展
Polikarpov I-16飞机（苏）二战期间，该飞机的出现震惊了德国空军以及世界
Folie 42
0.2 战斗机和攻击机的发展
Martin B-10飞机（美）二战期间，Martin B-10战斗机用于训练飞行员。
Folie 11
0.1 先驱飞行器的贡献
Folie 12
0.1 先驱飞行器的贡献
而真正促使人们遨游天空的，也许是受中国风筝的启发，在航空之父凯利的科学理论指导下，将动力和升力面分开考虑，而发明的固定翼飞机。
Folie 13
0.1 先驱飞行器的贡献
鸟的翅膀起升力和推力的双重作用。（1）内翼起升力作用（2）外翼起推力作用

机翼理论

压力沿翼型表面的分布工程上不仅重视翼型上的总作用力，而且对压力沿翼型表面的分布也很关心，特别是在水力机械中，压力沿叶片的分布情况，关系到叶轮汽蚀性能的好坏。，压力系数压力大小常以未受扰动的无穷远来流压力 p∞ 为标准（或参照）的计算公式： C p =
p p∞ 1 2 ρv∞ 2
′ ′ θ1′′ θ 2′ = 2(υ1′′ υ2′)
′ ′ ′ ′ 将υ2 = 0 ，υ2′ = 2π ，θ 2 = 0 ，θ 2′ = 2π 代入，得： θ1′ θ1′′ = 0 （近似值）
平面过 = c 的平滑曲线经变换为在z 平面上过 z = 2 c 的夹角近似
为零的曲线，即夹角近似为零的夹角。
力增加很快，在达到临界攻角以后增加更快。
3）升力系数Cl 与阻力系数Cd 关系曲线 Cl ~ Cd 这一曲线亦称极曲线，以Cd 为横坐标，C 为纵坐标，对应每一个攻角α ，
l
有一对 Cl 、Cd ，在图上可画一点，同时标上相应角度α ，连接所有点，即成极曲线。
用途：a）对任一冲角，可得出Cl 、Cd ； b）原点和曲线上任取一点连直线，直线长度代表该冲角下的合力系数， CR =
dz ) 角度。 d
dz 倍， d
3．流动奇点的强度在保角变换中的变化流动奇点：点源、点汇、点涡等，流动奇点作保角变换时其强度保持不变。以上 3 点汇总：若已知平面上绕物体流动的复势，则可通过一解析函数 z = f ( ) 将W ( ) d 变换为W ( z ) ，这一变换时复速度为V ( z ) = V ( ) ，两平面上流动奇点强度
L ，这就是要求机翼采用适当的 D
机翼迎向来流的最前边缘叫机翼前缘，背向来流的边缘称机翼后缘，机翼的左右两端称为翼梢。机翼顺着来流方向切下来的剖面称为翼型，翼型通常都具有流线型外形，头部圆滑、尾部尖瘦、上弧稍拱曲，下弧形状则有凹、凸、平的。机翼的几个主要参数有： 1．机翼面积 S ：它是机翼的俯视平面正投影面积； 2．机翼翼展 l ： 3．翼弦 b ：机翼两梢之间的距离称为翼展；前后缘连线的长度；

