飛機空氣動力學6

1、2021/8/141飛機空氣動力學飛機空氣動力學 授課人授課人: :飛行器工程學院飛行器工程學院 史衛(wèi)成史衛(wèi)成2021/8/142第第10章章 超聲速機翼的氣動特性超聲速機翼的氣動特性 飛機空氣動力學飛機空氣動力學10.1 引言引言 10.2 超聲速機翼的繞流圖畫超聲速機翼的繞流圖畫10.3 基本方程及邊界條件基本方程及邊界條件 10.4 求解方法求解方法10.5 氣動干擾氣動干擾 10.6 超聲速流中全機外形的氣動分析簡介超聲速流中全機外形的氣動分析簡介 重點：重點：求解方法求解方法 難點：難點：氣動干擾氣動干擾32021/8/14超音速流場內從任一點超音速流場內從任一點P P 作兩個與來流

2、平行的馬赫錐，作兩個與來流平行的馬赫錐，P P 點上游點上游的稱為的稱為前馬赫錐前馬赫錐，下游的稱為，下游的稱為后馬赫錐后馬赫錐，如圖：，如圖：馬赫錐的半頂角為馬赫角：馬赫錐的半頂角為馬赫角：前馬赫錐所圍區(qū)域稱為前馬赫錐所圍區(qū)域稱為P P點的依賴區(qū)點的依賴區(qū)，在該馬赫錐內所有擾源都能對在該馬赫錐內所有擾源都能對P P產生影響。產生影響。1M1121Mtg10.1 引言引言后馬赫錐所圍區(qū)域稱為后馬赫錐所圍區(qū)域稱為P P點的影響區(qū)點的影響區(qū)或作用區(qū)，或作用區(qū)，在該馬赫錐內所有空間點都會受到在該馬赫錐內所有空間點都會受到 P P 擾動的影響。擾動的影響。P點的點的依賴區(qū)依賴區(qū)P點的點的影響區(qū)影響區(qū)第

3、第1010章章 超聲速機翼的氣動特性超聲速機翼的氣動特性42021/8/14例如平板后掠翼上一點例如平板后掠翼上一點 P P（x,0,zx,0,z）僅受位于上游前馬赫線僅受位于上游前馬赫線內機翼部分的影響，當內機翼部分的影響，當P P點位于機翼上方時點位于機翼上方時P P（x,y,zx,y,z）, ,其其依賴區(qū)是空間馬赫錐與機翼表面的交線范圍區(qū)域。依賴區(qū)是空間馬赫錐與機翼表面的交線范圍區(qū)域。薄機翼超音速薄機翼超音速10.1 10.1 引言引言52021/8/14前緣、后緣和側緣前緣、后緣和側緣 超音速機翼超音速機翼不同邊界不同邊界對對機翼繞流機翼繞流性質有很大影響，從而影響機翼性質有很大影響，

4、從而影響機翼的的氣動特性氣動特性，因此必須將機翼的邊界劃分為，因此必須將機翼的邊界劃分為前緣、后緣和側緣前緣、后緣和側緣。 機翼與來流方向平行的直線首先相交的邊界為機翼與來流方向平行的直線首先相交的邊界為前緣前緣，第二次，第二次相交的邊界為相交的邊界為后緣后緣，與來流平行的機翼邊界為，與來流平行的機翼邊界為側緣側緣。是否。是否前緣、前緣、后緣或側緣后緣或側緣自然還與自然還與來流與機翼的相對方向來流與機翼的相對方向有關。有關。10.1 10.1 引言引言62021/8/14如果來流相對與前（后）緣的法向分速小于音速如果來流相對與前（后）緣的法向分速小于音速( (M Mnn111，則稱該前（后），

5、則稱該前（后）緣為緣為超音速前（后）緣超音速前（后）緣；如果；如果 M Mnn=1 =1 則稱為則稱為音速前（后）緣音速前（后）緣。超音速前緣和亞音速前緣的幾何關系見下圖，當來流馬赫線位于超音速前緣和亞音速前緣的幾何關系見下圖，當來流馬赫線位于前緣之后即為超音速前緣，之后為亞音速前緣：前緣之后即為超音速前緣，之后為亞音速前緣：前緣、后緣和側緣前緣、后緣和側緣 10.1 10.1 引言引言72021/8/14根據幾何關系引入參數根據幾何關系引入參數 m m 表示前緣半角與前緣馬赫角的比較：表示前緣半角與前緣馬赫角的比較：tgMtgtgm1)2(2令令 則：則：tgKMB, 12KBm 綜上，可用

