翼型（機翼剖面，賽車尾翼剖面，風葉）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,科學老師的解釋當然讓自己滿意。遂至模型論壇請教空氣動力學方面的人士。得到這樣兩個專業(yè)名詞:氣動焦點,氣動中心和有效迎角。

網(wǎng)上找了點資料,希望能有好好消化。

氣動中心:

翼型上的分布壓力可以合成一個力(升力)和一個力矩。這個力矩名為俯仰力矩,這個指定的點是一個特殊的點,稱為氣動中心,或焦點。不論迎角多大,如果每次都把力系搬到這一點上,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力矩值不變的點,是理論上證明了的。這一點的理論位置,薄翼型在距前緣1/4弦長處。實驗測得的略有出入,大多數(shù)普通翼型的氣動中心位于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。

平均氣動弦長

根據(jù)翼型理論,作用在翼型上的縱向空氣動力可以用作用在翼型焦點上的升力、阻力與繞該點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,作用在機翼上的縱向氣動力亦可用作用于機翼焦點上的升力、阻力與繞該點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弦長bA。

平均空氣動力弦長是—個假想矩形機翼的弦長,這一假想機翼的面積S和實際機翼的面積相等,它的力矩特性和實際機翼也相同。

壓力中心
在考慮飛機的縱向平衡時,我們有需要知道所有升力的合力點以便定出日后飛機重心位置,這合力點一般稱壓力中心,機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偏前,機翼產(chǎn)生升力同時亦產(chǎn)生一彎矩,機翼當攻角改變時壓力中心亦改變,一般來說攻角增加時壓力中心向前移,攻角減小時壓力中心向后移,使壓力中心的計算更加復(fù)雜,在設(shè)計時并不直接求出壓力中心位置,而是采用焦點及焦點彎矩的方式,所謂焦點是研究發(fā)現(xiàn)不管機翼攻角改變,當速度固定時升力對于機翼前緣算來1/4距離的位置產(chǎn)生的彎矩是固定的,所以實際升力對機翼產(chǎn)生的作用可以以作用在焦點的力及一個彎矩來替代,有時后也直接把這一點當作壓力中心,此一焦點其實有一點點變動但不大,翼型資料里也有一個焦點彎矩系數(shù),但跟升力、阻力系數(shù)不一樣的是焦點彎矩系數(shù)是一定值不隨攻角改變,中弧線越彎則彎矩系數(shù)越大,即使這樣簡化后對一般讀者仍稍嫌困難,我們再予以簡化,考慮升力及彎矩的共同作用后,大約以上弧線最高點為合力位置,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,這種精確度對普通模型飛機已夠使用,進一步討論請參考第八章,此外還有一點要注意的就是的力是朝正上方,實際上氣流對機翼的作用力有點往后傾,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,因為阻力至重心的距離很短,所以分析平衡時阻力產(chǎn)生的力矩我們都予以省略。
對矩形翼飛機而言,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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