后掠翼的空氣動(dòng)力特性(一)

1、,,后掠翼的空氣動(dòng)力特性（一）,介紹后掠翼的亞音速 跨音速空氣動(dòng)力特性,后掠翼的亞音速跨音速空氣動(dòng)力特性,后掠翼的亞音速和跨音速空氣動(dòng)力特性,2/54,§2—2 后掠翼的空氣動(dòng)力特性,目前高速飛機(jī)很多都是后掠翼。后掠翼與平直翼不同，其前緣與機(jī)體橫軸并不平行，而具有大約30~60°的前緣后掠角。其氣動(dòng)特性也具有不同于平直翼的特點(diǎn)，下面從亞音速、跨音速和超音速三個(gè)方面討論后掠翼的空氣動(dòng)力特性。,一、后掠

2、翼的亞音速空氣動(dòng)力特性,(一)空氣流過后掠翼的情形 空氣由前向后流過后掠翼，其流速C同機(jī)翼前緣不垂直，可以分解成兩個(gè)分速。一個(gè)是與前緣垂直的垂直分速 ，另一個(gè)是與前緣平行的平行分速 。如圖3—2—14所示。垂直分速 。和平行分速 ，同前緣后掠角的關(guān)系是：,式中C為遠(yuǎn)前方來流速度，即飛行速度，X為機(jī)翼前緣后掠角。從效果看，垂直分速 與平行分速 所起的作用不一樣。因?yàn)?/p>

3、機(jī)翼表面沿平行于前緣的方向沒有彎曲，所以，空氣在流過機(jī)翼表面的過程中，平行分速沿機(jī)翼表面基本不發(fā)生變化，對(duì)機(jī)翼壓強(qiáng)分布也不起什么作用。而垂直分速 則沿途不斷改變，好比空氣以流速 。流過一個(gè)平直翼一樣，自然引起機(jī)翼沿翼弦方向的壓強(qiáng)分布發(fā)生變化。,,,可見，只有氣流垂直分速 才對(duì)機(jī)翼壓強(qiáng)分布起決定性影響，所以，把垂直分速 稱為有效分速。機(jī)翼后掠角越大，則有效分速 越小，機(jī)翼上下表面各處的有效分速也越

4、大；反之，機(jī)翼后掠角越大，則有效分速 越小，機(jī)翼上下表面各處的有效分速也越小。 空氣流過后掠翼，既然平行分速 基本不變，而垂直分速 不斷變化，故不象流過平直翼那樣徑直地向后流去，其流線會(huì)左右偏斜，如圖7—15a所示?？諝鈴臋C(jī)翼遠(yuǎn)前方流近機(jī)翼前緣，有效分速受到阻滯而越來越小(如圖 中)；平行分速則不受影響，保持不變 。,這樣一來，越接近前緣，氣流速度不

5、僅越來越慢，而且方向也越來越向翼尖方向偏斜。經(jīng)過前緣以后，空氣在流向最低壓力點(diǎn)(圖中C點(diǎn))的途中，有效 分速又逐漸加 快 ，平行分速仍保持不變 ，所以，局部流速不僅逐漸加快，而且方向也從翼尖轉(zhuǎn)向翼根。以后，又因有效分速逐漸減慢，氣流方向轉(zhuǎn)向原來方向。于是，整個(gè)流線呈“S”形彎曲，如圖3—2—15b所示。,,,(二)后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng),空氣流過后掠翼，由于流

6、線左右偏斜，會(huì)影響機(jī)翼的壓強(qiáng)分布，從而出現(xiàn)所謂“翼根效應(yīng)”和“翼尖效應(yīng)”。 參看圖3—2—15b，在后掠翼翼根部分的上表面前段，流線向外偏斜，流管擴(kuò)張變粗；而在后段，流線向內(nèi)側(cè)偏斜，流管收斂變細(xì)。,在亞音速條件下，前段流管變粗，流速增加較少，壓強(qiáng)降低不多，即吸力減??；后段流管變細(xì)，流速加快，吸力增大。與此同時(shí)，因流管最細(xì)的位置后移，使最低壓強(qiáng)點(diǎn)的位置向后移動(dòng)，如圖3—2—16所示。這種現(xiàn)象稱為翼根效應(yīng)。,至于翼尖部分，情況與

