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

2、翼的亞音速空氣動力特性,(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同機翼前緣不垂直，可以分解成兩個分速。一個是與前緣垂直的垂直分速 ，另一個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為遠前方來流速度，即飛行速度，X為機翼前緣后掠角。從效果看，垂直分速 與平行分速 所起的作用不一樣。因為

3、機翼表面沿平行于前緣的方向沒有彎曲，所以，空氣在流過機翼表面的過程中，平行分速沿機翼表面基本不發(fā)生變化，對機翼壓強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 。流過一個平直翼一樣，自然引起機翼沿翼弦方向的壓強分布發(fā)生變化。,,,可見，只有氣流垂直分速 才對機翼壓強分布起決定性影響，所以，把垂直分速 稱為有效分速。機翼后掠角越大，則有效分速 越小，機翼上下表面各處的有效分速也越

4、大；反之，機翼后掠角越大，則有效分速 越小，機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，其流線會左右偏斜，如圖7—15a所示?？諝鈴臋C翼遠前方流近機翼前緣，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(圖中C點)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，整個流線呈“S”形彎曲，如圖3—2—15b所示。,,,(二)后掠翼的翼根效應和翼尖效應,空氣流過后掠翼，由于流

6、線左右偏斜，會影響機翼的壓強分布，從而出現(xiàn)所謂“翼根效應”和“翼尖效應”。 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，流管擴張變粗；而在后段，流線向內(nèi)側(cè)偏斜，流管收斂變細。,在亞音速條件下，前段流管變粗，流速增加較少，壓強降低不多，即吸力減??；后段流管變細，流速加快，吸力增大。與此同時，因流管最細的位置后移，使最低壓強點的位置向后移動，如圖3—2—16所示。這種現(xiàn)象稱為翼根效應。,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，流速加快得多，壓強減小得多，即吸力增大；在后段，因流線向內(nèi)側(cè)偏斜，故流管擴張彎粗，流速減慢，吸力減小。與此同時，因流管最細的位置向前移，故最低壓強點向前移動，如圖3—2—16所示。這種現(xiàn)象稱為翼尖效應。 翼根效應和翼尖效應引起沿翼弦方向的壓強分布發(fā)生變化，但上表面的前段變化較多。所以，翼根效應使翼根部分的平均吸力減小，升力系數(shù)減小。翼

8、尖效應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，形成翼根效應和翼尖效應，影響后掠翼的壓強分布。這兩點是分析后掠翼亞音速空氣動力特性的基本依據(jù)。,(三)后掠翼的亞音速升力阻力特性,設(shè)有一無限展長

9、的平直翼，空氣以速度 流過機翼，如圖3—2—18a所示。若將此機翼向后傾斜一個角度 ，見圖3—2—18b，則氣流在斜置機翼表面流動情況與前面分析后掠翼的流動情況一樣。下面來分析平直翼與后掠翼的空氣動力系數(shù)的關(guān)系。,,,由前面分析可知后掠冪靜空氣動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翼翼型阻力，即氣流以 流過平直翼時的阻力 。,,,,所以

11、 式中 分別為后掠翼和平直翼的阻力系數(shù)。因為 所以,,,,,,對后掠翼通常取來流 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。將 除以 ，得所以 當仰角不大時，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，后掠翼的 、 、 都比平直翼的小。因此，后掠翼的亞音速空氣動力特性不如乎直翼的好。 對于有限翼展后掠翼，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機翼空氣動力特性的影響, 是有實際意義的。,,,,,,,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翼的升力系數(shù)斜率 隨展弦比 的變化曲線。 由圖看出，當展弦比一定時，后掠角增大，升力系數(shù)斜率減小。當后掠角一定時，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，翼尖渦流對機翼上、下表面的均壓作用增強的緣故。,,,,(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，在機翼上表面的翼根部分，因翼根效應，平均吸力較?。辉跈C翼上表面的翼尖部分，因翼尖效應，平均吸力較大。于是，沿翼展方向，從翼根到翼尖存在壓力差。,這個壓力差促使附面層內(nèi)的空氣向翼尖方向流動，以致翼尖部分的附面層變厚，動能損失較多，容易產(chǎn)生氣流分離。另一方面，由于翼尖效應，在翼尖部分的上表面前段，流管變細，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點之間的逆壓梯度增大，這就增強了附面層內(nèi)空氣向前倒流的趨勢，容易形成氣流分離。由于上述兩方面原因，當迎角增大到一定程度，機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)。而當前一迎角 增至與平直