6、如下三法判斷是否超音速前（后）緣：綜上，可用如下三法判斷是否超音速前（后）緣： M Mnn1 1 或或 V Vnn a a 幾何上馬赫線位于前（后）緣之后幾何上馬赫線位于前（后）緣之后1.1. m1m1 （?。ㄈ　?” =” 號和號和 “ “” 2,無重疊無重疊A1, 重疊區(qū)超出重疊區(qū)超出二維流理二維流理論適用論適用二維理論和錐型流二維理論和錐型流理論都不適用理論都不適用錐型流理錐型流理論適用論適用10.4 10.4 求解方法求解方法202021/8/14矩形平板機翼上的氣動特性矩形平板機翼上的氣動特性BdtbdSBtbSBtgxzBtbbtgS22,222)11 (4411BBSSBCy翼尖

7、馬赫線內的三維區(qū)域翼尖馬赫線內的三維區(qū)域, ,其其錐形流的壓強分布錐形流的壓強分布: :Ma 1zxozdt=0t+dtdsBlSAtBCp1sin80121222sin82BdttBSabdSCSCOABpy)211 (41BBCCCyyy)21 (cos21tBClup10.4 10.4 求解方法求解方法212021/8/14)2243(3111BblBblCmyz3222yzCm矩形平板翼的升力系數對前緣產生的俯仰力矩系數矩形平板翼的升力系數對前緣產生的俯仰力矩系數: :Ma 1zxozdt=0t+dtdsBlSA)21 (cos21tBClup)321 (2)2(2211BBSSmSS

8、mmzzzBCBCyy2,421)2132(21BBxF矩形平板機翼上的氣動特性矩形平板機翼上的氣動特性10.4 10.4 求解方法求解方法222021/8/14矩形機翼的錐型流結果矩形機翼的錐型流結果,24DC平板翼型平板翼型 平板機翼平板機翼 有限厚度翼型有限厚度翼型 有限厚度機翼有限厚度機翼LCDC0MCcpx42c24)211 (4AcAA)122/1(2)1 (3cAC,2)211 (4DCA)32(22AA)1 (23AC)1(32232AACAA,2214DCTK)1 (211 43ACA)1 (211 432,21AcACTKDcACAAACA12) 1(3/233當當MaMa

9、1 1及翼型給定時及翼型給定時, ,減小展弦比可使升致阻力系數減小展弦比可使升致阻力系數, ,升力系升力系數和俯仰力矩系數減小數和俯仰力矩系數減小; ;壓力中心隨展弦比的減小而前移壓力中心隨展弦比的減小而前移; ;相對厚度增大時相對厚度增大時, ,有限翼展機翼的升力系數及阻力系數略增大有限翼展機翼的升力系數及阻力系數略增大, ,但對前緣的力矩系數則減小但對前緣的力矩系數則減小; ;壓力中心隨相對厚度增大而前移壓力中心隨相對厚度增大而前移; ;橫截面積相同的翼型橫截面積相同的翼型, ,其壓力中心位置相同其壓力中心位置相同; ;橫截面形狀給定時橫截面形狀給定時, ,厚度阻力必隨相對厚度的平方而改變

10、厚度阻力必隨相對厚度的平方而改變; ;相對厚度給定時相對厚度給定時, ,最大厚度位于中弦點的對稱翼型的阻力最小最大厚度位于中弦點的對稱翼型的阻力最小. .10.4 10.4 求解方法求解方法232021/8/142. 后掠機翼后掠機翼后掠到馬赫錐內的前緣是亞聲速前緣后掠到馬赫錐內的前緣是亞聲速前緣: :對機翼的繞流類似對機翼的繞流類似于亞聲速流于亞聲速流. .處理方法處理方法: :馬蹄渦系馬蹄渦系(6(6章章),),小擾動理論小擾動理論(8(8章章).).后掠翼的缺點后掠翼的缺點: :升力線斜率減小升力線斜率減小, ,升致阻力增大升致阻力增大, ,翼尖失速翼尖失速問題比較嚴重問題比較嚴重, ,

