空气动力学Chapter3-5课件.ppt

　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(critical Reynolds number) 　增加雷诺数，转捩点向前缘移动。 　图为湍流边界层和层流边界层内的速度分布。 　图为平板的摩擦应力系数和机翼的最小阻力系数随雷诺数的变化。 平板的摩擦阻力系数随雷诺数的变化 　各种翼型的最小阻力系数随雷诺数的变化。值得注意的是，图中的NACA 631-012的摩擦阻力系数很小。 　 　原因是机翼表面的压强分布与普通翼型的不同。 　普通翼型的最小压强点在前缘附近，而低阻力翼型的最小压强点在机翼后半部。前者的逆压强梯度促使边界层的转捩。 普通翼型与低阻力翼型的比较 层流翼型的阻力系数 3.6.2 翼型的失速 　迎角大到一定程度，机翼上表面的边界层分离，后面带有大的尾流，机翼失速，阻力急剧增大。 　 　翼型的失速与机翼上表面的逆压强梯度关系关系密切。 　逆压强梯度给边界层的影响有两条。 　第一是边界层从翼表面分离的作用。 　分离包括层流分离和湍流分离。层流边界层内，没有由于分子运动的混合，表面附近的低速部分难以向外侧的高速部分传递能量，所以比起湍流边界层容易产生分离。 　反之，湍流边界层由于湍流混合，能量传递容易，所以产生分离比较难。 　逆压强分布的第二个作用，是使层流边界层向湍流边界层转捩。 　由于顺压强梯度（压强梯度为负）容易保持层流状态，翼型的最小压强点的上游一般是层流。 　过了最小压强点，进入逆压强梯度区。在这个区域，分离和转捩哪个先发生，要看雷诺数和逆压强梯度的大小而定。 　一般地，随着迎角的增加，在低雷诺数下，转捩发生前，边界层首先分离。这叫做层流分离(laminar separation)，也叫前缘失速(nose stall)。一旦分离，边界层就不再附着于表面。 　 　 　雷诺数大时，分离的边界层成为湍流边界层，再度附着于翼表面。 　雷诺数进一步增大时，转捩发生于层流分离点之前。 各种翼型的最大升力系数随雷诺数的变化 翼型失速可分成三种类型 (1)后缘失速型 　机翼上表面转捩为湍流，分离发生在后缘。随着迎角的增加，分离区域从后缘向前渐渐地扩大，最后全域性分离。 (2)前缘失速型 　保持着层流，在前缘后面急速分离，不再附着于表面。 (3)薄翼失速型 　在前缘后面边界层分离，而后再次附着。随着迎角的增加，附着点向后缘移动。附着点到达后缘之后，成为真正的失速状态。 用计算机画出表3.2的三个翼型的光滑曲线。附上程序或软件使用过程。 作业 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(Royal Aircraft Factory, RAF） 　美国航空咨询委员会(National Advisory Committee for Aeronautics, NACA) 　例如，Go 623, 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NACA 4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NACA 23012在各个升力系数时的压强分布曲线 　NACA 23012为NACA翼型中被广泛使用的翼型。 　NACA 64A218为低阻力翼型（层流翼型），用于YS-11型运输机。 　Lissaman 7769为美国人Lissaman开发的人力飞机用翼型。 　 　美国