第五章 低速翼型的气动特性

1、 5.1.1 翼型的几何参数翼型的几何参数 5.1.2 NACA翼型翼型 5.1.3 NACA五位数五位数 5.1.4 层流翼型层流翼型 5.1.5 超临界机翼超临界机翼 翼的横剖面形状，又称为翼剖面。在空气动力学中，翼型通翼的横剖面形状，又称为翼剖面。在空气动力学中，翼型通 常理解为二维机翼，即剖面形状不变的无限翼展机翼。常理解为二维机翼，即剖面形状不变的无限翼展机翼。 翼型按速度分类有翼型按速度分类有 低速翼型低速翼型 亚声速翼型亚声速翼型 超声速翼型超声速翼型 翼型按形状分类有翼型按形状分类有 圆头尖尾形圆头尖尾形 尖头尖尾形尖头尖尾形 圆头钝尾形圆头钝尾形 几何弦长、前缘半径、后缘角；

2、几何弦长、前缘半径、后缘角； 翼面坐标、弯度分布、厚度分布翼面坐标、弯度分布、厚度分布 前缘 厚度 中弧线 后缘 弯度 弦线 弦长c 后缘角后缘角 xyxyxyt 下上 下上y ytmax 厚度厚度 c t t )( 2 1 )( 下上 yyxy f max )(xy c f f f c x x f f 弯度弯度 1. 翼型的发展翼型的发展 通常飞机设计要求，机翼和尾翼的升力尽可能大、阻力小。通常飞机设计要求，机翼和尾翼的升力尽可能大、阻力小。 对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的 低亚声速飞机低亚声速飞机：圆头尖尾形：圆头尖尾形 提高升力系数提

3、高升力系数 高亚声速飞机高亚声速飞机：超临界翼型：超临界翼型 提高阻力发散提高阻力发散Ma数，前缘丰数，前缘丰 满、上翼面平坦、下翼面后缘向内凹；满、上翼面平坦、下翼面后缘向内凹； 超声速飞机超声速飞机：尖头、尖尾形：尖头、尖尾形 减小激波阻力减小激波阻力 对翼型的研究最早可追溯到对翼型的研究最早可追溯到19世纪后期世纪后期 带有一定安装角的平板能够产生升力带有一定安装角的平板能够产生升力 在实践中发现弯板比平板好，能用于在实践中发现弯板比平板好，能用于 较大的迎角范围较大的迎角范围 平板翼型效率较低，失速迎角很小平板翼型效率较低，失速迎角很小将头部弄弯以后的平板翼型，将头部弄弯以后的平板翼型

4、， 失速迎角有所增加失速迎角有所增加 鸟翼具有弯度和大展弦比的特征鸟翼具有弯度和大展弦比的特征 鸟类的飞行研究：鸟类的飞行研究： 弯曲的平板更接近于鸟翼的形状弯曲的平板更接近于鸟翼的形状 能够产生更大的升力和效率。能够产生更大的升力和效率。 德国人奥托德国人奥托利林塔尔设计并测试了许多曲线翼的滑翔机，他利林塔尔设计并测试了许多曲线翼的滑翔机，他 仔细测量了鸟翼的外形，认为试飞成功的关键是机翼的曲率仔细测量了鸟翼的外形，认为试飞成功的关键是机翼的曲率 或者说是弯度，他还试验了不同的翼尖半径和厚度分布。或者说是弯度，他还试验了不同的翼尖半径和厚度分布。 莱特兄弟所使用的翼莱特兄弟所使用的翼 型与利

5、林塔尔的非常型与利林塔尔的非常 相似，薄而且弯度很相似，薄而且弯度很 大。这可能是因为早大。这可能是因为早 期的翼型试验都在极期的翼型试验都在极 低的雷诺数下进行，低的雷诺数下进行， 薄翼型的表现要比厚薄翼型的表现要比厚 翼型好。翼型好。 随后的十多年里，在反复试验的基础上研制出了大量翼型，随后的十多年里，在反复试验的基础上研制出了大量翼型， 如如RAF-6， Gottingen 387，Clark Y。这些翼型成为。这些翼型成为NACA 翼型家族的鼻祖。翼型家族的鼻祖。 在上世纪三十年代初期，在上世纪三十年代初期，美国国家航空咨询委员会美国国家航空咨询委员会 （ National Advis

6、ory Committee for Aeronautics，NACA， National Aeronautics and Space Administration， NASA ） 对低速翼型进行了系统的实验研究。对低速翼型进行了系统的实验研究。 将当时的几种优秀翼型的厚度折算成相同厚度时，厚度分布将当时的几种优秀翼型的厚度折算成相同厚度时，厚度分布 规律几乎完全一样。在当时认为是最佳的翼型厚度分布作为规律几乎完全一样。在当时认为是最佳的翼型厚度分布作为 NACA翼型族的厚度分布。厚度分布函数为：翼型族的厚度分布。厚度分布函数为： )10150. 028430. 035160. 012600.