11、增升裝置效能低增升裝置效能低. .Ma 1aaCpx亞聲速后緣亞聲速后緣截面截面aa亞聲速前緣亞聲速前緣10.4 10.4 求解方法求解方法242021/8/14后掠翼上的錐型流區(qū)及二維流區(qū)后掠翼上的錐型流區(qū)及二維流區(qū)機翼前后緣都是超聲速機翼前后緣都是超聲速; ;處理方法處理方法: :后掠翼的翼尖和中心部分可用錐型流法后掠翼的翼尖和中心部分可用錐型流法; ;機翼的其余部分可用二維薄翼理論機翼的其余部分可用二維薄翼理論. .Ma 1陰影區(qū)陰影區(qū):可用錐型可用錐型流理論進行分析流理論進行分析.非陰影區(qū)非陰影區(qū):可用二可用二維理論進行分析維理論進行分析.陰影區(qū)陰影區(qū):可用錐型可用錐型流理論進行分析流

12、理論進行分析.10.4 10.4 求解方法求解方法252021/8/14二維流區(qū)和三維流區(qū)二維流區(qū)和三維流區(qū) 在超音速三維機翼中僅受單一前緣影響的區(qū)域稱為在超音速三維機翼中僅受單一前緣影響的區(qū)域稱為二維流區(qū)二維流區(qū)（每（每點的依賴區(qū)只包含一個前緣），如下圖中陰影部分所示。其余非點的依賴區(qū)只包含一個前緣），如下圖中陰影部分所示。其余非陰影部分為陰影部分為三維流區(qū)三維流區(qū)，其影響區(qū)包含兩個前緣（或一前緣一側緣，其影響區(qū)包含兩個前緣（或一前緣一側緣或還含后緣）。或還含后緣）。10.4 10.4 求解方法求解方法262021/8/14在在二維流二維流區(qū)中，可將機翼看成為一區(qū)中，可將機翼看成為一無限翼展

13、直機翼無限翼展直機翼或或無限翼展無限翼展斜機翼斜機翼，其特點是，其特點是流動參數僅與垂直于前緣的法向翼型有關而流動參數僅與垂直于前緣的法向翼型有關而與機翼平面形狀無關。與機翼平面形狀無關。對于平板機翼，其中二維流區(qū)上下表面對于平板機翼，其中二維流區(qū)上下表面的壓強系數為：的壓強系數為：1coscos222MCulp利用利用 的關系進行變換，可得：的關系進行變換，可得：KBm122mBmCulp在在三維三維區(qū)流動區(qū)流動參數與翼型和機翼平面形狀參數與翼型和機翼平面形狀都有關。都有關。二維流區(qū)和三維流區(qū)二維流區(qū)和三維流區(qū) 10.4 10.4 求解方法求解方法272021/8/14超音速流中任一擾源發(fā)出

14、的擾動只能對它后超音速流中任一擾源發(fā)出的擾動只能對它后馬赫錐內的流場馬赫錐內的流場產產生影響，所以對于生影響，所以對于有限翼展有限翼展機翼的超音速繞流，機翼上某些部機翼的超音速繞流，機翼上某些部分就有可能不受分就有可能不受翼尖翼尖或或翼根翼根的影響，下圖兩種機翼的的影響，下圖兩種機翼的ABCDABCD區(qū)域。區(qū)域。無限翼展斜置翼的超音速氣動特性無限翼展斜置翼的超音速氣動特性有限翼展機翼有限翼展機翼ABCDABCD區(qū)域可看成無限翼展機翼的一部分，區(qū)域可看成無限翼展機翼的一部分，左圖左圖ABCDABCD區(qū)域的氣動特性取決于其翼型的氣動特性，區(qū)域的氣動特性取決于其翼型的氣動特性，右圖則取決于無限翼展斜

