y
L L
F
关，其余的系数并不影响总升力的大小，
D
α
仅影响环量沿展向的分布规律，即只影响 V∞ Mz
x
到剖面升力系数沿展向的分布。
EXIT
6.3 直机翼
6.3.5 涡诱导阻力
①涡诱导阻力：
CDv A
如果飞机的机翼向前掠，则后掠角就为负值，变成了前掠角。
0 1
0.25
EXIT
第6章 低速机翼及其气动特性
6.1引言
翼尖内侧卷起两个大涡
EXIT
6.1引言
有限翼展机翼环量分布
对有限翼展机翼,翼尖处压强趋于上下表面压强相等,故单位展 长的升力是向翼尖递减的. 来流
几个剖面弦 向压强分布
翼弦 弦向压强分布(上下 翼面压强差)
z
dvi
d d d x
d
EXIT
6.3 直机翼
下洗速度
下洗速度(或下洗):合诱导速度。
下洗角
wy1
1
4
sd / dy dy s y y1
下洗角:
arctan(wy1 ) wy1
V
V
气动中心处的有效迎角:
y
y
y=+s 强度为(dΓ/dy)Δy
y=y1 的半无限长尾涡。
Δy
e
e
0
飞机空气动力学
授课人:飞行器工程学院 史卫成
EXIT
飞机空气动力学
第6章 低速机翼及其气动特性
6.1 引言； 6.3 直机翼 6.5 涡格法 6.7前缘延伸
6.2 有限翼展机翼的涡系
重点：直机翼
6.4 面元法；
难点：涡格法
6.6 三角翼
6.8机身在大迎角下的非对称载荷
EXIT
第6章 低速机翼及其气动特性
来流方向延伸到无穷远处。
大展弦 比机翼
Boeing 747飞机的尾流
自由涡
EXIT
6.3 直机翼
马蹄涡
直匀流绕大展弦比直机翼流动的气动模型可采用 直匀流+附着涡面+自由涡面
附着涡面和自由涡面可用无数条Π形马蹄涡来模拟。
附着涡
自由涡
直机翼
低速翼型的升力增量在焦点处，约在1/4弦点，因此附着涡线 可放在展向各剖面的1/4弦点的连线上，此线即为升力线。
EXIT
第6章 低速机翼及其气动特性
2、机翼的形状
机翼的外形:平直、三角、后掠、前掠。 飞机应具有良好的气动外形（升力大、阻力小、稳定操纵性好） 并且使结构重量尽可能的轻。
矩形翼
梯形翼 椭圆翼
平直翼
后掠翼
三角翼
EXIT
第6章 低速机翼及其气动特性
体轴系
x轴：机翼纵轴，沿机翼对称面翼型弦线，向后为正 ；
EXIT
6.3 直机翼
与机翼/翼型升力关系
等价二维流升力斜率:
二维升力 Cl 线斜率α
Cl(Βιβλιοθήκη dCld)e (e
0l )
三维升力 线斜率α
控制方程
α0l
控制方程:μ=cαe/8s
( 0l ) sin
α0l α αe
An sin n(n sin) ε
αe
ε
α
无升力来流
方向
远前方自 当量的二 由流,V∞ 维自由流
总诱导阻力:
s
Dv s w( y)( y)dy
总升力
α αe
总升力:
ε
s
L s V( y)dy
诱导阻力 升力
ε V∞ -w
有效升力, 其方向与 有效流动 方向垂直
诱导流动
EXIT
6.3 直机翼
升力系数
机翼的总升力:
L
s
s V0
1 ( y )2 dy s
升力系数：
总诱导阻力
L
V0
s
EXIT
6.3 直机翼
总诱导阻力系数
对二维翼型,展弦比A=b2/S=∞,则诱导阻力为0. 对三维机翼,尾涡系产生的阻力不为0,与CL2成正比. 阻力系数: CD CD0 kCL2 式式中，CDO是零升阻力系数，而kC2L则是与升力有关的阻力系 数。而那个与升力无关的阻力系数CDO包括粘性阻力和型阻，型 阻是来源于迎角与a0l不同的缘故。 比较展弦比分别为A1和A2的两个机翼的阻力极曲线，表达式
vz
vz
EXIT
6.1引言
三维绕流的特点 升力沿展向有变化。
①尾涡面:有限厚度的尾涡用一个无限薄的突跃面代替。 ②尾涡面保持为平面,从机翼后缘一直向下游延伸出去。
前缘
尾涡面
来流
EXIT
第6章 低速机翼及其气动特性
6.2有限翼展机翼的涡系
涡做适当的分布,可代表机翼(厚度作用除外) 涡系由三方面组成: ①附着涡系:绕整个翼型的环量形成的涡(代替机翼)； ②尾涡系：代替机翼； ③起动涡:从后缘向上卷起的涡(和环量的改变相关)。
x
立的二维翼型相同。
EXIT
6.3 直机翼
马蹄涡系 每个剖面用儒科夫斯基定理:ΔL=ρV∞ΓΔy