7、翼根相反。因翼尖外側(cè)的氣流徑直向后流去，而翼尖部分上表面前段流線向外偏斜，故流管收斂變細(xì)，流速加快得多，壓強(qiáng)減小得多，即吸力增大；在后段，因流線向內(nèi)側(cè)偏斜，故流管擴(kuò)張彎粗，流速減慢，吸力減小。與此同時(shí)，因流管最細(xì)的位置向前移，故最低壓強(qiáng)點(diǎn)向前移動(dòng)，如圖3—2—16所示。這種現(xiàn)象稱為翼尖效應(yīng)。 翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)引起沿翼弦方向的壓強(qiáng)分布發(fā)生變化，但上表面的前段變化較多。所以，翼根效應(yīng)使翼根部分的平均吸力減小，升力系數(shù)減小。翼

8、尖效應(yīng)使翼尖部分的平均吸力增大，升力系數(shù)增大。后掠翼沿展向各剖面的升力系數(shù)分布如圖3—2—17所示。,通過以上分析可以看出，造成后掠翼亞音速空氣動(dòng)力特性不同于一般平直翼的基本原因有兩條；一是由于后掠翼的空氣動(dòng)力主要取決于有效分速，而有效分速是小于氣流速度的；二是由于空氣流過后掠翼，流線左右偏斜，形成翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)，影響后掠翼的壓強(qiáng)分布。這兩點(diǎn)是分析后掠翼亞音速空氣動(dòng)力特性的基本依據(jù)。,(三)后掠翼的亞音速升力阻力特性,設(shè)有一無限展長(zhǎng)

9、的平直翼，空氣以速度 流過機(jī)翼，如圖3—2—18a所示。若將此機(jī)翼向后傾斜一個(gè)角度 ，見圖3—2—18b，則氣流在斜置機(jī)翼表面流動(dòng)情況與前面分析后掠翼的流動(dòng)情況一樣。下面來分析平直翼與后掠翼的空氣動(dòng)力系數(shù)的關(guān)系。,,,由前面分析可知后掠冪靜空氣動(dòng)力特性只取決于垂直分速，而與平行分速無關(guān)。這樣在相同迎角下，后掠翼要產(chǎn)生與平直翼的同等空氣動(dòng)力，必須是式中 ——后掠翼升力系數(shù) ——平

10、直翼升力系數(shù),,,,而,,所以 從上式可以看出后掠翼升力系數(shù)比平直翼的小。后掠翼的阻力系數(shù)也比平直翼的小。 由圖3-2—19看出 式中 ——后掠翼阻力； ——由垂直分速引起的機(jī)翼翼型阻力，即氣流以 流過平直翼時(shí)的阻力 。,,,,所以

11、 式中 分別為后掠翼和平直翼的阻力系數(shù)。因?yàn)?所以,,,,,,對(duì)后掠翼通常取來流 與平行來流弦線的夾角為仰角 ,取法向分速 與法向剖面弦線的夾角為 。由圖3-2-20可見 式中h為前緣比后緣高出量。b 和 分別

12、為沿來流 方向和沿垂直分速 方向翼剖面的弦長(zhǎng)。將 除以 ，得所以 當(dāng)仰角不大時(shí)，上式可改寫為,,,,,,,,,,,,根據(jù)上述可求得后掠翼升力系數(shù)斜率與平直翼升力系數(shù)斜率的關(guān)系是 所以 根據(jù)上式，可由無限翼晨平直翼的升力系數(shù) 、阻力系數(shù) ,升力系數(shù)斜率 求得無限翼展后掠翼的升力系數(shù) 。阻力系數(shù) ，升力系數(shù)率

13、 。,,,,,,,,,,顯然，當(dāng)無限翼展后掠翼的 、 、 翼型及飛行高度與無限翼展平直翼的都相同時(shí)，后掠翼的 、 、 都比平直翼的小。因此，后掠翼的亞音速空氣動(dòng)力特性不如乎直翼的好。 對(duì)于有限翼展后掠翼，除翼根和翼尖部分與無限翼展的有較大差別外，其余部分則是十分接近的，所以,將上述的關(guān)系式用來定性地分析后掠角對(duì)機(jī)翼空氣動(dòng)力特性的影響, 是有實(shí)際意義的。,,,,,,,圖3-2-

