機翼空氣動力特性是指三維機翼（即有限翼展機翼）的空氣動力係數隨機翼幾何外形、迎面來流馬赫數、迎角和側滑角的變化規律，是決定飛機空氣動力特性的最重要因素。在超音速速度下，只要機翼具有亞音速前緣，則都有可能像亞音速時那樣產生脫體渦流型和非線性升力。
基本介紹
- 中文名：機翼空氣動力特性
- 參數：Cx＝Cx0+Cxi
- 影響因素：機翼幾何外形
- 領域：航空
正文,
正文
三維機翼（即有限翼展機翼）的空氣動力係數隨機翼幾何外形、迎面來流馬赫數、迎角和側滑角的變化規律，是決定飛機空氣動力特性的最重要因素。
幾何參數 影響機翼空氣動力特性的幾何參數除翼型的幾何參數外還有：①展弦比λ：翼展宐與平均弦長之比,或λ=宐2/S,式中S為翼平面面積；②根梢比η：翼根弦長與翼梢弦長之比；③後掠角χ： 對於低速和亞音速飛機,χ通常指1/4弦線與坐標軸線
Z之間的夾角，向後掠者為正，超音速機翼則應分機翼前緣和後緣的後掠角；④上反角ψ：左右兩半機翼與坐標平面XOZ（水平面）之間的夾角。 低速和亞音速空氣動力特性 在低速和亞音速氣流中，三維機翼下表面的高壓會在左右翼梢處沿橫側方向與上表面的低壓溝通，結果一方面使各剖面的升力下降，越近梢端下降得越多；另一方面，下表面的氣流將繞過翼梢流向上表面。在迎面來流的作用下形成從翼梢附近處的機翼後緣拖向下游的自由尾渦（見旋渦）。自由尾渦在機翼各剖面處產生向下的誘導速度(下洗速度)，使來流方向下偏一個下洗角，因而各剖面的實際有效迎角小於幾何迎角，結果使三維機翼的升力較二維機翼的小，機翼的展弦比越小，下洗速度越大，升力則越小。Н.Е.茹科夫斯基曾經證明，在無粘性的理想氣流中二維翼型的阻力為零，因而總空氣動力與來流方向垂直。在三維機翼上，由於存在下洗速度，使各剖面處的局部來流向下偏轉，與此相垂直的總空氣動力也隨之向後偏斜，結果在迎面來流方向產生一分力Xi稱為誘導阻力。在小迎角範圍內，下洗角與迎角成正比，所以三維機翼的升力係數Cy隨迎角α的變化仍呈直線關係，對直機翼，理論得出的低速升力線斜率與展弦比的關係為：套用格泰特法則，以λ(1-M厗)1/2取代λ，以則此式也適用於亞音速情況。升力為零時的迎角稱零升迎角α0，它取決於機翼的彎扭形狀。機翼的阻力係數可分為兩部分：
Cx=Cx0+Cxi
式中Cx0是升力為零時的阻力係數,Cxi即為誘導阻力係數。計算誘導阻力係數Cxi的著名理論公式為：
Cxi=C婍/πλ
因而在小到中等迎角的範圍內，升力係數隨阻力係數變化的曲線（極曲線）呈拋物線形狀。
隨著迎角進一步增大,機翼上表面產生氣流分離(見邊界層），使升力線斜率(dCy/dα)減小，當它減到零值時升力係數達到最大值Cymax。這時的迎角稱為臨界迎角，它對飛機的起飛和著陸特性（見下滑和著陸）有重要影響。
理論和實驗都已證明，在小迎角範圍內機翼上存在某一特定橫向軸，繞此軸的機翼俯仰力矩係數不隨迎角而變化。這一軸的投影點稱為空氣動力中心（簡稱氣動中心）或稱焦點。它與飛行器的穩定性和操縱性有直接關係。對於後掠角不大的機翼，焦點在平均空氣動力弦的1/4弦長點附近。
跨音速空氣動力特性 在跨音速氣流中，機翼會在其繞流場中產生激波。對於直機翼，激波隨來流馬赫數M∞的增加而增強,上下翼面的激波位置也會移動，使機翼波阻力激增；同時還使機翼升力急劇變化，焦點位置前後移動。通過激波的氣流壓強突增，會導致邊界層分離，引起機翼的抖振，對跨音速飛行造成困難。一種改進辦法是採用後掠機翼。以無限翼展的後掠翼來看，機翼的空氣動力僅決定於迎面來流在前緣法向的分量，而與其切向分量無關；當迎面來流的馬赫數已進入跨音速範圍時，法向分量的馬赫數還處在亞音速範圍內，從而改善跨音速空氣動力特性。另一種辦法是利用較強的三維效應，例如選用小展弦比機翼和三角形機翼。
