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空气动力学_图

作者:188金宝搏的网址 发布时间:2020-09-27 12:55 点击数:

  升力(二) 阻力 介绍升力系数曲线的物理意义 阻力的产生、计算和阻力系数曲线 阻力的产生和计算 升力和阻力系数曲线 三、升力系数曲线 ? ? (一)升力系数随迎角的变化规律 升力系数曲线即一机翼升力系数 Cy,随迎角 ? 变 化的曲线是歼七飞机的升力系数曲线。 当迎角不大时,升力系数基本上随迎角的增大而正比例 增大;当迎角较大时,升力系数随迎角增大时的趋势减 弱,曲线变得平缓;当迎角增大到一定值,即临界角迎 角时,升力系数将随迎角的增大而减少。 ? 升力系数随迎角的变化规律,可以从图3—1—16 的流线谱和压强分布随迎角的变化中得到解释,迎角不 大时,机翼后缘的涡流还小,对机翼流线谱的影响不大, 上下表面的压力系数基本上随迎角成比例变化;当迎角 较大时,后缘涡流区增大到开始影响流线谱和压强分布. 升力系数随迎角增得比较缓慢,当迎角等于临界 ? ? ? ? ? 迎角(? 临)时,后缘涡流区迅速扩大,气流已不能平顺地 流过机翼上表面;压力系数(绝对值)急剧减少,升力系 数下降。 (二)表征飞机升力特征的几个参数 1.零升力迎角( ? 0 ) 升力系数为零的迎角,称为零升力迎角,记作? 0 。 不同翼型的零升力迎角的大小是不同的,主要是随翼型 ? 0 的绝对值也大, 的相对弯度而变化。相对弯度 f 大, 对称形翼型的 ? 0 等于零。 2.临界迎角(? 临 )和最大升力系数( C y max ) 。 在机翼的 C y ? ? 0 曲线上,当升力系数从零增加时, 出现的第一个局部最大值,称为最大升力系数。最大升 力系数所对应的迎角,称为临界迎角。 ? ? ? ? ? C y max 不同迎角下机翼流线谱和压强分布影响最大升力系数 的因素很多,主要是翼型的相对弯度、最大弯度位置、厚弦比、 前缘半径等。实验表明,相对弯度较大的翼型, 较大,同一相对弯度,最大弯度位置在15%左右时,C y max 最大, C最大。 对普通翼型,厚弦比在9—14%范围内, y max 3.升力系数曲线斜率(C ? ) y 升力系数曲线斜率是指改变单位迎角时,升力系数C y max 的相应的改变量,即 C ? ? ?C y ,如翼型、飞行M数一定时, y ?? dC y 也可以写成 C y ? 在中小迎角范围内,由于机翼上表面的气 d? Cy 与 ? 流分离还不显著, ? 型的精确值应由实验确定。若已知 C y 可用下式估算中小迎角范 围内的 C y 。 ? C y ? C? y (? ? ? 0 ) ? 成线性关系,C ? y 等于常数,每个翼 §1—3 阻力 §1—3 阻力 ? ? ? 一、阻力的产生 (一)摩擦阻力 根据以前所说的有关气体粘性及低速附面层的知识,我们知 道,空气流过飞机时,由于空气有粘性,在贴近飞机表面的地方 形成附面层。在附面层内.特别是附面层底层有显著的速度梯度, 因此在飞机表面就存在摩擦力,其方向切于物面。飞机表面各处 摩擦力在相对气流方向上的投影的总和,就是整个飞机的摩擦阻 力。 ? 空气在飞机表面附面层内的流动与在平板附面层内的流动相 类似。因此在空气动力学中,飞机机翼、机身、尾翼等处摩擦, 阻力系数的大小,可以在前章所讲述的平板摩擦阻力系数的基础 上,加以适当修正而估算出来。 ? 机翼摩擦阻力系数可用下式计算: Cx翼摩 ? 2Cx板摩 ??c ? 