7、029690. 0( 2 . 0 432 t xxxxx t y 最大厚度为最大厚度为 %30 x 1932年，确定了年，确定了NACA四位数翼型族。四位数翼型族。 pxxpxp p f y pxxpx p f y f f 2)21 ( )1 ( 0 )2( 2 2 2 2 f为中弧线最高点的纵坐标，为中弧线最高点的纵坐标，p 为最大弯度位置。为最大弯度位置。 中弧线取两段抛物线，在中弧线最高点二者相切。中弧线取两段抛物线，在中弧线最高点二者相切。 NACA 2%f %40 f x%12t 1935年年，NACA又确定了五位数翼型族。又确定了五位数翼型族。 五位数翼族的厚度分布与四位数翼型相同

8、。不同的是中弧线。五位数翼族的厚度分布与四位数翼型相同。不同的是中弧线。 它的中弧线前段是三次代数式，后段是一次代数式。它的中弧线前段是三次代数式，后段是一次代数式。 例例: : NACA 2 3 0 1 2 3 . 0 20 3 2C 2C 3 20 L L 设 设 %15 %302 f f x x CL设 设：来流与前缘中弧线平行时的理论升力系数 ：来流与前缘中弧线平行时的理论升力系数 中弧线中弧线 0 0：简单型：简单型 1 1：有拐点：有拐点 %12t 1939年，发展了年，发展了NACA1系列层流翼型族。其后又相继发展系列层流翼型族。其后又相继发展 了了NACA2系列，系列，3系列直

9、到系列直到6系列，系列，7系列的层流翼型族。系列的层流翼型族。 层流翼型层流翼型是为了减小湍流摩擦阻力而设计的，尽量使上翼面是为了减小湍流摩擦阻力而设计的，尽量使上翼面 的顺压梯度区增大，减小逆压梯度区，减小湍流范围的顺压梯度区增大，减小逆压梯度区，减小湍流范围。 1967年美国年美国NASA兰利研究中心的兰利研究中心的Whitcomb主要为了提高亚主要为了提高亚 声速运输机声速运输机阻力发散阻力发散Ma数数而提出了而提出了超临界翼型超临界翼型的概念。的概念。 层流翼型层流翼型 超临界翼型超临界翼型 5.2 翼型的气动参数翼型的气动参数 1、翼型的迎角与空气动力、翼型的迎角与空气动力 翼型绕流

10、视为平面流动，翼型上的空气动力简称翼型绕流视为平面流动，翼型上的空气动力简称气气 动力动力可视为可视为无限翼展机翼无限翼展机翼在展向取单位展长所受的在展向取单位展长所受的 气动力。气动力。 在翼型平面上，来流在翼型平面上，来流V与翼弦线之间的夹角定义与翼弦线之间的夹角定义 为翼型的几何迎角，简称为翼型的几何迎角，简称迎角迎角。对弦线而言，来。对弦线而言，来 流上偏为正，下偏为负。流上偏为正，下偏为负。 当气流绕过翼型时，在翼型表面上每点都作用有压强当气流绕过翼型时，在翼型表面上每点都作用有压强p（垂直（垂直 于翼面）和摩擦切应力于翼面）和摩擦切应力 （与翼面相切），它们将产生一个合（与翼面相切

11、），它们将产生一个合 力力R，合力的作用点称为，合力的作用点称为压力中心压力中心，合力在来流方向的分量为，合力在来流方向的分量为 阻力阻力D，在垂直于来流方向的分量为，在垂直于来流方向的分量为升力升力L。 升力和阻力的比值l/d 称为升阻比 其值随迎角的变化而变化，此值愈大愈好，低速和亚声速飞 机可达1718，跨声速飞机可达1012，马赫数为2的超声 速飞机约为48。 把升力和阻力分别除以来流动压头与弦长，就得到升力系数 cl和阻力系数cd cv l cl 2 2 1 cv d cd 2 2 1 （1）在升力系数随迎角的变化曲线中，在迎角较小时是）在升力系数随迎角的变化曲线中，在迎角较小时是

12、一条直线，这条直线的斜率称为一条直线，这条直线的斜率称为升力线斜率升力线斜率，记为，记为 d dC C l l 这个斜率，薄翼的理论值等于这个斜率，薄翼的理论值等于2 /弧度弧度 如果迎角较大，流动出现分离。迎角大到一定程度，翼如果迎角较大，流动出现分离。迎角大到一定程度，翼 型上表面出现大面积分离。型上表面出现大面积分离。 由于流动分离，使得升力系数开始下降的迎角称为由于流动分离，使得升力系数开始下降的迎角称为最大最大 升力迎角升力迎角 。对应的升力系数称为对应的升力系数称为最大升力系数最大升力系数Clmax 升力下降，意味着飞机可能下掉，失去飞行的正常速度。升力下降，意味着飞机可能下掉，失

13、去飞行的正常速度。 因此因此最大升力系数最大升力系数对应的迎角也称对应的迎角也称失速迎角失速迎角。升力突然。升力突然 下降的现象称为下降的现象称为失速失速。 （2）对于有弯度的翼型升力系数曲线是不通过原点的，）对于有弯度的翼型升力系数曲线是不通过原点的， 通常把升力系数为零的迎角定义为通常把升力系数为零的迎角定义为零升迎角零升迎角 0，而过后缘，而过后缘 点与几何弦线成点与几何弦线成 0的直线称为的直线称为零升力线零升力线。对有弯度翼型。对有弯度翼型 0 是一个小负数，是一个小负数，一般弯度越大，一般弯度越大， 0的绝对值越大。的绝对值越大。 （3）阻力）阻力 在二维情况下，主要是粘性引起的摩

14、擦与压差在二维情况下，主要是粘性引起的摩擦与压差 阻力阻力。在小迎角时，翼型的阻力主要是。在小迎角时，翼型的阻力主要是摩擦阻力摩擦阻力，阻力系数，阻力系数 随迎角变化不大；在迎角较大时，出现了随迎角变化不大；在迎角较大时，出现了压差阻力压差阻力的增量，的增量， 分离区扩及整个上翼面，阻力系数大增。分离区扩及整个上翼面，阻力系数大增。 但应指出的是无但应指出的是无 论摩擦阻力还是压差阻力都与粘性有关。论摩擦阻力还是压差阻力都与粘性有关。 d C 2 Re 1 Re 0 极曲线极曲线 Clmax Cdmin d C Cd Cl 翼面的气动力翼面的气动力R与翼弦的交点称为与翼弦的交点称为压力中心压力