超音速空氣動力特性 對於二維薄翼，J.阿克萊的線化小擾動理論提出了計算升力係數的著名公式：
幾何參數 影響機翼空氣動力特性的幾何參數除翼型的幾何參數外還有：①展弦比λ：翼展宐與平均弦長之比,或λ=宐2/S,式中S為翼平面面積；②根梢比η：翼根弦長與翼梢弦長之比；③後掠角χ： 對於低速和亞音速飛機,χ通常指1/4弦線與坐標軸線
Z之間的夾角，向後掠者為正，超音速機翼則應分機翼前緣和後緣的後掠角；④上反角ψ：左右兩半機翼與坐標平面XOZ（水平面）之間的夾角。 低速和亞音速空氣動力特性 在低速和亞音速氣流中，三維機翼下表面的高壓會在左右翼梢處沿橫側方向與上表面的低壓溝通，結果一方面使各剖面的升力下降，越近梢端下降得越多；另一方面，下表面的氣流將繞過翼梢流向上表面。在迎面來流的作用下形成從翼梢附近處的機翼後緣拖向下游的自由尾渦（見旋渦）。自由尾渦在機翼各剖面處產生向下的誘導速度(下洗速度)，使來流方向下偏一個下洗角，因而各剖面的實際有效迎角小於幾何迎角，結果使三維機翼的升力較二維機翼的小，機翼的展弦比越小，下洗速度越大，升力則越小。Н.Е.茹科夫斯基曾經證明，在無粘性的理想氣流中二維翼型的阻力為零，因而總空氣動力與來流方向垂直。在三維機翼上，由於存在下洗速度，使各剖面處的局部來流向下偏轉，與此相垂直的總空氣動力也隨之向後偏斜，結果在迎面來流方向產生一分力Xi稱為誘導阻力。在小迎角範圍內，下洗角與迎角成正比，所以三維機翼的升力係數Cy隨迎角α的變化仍呈直線關係，對直機翼，理論得出的低速升力線斜率與展弦比的關係為：套用格泰特法則，以λ(1-M厗)1/2取代λ，以則此式也適用於亞音速情況。升力為零時的迎角稱零升迎角α0，它取決於機翼的彎扭形狀。機翼的阻力係數可分為兩部分：
Cx=Cx0+Cxi
式中Cx0是升力為零時的阻力係數,Cxi即為誘導阻力係數。計算誘導阻力係數Cxi的著名理論公式為：
Cxi=C婍/πλ
因而在小到中等迎角的範圍內，升力係數隨阻力係數變化的曲線（極曲線）呈拋物線形狀。
隨著迎角進一步增大,機翼上表面產生氣流分離(見邊界層），使升力線斜率(dCy/dα)減小，當它減到零值時升力係數達到最大值Cymax。這時的迎角稱為臨界迎角，它對飛機的起飛和著陸特性（見下滑和著陸）有重要影響。
理論和實驗都已證明，在小迎角範圍內機翼上存在某一特定橫向軸，繞此軸的機翼俯仰力矩係數不隨迎角而變化。這一軸的投影點稱為空氣動力中心（簡稱氣動中心）或稱焦點。它與飛行器的穩定性和操縱性有直接關係。對於後掠角不大的機翼，焦點在平均空氣動力弦的1/4弦長點附近。
跨音速空氣動力特性 在跨音速氣流中，機翼會在其繞流場中產生激波。對於直機翼，激波隨來流馬赫數M∞的增加而增強,上下翼面的激波位置也會移動，使機翼波阻力激增；同時還使機翼升力急劇變化，焦點位置前後移動。通過激波的氣流壓強突增，會導致邊界層分離，引起機翼的抖振，對跨音速飛行造成困難。一種改進辦法是採用後掠機翼。以無限翼展的後掠翼來看，機翼的空氣動力僅決定於迎面來流在前緣法向的分量，而與其切向分量無關；當迎面來流的馬赫數已進入跨音速範圍時，法向分量的馬赫數還處在亞音速範圍內，從而改善跨音速空氣動力特性。另一種辦法是利用較強的三維效應，例如選用小展弦比機翼和三角形機翼。