式中2Cx板摩 为低速平板双面摩擦阻力系数,? c 为翼型厚弦比对摩 擦阻力系数影响的修正系数,可由图3—1—17查得,图中 C 是 机翼的平均厚弦比,X 为转捩点相对位置,初步估算可用最大 T 厚度位置 X C 代替。 ? (二)压差阻力 ? 空气流过机翼的过程中,在机翼前缘受到阻挡,流速减慢, 压强增大;在机翼后缘,压强减少,特别是在较大迎角下,由于 气流分离形成涡流区,在涡流区内压强减少较多,这样,机翼前 后便产生压强差,形成阻力,这种阻力叫做压差阻力。飞机的机 身、尾翼等部分都会产生压差阻力。 ? 机翼与机身的结合部分,其中段,由于机翼表面和机身表面 都向外凸出,流管收缩,流速迅速加快,压强很快降低,而在后 部,由于机翼表面和机身表面都向内弯曲,流管扩大,流速迅速 减慢,压强很快增高,这就促使气流分离点前移,并使机身和机 翼结合处后部的涡流区扩大(见图3—1—18),翼身组合体所产生 的阻力比机翼阻力和机身阻力两者之和还大,多出来的这部分压 差阻力,是由流过飞机 ? 各部分的气流互相干扰所引起的,又称为干扰阻力。 ? (三)诱导阻力 ? 诱导阻力是伴随升力的产生而产生的,如果没有升力, 诱导阻力也就不存在。这个同升力形影不离,由升力 “诱导”而产生的阻力,称为诱导阻力,又称升致阻力。 ? 1.诱导阻力的产生 ? 参看图3—1—19A,当机翼产生正升力时,机翼下 表面的压强比上表面的大,在上下表面压整的作用下, 下表面的气流就绕过翼尖流向上表面。这样就使下表面 的流线由机翼的对称面偏向翼尖,而上表面的流线由翼 尖偏向对称面。如图3—1—19B。由于上下翼面空气流 出后缘时具有不同的流向,因此会形成旋涡。这些旋涡 在机翼之后组成一个旋涡面,由于空气的粘性作用与旋 涡的相互作用,旋涡面在翼尖后不远处卷成两个大涡束, 称为翼尖涡流,如图3—1—19C。 ? 从机翼后面向前看,左翼尖涡流顺时针旋转,右翼尖涡流反时针 旋转。 从实验可以看出上述流动现象的存在,例如用丝线系住的一个的 一个小棉球,会在翼尖部分的气流中旋转起来,如图3—1—20 所示。 ? 由于翼尖涡流的作用,会在机翼所在平面内引起垂直来流方 向的诱导速度。在机翼所在处以及机翼后方,诱导速度的方向一 般是向下的,因此常称其为下洗速度。(用 W0表示) ? 下洗速度的存在改变了各剖面处的气流方向,如图3—1—21 所示。这个向下倾斜的气流,称为下洗流,其流速用 C ? 表示, 下洗流向下倾斜的角度,称为下洗角,用 ? 0 表示,下洗流与翼 弦之间的夹角,称为有效迎角,用? 有效表示,有效迎角比迎角 小,它们有如下关系; ? ? 有效 ? ? ? ? 0 ? 空气流过机翼时,如果没有下洗,则作用在机翼上的升力当 然是垂直于来流 C ? 的,有了下洗,实际升力 Y ? 相对于 Y 向 后倾斜了一个角度 ? 0 (见图3—1—22)。这个力在垂直于 C? 方向上的分力就是诱导阻力,用 X i 表示。 ? 2.诱导阻力公式 ? 从图3—1—22中可看出,诱导阻力 X i 与升力 Y ? 、下洗角 0 有 X i ? Y ?Sin? 0 下列关系: ? ? 由于 很小Y ? ? Y , Sin? 0 ? ? 0 所以 X i ? Y ?0 1 ? 也可以写成 X i ? C y ? ?C 2 ? A ? ? 0 2 ? ? 由本章附录可以知道下洗角用下式表示 1 Xi ? ? ?C 2 ? A ?? 2 2 Cy 2 Cy ??0 ?0 ? Cy ? 所以 ? ? 令 C xi ? ?? ? 