15、中心。 压力中心的位置和翼面上的压力具体分布情况有关系。当迎压力中心的位置和翼面上的压力具体分布情况有关系。当迎 角增大时角增大时(未出现大分离以前未出现大分离以前)，不仅上翼面的吸力和下翼面，不仅上翼面的吸力和下翼面 的压力都增强了，而且吸力峰前移，结果压力中心前移的压力都增强了，而且吸力峰前移，结果压力中心前移。 2、压力中心，焦点，力矩压力中心，焦点，力矩 翼型上的分布压力也可以分解成力和力矩，这个力矩翼型上的分布压力也可以分解成力和力矩，这个力矩 称为称为俯仰力矩俯仰力矩。 升力和阻力都会引起力矩。阻力本身就比升力小一个升力和阻力都会引起力矩。阻力本身就比升力小一个 量级，阻力的力臂比

16、升力力臂也小不少，阻力对力矩的量级，阻力的力臂比升力力臂也小不少，阻力对力矩的 贡献是次要的。因此我们贡献是次要的。因此我们只考虑升力引起的力矩只考虑升力引起的力矩。 压力中心的位置与迎角有关。压力中心的位置与迎角有关。迎角增加，压力中心可迎角增加，压力中心可 能前移，所以压力中心的使用很不方便。能前移，所以压力中心的使用很不方便。 在翼型上，有一个特殊的点，称为在翼型上，有一个特殊的点，称为气动中心气动中心，或，或焦点焦点。 不论迎角多大，如果每次都把力系搬到焦点上，其俯仰不论迎角多大，如果每次都把力系搬到焦点上，其俯仰 力矩都一样大。迎角增大，升力增大，压力中心前移，力矩都一样大。迎角增大

17、，升力增大，压力中心前移， 压力中心至气动中心的距离缩短，结果力乘力臂的积，压力中心至气动中心的距离缩短，结果力乘力臂的积， 即俯仰力矩保持不变。这一点的理论位置，薄翼型在距即俯仰力矩保持不变。这一点的理论位置，薄翼型在距 前缘前缘14弦长处。弦长处。 俯仰力矩系数记为俯仰力矩系数记为Cm，定义是定义是 22 2 1 cv m Cm 规定抬头力矩为正，低头力矩为负。规定抬头力矩为正，低头力矩为负。 由于相对焦点的力矩与迎角无关，由于相对焦点的力矩与迎角无关，在失速迎角以下，基本是在失速迎角以下，基本是 直线。直线。迎角小到使升力为迎角小到使升力为0时，力矩也是同样大小。升力为时，力矩也是同样大

18、小。升力为0 时，对于一般翼型，零升力矩一般为负时，对于一般翼型，零升力矩一般为负(低头力矩低头力矩)。 但当迎角超过失速迎角，翼型上有很显著的分离之后，低头但当迎角超过失速迎角，翼型上有很显著的分离之后，低头 力矩大增，力矩曲线也变弯曲。力矩大增，力矩曲线也变弯曲。 俯仰力矩系数是翼型的重要气动参数之一，为了不使飞机出俯仰力矩系数是翼型的重要气动参数之一，为了不使飞机出 现俯仰翻滚，需要采用平尾产生升力来平衡力矩。由于平尾现俯仰翻滚，需要采用平尾产生升力来平衡力矩。由于平尾 放在机尾上，距离重心很远即力臂很大，所以小平尾放在机尾上，距离重心很远即力臂很大，所以小平尾(小升小升 力力)就可以产

19、生足够的平衡力矩。就可以产生足够的平衡力矩。 (a) 00迎角绕迎角绕 流流 (b) 50迎角绕流迎角绕流 翼型绕流图画 低速翼型绕流图画低速翼型绕流图画 低速圆头翼型在小迎角时，其绕流图画如下图示。低速圆头翼型在小迎角时，其绕流图画如下图示。 总体流动特点是总体流动特点是 （1 1）整个绕翼型的流动是无分离的附着流动，在物面上的）整个绕翼型的流动是无分离的附着流动，在物面上的 边界层和翼型后缘的尾迹区很薄；边界层和翼型后缘的尾迹区很薄； （2）前驻点位于下翼面距前缘点不远处，流经驻点的流线）前驻点位于下翼面距前缘点不远处，流经驻点的流线 分成两部分，一部分从驻点起绕过前缘点经上翼面顺壁面流分

20、成两部分，一部分从驻点起绕过前缘点经上翼面顺壁面流 去，另一部分从驻点起经下翼面顺壁面流去，在后缘处流动去，另一部分从驻点起经下翼面顺壁面流去，在后缘处流动 平滑地汇合后下向流去。平滑地汇合后下向流去。 （3）在上翼面的流体速度从前驻点的零值很快加速到最大）在上翼面的流体速度从前驻点的零值很快加速到最大 值，然后逐渐减速。根据值，然后逐渐减速。根据Bernoulli方程，压力分布是在驻点方程，压力分布是在驻点 处压力最大，在最大速度点处压力最小，然后压力逐渐增大处压力最大，在最大速度点处压力最小，然后压力逐渐增大 （过了最小压力点为逆压梯度区）。（过了最小压力点为逆压梯度区）。 （4）随着迎角

21、的增大，驻点逐渐后移，最大速度点越靠近）随着迎角的增大，驻点逐渐后移，最大速度点越靠近 前缘，最大速度值越大，上下翼面的压差越大，因而升力越前缘，最大速度值越大，上下翼面的压差越大，因而升力越 大。大。 （5）气流到后缘处，从上下翼面平顺流出，因此后缘点不一）气流到后缘处，从上下翼面平顺流出，因此后缘点不一 定是后驻点。定是后驻点。 随着迎角增大随着迎角增大，翼型升力系数，翼型升力系数 将出现最大，然后减小。这是将出现最大，然后减小。这是 气流绕过翼型时发生分离的结气流绕过翼型时发生分离的结 果。果。 在一定迎角下，当低速气流绕过翼型时，过前驻点开始在一定迎角下，当低速气流绕过翼型时，过前驻点

