后掠翼的空气动力特性.ppt

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1、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2/54§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。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，另一个是与前缘平行的平行分速。如图3—2—

2、14所示。垂直分速。和平行分速，同前缘后掠角的关系是：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，垂直分速与平行分速所起的作用不一样。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，平行分速沿机翼表面基本不发生变化，对机翼压强分布也不起什么作用。而垂直分速则沿途不断改变，好比空气以流速。流过一个平直翼一样，自然引起机翼沿翼弦方向的压强分布发生变化。可见，只有气流垂直分速才对机翼压强分布起决定性影响，所以，把垂直分速称为有效分速。机翼后掠角越大，则有效分速越小，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，

3、则有效分速越小，机翼上下表面各处的有效分速也越小。空气流过后掠翼，既然平行分速基本不变，而垂直分速不断变化，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，有效分速受到阻滞而越来越小(如图中)；平行分速则不受影响，保持不变。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，平行分速仍保持不变，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

4、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”。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。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

5、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。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

6、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。由前面分析可知后掠幂静空气动力特性只取决于垂直分速，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

7、动力，必须是式中——后掠翼升力系数——平直翼升力系数而所以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看出式中——后掠翼阻力；——由垂直分速引起的机翼翼型阻力，即气流以流过平直翼时的阻力。所以式中分别为后掠翼和平直翼的阻力系数。因为所以对后掠翼通常取来流与平行来流弦线的夹角为仰角,取法向分速与法向剖面弦线的夹角为。由图3-2-20可见式中h为前缘比后缘高出量。b和分别为沿来流方向和沿垂直分速方向翼剖面的弦长。将除以，得所以当仰角不大时，上式可改写为根据上述可求得后掠翼升力系数斜率与平直翼升力系数斜率的关系是所以根据上

8、式，可由无限翼晨平直翼的