总加得整个机翼的升力。 对于大展弦比的直机翼，可用一根位于1/4弦线处变强度 Γ(z)直的附着涡线和从附着涡向下游拖出的自由涡系来代替。
EXIT
6.3 直机翼
6.3.1 尾涡与下洗
大展弦比直机翼展向剖面和二维翼剖面的主要差别在于自由涡系在 展向剖面处引起一个向下(正升力时)的诱导速度，称为下洗速度。 由于机翼已用一条展向变强度Γ(z)的附着涡线——升力线所代替， 所以自由涡在机翼上的诱导下洗速度，可认为是在附着涡线上的诱 导下洗速度。
EXIT
6.3 直机翼
尾涡与下洗
附着涡线在展向位置ξ处的强度为Γ(ζ)，在ζ +dζ处涡强
为 ( ) d，d根 据旋涡定理， dζ 微段拖出的自由涡强
d
为
d。d此 自由涡线在附着涡线上任一点z处的下洗速度
为
d
d d
y Γ(z)
dvi (z)
d 4 (
z)
l/ 2
自由涡
d o
P(z)
z
下洗速度 l/ 2
诱导速度为:
wy1
w(
y)
0 4s
i (z) tg1
vi (z) V
vi (z) V
0
2lVα
αe
弦线
诱导下洗速度和下洗角
ε ε V∞ -w
沿机翼展向是常数。 未受扰动气流
方向(V∞方向) 翼剖面上 下洗
的合速度
诱导流动
EXIT
6.3 直机翼
涡阻力（诱导阻力）
诱导阻力:整个机翼的有效升力在平行于未受扰动气流方向 的分量，是有限翼展机翼产生升力所导致。
bpj
展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。
l2
S
展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大。
高速飞机一般采用小展弦比的机翼。
根梢比：根梢比是翼根弦长b0与翼尖弦长b1的比值，一般用η
表示，
b0
b1
EXIT
第6章 低速机翼及其气动特性
机翼的几何参数
后掠角：后掠角是指机翼与机身轴线的垂线之间的夹角。 前缘后掠角：机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角χ0； 后缘后掠角：机翼后缘与机身轴线的垂线之间的夹角χ1； 1/4弦线后掠角：机翼1 /4弦线与机身轴线的垂线之间的夹角χ0.25。
只要保留足够多的项数n和选取相应的系数An，可近似表示实 际的环量分布。所以最后的求解问题变为在给定机翼弦长和绝
对迎角分布的情况下，求解A1,A3,A5,……。
给定 b(z), Cy (z),a (z)
求解An
Γ(θ)
机翼的气动特性
实际上只需要求解时保留前几项级数即可。取三角级数的 四项已可近似表示实际的环量分布。
EXIT
6.3 直机翼
马蹄涡系 Π形马蹄涡垂直来流那部分是附着涡系，
可代替机翼的升力作用。
由于机翼的展向流动，压力和升力的分布是： 沿展向由翼根向翼梢减小。其中翼剖面的升力在翼梢处为零 （上下翼面压力相等），在翼根处为最大。 沿展向各剖面上通过的涡线数目不同。中间剖面通过涡线最多，
环量最大；翼端剖面无涡线通过，环量为零，模拟了环量和升力
y轴：机翼竖轴，机翼对称面内，与x轴正交，向上为正；
z轴：机翼横轴，与x、y轴构成右手坐标系，向左为正。
z
o
y
y
zo
扭
x
o
x
机翼平面形状
机翼上反角
机翼几何扭转
EXIT
第6章 低速机翼及其气动特性
机翼的几何参数
翼展：翼展是指机翼左右翼尖之间的长度，一般用b(或l)表示。 机翼面积：是指机翼在oxz平面上的投影面积，一般用S表示。
诱导阻力
有效升力,
其方向与
有效流动
总升力:
升力
方向垂直
s
L s V( y)dy
总诱导阻力:
s
Dv s w( y)( y)dy
α αe ε
未受扰动 气流方向 (V∞方向)
弦线
ε V∞ -w
翼剖面上 的合速度
下洗 诱导流动
EXIT
6.3 直机翼
6.3.2 展向环量分布为椭圆规律
只有在机翼的平面形状为椭圆时，根据号椭圆的展向升力分布 才能得出椭圆的展向升力系数分布。
vi
Ve
V
Δαi
V
y
o zo
x
y处的尾涡在y1处所诱导的速度。
y=-s
尾涡在y1处所诱导的速度的几何关系
EXIT
6.3 直机翼
涡阻力（诱导阻力）
诱导阻力:整个机翼的有效升力在平 行于未受扰动气流方向的分量，是