22、开始 快速加速减压到最大速度点（顺压梯度区），然后开始快速加速减压到最大速度点（顺压梯度区），然后开始 减速增压到翼型后缘点处（逆压梯度区），随着迎角的减速增压到翼型后缘点处（逆压梯度区），随着迎角的 增加，前驻点向后移动，气流绕前缘近区的吸力峰在增增加，前驻点向后移动，气流绕前缘近区的吸力峰在增 大，造成峰值点后的气流顶着逆压梯度向后流动越困难，大，造成峰值点后的气流顶着逆压梯度向后流动越困难， 气流的减速越严重。气流的减速越严重。 这不仅促使边界层增厚，变成湍流，而且迎角大到一定程度这不仅促使边界层增厚，变成湍流，而且迎角大到一定程度 以后，逆压梯度达到一定数值后，气流就无力顶着逆压减速以

23、后，逆压梯度达到一定数值后，气流就无力顶着逆压减速 了，而发生分离。这时气流分成分离区内部的流动和分离区了，而发生分离。这时气流分成分离区内部的流动和分离区 外部的主流两部分。外部的主流两部分。 1 23 S 5 0 0 y vx 0 d d x p 0 d d x p 0 d d x p 0 0 y vx 0 0 y vx 根据大量实验，在大根据大量实验，在大Re数下，翼型分离可根据其厚度不同数下，翼型分离可根据其厚度不同 分为以下三种分离形式：分为以下三种分离形式： （1）后缘分离后缘分离（湍流分离）（湍流分离） 这种厚翼型头部的负压不是特别大，分离这种厚翼型头部的负压不是特别大，分离 是

24、从翼型上翼面后缘近区开始的。是从翼型上翼面后缘近区开始的。 随着迎角的增加，分离点逐渐向前缘发展。随着迎角的增加，分离点逐渐向前缘发展。 这种分离对应的翼型厚度大于这种分离对应的翼型厚度大于12%-15%。 起初升力线斜率偏离直线，当迎角达到一定数值时，分离起初升力线斜率偏离直线，当迎角达到一定数值时，分离 点发展到上翼面某一位置时（大约翼面的一半），升力系点发展到上翼面某一位置时（大约翼面的一半），升力系 数达到最大，以后升力系数下降。数达到最大，以后升力系数下降。 后缘分离的发展是后缘分离的发展是 比较缓慢的，流谱比较缓慢的，流谱 的变化是连续的，的变化是连续的， 失速区的升力曲线失速区的

25、升力曲线 也变化缓慢，失速也变化缓慢，失速 特性好。特性好。 L C (2)前缘分离前缘分离（前缘短泡分离）（前缘短泡分离） 中等厚度的翼型（厚度中等厚度的翼型（厚度6%-9%），前缘半径较小。），前缘半径较小。 气流绕前缘时负压很大，从而产生很大的逆压梯度，即使在气流绕前缘时负压很大，从而产生很大的逆压梯度，即使在 不大迎角下，前缘附近发生层流边界层分离，此后边界层不大迎角下，前缘附近发生层流边界层分离，此后边界层转转 捩成湍流捩成湍流，从外流中获取能量，然后，从外流中获取能量，然后再附再附到翼面上，由于翼到翼面上，由于翼 型具有中等厚度，再附点相对靠前而形成分离型具有中等厚度，再附点相对靠

26、前而形成分离短气泡短气泡。这种。这种 短气泡的存在对主流没有显著影响，压强分布与无气泡时基短气泡的存在对主流没有显著影响，压强分布与无气泡时基 本一样。本一样。 起初这种短气泡很短，只有弦长的起初这种短气泡很短，只有弦长的1%，当迎角达到失速角，当迎角达到失速角 时，短气泡时，短气泡突然破裂突然破裂变成很长的气泡，或者气流不能再附，变成很长的气泡，或者气流不能再附， 导致上翼面突然完全分离，使升力和力矩突然变化。导致上翼面突然完全分离，使升力和力矩突然变化。 (3) 薄翼分离薄翼分离（前缘长气泡分离）（前缘长气泡分离） 薄的翼型（厚度薄的翼型（厚度4%-6%），前缘半径更小。），前缘半径更小。

27、 气流绕前缘时负压更大，从而产生很大的逆压梯度，即使气流绕前缘时负压更大，从而产生很大的逆压梯度，即使 在不大迎角下，前缘附近引起层流边界层分离，此后层流在不大迎角下，前缘附近引起层流边界层分离，此后层流 边界层转捩成湍流，从外流中获取能量，流动一段较长距边界层转捩成湍流，从外流中获取能量，流动一段较长距 离后再附到翼面上，由于翼型很薄再附点相对靠后，形成离后再附到翼面上，由于翼型很薄再附点相对靠后，形成 长分离气泡长分离气泡。出现长气泡分离时对翼面压强分布有明显影。出现长气泡分离时对翼面压强分布有明显影 响。响。 起初这种气泡不长，只有弦长的起初这种气泡不长，只有弦长的2%-3%，随着迎角增

28、加，随着迎角增加， 再附点不断向下游移动，当到失速迎角时，气泡延伸到后缘，再附点不断向下游移动，当到失速迎角时，气泡延伸到后缘， 翼型完全失速，气泡消失，气流不能再附，导致上翼面完全翼型完全失速，气泡消失，气流不能再附，导致上翼面完全 分离。由于这种分离是由薄翼型较早出现的短气泡逐步过渡分离。由于这种分离是由薄翼型较早出现的短气泡逐步过渡 到长气泡再直至分离，其升力系数曲线偏离直线较早，到长气泡再直至分离，其升力系数曲线偏离直线较早，CLmax 也较低但失速特性好。也较低但失速特性好。 三种厚度翼型对应的三种分离以及升力系数曲线比较见下三种厚度翼型对应的三种分离以及升力系数曲线比较见下 图。另