15、置薄翼的超音速氣動特性。右圖則取決于無限翼展斜置薄翼的超音速氣動特性。10.4 10.4 求解方法求解方法282021/8/14繞流展弦比為無限大的后掠機翼繞流展弦比為無限大的后掠機翼 ccos tbBcAAB截面截面BBDcosbcosc cosMacoscosDMasincosMacosMacoscosMacos與飛行方向平行的平面與飛行方向平行的平面MaMaeMasinMasinetc截面截面AA自由流自由流Ma數分量數分量:與前緣相切分量不受機翼影響與前緣相切分量不受機翼影響.等價等價自由流自由流Mae數數: :與前緣垂直自由流與前緣垂直自由流Ma數分量數分量.處理方法處理方法: :二

16、維理論二維理論(9(9章的線化理論和布澤曼理論章的線化理論和布澤曼理論).).與垂直于前緣的平面與垂直于前緣的平面10.4 10.4 求解方法求解方法292021/8/14升力和波阻升力和波阻相對厚度相對厚度5 . 0225 . 022cossin1 ()coscos()sin(MaMaMaMaecoscosctecostanarctancoscossinarctanMaMaect /)cos/1 (cos)2/(2cMaplCele)cos/1 (cos)2/(2cMapdCed)cossin1 ()(222leelelCMaMaCC升力升力波阻波阻)cossin1 (cos)(cos222

17、deededCMaMaCC10.4 10.4 求解方法求解方法302021/8/14線化理論范圍升力和波阻線化理論范圍升力和波阻)2(14222leueeedaMaC142MaaCeel15dlCC /dlCC /dlCC /ClClClMa=1.5時的升阻比時的升阻比Ma=2.0時的升阻比時的升阻比Ma=4.0時的升阻比時的升阻比0.640.640.6406000453015604530后掠使機翼性能后掠使機翼性能得到改善得到改善10.4 10.4 求解方法求解方法312021/8/14有限翼展薄機翼的超音速繞流特性有限翼展薄機翼的超音速繞流特性有限翼展薄機翼有限翼展薄機翼超音速繞流特性與其

18、超音速繞流特性與其前后緣性質前后緣性質有很大關系有很大關系，后掠機翼隨來流馬赫數不同可是亞音速前（后）緣，亞音，后掠機翼隨來流馬赫數不同可是亞音速前（后）緣，亞音速前緣超音速后緣或超音速前（后）緣：速前緣超音速后緣或超音速前（后）緣：以以平板后掠翼平板后掠翼為例，亞音速前緣時，為例，亞音速前緣時，上下翼面的繞流要通過前緣產生相互上下翼面的繞流要通過前緣產生相互影響，結果垂直于前緣的截面在前緣影響，結果垂直于前緣的截面在前緣顯示出亞音速繞流特性（右圖顯示出亞音速繞流特性（右圖a a）。）。10.4 10.4 求解方法求解方法322021/8/14有限翼展薄機翼的超音速繞流特性有限翼展薄機翼的超音

19、速繞流特性如果是如果是亞音速后緣亞音速后緣，則垂直于后緣的，則垂直于后緣的截截面面在后緣也要顯示出在后緣也要顯示出亞音速繞流特性亞音速繞流特性：流動沿平板光滑離開以滿足流動沿平板光滑離開以滿足后緣條件后緣條件（右圖右圖b b）。）。如果是如果是超音速前、后緣超音速前、后緣，則上下表面，則上下表面互不影響互不影響，垂直于前、后緣的截面顯，垂直于前、后緣的截面顯示出示出二維超音速二維超音速平板繞流特性：平板繞流特性：流動流動以馬赫波以馬赫波為擾動分界（右圖為擾動分界（右圖c c、d d）。）。10.4 10.4 求解方法求解方法332021/8/14pCpCpC 如圖是垂直于前緣的截面上如圖是垂直

20、于前緣的截面上壓強分布。對于壓強分布。對于亞音速前、后緣亞音速前、后緣，壓強分布在前緣處趨于壓強分布在前緣處趨于無限大無限大，后，后緣處緣處趨于零趨于零（圖（圖a a）；）； 亞音速前緣和超音速后緣時亞音速前緣和超音速后緣時，前緣處趨于無限大，后緣處趨于前緣處趨于無限大，后緣處趨于有有限值限值（圖（圖b b）; ; 超音速前緣和超音速后緣時超音速前緣和超音速后緣時，前，前后、緣處壓強系數均為有限值（圖后、緣處壓強系數均為有限值（圖c c）; ;有限翼展薄機翼的超音速繞流特性有限翼展薄機翼的超音速繞流特性10.4 10.4 求解方法求解方法342021/8/143.3.三角翼和箭形翼三角翼和箭形