14、21為一后掠角 的后掠翼和相同展弦比的平直翼的升力系數(shù)曲線。由圖看出，同一迎角下，后掠翼的升力系數(shù)比平直翼的小。 圖3-2-22為各種不同后掠角的機(jī)翼的升力系數(shù)斜率 隨展弦比 的變化曲線。 由圖看出，當(dāng)展弦比一定時(shí)，后掠角增大，升力系數(shù)斜率減小。當(dāng)后掠角一定時(shí)，展弦比減小，升力系數(shù)斜率也減小。這是由于展弦比減小時(shí)，翼尖渦流對(duì)機(jī)翼上、下表面的均壓作用增強(qiáng)的緣故。,,,,(四)后掠翼在大

15、迎角下的失速特性,1、翼尖先失速 翼尖先失速的原因，有兩方面。一方面，在機(jī)翼上表面的翼根部分，因翼根效應(yīng)，平均吸力較??；在機(jī)翼上表面的翼尖部分，因翼尖效應(yīng)，平均吸力較大。于是，沿翼展方向，從翼根到翼尖存在壓力差。,這個(gè)壓力差促使附面層內(nèi)的空氣向翼尖方向流動(dòng)，以致翼尖部分的附面層變厚，動(dòng)能損失較多，容易產(chǎn)生氣流分離。另一方面，由于翼尖效應(yīng)，在翼尖部分的上表面前段，流管變細(xì)，吸力增大；而在上表面后段，流管變粗，吸力減小。于是，

16、翼尖上表面的后緣部分與最低壓強(qiáng)點(diǎn)之間的逆壓梯度增大，這就增強(qiáng)了附面層內(nèi)空氣向前倒流的趨勢(shì)，容易形成氣流分離。由于上述兩方面原因，當(dāng)迎角增大到一定程度，機(jī)翼上表面的翼尖部分首先產(chǎn)生氣流分離，形成翼尖先失速。,2、后掠翼的最大升力系數(shù)和臨界迎角比平直翼小,對(duì)于后掠翼而言，其有效分速與垂直于前緣的翼弦所構(gòu)成的迎角 ，總是大于相對(duì)氣流速度C與順氣流方向的翼弦所構(gòu)成的迎角 的(參看圖3—2—20)。而當(dāng)前一迎角 增至與平直

17、翼的臨界迎角同一大小時(shí)，后掠翼就開始出現(xiàn)氣流分離。故按后一迎角 計(jì)算，后掠翼的臨界迎角就比平直翼小。當(dāng)后掠翼達(dá)到臨界迎角時(shí)，其最大升力系數(shù)就小于平直翼的最大升力系數(shù)。參看圖3—2—21，后掠角為 的后掠翼的最大升力系數(shù)比平直翼的減小了20％，臨界迎角減小了 。,,,,,,后掠翼在臨界迎角附近，升力系數(shù)變化比平直翼緩和。因?yàn)楫?dāng)后掠翼出現(xiàn)翼尖失速之后，翼尖部分的升力系數(shù)下降(如圖3—2-23曲線2)，而機(jī)翼的中間部分尚未

18、失速，升力系數(shù)仍按線性變化(如圖3-2-23曲線1)。機(jī)翼的失速范圍較小，未失速的范圍較大。失速區(qū)升力系數(shù)減小是矛盾的次要方面，而未失速區(qū)升力系數(shù)增大是矛盾的主要方面，整個(gè)機(jī)翼的升力系數(shù)還是增加的，但已不能按線性增加了(如圖3—2—23曲線3)。迎角再增大，失速范圍擴(kuò)大，未失速范圍縮小，所以升力系數(shù)斜率逐漸減小。當(dāng)迎角增至某一迎角(臨界迎角)時(shí)，升力系數(shù)達(dá)到最大；再增大迎角，由于機(jī)翼的大部分已失速，失速區(qū)升力系數(shù)降低已上升為矛盾的主要方

19、面，于是，升力系數(shù)開始下降。由于翼根仍有小部分地區(qū)尚未失速，所以，升力系數(shù)的降低并不劇烈。后掠翼與平直翼比較，在臨界迎角附近，后掠翼的升力系數(shù)變化較緩和。,3、現(xiàn)代后掠翼飛機(jī)延緩翼尖失速的措施,后掠翼翼尖先失速，對(duì)后掠翼飛機(jī)大迎角下的安定性產(chǎn)生不利影響。為了彌補(bǔ)這一點(diǎn)，現(xiàn)代后掠翼，常采取一系列措施延緩翼尖失速。主要措施有如下。 (1)機(jī)翼幾何扭轉(zhuǎn)。各剖面的翼弦設(shè)置不在同一平面上，各剖面迎角也就不相同。如果翼尖剖面的迎角小