为什么飞机的机翼形状很重要

为什么飞机的机翼形状很重要飞机的机翼形状是航空工程中非常重要的设计要素之一，它直接影响着飞机的飞行性能和燃油经济性。

在设计和选择机翼形状时，工程师需要考虑飞机的气动特性、结构强度以及燃油消耗等多个方面。

本文将探讨飞机机翼形状的重要性，并介绍一些常见的机翼形状及其特点。

一、气动特性1. 升力和阻力机翼是飞机产生升力的主要部件，而机翼的形状对升力的产生和阻力的大小有着重要影响。

通常，对于大型商用客机，采用较宽且较厚的机翼可以提供更大的升力，使得飞机能够在较低的速度下起飞和降落。

然而，较宽的机翼也会带来较大的阻力，从而影响飞机的巡航速度和燃油经济性。

因此，设计者需要在升力和阻力之间进行平衡，选择适当的机翼形状。

2. 升阻比升阻比是飞机性能的重要指标之一，它表示单位升力产生的阻力大小。

一般来说，升阻比越大，飞机的飞行效率越高。

为了提高升阻比，工程师通常采用较细长、高纵椭圆形的机翼，这种形状可以减小阻力，提高升力效率。

二、结构设计1. 强度和刚度除了气动特性外，机翼的形状还需要考虑结构设计方面的因素。

机翼需要具备足够的强度和刚度，以承受起飞和降落过程中的巨大载荷和外界的风力挤压。

为了增加机翼的强度，设计者通常会采用厚度变化逐渐减小的翼型。

此外，机翼的横向结构也需要足够坚固，以确保飞机在飞行过程中保持稳定。

2. 轻量化随着航空技术的不断发展，航空工程师们越来越注重飞机的轻量化设计，旨在减小飞机的重量，提高燃油经济性。

机翼的形状和结构设计也需要考虑轻量化要求。

通过采用复合材料等轻质材料以及优化结构设计，可以有效减轻机翼的重量，同时保持足够的强度和刚度。

三、常见的机翼形状1. 矩形翼型矩形翼型是最简单的机翼形状，其上下表面的弯曲程度相同，没有任何扩展或收缩。

矩形翼型具有强度高、制造简单的优点，但气动性能较差，阻力较大。

2. 翼梢外翻翼型翼梢外翻翼型在机翼的翼尖部分向上翻起，形成一个翼尖小翼，提高了翼尖的升力，减小了翼尖的涡流损失，从而减小了阻力。

空气动力学第二章第二部分讲解

(Cp ) (Cpn )n cos2 (Cy ) (Cyn )n cos2
Cy (Cy )n cos
(Cx ) (Cxn )n cos3
四、后掠翼低速气动特性－后掠翼流动特点
翼根前段：流管粗，扩张，V ，Cp ；翼根后段：流管变细，V ,Cp ,Cpmin 后移；
亚音速前（后）缘
或 m 1
超音速前（后）缘
或 m 1
一、主要概念回顾（续）
V
V
d d
(z) 1 l 2 d
4V l 2 z
改变了实际迎角，有效迎角为
e(z) a(z) (z)
二、升力线理论 — 升力
剖面假设：各剖面展向速度分量以及流动参数沿展向的变化比其他方向小得多，剖面流动为二维。
库塔－儒可夫斯基定理
R(z) Ve (z)(z)
机翼单位展长翼段升力可表示为：
Y
(z)

1 2
V2C

y
(
z)
b( z)
1

1 2
V2b( z )

C
y
a
(z)

(
z)
Y(z) V(z)
(z)

1 2
Vb( z )C y
a
(z)

(z)
d d
(z) 1 l 2 d
翼根效应：翼根剖面最小压强点后移，升力贡献下降；翼尖前段：流管变细，V ,Cp ,Cpmin 前移。翼尖后段：流管变粗，V ,Cp 。
翼尖效应：翼尖剖面最小压强点前移升力增加。
翼尖先失速
四、后掠翼低速气动特性－后掠翼气动特性

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。

空气动力学第二章第一部分分解

2．翼型的力矩特性
mz , L , E
1 4 Cy
1
4
( A2
A1)
mCy z
Cy
mz 0
mz , L, E
mz0
mCy y
n 1
2
( A0
A1 ) 2
升力和力矩特性（续）
mz
Mz qb2
1 qb2
b
P(x)xdx
0
mz
1 2
(
A0
A1
1 2
A2 )
Cy
2
( A0
A1 ) 2
1
mz 4 C y 4 ( A2 A1 )
A0
An
2
1 dy f (x) d 0 dx
dy f
(x)
cos n
d
0 dx
1．翼型的升力特性
x • y f (x)－弯度函数； f －最大弯度；
• b －翼弦
c －最大厚度位置
－最大弯度位置； f
•
－前缘内切圆半径；－后缘角
r l
翼面方程：
• 对于弯度、厚度不太大的翼型的形面是由弯度分布和厚度分布迭加而成的，所以上下翼面的方程可写成：
yu,l (x) y f (x) yc (x)
§2－1 机翼的几何参数
机翼的几何参数：翼型＋平面形状机翼的坐标系：
一、翼型的几何参数
• 翼型：平行于机翼纵向对称面的平面与机翼相截所得到的外形。
①翼弦：
翼型前缘与后缘的连线。其长度叫弦长，用b表示。翼弦上部的机翼表面为上翼面，翼弦下部机翼表面为下翼面。
②厚度特性：
• 厚度分布 yc (x) ：上下翼面在垂直翼弦方向的距离叫翼型的厚度，