21、翼 cclblac超聲速前緣超聲速前緣亞聲速前緣亞聲速前緣k=CCD D/C/CL2L22 2O前緣后掠角前緣后掠角三角翼三角翼箭形翼箭形翼箭形翼的優(yōu)點箭形翼的優(yōu)點: :在巡航時的波阻較低在巡航時的波阻較低; ;在亞聲速時由于前緣吸力增大而升阻比較高在亞聲速時由于前緣吸力增大而升阻比較高. .三角翼與箭形翼的誘導阻力對比三角翼與箭形翼的誘導阻力對比10.4 10.4 求解方法求解方法352021/8/144.4.三角形平板機翼壓強系數三角形平板機翼壓強系數上翼面三維流區(qū)內任一點的壓強系數上翼面三維流區(qū)內任一點的壓強系數: :其中其中 1sin21 1222212tmtmBmCuptgtgm)2

22、(xBzt/下翼面三維流區(qū)內任一點的壓強系數下翼面三維流區(qū)內任一點的壓強系數: :12MB1sin21 1222212tmtmBmClp10.4 10.4 求解方法求解方法362021/8/14亞聲速前緣亞聲速前緣 M1 1cccc截面截面Cpz當三角平板機翼的前緣為亞聲速前當三角平板機翼的前緣為亞聲速前緣時緣時, ,其前緣繞流特性和亞聲速中其前緣繞流特性和亞聲速中的性質相同的性質相同. .在垂直前緣的截面上在垂直前緣的截面上, ,在機翼前緣在機翼前緣處處, ,其壓強系數趨于無窮大其壓強系數趨于無窮大. .10.4 10.4 求解方法求解方法372021/8/14機翼三維流區(qū)載荷系數機翼三維流

23、區(qū)載荷系數1sin21 1422212tmtmBmCp三維流區(qū)的壓強系數較三維流區(qū)的壓強系數較二維流區(qū)的壓強系數的二維流區(qū)的壓強系數的降低量降低量: :22211sin2tmtzxoM1 1ooCp pCp p超聲速前后緣三角形平板機翼壓強系數超聲速前后緣三角形平板機翼壓強系數10.4 10.4 求解方法求解方法382021/8/14三角形平板機翼氣動特性三角形平板機翼氣動特性機翼馬赫線外的二維流區(qū)的壓強系數機翼馬赫線外的二維流區(qū)的壓強系數: :S S1 1為為馬赫線外三角機翼的面積馬赫線外三角機翼的面積; ;S S為機翼面積為機翼面積. .142mBmCp1141422121mmSBbmSS

24、mBmCy) 1(21mBbSozxbt=1 t+dt1t=-1t=0tM1 1d10.4 10.4 求解方法求解方法392021/8/14dttmtmBbmSCy1sin21 122222110222翼面三維流區(qū)的壓強系數翼面三維流區(qū)的壓強系數: :ozxbt=1 t+dt1t=-1t=0tM1 1d部分積分得部分積分得: :111 422mmSBbmCy三角形平板機翼氣動特性三角形平板機翼氣動特性10.4 10.4 求解方法求解方法402021/8/14超聲速前緣三角平板機翼的升力系數超聲速前緣三角平板機翼的升力系數: :壓力中心距機翼尖點在根弦的壓力中心距機翼尖點在根弦的1/31/3處處

25、: :)(,44222BmbSBSBbmCy32Fxozxbt=1 t+dt1t=-1t=0tM1 1d三角形平板機翼氣動特性三角形平板機翼氣動特性10.4 10.4 求解方法求解方法412021/8/145.5.后掠翼上的壓強分布后掠翼上的壓強分布機翼可用二維薄翼理論機翼可用二維薄翼理論( (非陰影區(qū)非陰影區(qū)):):Ma 1ozxoFzA122mBmClup陰影區(qū)陰影區(qū):可用錐型可用錐型流理論進行分析流理論進行分析.非陰影區(qū)非陰影區(qū):可用二可用二維理論進行分析維理論進行分析.陰影區(qū)陰影區(qū):可用錐型可用錐型流理論進行分析流理論進行分析.cc10.4 10.4 求解方法求解方法422021/8/

