翼型（機(jī)翼剖面，賽車尾翼剖面，風(fēng)葉）為什么最大厚度在前三分之一處？

2017-02-19 by:CAE仿真在線來源:互聯(lián)網(wǎng)

很早就糾結(jié)的問題,科學(xué)老師的解釋當(dāng)然讓自己滿意。遂至模型論壇請(qǐng)教空氣動(dòng)力學(xué)方面的人士。得到這樣兩個(gè)專業(yè)名詞:氣動(dòng)焦點(diǎn),氣動(dòng)中心和有效迎角。

網(wǎng)上找了點(diǎn)資料,希望能有好好消化。

氣動(dòng)中心:

翼型上的分布?jí)毫梢院铣梢粋€(gè)力(升力)和一個(gè)力矩。這個(gè)力矩名為俯仰力矩,這個(gè)指定的點(diǎn)是一個(gè)特殊的點(diǎn),稱為氣動(dòng)中心,或焦點(diǎn)。不論迎角多大,如果每次都把力系搬到這一點(diǎn)上,其俯仰力矩都一樣大。迎角增大,升力增大,升力中心前移,升力中心到氣動(dòng)中心的距離縮短,結(jié)果力乘力臂的積,即俯仰力矩保持不變。翼型上確有這樣一個(gè)力矩值不變的點(diǎn),是理論上證明了的。這一點(diǎn)的理論位置,薄翼型在距前緣1/4弦長處。實(shí)驗(yàn)測(cè)得的略有出入,大多數(shù)普通翼型的氣動(dòng)中心位于0.23到0.24的弦長處,而層流翼型的則在0.26至0.27弦長處。

平均氣動(dòng)弦長

根據(jù)翼型理論,作用在翼型上的縱向空氣動(dòng)力可以用作用在翼型焦點(diǎn)上的升力、阻力與繞該點(diǎn)的零升俯仰力矩來代表,力矩的參考長度是翼型的弦長。類似地,作用在機(jī)翼上的縱向氣動(dòng)力亦可用作用于機(jī)翼焦點(diǎn)上的升力、阻力與繞該點(diǎn)的零升俯仰力矩來代表,但作為力矩的參考長度是平均氣動(dòng)弦長bA。

平均空氣動(dòng)力弦長是—個(gè)假想矩形機(jī)翼的弦長,這一假想機(jī)翼的面積S和實(shí)際機(jī)翼的面積相等,它的力矩特性和實(shí)際機(jī)翼也相同。

壓力中心
在考慮飛機(jī)的縱向平衡時(shí),我們有需要知道所有升力的合力點(diǎn)以便定出日后飛機(jī)重心位置,這合力點(diǎn)一般稱壓力中心,機(jī)翼橫剖面的升力并不是平均分布,從翼剖面氣流速度圖上你可以看出翼上緣前端空氣流速最快,該處靜壓力最小升力最大,所以總升力中心有點(diǎn)偏前,機(jī)翼產(chǎn)生升力同時(shí)亦產(chǎn)生一彎矩,機(jī)翼當(dāng)攻角改變時(shí)壓力中心亦改變,一般來說攻角增加時(shí)壓力中心向前移,攻角減小時(shí)壓力中心向后移,使壓力中心的計(jì)算更加復(fù)雜,在設(shè)計(jì)時(shí)并不直接求出壓力中心位置,而是采用焦點(diǎn)及焦點(diǎn)彎矩的方式,所謂焦點(diǎn)是研究發(fā)現(xiàn)不管機(jī)翼攻角改變,當(dāng)速度固定時(shí)升力對(duì)于機(jī)翼前緣算來1/4距離的位置產(chǎn)生的彎矩是固定的,所以實(shí)際升力對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生的作用可以以作用在焦點(diǎn)的力及一個(gè)彎矩來替代,有時(shí)后也直接把這一點(diǎn)當(dāng)作壓力中心,此一焦點(diǎn)其實(shí)有一點(diǎn)點(diǎn)變動(dòng)但不大,翼型資料里也有一個(gè)焦點(diǎn)彎矩系數(shù),但跟升力、阻力系數(shù)不一樣的是焦點(diǎn)彎矩系數(shù)是一定值不隨攻角改變,中弧線越彎則彎矩系數(shù)越大,即使這樣簡化后對(duì)一般讀者仍稍嫌困難,我們?cè)儆枰院喕?考慮升力及彎矩的共同作用后,大約以上弧線最高點(diǎn)為合力位置,一般翼型約在前緣算來1/3的位置,這樣就不需要再考慮彎矩的作用了,這種精確度對(duì)普通模型飛機(jī)已夠使用,進(jìn)一步討論請(qǐng)參考第八章,此外還有一點(diǎn)要注意的就是的力是朝正上方,實(shí)際上氣流對(duì)機(jī)翼的作用力有點(diǎn)往后傾,把力分為向上的升力及向后的阻力,很明顯可以看出攻角越大,阻力也越大,因?yàn)樽枇χ林匦牡木嚯x很短,所以分析平衡時(shí)阻力產(chǎn)生的力矩我們都予以省略。
對(duì)矩形翼飛機(jī)而言,壓力中心至此告一段落,但錐形翼或后掠翼我們還需計(jì)算升力平均翼弦位置才能定出壓力中心,我們采用圖解法以便求出壓力中心:

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