20、于其它部位的迎角，也就不致于過早地發(fā)生翼尖失速。 (2)翼尖部分用失速迎角比較大的翼型。比如適當(dāng)增大翼尖部面的厚弦比，就有可能延緩翼尖失速的發(fā)生。,(3)機(jī)翼上表面按裝翼刀。它實(shí)際是一種附面層控制，可以阻止附面層氣流的橫向流動(dòng)。有了翼刀，附面層氣流向翼尖方向流動(dòng)時(shí)，受翼刀阻擋，會(huì)引起翼刀內(nèi)側(cè)的附面層加厚，致使氣流分離現(xiàn)象先從翼刀內(nèi)側(cè)(到飛機(jī)重心的前后距離縮短)開始，這就減輕了冀尖失速對(duì)俯仰安定性的響。 (4)減小

21、后掠翼翼尖部分的后掠角，使翼尖部分橫向流動(dòng)減弱，廷緩翼尖失速。殲5飛機(jī)就是這樣。,(5)在機(jī)翼上用前緣鋸齒，如圖3-2-24所示。從鋸齒處所產(chǎn)生的旋渦，不僅能阻止附面層氣流沿展向流動(dòng)，并能對(duì)附面層內(nèi)空氣輸入能量，增大其流速，以延緩翼尖氣流分離。 (6)機(jī)翼翼尖部分設(shè)置前緣縫翼。在大迎角下，前緣縫翼會(huì)自動(dòng)打開。這樣，可以利用前緣縫翼的氣流，增大上表面附面層內(nèi)空氣的動(dòng)能，從而廷緩翼尖失速的產(chǎn)生。,二、后掠翼的跨音速空氣動(dòng)

22、力特性,(一)后掠翼的臨界M數(shù) 空氣流過后掠翼,其速度和壓力的變化主要取決于垂直分速 的大小。后掠翼的臨界M數(shù)，指的是當(dāng)機(jī)翼上表面最大局部垂直分速達(dá)到該點(diǎn)的局部音速時(shí)，飛行速度與飛機(jī)所在高度音速的比值。與平直翼相比，后掠翼的有效分速總是小于飛行速度(即相對(duì)氣流速度) 的，所以，盡管飛行速度已增大到平直翼的臨界速度；但在后掠翼上還不致于出現(xiàn)最大局部垂直分速等于局部音速的等音速點(diǎn)。只有當(dāng)飛行速度增至更大時(shí)；才會(huì)出現(xiàn)最

23、大局部垂直分速等于局部音速的情況；即是說，后掠翼的臨界M數(shù)比相同剖面平直翼的臨界M數(shù)大。機(jī)翼的后掠角越大；其有效分速越小，臨界M數(shù)也相應(yīng)越大。,,后掠翼的臨界M數(shù)和平直翼的臨界M數(shù)的關(guān)系可以推導(dǎo)如下：由 得 即,,,后掠翼的翼根部分和翼尖部分，臨界M數(shù)的大小并不是完全一樣的?？?/p>

24、氣在流過翼根部分接近前緣的地方，由于有翼根效應(yīng)，流速增加不多；只有在更大飛行M數(shù)下，才會(huì)達(dá)到局部音速，所以，臨界M數(shù)較高，空氣在流過翼尖靠近前緣的地區(qū)，由于有翼尖效應(yīng)，流速迅速加快，有可能在較小的飛行M數(shù)下就達(dá)到局部音速，所以臨界M數(shù)較低。即是說，翼根效應(yīng)引起翼根部分的臨界M數(shù)有所提高，而翼尖效應(yīng)引起翼尖部分的臨界M數(shù)有所降低。,但就飛機(jī)整體而言，機(jī)翼的臨界M數(shù)還要受機(jī)身的影響。因?yàn)闄C(jī)翼和機(jī)身結(jié)合地方，流管更加收斂，流速迅速加快，導(dǎo)致翼