26、14后掠翼的翼尖和中心部分可用錐型流法后掠翼的翼尖和中心部分可用錐型流法tmtmtg)1 ()1 (21應用錐形流理論較二維值壓強的降低量為應用錐形流理論較二維值壓強的降低量為: :錐形流坐標錐形流坐標: :xzBt側緣三維流區(qū)的上側緣三維流區(qū)的上, ,下表面壓強系數下表面壓強系數: :)1 ()1 (21 1212tmtmtgmBmClupccCp po10.4 10.4 求解方法求解方法432021/8/146.6.矩形平板機翼上的壓強分布矩形平板機翼上的壓強分布翼尖馬赫線內的三維區(qū)域翼尖馬赫線內的三維區(qū)域, ,其其錐形流的壓強分布錐形流的壓強分布: :Ma 1Cpoz)21 (cos21

27、tBClup翼尖三維翼尖三維區(qū)區(qū),其壓強其壓強系數平均系數平均值為二維值為二維值的一半值的一半.非陰影區(qū)非陰影區(qū):可用二可用二維理論進行分析維理論進行分析.10.4 10.4 求解方法求解方法442021/8/1410.5 超聲速飛機的一些設計問題超聲速飛機的一些設計問題繞大后掠機翼的主要分離流動類型繞大后掠機翼的主要分離流動類型: :來源于強吸力的前緣分離來源于強吸力的前緣分離; ;來源于展向流動的分離來源于展向流動的分離; ;翼內側激波分離翼內側激波分離; ;后緣激波分離后緣激波分離; ;后緣激波分離后緣激波分離展向流動的分離展向流動的分離前緣前緣分離分離前緣渦前緣渦翼內側激波分離翼內側激

28、波分離激波引起的分離激波引起的分離第第1010章章 超聲速機翼的氣動特性超聲速機翼的氣動特性452021/8/14分離的原因分離的原因前緣分離前緣分離: :在小迎角內在小迎角內對亞聲速前緣的大后掠機翼對亞聲速前緣的大后掠機翼, ,即使機翼的迎角較小即使機翼的迎角較小, ,由于由于值大值大, ,分母小分母小, ,分離也很容易發(fā)生分離也很容易發(fā)生; ;展向流動導致翼尖附近邊界層增厚展向流動導致翼尖附近邊界層增厚, ,易分離易分離; ;翼內側激波分離取決于前緣附近的翼身連接處的幾何形狀翼內側激波分離取決于前緣附近的翼身連接處的幾何形狀; ;后緣激波分離產生在超聲速后緣后緣激波分離產生在超聲速后緣,

29、,在后緣產生一道激波調整在后緣產生一道激波調整上翼面的壓強回復到自由流狀態(tài)上翼面的壓強回復到自由流狀態(tài); ;costanarctane10.5 10.5 超聲速飛機的一些設計問題超聲速飛機的一些設計問題462021/8/14設計準則設計準則消除或緩和分離消除或緩和分離: :對前緣分離對前緣分離: :不用吸力壓強超過不用吸力壓強超過70%70%真空度方案真空度方案; ;對展向流動的分離對展向流動的分離: :翼尖處的迎角比機翼內側剖面的迎角小翼尖處的迎角比機翼內側剖面的迎角小; ;翼內側激波分離翼內側激波分離: :采用機身光順采用機身光順, ,使內側激波的壓強增量小于使內側激波的壓強增量小于50%

30、;50%;后緣激波分離后緣激波分離: :控制后緣激波的壓強比小于控制后緣激波的壓強比小于1+0.3Ma1+0.3Ma1 12 2. .10.5 10.5 超聲速飛機的一些設計問題超聲速飛機的一些設計問題472021/8/1410.6 氣動干擾氣動干擾 10.6. .1. 綜述綜述干擾力干擾力: :組合體的流場和組合體組合體的流場和組合體各部件所承受的空氣動力各部件所承受的空氣動力, ,由于由于各部件間的相互干擾作用各部件間的相互干擾作用, ,與單與單獨部件的氣動力不同的力獨部件的氣動力不同的力. .無干擾無干擾干擾流場干擾流場: :單獨部件的流場疊加單獨部件的流場疊加某一流場而得到組合體的流場

