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文檔簡介
1、低速空氣動力學(xué)理論與計算第六章:低速翼型1;本章主要內(nèi)容一翼型的幾何參數(shù)二翼型族三層流翼型四翼型的低速繞流流動特征五翼型的氣動特性六薄翼理論及其氣動特性公式七層流翼型的設(shè)計八翼型的失速:前緣分離、后緣分離2;引言本章研究二維翼型的氣動力特征和基本計算方法研究對象是低速薄翼3;翼型的幾何參數(shù)翼型:低速翼型順來流切得到翼型關(guān)鍵幾何點:前緣點:最前面的點后緣點:尖點幾何弦:前后緣的連線弦長b:前緣至后緣的距離,或前后緣的投影距離一般翼型的上下表面曲線表示為弦線相對坐標(biāo)的函數(shù)翼型的厚度習(xí)慣:翼型上的一切尺寸都是對弦長而言的相對值4;翼型族翼型族:美國NACA、英國RAE、德國Gottingen、蘇聯(lián)對
2、翼型進(jìn)行了系統(tǒng)研究,如果翼型不太厚,翼型的厚度和彎度的作用可以分開考慮5;翼型族:NACA四位確定了翼型最合理的厚度分布這個式子給出的最大厚度在30%弦長處,c值不同代表不同厚度翼型的上下表面坐標(biāo)值。前緣半徑6;翼型族:NACA四位四位翼型的中弧線取為兩段拋物線,在中弧線的最高點二者相切中弧線的方程式f是中弧線最高點坐標(biāo),p是最高點的弦向位置)7;翼型族:NACA四位一個有彎度的翼型要畫上下翼面的坐標(biāo),等于把給定的厚度附在中弧線兩側(cè)其中是中弧線在弦向位置x處的切線的斜角。前緣半徑的圓心位于中弧線0.05弦點的切線上,其至前緣點的距離當(dāng)然等于前緣半徑8;翼型族:NACA四位中弧線最高點的高度f彎
3、度和該點的弦向位置都是人為規(guī)定的。給f和p以及厚度c以一系列的值就得到一個翼型族,四位數(shù)的表達(dá)形式是第一位代表f,是弦長的百分?jǐn)?shù);第二位代表p,是弦長的十分?jǐn)?shù);最后兩位代表厚度,是弦長的百分?jǐn)?shù)例:NACA0006;NACA2415真實的NACA四位數(shù)翼型中,有6%8%9%10%12%15%18%21%24%幾種厚度,0%1%2%三種彎度,中弧線都在40%處9;翼型族:NACA五位厚度分布公式同于四位翼型族。與四位翼型不同的是中弧線:實驗研究表明,中弧線的最高點的弦向位置離開弦線中點,無論前移和后移,對于提高翼型最大升力系數(shù)有益。后移產(chǎn)生很大俯仰力矩,無法用;前移太多,原四位翼型族的中弧線不合適
4、必須采用另外的中弧線10;翼型族:NACA五位NACA五位翼型族中弧線的特點:曲率從前緣起向后逐步減小,到了略過最高點之后,曲率降為0,此后直到后緣一直為0翼型后半段是直線)中弧線方程m隨p變化,k1也隨p變化11;翼型族:NACA五位五位數(shù)碼的意義:第一位表示彎度,但不是一個直接的幾何參數(shù),而是通過設(shè)計的升力系數(shù)來表達(dá),這個數(shù)乘以1.5等于設(shè)計升力系數(shù)的十倍第二三兩位數(shù)以弦長的百分?jǐn)?shù)表示2p第四五位仍舊是百分?jǐn)?shù)厚度例:NACA23012,升力系數(shù)0.3,最高點弦向15%,厚度12%;有現(xiàn)成實驗數(shù)據(jù)的五位翼型都是230系列,設(shè)計升力系數(shù)0.3,最高點15%,厚度有12%,15%,21%,24%
5、12;翼型族:NACA五位改型的五位翼型:使翼型俯仰力矩為0第三位數(shù)不用0,用1,如,NACA23112與NACA23012的區(qū)別在于后段上翹的中弧線另一種改型對四位和五位都有改型):改變前緣半徑和最大厚度的弦向位置,四位或五位數(shù)字后再添加兩位數(shù)字第一個數(shù)字表示前緣半徑的大小,6表示正常半徑,0表示尖前緣。當(dāng)?shù)谝粋€數(shù)字I(8時,前緣半徑第二個數(shù)字表示最大厚度的位置,弦長的十分?jǐn)?shù)13;翼型族例:NACA0012-64 vs NACA0012和NACA23012-64 vs NACA23012最大厚度由30%移至40%,即整個厚度分布都有改動:14;翼型族一共8個系數(shù)其中a1a2a3a4用四個條件
