低速翼型的低速气动特性概述低速翼型的低速气动特性概述
1、低速翼型绕流图画
低速圆头翼型在小迎角时，其绕流图画如下图示。总体流动特点是
（1）整个绕翼型的流动是无分离的附着流动，在物面上的边界层和翼型后缘的尾迹区很薄；
（2）前驻点位于下翼面距前缘点不远处，流经驻点的流线分成两部分，一部分从驻点起绕过前缘点经上翼面顺壁面流去，另一部分从驻点起经下翼面顺壁面流去，在后缘处流动平滑地汇合后下向流去。
（3）在上翼面近区的流体质点速度从前驻点的零值很快加速到最大值，然后逐渐减速。根据Bernoulli方程，压力分布是在驻点处压力最大，在最大速度点处压力最小，然后压力逐渐增大（过了最小压力点为逆压梯度区）。而在下翼面流体质点速度从驻点开始一直加速到后缘，但不是均加速的。
NACA2412在迎角a7.40时的压强分布曲线
（4）随着迎角的增大，驻点逐渐后移，最大速度点越靠近前缘，最大速度值越大，上下翼面的压差越大，因而升力越大。
（5）气流到后缘处，从上下翼面平顺流出，因此后缘点不一定是后驻点。
2、翼型绕流气动力系数的变化曲线
&&&&一个翼型的气动特性通常用曲线表示，以a&为自变数的曲线3条：Cl&对a&曲线，Cd&对a&曲线，Cm&对a&曲线；以Cl&为自变数的曲线有2条：Cd&对Cl&曲线，Cm&对Cl&曲线。其中，Cd&对Cl&的曲线称为极曲线。
在小迎角下，薄翼型上的升力主要来自上下翼面的压强差。
631-212的气动特性曲线，Re = 6&106
（1）在升力系数随迎角的变化曲线中，CL在一定迎角范围内是直线，这条直线的斜率记为
薄翼的理论值等于2π/弧度，即0.10965/度，实验值略小。NACA 23012的是0.105/度，NACA
631-212的是0.106
/度。实验值所以略小的原因在于实际气流的粘性作用。有正迎角时，上下翼面的边界层位移厚度不一样厚，其效果等于改变了翼型的中弧线及后缘位置，从而改小了有效的迎角。升力线斜率这个数据很重要，作飞机的性能计算时，往往要按迎角去计算升力系数。
（2）对于有弯度的翼型升力系数曲线是不通过原点的，通常把升力系数为零的迎角定义为&零升迎角α0&，而过后缘点与几何弦线成α0的直线称为零升力线。一般弯度越大，&α0越大。
当迎角大过一定的值之后，就开始弯曲，再大一些，就达到了它的最大值，此值记为最大升力系数，这是翼型用增大迎角的办法所能获得的最大升力系数，相对应的迎角称为临界迎角。过此再增大迎角，升力系数反而开始下降，这一现象称为翼型的失速。这个临界迎角也称为失速迎角。
归纳起来，翼型升力系数曲线具有的形状为
（4）阻力系数曲线，存在一个最小阻力系数，以后随着迎角的变化阻力系数逐渐增大，与迎角大致成二次曲线关系。对于对称翼型，最小阻力系数对应的升力系数为零，主要贡献是摩擦阻力；对于存在弯度的翼型，最小阻力系数对应的升力系数是一个不大的正值，也有压差的贡献。但应指出的是无论摩擦阻力，还是压差阻力，都与粘性有关。因此，阻力系数与Re数存在密切关系。
（5）m1/4(对1/4弦点取矩的力矩系数)力矩系数曲线，在失速迎角以下，基本是直线。如改成对实际的气动中心取矩，那末就是一条平线了。但当迎角超过失速迎角，翼型上有很显著的分离之后，低头力矩大增，力矩曲线也变弯曲。对气动中心取矩，力矩系数不变的原因是，随迎角增大，升力增大，压力中心前移，压力中心至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。
23012&的力矩系数曲线，Re = 6&106
3、翼型失速
&&&随着迎角增大，翼型升力系数将出现最大，然后减小。这是气流绕过翼型时发生分离的结果。翼型的失速特性是指在最大升力系数附近的气动性能。翼型分离现象与翼型背风面上的流动情况和压力分布密切相关。
&&&在一定迎角下，当低速气流绕过翼型时，从上翼面的压力分布和速度变化可知：气流在上翼面的流动是，过前驻点开始快速加速减压到最大速度点（顺压梯度区），然后开始减速增压到翼型后缘点处（逆压梯度区）。
小迎角翼型附着绕流
随着迎角的增加，前驻点向后移动，气流绕前缘近区的吸力峰在增大，造成峰值点后的气流顶着逆压梯度向后流动越困难，气流的减速越严重。这不仅促使边界层增厚，变成湍流，而且迎角大到一定程度以后，逆压梯度达到一定数值后，气流就无力顶着逆压减速了，而发生分离。这时气流分成分离区内部的流动和分离区外部的主流两部分。
在分离边界（称为自由边界）上，二者的静压必处处相等。分离后的主流就不再减速不再增压了。分离区内的气流，由于主流在自由边界上通过粘性的作用不断地带走质量，中心部分便不断有气流从后面来填补，而形成中心部分的倒流。
大迎角翼型分离绕流
不同迎角下翼型的绕流实验结果
根据大量实验，大Re数下翼型分离可根据其厚度不同分为：
（1）后缘分离（湍流分离），升力曲线如左图(a)；
（2）前缘分离（前缘短泡分离），如(b)；
（3）薄翼分离（前缘长气泡分离）， 如(c)。
（1）后缘分离（湍流分离）
这种分离对应的翼型厚度大于12%-15%，翼型头部的负压不是特别大，分离从翼型上翼面后缘近区开始，随着迎角的增加，分离点逐渐向前缘发展，起初升力线斜率偏离直线，当迎角达到一定数值时，分离点发展到上翼面某一位置时（大约翼面的一半），升力系数达到最大，以后升力系数下降。后缘分离的发展是比较缓慢的，流谱的变化是连续的，失速区的升力曲线也变化缓慢，失速特性好。
NACA4412----后缘分离（湍流分离）
（2）前缘分离（前缘短泡分离）
对于中等厚度的翼型（厚度6%-9%），前缘半径较小，气流绕前缘时负压很大，从而产生很大的逆压梯度，即使在不大迎角下，前缘附近发生流动分离，分离后的边界层转捩成湍流，从外流中获取能量，然后在附到翼面上，形成分离气泡。起初这种短气泡很短，只有弦长的0.5
~ 1%，当迎角达到失速角时，短气泡突然打开，气流不能再附，导致上翼面突然完全分离，使升力和力矩突然变化。
（3）薄翼分离（前缘长气泡分离）
&&&&对于薄的翼型（厚度4%-6%），前缘半径更小，气流绕前缘时负压更大，从而产生很大的逆压梯度，即使在不大迎角下，前缘附近引起流动分离，分离后的边界层转捩成湍流，从外流中获取能量，流动一段较长距离后再附到翼面上，形成长分离气泡。起初这种气泡不长，只有弦长的2%-3%；随着迎角增加，再附点不断向下游移动；当达到失速迎角时，气泡不再附着，上翼面完全分离之后，升力达到最大值；迎角继续增加，升力逐渐下降。
（4）除上述三种分离外，还可能存在混合分离形式，气流绕翼型是同时在前缘和后缘发生分离。
&&&&以下为NACA0015翼型在运动过程中的升力系数变化，及计算的翼面分离情况（迎角先增加后减小）。
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