31、某一流場而得到組合體的流場, ,此某一流場為干擾流場此某一流場為干擾流場. .有干擾有干擾第第1010章章 超聲速機翼的氣動特性超聲速機翼的氣動特性482021/8/14機翼機翼-機身機身-尾翼組合體尾翼組合體 機翼對機身位置機翼對機身位置: :機翼根弦平面相對機身體軸的水平位置機翼根弦平面相對機身體軸的水平位置, ,分為中單翼上單翼下單翼上中單翼和下中單翼分為中單翼上單翼下單翼上中單翼和下中單翼. .尾翼對機身位置尾翼對機身位置: :水平尾翼水平尾翼根弦根弦平面相對機身體軸的水平位置平面相對機身體軸的水平位置, ,可安裝在垂直尾翼上可安裝在垂直尾翼上. .中單翼中單翼上單翼上單翼下單翼下單翼

32、上中單翼上中單翼下中單翼下中單翼水平尾翼高水平尾翼高機身體軸機身體軸水平面水平面機身體軸機身體軸水平面水平面10.6 10.6 氣動干擾氣動干擾492021/8/14機翼安裝角機翼安裝角: :機翼根弦與機身軸線間的夾角機翼根弦與機身軸線間的夾角翼翼. .機翼機翼-機身機身-尾翼組合體示意圖尾翼組合體示意圖機身體軸機身體軸水平尾翼安裝角水平尾翼安裝角: :水平尾翼根弦與機身軸線間的夾角水平尾翼根弦與機身軸線間的夾角尾尾. .翼翼根弦根弦機身機身尾翼尾翼尾尾L尾尾機翼機翼-機身機身-尾翼組合體尾翼組合體 10.6 10.6 氣動干擾氣動干擾502021/8/14氣動干擾氣動干擾氣動干擾氣動干擾:

33、:全機的氣動載荷與各個單獨部件載荷之差全機的氣動載荷與各個單獨部件載荷之差. .+-截面截面AAAA機翼機翼-機身干擾機身干擾MaCp為負為負Cp為正為正Cp為負為負Cp為正為正兩種干擾效應兩種干擾效應: :機翼對機身機翼對機身; ;機身對機翼機身對機翼. .機翼機翼- -機身干擾機身干擾: :對超聲速流對超聲速流, ,上下翼面前后緣馬赫錐內壓強上下翼面前后緣馬赫錐內壓強差在機身產生一個凈升力和波阻力差在機身產生一個凈升力和波阻力. .10.6 10.6 氣動干擾氣動干擾512021/8/14機身機身-機翼組合體干擾機翼組合體干擾有迎角的機身影響有迎角的機身影響: :圍繞機身的側面產生上洗圍繞

34、機身的側面產生上洗, ,使機翼的使機翼的有效迎角增大有效迎角增大. .使機翼升力增大的外形使機翼升力增大的外形機翼機翼-機身干擾機身干擾Ma機翼機翼- -機身組合效應機身組合效應: :機翼產生沒有翼尖效應的二維升力機翼產生沒有翼尖效應的二維升力. .機身的干擾效應使機翼升力增大機身的干擾效應使機翼升力增大25%.25%.cccMa=1.4當機身有迎角時對機當機身有迎角時對機翼繞流的上洗效應翼繞流的上洗效應10.6 10.6 氣動干擾氣動干擾522021/8/14處理干擾的方法處理干擾的方法以小擾動理論為基礎以小擾動理論為基礎: :主控方程主控方程: :邊界條件邊界條件: :要滿足氣流與物面相切

35、要滿足氣流與物面相切; ;尖后緣處的庫塔條件尖后緣處的庫塔條件; ;求解方法求解方法: :分布一系列的奇點分布一系列的奇點( (源源, ,匯匯, ,偶偶, ,渦渦););機翼機翼: :布渦來模擬彎度和迎角布渦來模擬彎度和迎角; ;布源來模擬厚度布源來模擬厚度機身機身: :分布在機身軸線上的線源及偶極子來模擬分布在機身軸線上的線源及偶極子來模擬; ;0) 1(2zzyyxxMa機翼對機身干擾機翼對機身干擾: :在一個圓柱體上布渦來模擬在一個圓柱體上布渦來模擬. .機身對機翼干擾機身對機翼干擾: :在機翼彎度面的上布渦來模擬在機翼彎度面的上布渦來模擬. .10.6 10.6 氣動干擾氣動干擾532