25、根部分的臨界M數(shù)減小。因?yàn)檫@個(gè)緣故，翼根部分的臨界M效甚至可能小于翼尖部分的臨界M數(shù)。 臨界M數(shù)受翼尖效應(yīng)和翼根效應(yīng)的影響；可用下面的經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算： 式中 為前緣后掠角。例如 ，后掠翼的臨界M數(shù)( )提高21．7％。,,,,,(二)后掠翼的跨音阻力特性,如圖3—2—25所示，不同后掠角的后掠翼同平直翼相比，阻力系數(shù)隨飛行M數(shù)的變化是不同的。從圖上可以看出如下幾點(diǎn)

26、: 第一，阻力系數(shù)在比較大的M數(shù)下才開始急劇增加。這是因?yàn)楹舐右淼木植砍羲賲^(qū)的局部激波在比較大的M數(shù)下才開始出現(xiàn)的緣故。阻力系數(shù)開始急劇增長(zhǎng)的飛行M數(shù)，稱為阻力臨界M數(shù)。有的資料將阻力臨界M數(shù)規(guī)定為：當(dāng)M數(shù)增加1％，阻力系數(shù)增加0．1％時(shí)的飛行M數(shù)。,第二，后掠翼的最大阻力系數(shù)，只有在超過音速更多的飛行速度下才會(huì)出現(xiàn)，而且數(shù)值也比較小。對(duì)平直翼而言，當(dāng)飛行M數(shù)在1附近時(shí)，其阻力系數(shù)達(dá)到最大。但對(duì)后掠翼而言，在飛行速度超

27、過音速不多時(shí)，有效分速 仍然小于音速，阻力系數(shù)尚未達(dá)到最大。只有在更大的飛行速度下，有效分速達(dá)到音速左右，阻力系數(shù)才達(dá)到最大。此時(shí)，由有效分速所確定的阻力 相當(dāng)于平直翼在音速附近的阻力。它的平行于飛行方向的分力，即后掠翼的阻力，則比平直翼在音速附近時(shí)的阻力小( )。既然后掠翼此時(shí)的阻力比較小，而飛行速度又較大，所以，折算出的最大阻力系數(shù)比平直翼的最大阻力系數(shù)小得多。,,,,第三，在

28、跨音速階段，阻力系數(shù)隨M數(shù)增大的趨勢(shì)比較緩和。后掠翼只有在更大的M數(shù)才能出現(xiàn)最大阻力系數(shù)，而且其值也較小，所以，阻力系數(shù)增長(zhǎng)的“坡度”小。另外，由于后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)，會(huì)使機(jī)翼產(chǎn)生的翼尖激波、后激波、前激波的時(shí)機(jī)有先有后，發(fā)展也有快有慢。所以后掠翼阻力系數(shù)隨M數(shù)的變化趨于緩和。 后掠角越大，上述三個(gè)特點(diǎn)越突出。圖3-2-26畫出了后掠角不同的三種后掠翼飛機(jī)的零升阻力系數(shù)隨飛行M數(shù)變化的曲線。這可以大體上看出后掠角大

29、小不同對(duì)飛機(jī)阻力系數(shù)的影響。但應(yīng)指出，其中還存在著由展弦比、厚弦比以及機(jī)身所帶來的影響。,(三)后掠翼的跨音速升力特性,后掠翼與平直翼相比，后掠翼的升力系數(shù)隨M數(shù)的變化也比較和緩。具體有以下特點(diǎn)： 1．升力系數(shù)在比較大的M數(shù)下才開始增大； 2．隨著M數(shù)的增大，升力系數(shù)的增減都比較緩慢； 3．升力系數(shù)在跨音速階段內(nèi)的增減幅度較小； 圖3—2—27給出了后掠角不同的三種后掠翼飛機(jī)

30、的升力系數(shù)隨M數(shù)的變化曲線。當(dāng)然，其中還含有展弦比和厚弦比不同所帶來的影響。,圖3-2-14 后掠翼速度分解,圖3-2-15 空氣流過后掠翼的情形,圖3-2-16翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)對(duì)翼弦方向壓強(qiáng)分布情況,圖3-2-17 后掠翼各剖面的升力沿展向分布,圖3-2-18平直翼與后掠翼比較,圖3-2-19 后掠翼的阻力,圖3-2-20,,圖3-2-21 后掠角對(duì) 影響,,圖3-2-22 隨后掠角和展弦的變化,