机翼与翼型概述在线视频

从这一节开始我们进入第三单元的学习

这一单元我们学习机翼和叶栅理论基础

主要是利用理想流体动力学

来解决机翼和叶栅的绕流流动问题

首先我们来学习机翼与翼型概述

主要内容包括 机翼的几何参数

翼型的几何参数 机翼的绕流问题

机翼的分类和翼型的空气动力特性参数

机翼的几何参数包括 机翼翼型(展)

如图所示 垂直于翼剖面方向的机翼宽度

也就是机翼两端之间的距离 记为l

机翼面积 机翼的俯视平面图正投影面积

记为A A=沿机翼翼展b乘以dl的积分

b为翼弦长度 如图所示

机翼面积与翼展之比为平均翼弦

记为bav=A/l 展弦比

翼展与平均翼弦之比叫做该机翼的展弦比

记为λ λ=l/bav=l^2/A

尖削比 翼梢弦长bt与翼根弦长br的比值 如图所示.

翼型的几何参数

机翼顺着来流的方向切下来的剖面称为翼型

如图所示 沿着红线切割机翼得到的剖面

如图所示 即为翼型

翼型通常具有特有的外形形状 头部圆滑 尾巴尖瘦

上表面稍拱 下表面形状则有凹的 凸的 半凹半凸的以及平的

一般下表面具有相对较小的曲率

这样的翼型具有较大的升力

表征翼型的几何参数有 翼弦

如图所示 过翼型前 后缘圆角中心

而介于翼型前 后缘之间的直线段叫翼弦

又称几何翼弦 其长度叫弦长

记为b 翼型厚度 如图所示

垂直于翼弦而介于翼型上 下表面间的直线段之长度称为翼型厚度

记为t

不同的翼型沿翼弦的厚度分布规律不同

一般用最大翼型厚度tmax来代表翼型厚度

它与弦长之比称为相对厚度

它所在的位置用xt来表示

指最大厚度点到前缘的距离

翼型中线 如图所示

翼型轮廓线的内切圆的圆心连线叫翼型中线

也叫翼型的骨线或中弧线

翼型弯度 如图所示 翼型骨线到

翼弦的垂直距离称为翼型的弯度

记为f 通常用最大弯度表示翼型的弯曲程度

记为fmax 最大弯度点到前缘的距离记为xf

一般用它们与弦长的比值来表示

前后缘半径 如图所示

它们是翼型的前缘 后缘的曲率半径 分别记为rl和rt

有时翼型尾部非圆形而为尖的

则用后缘角即上下弧在尾缘的切线的夹角来表示其尖锐程度 记为τ

机翼的绕流问题有两类提法 一类是正问题

即给定机翼和无穷远来流的情况

要求确定此机翼周围的绕流流场

并进而确定机翼的气动力特性

一类是反问题

即提出对机翼气动力特性对其周围流场的要求

希望设计出能满足所提要求的机翼来

机翼可分为无限翼展的机翼和有限翼展的机翼

无限翼展机翼即翼展长度无限

沿翼展方向翼型及攻角相同的机翼 也称二元机翼

其绕流流动为二维平面流动 即为翼型绕流流动

有限翼展机翼即翼展长度有限

沿翼展方向翼型及攻角也可不同的机翼

亦称三元机翼 其绕流为三维空间流动

以上是描述机翼和翼型的几何参数

下面我们学习描述翼型的空气动力特性参数

机翼与绕流流体相互作用的力学特性 称为机翼的空气动力特性

无穷远来流绕流翼型时在翼型表面

形成的力的分布确定了翼型的空气动力学特性

对特定的翼型 翼型的空气动力学特性与无穷远来流的大小和方向密切相关 攻角 如图所示

几何翼弦与无穷远来流方向的夹角 也称作几何攻角 记为α

一般只有当几何攻角为某一负值时升力才为零

该角度为零升力攻角 记为α0

空气动力翼弦

过后缘的零升力来流方向的直线叫该翼型的空气动力翼弦

或简称气动翼弦 如图所示

翼型的升力及升力系数

翼型升力指翼型上受到垂直于来流方向的力

亦即作用于单位翼展上的升力 记为L

升力系数定义为Cl=L除以2分之一的ρv∞平方b

翼型的阻力及阻力系数

翼型阻力指翼型上受到的平行于来流方向的力

实际指作用于单位翼展上的阻力 记为D

阻力系数定义为CD=D除以2分之一的ρv∞平方b

升力与阻力的大小首先取决于机翼与来流间的相对位置

用攻角α表示 其次还与来流情况及机翼的几何特性有关

升力系数和阻力系数取决于攻角α及机翼形状

对同一翼型而言 它们只是攻角α的函数

翼型的升阻比 翼型升力系数与阻力系数之比为升阻比

这是一个重要参数

翼型设计不仅仅是追求最大升力或最小阻力 而是追求升阻比最大

前缘气动力矩和力矩系数

由升力与阻力合成的总气动力对前缘点O会形成一气动力矩M0 力矩系数Cm0=M0除以2分之一的ρv∞平方b平方

使翼型抬头的力矩视为正 力矩系数也随攻角而变化

压力中心 翼型总气动力与翼弦的交点称为压力中心S 如图所示

其位置xs常用相对值xs/b表示 压力中心位置随攻角而改变

若翼型上下表面关于翼弦对称且无分离

则压力中心的位置变化很小

非对称翼型的压力中心随攻角的改变较大

翼型的升力系数 阻力系数和力矩系数曲线 如图所示

表示的是翼型升力系数 阻力系数和力矩系数随攻角变化的曲线

在图上可以找到最大升力系数对应的攻角和最小阻力系数对应的攻角

它们并不重合 从该图看不出最佳攻角即升阻比最大的攻角位置

所以我们引入极曲线

极曲线为翼型升力系数与阻力系数的关系曲线 可以看到

该曲线上任一点的斜率为该点对应攻角下翼型的升阻比

从坐标原点到曲线上任意点的矢径

为该点对应攻角下翼型的总气动力系数

从极曲线上可以方便的找到最佳攻角即升阻比最大的攻角位置

过坐标原点做极曲线的切线对应的斜率即为最大升阻比

对应的攻角即为最佳攻角

翼型表面压力分布 翼型上 下表面的压力沿翼弦的变化规律

一般如果翼型表面分离不大时上表面压力为负

称为吸力面

下表面压力为正 称为压力面

通常用压力系数来表示翼型表面的压力分布规律

压力系数cp=p-p∞除以2分之一的ρv∞平方 其中p∞和v∞为无穷远来流压力和速度

这一节我们学习了描述机翼和翼型的几何参数和空气动力学特性参数

请大家务必掌握相关参数的概念和定义

以上就是本节内容 下一节我们学习叶栅概述