36、021/8/1410.6 2. 近似分析近似分析 0)1(2zzyyxxMan擾動速度位滿足微分方程擾動速度位滿足微分方程: :引入量綱坐標引入量綱坐標: :L L為機身長度為機身長度, ,l l為機翼半翼展為機翼半翼展Lxyz平面內的流動平面內的流動lylz0)1(222222222LlMax2lDL翼翼-身組合體身組合體RVzy10.6 10.6 氣動干擾氣動干擾542021/8/14細長旋轉體細長旋轉體: :滿足拉普拉斯方程滿足拉普拉斯方程或或yz平面內的流動平面內的流動0222202222zyx2lDL翼翼-身組合體身組合體RVzy近似分析近似分析 10.6 10.6 氣動干擾氣動干擾

37、552021/8/141.機身對機翼的干擾機身對機翼的干擾22)(ryxSV22zRVvy橫向流動的擾動速度位函數橫向流動的擾動速度位函數: :橫向流動為直勻流橫向流動為直勻流V V流過流過二維圓柱體二維圓柱體( (二維偶極子二維偶極子). ). 機身機身: :分布在機身軸線上的線分布在機身軸線上的線源及偶極子來模擬源及偶極子來模擬; ;S(x)S(x)為為x x處的圓柱橫截面積處的圓柱橫截面積. .上洗速度上洗速度: :由機身引起的由機身引起的y y方向擾動速度方向擾動速度. .對中單翼對中單翼(y=0):(y=0):2222222)(yzyzRVyvyVvy上洗上洗10.6 10.6 氣動

38、干擾氣動干擾562021/8/14環(huán)量分布環(huán)量分布22zRVvy2/ lz沿翼展向各剖面的迎角增量沿翼展向各剖面的迎角增量: :越接近機身越接近機身, ,附加迎角越大附加迎角越大, ,在兩側達最大值在兩側達最大值.機身對機翼的干擾機身對機翼的干擾: :由機身引起的由機身引起的y y方向擾動速度方向擾動速度, ,在機翼在機翼展向產生附加的展向迎角分布展向產生附加的展向迎角分布, ,而產生附加的升力分布而產生附加的升力分布, ,越接近機身越接近機身, ,此附加升力越大此附加升力越大. .lV057.0lR000.60.41.0R10.6 10.6 氣動干擾氣動干擾572021/8/142.機翼對機

39、身的干擾機翼對機身的干擾將機翼的升力效應用沿機翼弦平面分布的旋渦系代替將機翼的升力效應用沿機翼弦平面分布的旋渦系代替: :渦渦系在系在y y向所產生的誘導速度向所產生的誘導速度, ,與來流速度合成后與來流速度合成后, ,要改變機要改變機身軸線的迎角分布身軸線的迎角分布; ;在位于機翼前的機身部分由渦系作用在位于機翼前的機身部分由渦系作用, ,迎角增大迎角增大; ;在位于機翼后的機身部分由渦系作用在位于機翼后的機身部分由渦系作用, ,迎角減小迎角減小. .當機翼產生升力時當機翼產生升力時, ,上下上下表面有壓力差表面有壓力差, ,機翼上下機翼上下表面的壓力表面的壓力, ,將分別傳播將分別傳播到相應的機身表面上到相應的機身表面上, ,使使機身得到機身得到附加升力附加升力. .vy上洗上洗yx下洗下洗x10.6 10.6 氣動干擾氣動干擾582021/8/14邊界條件邊界條件yz平面內的流動平面內的流動xVr分速與合速關系分速與合速關系RVzy旋成體表面滿足旋成體表面滿足: :)cos(dxdrVvr機翼表面滿足機翼表面滿足: :Vzw翼身組合體的速度位問題翼身組合體的速度位問題: :平面流動問題平面流動問題. .求與求與x x軸垂直的每個平面內的不可壓流速度場軸垂直的每個平面內的不可壓流速度場. .VcosVVxVsinVVr10.6 10.6 氣