空气动力学ppt课件.ppt

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1、3.5翼型的表达方式翼型都有名称。一般地，由研究者或研究机关的名字后面加上几位数字来表示。以往，在翼型研究上有名的单位有：德国的歌廷根(Gottingen)大学英国皇家航空公司(RoyalAircraftFactory,RAF）美国航空咨询委员会(NationalAdvisoryCommitteeforAeronautics,NACA)例如，Go623,RAF15,NACA4412研究机关名后的数字，有的表示开发的顺序，有的表示翼型的几何学尺寸。有时还加上表示气动特性的数值。通过对翼型的几何学分析，得知翼型的形状是由(1)中弧线的形状，(2)最大翼厚

2、比，(3)厚度分布来决定的。将这三个要素进行组合，就得到各种不同的翼型。给出这些要素，将其合成的作图法如下：如图，以前缘为原点，翼弦为　轴。在翼弦的垂直方向取　轴。画中弧线　　　。在中弧线上的点的翼厚在垂直方向上给出。机翼上表面上的点下表面上的点以NACA4位数的翼型为例。中弧线由两条抛物线在最大弯度处相切而成长度以翼弦长为１作标准。中弧线的方程如下这里　为最大弯度，　为最大翼厚比。厚度分布为以上的作图法，在翼型的研究开发中有用。对于已经开发、公开的翼型，使用起来很不方便。通常使用翼型坐标。如图，翼弦坐标使用垂直于翼弦的直线，在上下表面的两个交点的坐

3、标。以翼弦长100为标准。翼型坐标和性能曲线一起公布。设计师可以根据目的选择合适的翼型，用翼型坐标来制图。表为３种翼型的坐标图为３种翼型。图为NACA23012在各个升力系数时的压强分布曲线NACA23012为NACA翼型中被广泛使用的翼型。NACA64A218为低阻力翼型（层流翼型），用于YS-11型运输机。Lissaman7769为美国人Lissaman开发的人力飞机用翼型。美国NACA于1929年着手大规模地、有组织地开发翼型。作为成果，诞生了4位数系列翼型(4-digidseriesarifoil)，5位数系列翼型(5-digidseries

4、arifoil)，6系列翼型(6seriesairfoil)等高性能翼型。而且，直至高雷诺数的实验数据都被公开，至今仍被航空机广泛使用。3.5.1NACA4位数翼型中弧线在最大弯度处相切，中弧线的形状由最大弯度的位置和大小来决定。厚度分布由当时有名的ClarkY和Go398派生出来。将厚度分布曲线在纵坐标方向放大或缩小。翼型的形状由四位数字来表示：最大弯度、最大弯度位置、以及最大翼厚比。翼弦长为100时，各数字的意义如图。3.5.1NACA5位数翼型4位数翼型有最大弯度位置在20﹪，30﹪，40﹪，50﹪，60﹪，70﹪的６种。从实验结果得知，最大弯

5、度在25﹪翼弦点之前，可以得到较高的最大升力系数。于是开发了最大弯度位置为5﹪，10﹪，15﹪，20﹪，25﹪的翼型。这种情况下，需对中弧线重新设定。在翼型前部用３次曲线，后部用直线或反转的３次曲线。3.5.3NACA6系列翼型NACA以低阻力翼型为目标，于1939年完成了１系列翼型，然后是２系列，３系列，直至８系列。这些翼型的基本对称翼（弯度为０时翼型）的最小压强在机翼后部产生，被称为低阻力翼型(low-dragairfoil)或层流翼型(laminarairfoil)。其中最成功的是１系列，６系列，７系列。６系列翼型现在广泛用于低速飞机的主翼，１

6、系列主要用于螺旋桨的翼型。以NACA65,3-218为例，来考虑６系列翼型的数字的意义。第一个数字为系列号。第二个数字表示基本对称翼最小压强点位置的1/10。第三个数字表示的上下范围的十倍数。分号后的第一个数为设计升力系数　的十倍。最后两位数字表示最大翼厚比。低阻力翼型的设计升力系数附近的阻力特性中弧线作如下弯曲：如变成没有厚度的薄翼，沿翼弦方向的载荷均匀分布，或在后部呈直线变化3.6翼型的气动特性完全流体中机翼周围产生升力，但不产生阻力。由于有空气粘性，所以有阻力。升力也受到粘性的影响（例如机翼的失速）。翼型的气动特性随中弧线的形状，翼厚，厚度的分

7、布而变化。特别是弯度、翼厚的影响很大。一般地，弯度越大升力系数越大。减小翼厚，阻力也随之减小。即使是同样的翼型，随雷诺数、气流的紊乱、翼表面的粗糙度的不同而改变特性。翼型的性能通过风洞实验对测定的升力、阻力、力矩进行无量纲化，用曲线来表示。作用于２维机翼的单位翼展上的阻力称为翼型阻力(profiledrag)。图为两种翼型的气动特性。由此来读取翼型的性质，判断与其他翼型的优劣。翼型周围的流动是亚声速时，翼型的阻力包括摩擦阻力和形状阻力。图为翼型周围的流线图。迎角小时，没有边界层的分离，尾流的宽度也很小，形状阻力小到可以忽略。3.6.1摩擦阻力系数随着

8、雷诺数的增加，边界层不能保持层流，达到一定的雷诺数时，从机翼后缘部分开始向湍流转捩。这个雷诺数叫临界雷诺数(