6、去確定:最大厚度c 最大厚度位置前緣半徑 最大厚度的曲率半徑后四個系數(shù)最大厚度c 最大厚度位置后緣縱坐標(biāo) 后緣角此值依最大厚度的弦向位置而定)15;層流翼型摩擦阻力決定于邊界層內(nèi)的流態(tài)湍流的摩阻比層流大好幾倍從層流到湍流的轉(zhuǎn)捩因素很復(fù)雜,但逆壓梯度是一個重要因素普通翼型逆壓梯度大,氣流經(jīng)過經(jīng)過最低壓力點后就減速了,翼型上表面氣流所走的路程95%以上是逆壓梯度即使不發(fā)生分離,也很容易發(fā)生轉(zhuǎn)捩,摩阻大大提高翼型的研究目標(biāo)之一:盡量使最低壓強點向后移,加長順壓梯度段的長度,減小逆壓梯度段,減小湍流摩阻16;層流翼型根據(jù)上述研究目標(biāo)得到的翼型族層流翼型今天仍舊是研究熱點)NACA的層流翼型:NACA1
7、,NACA2,NACA3,NACA4,NACA5,NACA6,NACA7幾個系列層流翼型的厚度和中弧線分開設(shè)計,最大厚度有0.35,0.4,0.45,0.5幾種;中弧線按載荷分布設(shè)計17;層流翼型:NACA6用六位數(shù)字表示,附帶一個對中弧線的說明例:NACA 65,3218,a=0.5第一個數(shù)代表6系列第二個數(shù)代表作為對稱翼型使用在攻角為0時此時翼型只有厚度起作用),最低壓強點在50%處弦長的十分?jǐn)?shù))之后的數(shù)字表示在設(shè)計升力上下的30%范圍內(nèi)翼面上仍舊有有利的壓強分布橫杠之后的第一個數(shù)字是設(shè)計升力系數(shù)的十倍設(shè)計升力系數(shù)0.2,在-0.1至0.5之間仍舊存在有利壓強分布)最后兩位仍舊表示厚度a=
8、0.5表示中弧線類型,如果沒有此式表示荷載從頭到尾是常數(shù)18;層流翼型:NACA7NACA6后來繼續(xù)發(fā)展了不同厚度的翼型族,記法非常復(fù)雜暫無詳細(xì)資料)NACA7,下翼面的層流段較上翼面的可能長些。俯仰力矩小,設(shè)計的升力系數(shù)較大表示法,NACA 747A315第一個數(shù)字7系列第二三個數(shù)字是上下翼面從前緣起有利的壓強分布的長度順壓梯度)最后三個數(shù)字與6系列相同A為不同中弧線的系列標(biāo)志19;層流翼型詳細(xì)資料見NACA Rept.824翼型是機翼的基礎(chǔ),新型翼型的研究方向包括:平頂式翼型尖峰式翼型超臨界翼型亞臨界翼型。20;翼型的低速繞流圖案一個二維翼型在原為靜止的無限氣體里突然運動起來,最初的暫短時
9、間內(nèi)的流型起動渦和附著渦21;翼型的低速繞流圖案起動后翼型勻速前進(jìn),從翼型上看流動是一種定常流動,繞翼型的環(huán)量不變,整個流型也不變翼型攻角為正時,駐點在下翼面,距離前緣不遠(yuǎn)。攻角越小,距離前緣越近。22;翼型的低速繞流圖案流經(jīng)駐點的流線把來流分成兩部分:上翼面和下翼面下翼面流動特點速度變化壓強變化上翼面流動特點速度變化壓強變化23NACA2412,7度攻角;翼型的氣動力特征翼型所受的力是上下表面作用的分布力之和表面力有兩種:法向力壓力切向力摩擦力定義:與遠(yuǎn)方來流相垂直的合力稱為升力;與遠(yuǎn)方來流相一致的合力稱為阻力升力系數(shù)和阻力系數(shù):24;翼型的氣動力特征航空計算中坐標(biāo)系的基本約定國標(biāo))25;翼