29、外，除上述三种分离外，还可能存在混合分离形式，图。另外，除上述三种分离外，还可能存在混合分离形式， 气流绕弯度大的薄翼型可能同时在前缘和后缘发生分离。气流绕弯度大的薄翼型可能同时在前缘和后缘发生分离。 （厚翼型） （薄翼型） （中等厚度翼型） 库塔库塔(MW.Kutta,1867-1944)，德国数学家，德国数学家 儒可夫斯基（儒可夫斯基（Joukowski，18471921），俄），俄 国数学家和空气动力学家。国数学家和空气动力学家。 1906年儒可夫斯基引入了环量的概念，发表年儒可夫斯基引入了环量的概念，发表 了著名的升力定理，奠定了二维机翼理论的了著名的升力定理，奠定了二维机翼理论的 基

30、础。基础。 根据库塔一儒可夫斯基升力定理，在定常、理想、不可根据库塔一儒可夫斯基升力定理，在定常、理想、不可 压流中，直匀流流过任意截面形状翼型的升力为压流中，直匀流流过任意截面形状翼型的升力为 vL 所以对给定所以对给定的的和和v值，只要确定了给定迎角和几何外形值，只要确定了给定迎角和几何外形 翼型的环量值，根据升力定理即可求出作用在翼型上的翼型的环量值，根据升力定理即可求出作用在翼型上的 升力。升力。 0 但对于一定迎角下的给定翼型绕流，是否类似存在着：但对于一定迎角下的给定翼型绕流，是否类似存在着：绕绕 翼型的环量也可以不同，且前后驻点的位置也可随环量不翼型的环量也可以不同，且前后驻点的

31、位置也可随环量不 同而改变，并且都可以满足翼面是流线的要求？同而改变，并且都可以满足翼面是流线的要求？ aV 4 sin 0 对于不同的环量值，除升力大小不同外，绕流在圆柱上对于不同的环量值，除升力大小不同外，绕流在圆柱上 的前后驻点位置不同的前后驻点位置不同 ，并都可满足柱面，并都可满足柱面 是流线的要求：是流线的要求： 对于给定的翼型，在一定的迎角下，升力是唯一确定的。对于给定的翼型，在一定的迎角下，升力是唯一确定的。 这说明对于实际的翼型绕流，这说明对于实际的翼型绕流，仅存在一个确定的绕翼型环量仅存在一个确定的绕翼型环量 值值，其它均是不正确的。，其它均是不正确的。 要确定这个环量值，可

32、以从绕流图画入手分析。要确定这个环量值，可以从绕流图画入手分析。 当不同的环量值绕过翼型时，其后驻点可能位于上翼面、下当不同的环量值绕过翼型时，其后驻点可能位于上翼面、下 翼面和后缘点三个位置的流动图画。翼面和后缘点三个位置的流动图画。 就无粘位流而言，给定来流流速、迎角和翼型时，下面三就无粘位流而言，给定来流流速、迎角和翼型时，下面三 种绕流情形都是可能的：种绕流情形都是可能的： ( a ) 后驻点在上翼面，有逆时针后缘绕流；后驻点在上翼面，有逆时针后缘绕流； ( b ) 后驻点在下翼面，有顺时针后缘绕流；后驻点在下翼面，有顺时针后缘绕流； ( c ) 后驻点在后缘，无后缘绕流。后驻点在后缘

33、，无后缘绕流。 这表明，如无其它物理要求，环量无法确定这表明，如无其它物理要求，环量无法确定。 后驻点在翼面上而不在后缘时，绕尖后缘的流动流速后驻点在翼面上而不在后缘时，绕尖后缘的流动流速 理论上无穷大、压强负无穷，物理上这是不可能的；只有理论上无穷大、压强负无穷，物理上这是不可能的；只有 后驻点在后缘，不出现尖后缘绕流，上下翼面流动在后缘后驻点在后缘，不出现尖后缘绕流，上下翼面流动在后缘 平顺汇合流向下游平顺汇合流向下游, ,后缘处流速为有限值，才合乎一般的物后缘处流速为有限值，才合乎一般的物 理要求。此时理要求。此时, ,有唯一的速度环量值与之相对应有唯一的速度环量值与之相对应 。再者，从

34、翼型实际绕流形成过程来看，粘性的作用消除再者，从翼型实际绕流形成过程来看，粘性的作用消除 了后缘绕流，上下翼面流动在后缘平顺汇合流向下游，产了后缘绕流，上下翼面流动在后缘平顺汇合流向下游，产 生了起动涡，使翼型绕流具有了明确的速度环量。生了起动涡，使翼型绕流具有了明确的速度环量。 库塔库塔儒可夫斯基后缘条件儒可夫斯基后缘条件如下：如下： (1) 对于给定的翼型和迎角，绕翼型的环量值应正好使流对于给定的翼型和迎角，绕翼型的环量值应正好使流 动平滑地流过后缘去。动平滑地流过后缘去。 (2) 后缘角后缘角00，后缘点是后驻点，后缘点是后驻点 V后上 后上=V后下后下=0； ； (3) 后缘角后缘角=