则诱导阻力公式写成 1 X i ? C xi ? ?C 2 ? A ? 2 2 ? 式中 C xi ——诱导阻力系数,它的大小与C y 成正比,与展 弦比λ成反比,π为常数。 ?? ? 上述两式分别为椭圆翼的下洗角和诱导阻力系数计算公 式。其他平面形状直机翼下洗角和诱导阻力系数,可在 椭圆翼的基础上进行修正后得出,分别表示为: ? Cy ?0 ? (1 ? ? ) ?? 2 ? Cy C xi ? (1 ? ? ) ? ?a ? 式中,τ和δ是非椭圆形机翼的修正系数,其大小与机翼 形状有关,表3—1—2给出了几种不同平面形状机翼的 (1及 ?? ) ? 1 修正系数τ和δ的平均值。由于 ,因 (1 ? ? ) ? 1 Cy 此在同样的 和λ下,一般平面形状机翼的 和 ? 0 C xi 比椭圆翼的大.或者说,椭圆翼的 和 最小。 ? 0 C xi ? 一般机翼的诱导阻力系数也可表示为: ? 2 C xi ? Cy ??e 2 ? AC y ? 式中:? ? e ? A? 1 ? 1 ,称为有效展弦比; 1? ? 1? ? ??e ?? 称为诱导阻力因子。对于大展弦比直 ? 机翼来说,A可由下式计算: 1 1 A ? ? ( ? 0.025 ) ? ? 表3-1-2 机翼平面形状 椭圆形 1 ? (1 ? ? ) 1 ? (1 ? ? ) 批注 0.318 0.318 ? ?? ?0 ? ?2~3 梯 形 矩 形 菱 形 0.318 0.375 0.363 0.318 0.375 0.363 ? ?5~8 二、阻力公式 ? 飞机的阻力主要包括摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力。阻力 和升力一样,都是空气动力,影响阻力的因素与影响或力的基本 相同,所以飞机的阻力可由下式来计算: 1 X ? C x ?C 2 S 2 ? 式中 C x ——飞机阻力系数。它的大小综合地表达了迎角、飞机 形状、表面光滑程度以及雷诺数等对阻力的影响。 ? 飞机的摩擦阻力和压差阻力统称为废阻力,于是,整个飞机 的阻力系数为 2 Cx ? Cx废 ? Cxi ? Cx废 ? ACy ? 在中小迎角下,也可写成如下形式 2 Cx ? Cx0 ? Cxi ? Cx0 ? ACy ? 式中 C x 0 称为零升阻力系数,定义为C y ? 0 时的飞机阻力系数。 三、阻力系数曲线 ? 飞机在不同迎角下的阻力系数,可通过风洞实验测得,根据 实验结果绘成曲线所示。图中曲线表明:阻力系 数是随着迎角的增大而不断增大的。在小迎角下,阻力系数较小, 且增大得较慢;在大迎角下,阻力系数增大得较快;超过临界迎 角以后,阻力系数急剧增大。这是因为摩擦阻力系数基本上没有 迎角变化。在中、小迎角下,迎角增大,压差阻力系数变化不大, 也可认为基本保持不变,所以,在中小迎角阶段阻力系数的变化 主要取决于诱导阻力系数的变化。在大迎角情况下,特别是接近 和超过临界迎角后,随迎角增大,机翼表面发生严重气充分离, 涡流区迅速扩大,导致压差阻力系数急剧增大,阻力系数也剧烈 增大。当迎角超过临界迎角以后,不仅升力突然下降,而且阻力 也急剧上升,这将导致飞机迅速丧失速度,这种现象称之为“失 速”。 ? 在曲线上阻力系数最小值,称为最小阻力系数。它是一个很 主要的气动参数。在飞机空气动力学中,它对飞机的最大速度影 响很大。对于大多数翼型来说,基本上等于零升阻力系数。


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