超音速空氣動力特性 對於二維薄翼，J.阿克萊的線化小擾動理論提出了計算升力係數的著名公式：
Cy=4α/57.3
空氣動力中心在翼弦長的中點。波阻力係數Cxb與翼型的相對厚度叿的平方成正比，對菱形翼型則有：
Cxb=4叿2/
至於升致阻力係數則為Cy·α 。
對於三維機翼的空氣動力特性，擾動在超音速氣流中的傳播特點具有重要影響。以矩形機翼來說，翼梢減小升力的影響僅限制在自梢弦前緣所作的後馬赫錐（見馬赫波）內，機翼其餘區域的特性與二維機翼相同。同理，機翼前緣的性質也有重要意義。當來流馬赫數沿前緣法向的分量大於1時稱為超音速前緣,這時前緣附近為典型的超音速流動；而當法向分量小於1時,稱為亞音速前緣，這時前緣附近的流動與亞音速情形相似。以三角形機翼來看，當從機翼頂點所作後馬赫錐位於機翼前緣之後時則為超音速前緣。在這一馬赫錐之前的機翼部分有均勻的升力載荷分布,而在馬赫錐內機翼載荷減小;當從頂點所作後馬赫錐把機翼前緣包含在內時，則為亞音速前緣，這時前緣附近的機翼載荷很大，中間部分減小。
機翼的脫體渦流型 前緣後掠角大於45°的機翼在大迎角下（迎角超過 5°）通常會出現脫體渦流型。這時的氣流不僅從機翼後緣分離而且也從前緣分離。自前緣拖出的渦絲迅速捲成集中渦，稱為前緣脫體渦。前緣脫體渦距離翼面很近，其旋轉速度嚴重影響機翼的繞流和壓強分布，使機翼產生附加的渦升力。這部分附加升力隨迎角的變化是非線性的，故也稱非線性升力。
在超音速速度下，只要機翼具有亞音速前緣，則都有可能像亞音速時那樣產生脫體渦流型和非線性升力。
參考書目
施里希廷和特魯肯布羅特著，王星燦譯：《飛機空氣動力學》下冊， 國防工業出版社， 北京，1984。（H.Schlichting & E.Truckenbrodt,Aerodynamics of the Airplane,McGraw-Hill,New York,1979.）
對於三維機翼的空氣動力特性，擾動在超音速氣流中的傳播特點具有重要影響。以矩形機翼來說，翼梢減小升力的影響僅限制在自梢弦前緣所作的後馬赫錐（見馬赫波）內，機翼其餘區域的特性與二維機翼相同。同理，機翼前緣的性質也有重要意義。當來流馬赫數沿前緣法向的分量大於1時稱為超音速前緣,這時前緣附近為典型的超音速流動；而當法向分量小於1時,稱為亞音速前緣，這時前緣附近的流動與亞音速情形相似。以三角形機翼來看，當從機翼頂點所作後馬赫錐位於機翼前緣之後時則為超音速前緣。在這一馬赫錐之前的機翼部分有均勻的升力載荷分布,而在馬赫錐內機翼載荷減小;當從頂點所作後馬赫錐把機翼前緣包含在內時，則為亞音速前緣，這時前緣附近的機翼載荷很大，中間部分減小。
機翼的脫體渦流型 前緣後掠角大於45°的機翼在大迎角下（迎角超過 5°）通常會出現脫體渦流型。這時的氣流不僅從機翼後緣分離而且也從前緣分離。自前緣拖出的渦絲迅速捲成集中渦，稱為前緣脫體渦。前緣脫體渦距離翼面很近，其旋轉速度嚴重影響機翼的繞流和壓強分布，使機翼產生附加的渦升力。這部分附加升力隨迎角的變化是非線性的，故也稱非線性升力。
在超音速速度下，只要機翼具有亞音速前緣，則都有可能像亞音速時那樣產生脫體渦流型和非線性升力。
參考書目
施里希廷和特魯肯布羅特著，王星燦譯：《飛機空氣動力學》下冊， 國防工業出版社， 北京，1984。（H.Schlichting & E.Truckenbrodt,Aerodynamics of the Airplane,McGraw-Hill,New York,1979.）