35、0,=0, 后缘点处流速为有限值后缘点处流速为有限值, , V后上 后上=V后下后下 真实翼型的后缘并不是尖角，往往是一个真实翼型的后缘并不是尖角，往往是一个 小圆弧。实际流动气流在上下翼面靠后很小圆弧。实际流动气流在上下翼面靠后很 近的两点发生分离，分离区很小。近的两点发生分离，分离区很小。 VS上 上=VS下下 p后上 后上 = p后下后下 确定了无粘位流理论涉及确定了无粘位流理论涉及 的速度环量的唯一性，这的速度环量的唯一性，这 是库塔是库塔儒可夫斯基后缘儒可夫斯基后缘 条件的实质。条件的实质。 绕翼型无粘位流的升力问题，遵循儒可夫斯基升力定理。绕翼型无粘位流的升力问题，遵循儒可夫斯基升

36、力定理。 根据该定理，直均流流过任意截面形状翼型的升力：根据该定理，直均流流过任意截面形状翼型的升力： L = V 可见，确定速度环量是关键。可见，确定速度环量是关键。 小迎角下，翼型绕流的压力分布及升力，与小迎角下，翼型绕流的压力分布及升力，与绕翼型的无粘绕翼型的无粘 位流位流的压力分布及升力无本质差别。因此，不计的压力分布及升力无本质差别。因此，不计粘性粘性 作用，用绕翼型的无粘位流求解翼型压力分布及升力，是作用，用绕翼型的无粘位流求解翼型压力分布及升力，是 合理的近似。合理的近似。 根据海姆霍兹旋涡定理，根据海姆霍兹旋涡定理，在理想流中，涡的强度不随时间变在理想流中，涡的强度不随时间变

37、化，既不会增强，也不会削弱或消失。化，既不会增强，也不会削弱或消失。 翼型都是从静止状态开始加速运动到定常状态，根据旋涡守翼型都是从静止状态开始加速运动到定常状态，根据旋涡守 衡定律，翼型引起气流运动的速度环量应与静止状态一样处衡定律，翼型引起气流运动的速度环量应与静止状态一样处 处为零，但库塔条件得出一个不为零的环量值，这是乎出现处为零，但库塔条件得出一个不为零的环量值，这是乎出现 了矛盾。了矛盾。环量产生的物理原因如何？环量产生的物理原因如何？ 翼面邻近的闭曲线（翼面邻近的闭曲线（L L1 1）上速度环量上速度环量1 1，离翼型足够远的闭曲线（离翼型足够远的闭曲线（L L） 上速度环量上速

38、度环量，翼型前缘、后缘点分别为翼型前缘、后缘点分别为A、 B 起动前的静止状态起动前的静止状态 翼型前后驻点分别为翼型前后驻点分别为O、O1 1 刚起动的极短时间内，粘刚起动的极短时间内，粘 性尚未起作用性尚未起作用 后缘绕流在上翼面出现分离，产生逆时针旋涡，后驻点后缘绕流在上翼面出现分离，产生逆时针旋涡，后驻点O1移向后缘点移向后缘点B 起动中，粘性起作用。起动中，粘性起作用。 后驻点后驻点O1移至后缘点移至后缘点B时，后缘绕流分离形成的涡脱离翼面流向下游，时，后缘绕流分离形成的涡脱离翼面流向下游， 形成起动涡，后缘处上下翼面流动平顺汇合流向下游。形成起动涡，后缘处上下翼面流动平顺汇合流向下

39、游。 起动过程完结，翼型匀起动过程完结，翼型匀 速前进速前进 由上述讨论可得出：由上述讨论可得出： （1）流体粘性和翼型的尖后缘流体粘性和翼型的尖后缘是产生起动涡的物理原因。是产生起动涡的物理原因。 绕翼型的速度环量始终与起动涡环量大小相等、方向相反。绕翼型的速度环量始终与起动涡环量大小相等、方向相反。 （2）对于一定形状的翼型，只要给定）对于一定形状的翼型，只要给定绕流速度和迎角绕流速度和迎角，就，就 有一个固定的速度环量与之对应，确定的条件是库塔条件。有一个固定的速度环量与之对应，确定的条件是库塔条件。 （3）如果速度和迎角发生变化，将重新调整速度环量，以）如果速度和迎角发生变化，将重新调

40、整速度环量，以 保证气流绕过翼型时从后缘平滑汇合流出。保证气流绕过翼型时从后缘平滑汇合流出。 （4）代表绕翼型环量的旋涡，始终附着在翼型上，称为）代表绕翼型环量的旋涡，始终附着在翼型上，称为附附 着涡着涡。根据升力环量定律，直匀流加上一定强度的附着涡所。根据升力环量定律，直匀流加上一定强度的附着涡所 产生的升力，与直匀流中一个有环量的翼型绕流完全一样。产生的升力，与直匀流中一个有环量的翼型绕流完全一样。 理想不可压流体流过一个翼型，如果迎角不大理想不可压流体流过一个翼型，如果迎角不大,翼型翼型 的厚度和弯度也很小，流场是小扰动位流场，所以翼面的厚度和弯度也很小，流场是小扰动位流场，所以翼面 上

41、的边界条件以及压强系数可以线化，厚度、弯度和迎上的边界条件以及压强系数可以线化，厚度、弯度和迎 角的影响可以分开考虑。角的影响可以分开考虑。 翼型的这种位流解法在空气动力学上称为薄翼型理翼型的这种位流解法在空气动力学上称为薄翼型理 论。论。 采用体坐标轴采用体坐标轴Oxy，原点位于前缘点，原点位于前缘点，x轴沿翼弦向后，轴沿翼弦向后，y 轴向上。轴向上。 翼型低速无粘位流问题，一般可描述如下：翼型低速无粘位流问题，一般可描述如下： 后缘条件 ，在无穷远 ，在翼面上 0 0 n 翼面外法线单位矢 来流速度位速度位 n 翼型绕流速度位满足拉普拉斯方程，因此它可分解为 直均来流速度位和翼型存在引起的