低速可变参数翼型气动特性分析

低速可变参数翼型气动特性分析摘要：为了研究低速翼型参数对气动特性的影响，以NACA3412翼型为参考翼型，改变NACA3412翼型的最大相对弯度、最大弯度位置和相对厚度，模拟改变后的翼型在攻角α范围为-4°～14º的升力系数、阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数，分析翼型气动特性变化规律。

通过模拟结果得出升阻比最大的翼型，研究结果为低速翼型的设计提供了参考。

关键词：低速翼型；变参数；气动特性；翼型优化1.序言机翼的形状是由相对弯度、相对厚度、最大弯度位置等几何参数决定的，每个参数的变化都影响着飞行器的气动性能和飞行性能。

考虑到飞行器在飞行过程中可能会遇到许多未知且不可抗的因素导致气动性能突降，所以要结合翼型在多个飞行状态和气流条件下的气动性能，对翼型进行多点优化设计，使得优化后的翼型在低速情况下的气动性能有显著的提升。

参数变化对飞行器气动特性的影响已成为焦点。

国内外对弯度对翼型气动特性的研究有很多，李仁年等[1]利用CFD软件对S827、S902、S903翼型进行数值模拟计算，研究了翼型弯度对翼型的气动特性影响。

岑美等[2]基于FLUENT分析了弯度对翼型性能的影响。

孙振业等[3]选取NACA系列翼型为研究对象，采用经典的翼型分析软件XFOIL计算了翼型的升阻力系数。

杨瑞[4]等采用计算机流体动力学的方法模拟并对比了薄、钝尾缘翼型增大了最大升力系数和升力线斜率，降低了前缘粗糙度对升力特性的影响。

这些研究都对翼型的研究也有很大的推进作用。

为了研究几何参数对低速翼型气动特性的影响，本文选取了NACA四参数翼型为研究对象，NACA四参数翼型的可变参数为最大相对弯度、最大弯度位置和相对厚度。

以NACA3412翼型为参考翼型，先分析了该翼型的气动特性，然后分别改变其三项参数，得到NACA3414、NACA3410、NACA3312、NACA3512、NACA2412、NACA4412六个翼型。

飞机翼型

发现当时的几种优秀翼型的折算成相同厚度时，厚度分布规
律几乎完全一样。于是他们把厚度分布就用这个经过实践证明，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：
yc c (0.29690 x 0.12600 x 0.35160 x 2 0.28430 x 3 0.10150 x 4 ) 0.2
最大厚度为
xc 30% 。
EXIT
1.1
翼型的几何参数及其发展
f xf
2
中弧线取两段抛物线，在中弧线最高点二者相切。
yf
(2 x f x x 2 )
0 x xf
f yf (1 2 x f ) 2 x f x x 2 (1 x f ) 2 式中，f 为相对弯度， x f 为最大弯度位置。
后缘在弦线上投影之间的距离。
EXIT
1.1
翼型的几何参数及其发展
2、翼型表面的无量纲坐标
翼型上、下表面曲线用弦线长度的相对坐标的函数表示：
yu x yu fu ( ) fu ( x ) b b yl x yl fl ( ) fl ( x ) b b
0 x 1
EXIT
1.1
Cy
Y 1 2 V b 2 X
阻力系数
俯仰力矩系数
1 2 ρV b 2 Mz mz 1 2 V b 2 2
EXIT
Cx
1.2
翼型的空气动力系数
由空气动力实验表明，对于给定的翼型，升力是下列变
量的函数：
Y f (V , , b, , )
根据量纲分析，可得
EXIT
1.1
翼型的几何参数及其发展