17、翼的臨界迎角同一大小時，后掠翼就開始出現(xiàn)氣流分離。故按后一迎角 計算，后掠翼的臨界迎角就比平直翼小。當后掠翼達到臨界迎角時，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。因為當后掠翼出現(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，整個機翼的升力系數(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，失速范圍擴大，未失速范圍縮小，所以升力系數(shù)斜率逐漸減小。當迎角增至某一迎角(臨界迎角)時，升力系數(shù)達到最大；再增大迎角，由于機翼的大部分已失速，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)代后掠翼飛機延緩翼尖失速的措施,后掠翼翼尖先失速，對后掠翼飛機大迎角下的安定性產(chǎn)生不利影響。為了彌補這一點，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)機翼上表面按裝翼刀。它實際是一種附面層控制，可以阻止附面層氣流的橫向流動。有了翼刀，附面層氣流向翼尖方向流動時，受翼刀阻擋，會引起翼刀內(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)(到飛機重心的前后距離縮短)開始，這就減輕了冀尖失速對俯仰安定性的響。 (4)減小

21、后掠翼翼尖部分的后掠角，使翼尖部分橫向流動減弱，廷緩翼尖失速。殲5飛機就是這樣。,(5)在機翼上用前緣鋸齒，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，并能對附面層內(nèi)空氣輸入能量，增大其流速，以延緩翼尖氣流分離。 (6)機翼翼尖部分設(shè)置前緣縫翼。在大迎角下，前緣縫翼會自動打開。這樣，可以利用前緣縫翼的氣流，增大上表面附面層內(nèi)空氣的動能，從而廷緩翼尖失速的產(chǎn)生。,二、后掠翼的跨音速空氣動

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)，指的是當機翼上表面最大局部垂直分速達到該點的局部音速時，飛行速度與飛機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。只有當飛行速度增至更大時；才會出現(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。機翼的后掠角越大；其有效分速越小，臨界M數(shù)也相應越大。,,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。空

24、氣在流過翼根部分接近前緣的地方，由于有翼根效應，流速增加不多；只有在更大飛行M數(shù)下，才會達到局部音速，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，流速迅速加快，有可能在較小的飛行M數(shù)下就達到局部音速，所以臨界M數(shù)較低。即是說，翼根效應引起翼根部分的臨界M數(shù)有所提高，而翼尖效應引起翼尖部分的臨界M數(shù)有所降低。,但就飛機整體而言，機翼的臨界M數(shù)還要受機身的影響。因為機翼和機身結(jié)合地方，流管更加收斂，流速迅速加快，導致翼

25、根部分的臨界M數(shù)減小。因為這個緣故，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)受翼尖效應和翼根效應的影響；可用下面的經(jīng)驗公式計算： 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

26、: 第一，阻力系數(shù)在比較大的M數(shù)下才開始急劇增加。這是因為后掠翼的局部超音速區(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M數(shù)增加1％，阻力系數(shù)增加0．1％時的飛行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出現(xiàn)，而且數(shù)值也比較小。對平直翼而言，當飛行M數(shù)在1附近時，其阻力系數(shù)達到最大。但對后掠翼而言，在飛行速度超

27、過音速不多時，有效分速 仍然小于音速，阻力系數(shù)尚未達到最大。只有在更大的飛行速度下，有效分速達到音速左右，阻力系數(shù)才達到最大。此時，由有效分速所確定的阻力 相當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的阻力小( )。既然后掠翼此時的阻力比較小，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)增長的“坡度”小。另外，由于后掠翼的翼根效應和翼尖效應，會使機翼產(chǎn)生的翼尖激波、后激波、前激波的時機有先有后，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，上述三個特點越突出。圖3-2-26畫出了后掠角不同的三種后掠翼飛機的零升阻力系數(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、小不同對飛機阻力系數(shù)的影響。但應指出，其中還存在著由展弦比、厚弦比以及機身所帶來的影響。,(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： 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

30、的升力系數(shù)隨M數(shù)的變化曲線。當然，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翼根效應和翼尖效應對翼弦方向壓強分布情況,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 影響,,圖3-2-22 隨后掠角和展弦的變化,