42、扰动速度位，即 于是，扰动速度位也满足拉普拉斯方程： 0 2 2 2 2 yx 0 0 因有 （2） 体轴坐标系 翼面上x、y方向的流速分量记为 ywxw vv, 则边界条件为： ywyw www yw xwxw www xw vvvv yyy v vvvv xxx v sin cos 将 根据物面应是流线的边界条件，有 （6） 因翼型薄，弯度和迎角小，即 视为一阶小量，则 为二阶小量 ； , fc w wxw dx dy V v 因此 w w yw dx dy v v （5-12） w wxw w w yw xw yw xw yw w w dx dy v v dx dy v v vv vv

43、v v dx dy （5-11） 将（5-12）中的 展开成如下级数，yw v w y yyyw yyvxvv 0 )0 ,( 其中 也是二阶小量。保留一阶小量下， w y y yyv 0 0 , xvv yyw , 考虑到翼面坐标与厚度、弯度分布的关系，上式可写为， )0(cx )( 0 dx dy dx dy v y v t f yw 上、下 （5-15） 因此在薄翼型前提下，翼面上y方向的扰动速度可近似用弦线上的值代替方向的扰动速度可近似用弦线上的值代替。 这就是翼面边界条件的线性化近似表达式。式（5-15）表示，在小扰动条在小扰动条 件下件下 可近似表示为弯度、厚度和迎角三部分的线性和

44、。可近似表示为弯度、厚度和迎角三部分的线性和。 yw v tf 0 2 2 2 2 yx V y y 0 ),(0yx 0 2 2 2 2 yx ff 0 2 2 2 2 yx tt dx dy V y f y f 0 dx dy V y tt 上、下 0 ),(0yx f ),(0yx t + 迎角问题迎角问题弯板问题弯板问题厚度问题厚度问题 _ 0 2 2 2 2 yx )( 0 dx dy dx dy V y t f 上、下 ),(0yx 后缘条件 后缘条件后缘条件 厚度问题因流动上下对称，不能产生升力和力矩。弯度和迎角问题则流动上下 不对称，压差作用产生升力和力矩。弯度和迎角问题可合在

45、一起处理，称为迎 角弯度问题。 2 22 2 2 )sin()cos( 11 v vVvV v v C yx p xvv v C x p 22 根据伯努利方程，流场中任一点的压强系数为 若只保留一阶小量，则有结果， 对翼面上的压强系数进一步近似，则有 twpfwpwp tpfpp y t y f yy xwx wp CCC xCxCxC xvxvxvxvv xv v v C )()()( )0 ,()0 ,()0 ,( 2222)0 ,(22 )( 0 0 00 在中弧线布涡模拟升力问题 对于薄翼型问题，气动特性只依赖于中弧线与迎角的作用。升力的产生 从本质上来源于绕中弧线有环量，可以使用一个

46、变强度的涡面来代替中 弧线，并在物面上满足边界条件 )( dx dy vv f yw 因为翼型的弯度一般很小，中弧 线和弦线差别不大，因而在中弧 线上布涡可近似用弦线上布涡来 代替。 在一级近似条件下求解迎角弯度问题，或者说求薄翼型的升力和力 矩问题，归结为在满足下列条件下求解沿弦线连续分布的涡强(s) （1）无穷远处的边界条件0 x v0 y v （2）物面边界条件 dx dy vxv f y 0 , cx 0 （3）库塔儒可夫斯基后缘条件 0c 因涡面在无穷远处的扰动速度为零，所以无穷远边界条件自动满足， 求解时只需考虑物面边界条件和后缘条件即可 弦线上某点布置单位长度涡强为()的点涡，在

47、d微段上的涡强为() d，即绕该微元段的环量为 ()d x d xvd y 2 0 , 该微元段的环量对弦线任一点x处 产生的诱导速度为 迎角弯板的面涡模拟 整个涡面在在弦线上诱导的y方向速度（即y方向的扰动速度）为 代入迎角弯度问题的物面边界条件得确定面涡强度()的积分方程 c y x d xv 0 )(2 )( )0 ,( （5-23） )( )( )( 2 1 0 dx dy v x d f c （5-24） c d 0 这就是确定分布函数()的积分方程。式（5-24）称为薄翼型理论的 基本方程。确定()后，绕翼型总的环量为 点涡强度() )的三角级数解 变量变换 ： )cos1 ( 2

48、 c )cos1 ( 2 1 c x 则积分方程（5-24）化为： 0 1 )( coscos sin)( 2 1 dx dy vd f 将点涡强度()展成如傅立叶级数（易知该三角级数满足后缘条件 ） )sin( 2 cot2)( 1 0 n n nAAv (5-26) ， 其中，A0，A1，A2，是待定系数，只要解出各系数，即找到了符合条件的涡 强分布。 (1)第一项是为了表达前缘处无限大的负压（即无限大的流速） (2)在后缘处满足库塔条件 将上述级数代入积分方程，并利用三角函数半角公式与积化和差公式： ) 1cos() 1cos( 2 1 sinsin sin cos1 2 cot nnn

49、 积分方程化为 dx dy d nnA A f n n 0 1 1 1 0 coscos ) 1cos() 1cos( 2 1 coscos )cos1 (1 利用如下广义积分公式（证明见附录）： .2 , 1 , 0, sin sin coscos cos 0 1 1 1 n n d n In 将积分方程各式积分出来得： dx dy nn AA f n n 1 1 11 0 sin ) 1sin() 1sin( 2 1 为化简上式，再利用三角函数积化和差公式： 1111 ) 1sin() 1sin(sincos2nnn .(*).cos 1 10 dx dy nAA f n n 先将上式两边

