翼型（机翼剖面，赛车尾翼剖面，风叶）为什么最大厚度在前三分之一处？

2017-02-19 by:CAE仿真在线来源:互联网

很早就纠结的问题,科学老师的解释当然让自己满意。遂至模型论坛请教空气动力学方面的人士。得到这样两个专业名词:气动焦点,气动中心和有效迎角。

网上找了点资料,希望能有好好消化。

气动中心:

翼型上的分布压力可以合成一个力(升力)和一个力矩。这个力矩名为俯仰力矩,这个指定的点是一个特殊的点,称为气动中心,或焦点。不论迎角多大,如果每次都把力系搬到这一点上,其俯仰力矩都一样大。迎角增大,升力增大,升力中心前移,升力中心到气动中心的距离缩短,结果力乘力臂的积,即俯仰力矩保持不变。翼型上确有这样一个力矩值不变的点,是理论上证明了的。这一点的理论位置,薄翼型在距前缘1/4弦长处。实验测得的略有出入,大多数普通翼型的气动中心位于0.23到0.24的弦长处,而层流翼型的则在0.26至0.27弦长处。

平均气动弦长

根据翼型理论,作用在翼型上的纵向空气动力可以用作用在翼型焦点上的升力、阻力与绕该点的零升俯仰力矩来代表,力矩的参考长度是翼型的弦长。类似地,作用在机翼上的纵向气动力亦可用作用于机翼焦点上的升力、阻力与绕该点的零升俯仰力矩来代表,但作为力矩的参考长度是平均气动弦长bA。

平均空气动力弦长是—个假想矩形机翼的弦长,这一假想机翼的面积S和实际机翼的面积相等,它的力矩特性和实际机翼也相同。

压力中心
在考虑飞机的纵向平衡时,我们有需要知道所有升力的合力点以便定出日后飞机重心位置,这合力点一般称压力中心,机翼横剖面的升力并不是平均分布,从翼剖面气流速度图上你可以看出翼上缘前端空气流速最快,该处静压力最小升力最大,所以总升力中心有点偏前,机翼产生升力同时亦产生一弯矩,机翼当攻角改变时压力中心亦改变,一般来说攻角增加时压力中心向前移,攻角减小时压力中心向后移,使压力中心的计算更加复杂,在设计时并不直接求出压力中心位置,而是采用焦点及焦点弯矩的方式,所谓焦点是研究发现不管机翼攻角改变,当速度固定时升力对于机翼前缘算来1/4距离的位置产生的弯矩是固定的,所以实际升力对机翼产生的作用可以以作用在焦点的力及一个弯矩来替代,有时后也直接把这一点当作压力中心,此一焦点其实有一点点变动但不大,翼型资料里也有一个焦点弯矩系数,但跟升力、阻力系数不一样的是焦点弯矩系数是一定值不随攻角改变,中弧线越弯则弯矩系数越大,即使这样简化后对一般读者仍稍嫌困难,我们再予以简化,考虑升力及弯矩的共同作用后,大约以上弧线最高点为合力位置,一般翼型约在前缘算来1/3的位置,这样就不需要再考虑弯矩的作用了,这种精确度对普通模型飞机已够使用,进一步讨论请参考第八章,此外还有一点要注意的就是的力是朝正上方,实际上气流对机翼的作用力有点往后倾,把力分为向上的升力及向后的阻力,很明显可以看出攻角越大,阻力也越大,因为阻力至重心的距离很短,所以分析平衡时阻力产生的力矩我们都予以省略。
对矩形翼飞机而言,压力中心至此告一段落,但锥形翼或后掠翼我们还需计算升力平均翼弦位置才能定出压力中心,我们采用图解法以便求出压力中心:

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