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。

翼型与机翼的气动特性

升力系数随来流马赫数的变化
阻力系数随来流马赫数之变化
阻力系数随来流马赫数的变化
俯仰力矩特性随来流马赫数之变化
压力中心随来流马赫数的变化
机翼主要几何参数对跨声速气动特性的影响
翼型的临界马赫数将随翼型的相对厚度、相对弯度以及升力系数Cy的增大而降低
翼型临界马赫数与相对厚度的关系
翼型临界马赫数与相对弯度的关系
第六章翼型与机翼的气动特性
Present theoretical methods for the calculation of airfoil aerodynamic properties
6.1 翼型和机翼的发展简史
翼型(airfoil)与机翼(wing)
平行于机翼的对称面截得的机翼截面，称为翼剖面，即翼型。机翼是由翼型构成的，是飞行器产生升力的主要部件，翼型的几何形状是机翼的基本几何特性之一。
翼型的几何参数
Leading edge: 前缘 Chord line: 弦线 Thickness: 厚度 Mean chamber line:
trailing edge: 后缘
chord length: 弦长
camber:
弯度
中弧线
翼型的分类
按几何形状，翼型可分为两类：圆头尖尾的，用于低速、亚声速和跨声速飞行的飞机机翼
当粘性考略在流动中时，这种悖论立马消失。事实上，流动的粘性产生翼型阻力的唯一原因。阻力产生于两种物理机制：
1、表面摩擦阻力：即作用在表面上的剪切力
2、由于流动分离产生的压差阻力，有时也叫做形阻力
如图a清晰展示出剪切力产生的阻力。由于流动分离（b ）产生的压差阻力相对来说是一个细微的现象
矩形机翼在亚声速气流中的气动载荷分布

双翼是如何保持平衡的？

双翼是如何保持平衡的？一、机翼的气动力学特性机翼是飞机的重要组成部分，它的形状和表面特性对飞行的稳定性和操纵性起着决定性作用。

机翼的气动力学特性使其能够保持平衡。

1. 翼型设计机翼的翼型是在飞行器设计过程中的关键要素之一。

通常，翼型是根据气动原理和飞机的任务需求而设计的。

一个好的翼型可以提供升力和阻力之间的良好平衡，使得飞机在不同的速度范围内都能保持平衡。

2. 升力和重力之间的平衡升力是机翼产生的一个重要力量，它使得飞机能够克服重力并保持飞行。

机翼的设计要使得升力和重力之间能够保持一个平衡，这样飞机才能在空中保持稳定的飞行状态。

3. 阻力的控制机翼产生的阻力对飞机的飞行性能和燃油消耗有重要影响。

为了保持平衡，机翼的设计要尽量减小阻力。

采用流线型设计、翼尖的圆滑处理和减少表面粗糙度等措施，可以有效地控制阻力。

二、自动平衡控制系统飞机的双翼平衡还得依赖于自动平衡控制系统的支持。

这个系统能够实时地对飞机姿态进行调整和控制，保持飞行的平衡性。

1. 传感器的作用自动平衡控制系统依靠各种传感器来获取飞机的姿态信息，包括加速度、角速度、姿态角等数据。

这些信息会被传输给平衡控制系统，从而对飞机的姿态进行实时调整。

2. 控制系统的反馈机制自动平衡控制系统通过反馈机制来保持飞机的平衡。

一旦飞机出现偏离平衡的情况，控制系统就会根据传感器的数据进行调整，通过控制副翼、升降舵等来保持飞机的平衡。

三、飞行员的操控技巧飞行员的操作对双翼平衡也起着重要作用。

他们利用操纵杆、脚蹬等飞行操纵设备，通过调整机翼的姿态和控制力量来保持飞行的平衡。

1. 航向控制飞行员通过控制方向舵来调整飞机的航向，保持飞行的稳定性。

他们会根据风向、目标航线等因素来进行调整，确保飞机在空中保持正确的航向。

2. 仰俯控制飞行员可以通过控制升降舵来调整飞机的仰俯姿态，保持飞行的平衡。

飞行员需要根据飞机的气动性能和姿态信息，适时地应用合适的控制力量，确保飞机的仰俯角度保持稳定。