50、乘 d1 并求1 从0的积分得： 积分方程化为： 0 1 0 1 1 1 0 10 cos)(d dx dy dnAdA f n n 由于上述第二项积分等于零，解得 A0 等于： 0 10 1 d dx dy A f 说明只要知道迎角和弯度分布即可说明只要知道迎角和弯度分布即可 求出涡强分布第一项系数求出涡强分布第一项系数A0 再将(*)式两边分别乘 cosn1 后，并求1 从 0积分得: 0 11 0 1 1 11 0 110 coscoscoscos)(dn dx dy dnAndnA f n n 其中左边第一项积分： 0cos)( 0 110 dnA 第二项积分仅当求和符号中下标与外部标

51、号一致时才存在： 0 11 2 0 1 1 11 coscoscosdnAdnAn n n n , 3 , 2 , 1,cos 2 0 11 ndn dx dy A f n 回代可得： 在给定了弯度函数yf(x)和迎角之后可将全部系数解出。有了涡强分布() 就不难求得迎角-弯度问题的气动特性。 利用三角函数半角公式可将该积分求出： nnn Ad n AdnA 22 2cos1 cos 0 1 0 11 2 从而： 0 11 cos 2 dn dx dy A f n 升力： 0 1 0 0 sin)sin 2 cot(dnAAcvd n n c 10 2 2 1 AAcvVl 10 2 1 AA

52、cv 环量： cos1 sin sin cos1 2 cot coscos 2 1 sinsin 0 cos1d 其它n n dn ,0 1, 2sinsin 0 )(2 )cos1 ( 1 2 0 0 11 d dx dy C f l 升力系数： 10 22 1 2 2 1 AA cv l Cl 0 110 )cos1 ( 1 d dx dy f 其中： 可见升力和升力系数只取决于涡强分布级数的前两项系数，代入系数A0、 A1的表达得： 升力线的斜率为 2 d dCl 上式说明，对于薄翼而言，升力线的斜率与翼型的形状无关。 其中，0为翼型的零升力迎角，由翼型的中弧线形状决定，对于对称翼型 0

53、=0，在正弯度时是仅取决于弯度函数的小负数. l是一条直线，其斜率为 2，截距为l0=-20 。 当几何迎角等于零升迎角时，翼型上有一条平行于来流v且通过后缘 的直线，称为零升力线。定义绝对迎角为v与零升力线间的夹角，用 a 表示,即： a-0 ,则 aall CC 2 根据三角函数的积分性质，得俯仰力矩为 ) 2 ( 4 2 10 22 A AAcvmz )cos1 (sinsincos1 2 0 1 1 1111 2 0 22 00 dnAAcv xdxvxdlm n cc z 俯仰力矩系数为 ) 2 ( 2 2 1 2 10 22 A AA cv m C z m 力矩系数 对前缘取矩(低

54、头为负)，得俯仰力矩为 )sin( 2 cot2)( 1 0 n n nAAv )cos1 ( 2 1 c x 其它n n dn ,0 1, 2sinsin 0 0 cos1d 4 4 )( 4 )( 2 1 ) 2 ( 2 22 012 21 1 0 2 10 l m l m m C C C AA AA A AC A AAC 将俯仰力矩系数作如下整理 其中，Cm0为零升力矩系数，在正弯度时也是一个只取决于弯度函数的 小负数： 0 111120 )cos2(cos 2 1 )( 4 d dx dy AAC f m Cm CL 也是一条直线，斜率1/4，截距为 Cm0。 4 1 L C m C

55、0m C m C l C 翼型上空气动力合力的作用点称为压力中心，通过该点的力矩为零， 参见左图。升力可以对翼型上任何点取矩（设抬头为正），对前缘的 取矩记为mz，对1/4弦点的取矩记为m1/4，则根据力矩的分解原理有 l c mcxlm zcp 44 1 4 1 cpz xlm 压力中心受力压力中心受力向前缘简化向前缘简化向向c/4处简化处简化 l l l D D D 对c/4取矩： 对前缘取矩： 将级数解带入上式，得到 24 42 1 ) 2 ( 44 12 22 10 2 2 10 22 4 1 AA cv c AAcv A AAcvl c mm z 012 22 4/1 4/1 4 )

56、( 4 2 m l mm C C CAA cv m C 关于c/4点的力矩系数为 ) 2 ( 4 2 10 22 A AAcvmz 10 2 2 1 AAcvVl 压力中心受力压力中心受力向前缘简化向前缘简化向向b/4处简化处简化 L L L D D D 这个式子里没有迎角，说明这个力矩是常数（不随迎角变），即使升 力为零仍有此力矩，可以称为零升力矩或剩余力矩。只要对1/4弦点取 矩，力矩都等于这个零升力矩。这说明1/4弦点就是薄翼型气动中心的 位置，是薄翼型升力增量的作用点。 薄翼理论的优点是可用解析方法计算出翼型升力和力矩特性与迎角和中 弧线弯度之间的关系，且与实验比较吻合。 但薄翼理论不

57、能精确描述翼面速度和压强分布。 压力中心位置 前缘力矩 lxm pz 21 1 4 AA c c c c c x ll m p 所以压力中心位置可写成 ) 2 ( 2 2 10 A AAcm 10 2 1 2AAcl 0 2 l c 21 0 2 1 4 AA c c c c x l m p f d dx dy AA 0 11121 2coscos 2 对于带有弯度的大部分翼型，可以保证A1-A20 因此，压力中心一般在1/4弦长以后的地方。随着攻角增大，压力中心 前移。 例 求有迎角平板翼型的气动特性。 解：对平板 0 dx dy f 翼型产生的升力为 故有 0 10 1 d dx dy A f 0cos 2 0 11 dn dx dy A f n 2 10 2 2 1 vcAAvcl 升力系数为 22 10 AAcl 前缘力矩系数 244 21 AA c