【课件】后掠翼的空气动力特性一PPT

到阻滞而越来越小(如图CnA Cn 中)；平行分速则不
受影响，保持不变(CtA CtB ) 。
这样一来，越接近前缘，气流速度不仅越来越慢， 而且方向也越来越向翼尖方向偏斜。经过前缘以后， 空气在流向最低压力点(图中C点)的途中，有效 分
速又逐渐加 快 （CnC CnB，）平行分速仍保持不
翼根效应和翼尖效应引起沿翼弦方向的压强分布 发生变化，但上表面的前段变化较多。所以，翼根效 应使翼根部分的平均吸力减小，升力系数减小。翼尖 效应使翼尖部分的平均吸力增大，升力系数增大。后 掠翼沿展向各剖面的升力系数分布如图3—2—17所 示。
通过以上分析可以看出，造成后掠翼亚音速空气动 力特性不同于一般平直翼的基本原因有两条；一是 由于后掠翼的空气动力主要取决于有效分速，而有 效分速是小于气流速度的；二是由于空气流过后掠 翼，流线左右偏斜，形成翼根效应和翼尖效应，影 响后掠翼的压强分布。这两点是分析后掠翼亚音速
至于翼尖部分，情况与翼根相反。因翼尖外侧的 气流径直向后流去，而翼尖部分上表面前段流线向外 偏斜，故流管收敛变细，流速加快得多，压强减小得 多，即吸力增大；在后段，因流线向内侧偏斜，故流 管扩张弯粗，流速减慢，吸力减小。与此同时，因流 管最细的位置向前移，故最低压强点向前移动，如图 3—2—16所示。这种现象称为翼尖效应。
空气动力特性的基本依据。
(三)后掠翼的亚音速升力阻力特性
•
设有一无限展长的平直翼，空气以速度 Cn流
过机翼，如图3—2—18a所示。若将此机翼向后
倾斜一个角度（），见图3—2—18b，则气流在
斜置机翼表面流动情况与前面分析后掠翼的流动
情况一样。下面来分析平直翼与后掠翼的空气动
力系数的关系。
•来自百度文库
由前面分析可知后掠幂静空气动力特性只取
变(CtA CtB )，所以，局部流速不仅逐渐加快，而
且方向也从翼尖转向翼根。以后，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，如图3—2—15B所示。
(二)后掠翼的翼根效应和翼尖效应
• 空气流过后掠翼，由于流线左右偏斜，会影 响机翼的压强分布，从而出现所谓“翼根效应” 和“翼尖效应”。
一、后掠翼的亚音速空气动力特性
(一)空气流过后掠翼的情形 空气由前向后流过后掠翼，其流速C同机翼 前缘不垂直，可以分解成两个分速。一个是与前
缘垂直的垂直分速 Cn，另一个是与前缘平行的平 行分速 Ct 。如图3—2—14所示。垂直分速 Cn 。 和平行分速 Ct ，同前缘后掠角的关系是：
Cn C cos
向的压强分布发生变化。
可见，只有气流垂直分速 Cn 才对机翼压强分布起决 定性影响，所以，把垂直分速 Cn称为有效分速。机 翼后掠角越大，则有效分速Cn 越小，机翼上下表面 各处的有效分速也越大；反之，机翼后掠角越大，
则有效分速 Cn 越小，机翼上下表面各处的有效分速 也越小。
空气流过后掠翼，既然平行分速 Ct 基本不变， 而垂直分速 Cn不断变化，故不象流过平直翼那样径 直地向后流去，其流线会左右偏斜，如图7—15A所 示。空气从机翼远前方流近机翼前缘，有效分速受
Cn 方向翼剖面的弦
sin bn cos
• 参看图3—2—15b，在后掠翼翼根部分的上表 面前段，流线向外偏斜，流管扩张变粗；而在后 段，流线向内侧偏斜，流管收敛变细。
在亚音速条件下，前段流管变粗，流速增加 较少，压强降低不多，即吸力减小；后段流 管变细，流速加快，吸力增大。与此同时， 因流管最细的位置后移，使最低压强点的位 置向后移动，如图3—2—16所示。这种现象 称为翼根效应。
Ct C sin
式中C为远前方来流速度，即飞行速度，X为机翼前缘
后掠角。从效果看，垂直分速Cn与平行分速Ct 所起的
作用不一样。因为机翼表面沿平行于前缘的方向没有弯 曲，所以，空气在流过机翼表面的过程中，平行分速沿
机作翼用表。面 而基 垂本 直不 分发 速生C变n则化沿，途对不机断翼改压变强，分好布比也空不气起以什流么 速 Cn 。流过一个平直翼一样，自然引起机翼沿翼弦方
决于垂直分速，而与平行分速无关。这样在相同
迎角下，后掠翼要产生与平直翼的同等空气动力，
必须是
Y

C y后

1 2
C 2
bn
1
C y直

1 2
Cn2
bn
1
• 式中 C y后——后掠翼升力系数
•
C
——平直翼升力系数
y直
而
Cn C cos
•
所以
C y后

1 C 2
2
bn
后掠翼的空气动力特性（一）
介绍后掠翼的亚音速 跨音速空气动力特性
后掠翼的亚音速 跨音速空气动力特性
后掠翼的亚音速和跨音速空气动力特性
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§2—2 后掠翼的空气动力特性
目前高速飞机很多都是后掠翼。后掠翼与平直翼不 同，其前缘与机体横轴并不平行，而具有大约 30~60°的前缘后掠角。其气动特性也具有不同于 平直翼的特点，下面从亚音速、跨音速和超音速三 个方面讨论后掠翼的空气动力特性。
2

cos
3x

A
C X后 C X直 cos 3
• 对后掠翼通常取来流 C 与平行来流弦线的夹角为
仰角 ,取法向分速 Cn与法向剖面弦线的夹角
为 n 。由图3-2-20可见
sin h
sin n h
b
bn
•
式中h为前缘比后缘高出量。b 和 bn 分别为
沿来流 长。将
C 方向和沿垂直分速 sin 除以 sin a2，得
气流以 Cn 流过平直翼时的阻力 X 直 。
• 所以 X 后 X 直 cos
C x后

1 2
C
2
A

C x直

1 2
Cn2

A

cos

• 式中 C X后 , C X直分别为后掠翼和平直翼的阻力系 数。因为
• 所以
Cn C cos X
C
X后

1 2
C
2

A

C
X直

1 2
C
1 C y直

1 2
Cn2
bn
1
C y后 C y直 cos2
• 从上式可以看出后掠翼升力系数比平直翼的小。 后掠翼的阻力系数也比平直翼的小。
• 由图3-2—19看出
X 后 C y直 cos
式中 X 后 ——后掠翼阻力；
• X n ——由垂直分速引起的机翼翼型阻力，即