10、型的氣動力特征關(guān)于升力的討論:對于升力,完全是法向力合成的,切向力有沒有份?只要翼面在y軸上有投影面積,切向力乘以這個面積就是一個y向的力,正攻角下,切向力大多指向-y,即摩擦力應(yīng)該提供一部分負(fù)升力,但摩擦力比壓力小很多,且攻角不大時翼型在y軸投影面積很小,一般忽略摩擦力對升力的影響風(fēng)洞實驗中,天平測得的升力包含這一部分摩擦力引起的升力26;翼型的氣動力特征關(guān)于阻力的討論:如果氣流沒有分離,法向力在x方向上應(yīng)該彼此對消符合達(dá)朗貝爾佯謬)由于粘性作用,多少會有些分離,那么一部分阻力來自于法向力在實際流動中一旦發(fā)生分離,氣流不再繼續(xù)減速,壓強也不繼續(xù)回升,分離后的壓強基本等于分離點的壓強分離越早,
11、分離區(qū)的壓強越低,這就減小了翼型上應(yīng)有的推進(jìn)壓力,這樣產(chǎn)生的阻力叫做壓差阻力壓差阻力在總阻力中占的比重隨股價增大而增大,在最小阻力的攻角下,總阻力中壓差阻力所占的比重很小。攻角加大,總阻力上升,先是緩慢上升,后來急劇上升。增大部分主要來自于壓差阻力。27;翼型的氣動力特征升力的確定:來自于作用在上下翼面的壓力。把每一小塊翼面上的壓力投影到來流的垂直面上,合成就是升力升力的分布:作上下翼面的壓力分布曲線圖注意習(xí)慣畫法)28上下翼面的壓強曲線之間的距離代表產(chǎn)生升力的有效壓強,整個翼型的升力系數(shù):;翼型的氣動力特征壓力中心翼面的分布壓力合成升力,這個合力和翼弦的交點稱為壓力中心壓力中心的位置與一名上
12、壓力分布的情況有關(guān):攻角增大未分離),上翼面吸力和下一秒的壓力都增加,壓力中心前移氣動中心一個平面力系可以合成作用在某個指定點的一個力和一個力矩俯仰力矩,力矩的作用點稱為氣動中心或焦點。氣動中心的取法:等效攻角不管大小,每次都把力系對此點取矩,得到的俯仰力矩一樣大);平均在25%弦長處攻角增大,升力增大,壓力中心前移,壓力中心至氣動中心的距離縮短,力乘力臂可以保持不變29;翼型的氣動力特征氣動中心的理論位置:對于薄翼,1/4弦長位置,實驗數(shù)據(jù)略有出入對于普通翼型:0.230.24對于層流翼型:0.260.27俯仰力矩系數(shù):留意:對z軸取矩30;翼型的氣動力特征翼型的氣動特性的曲線表示:以攻角為
13、自變量的曲線有三條:升力系數(shù)隨攻角阻力系數(shù)隨攻角俯仰力矩系數(shù)隨攻角以升力系數(shù)為自變量的曲線有兩條:阻力系數(shù)隨升力系數(shù)極曲線俯仰力矩系數(shù)隨升力系數(shù)31;翼型的氣動力特征:NACA23012 Re=6million32;翼型的氣動力特征:NACA631-212 Re=6million33;翼型的氣動力特征關(guān)于曲線的說明:升力系數(shù)隨攻角曲線在一定范圍內(nèi)是直線,斜率為理論上薄翼的斜率等于2*1/弧度,約為0.10965*1/度,實驗值略小,其原因在于氣流的粘性;34;翼型的氣動力特征有正攻角時上下翼面的的邊界層位移厚度不一樣,其效果等于改變翼型的中弧線和后緣位置,從而改小了有效的攻角。這個斜率很重要,
14、飛機設(shè)計中往往按照攻角計算升力35;翼型的氣動力特征有彎度翼型的曲線特征:36;翼型的氣動力特征失速失速的出現(xiàn)是因為翼型上表面的氣流有了明顯的分離,粘性在其中起著重要的作用。與粘性有關(guān)即與Re有關(guān),一般Re越大,失速發(fā)生越遲,最大升力系數(shù)也越大。翼型光潔度影響也很大37;翼型的氣動力特征俯仰力矩曲線:失速攻角前基本為直線實際氣動中心和25%弦長位置38;翼型的氣動力特征阻力曲線最小阻力系數(shù)層流翼型的困難39;薄翼理論近現(xiàn)代低速飛機的機翼一般滿足薄翼的幾何條件,所謂薄翼是指弦向長度遠(yuǎn)大于厚度一般大于10:1)根據(jù)薄翼的特征和流體基本假設(shè),提出薄翼理論,可以獲得很多定性和具有指導(dǎo)意義的結(jié)論40;薄
15、翼理論薄翼理論的基本假設(shè):來流是位勢流動飛行攻角較?。?416之間,失速之前,假設(shè)為無分離流動)翼型很薄彎度不大 厚度和彎度可以分開考慮各自與主要氣動參數(shù)的關(guān)系)小擾動假設(shè)擾動速度也滿足拉普拉斯方程,存在擾動速度位勢 41;薄翼理論薄翼理論的求解思路:分離出翼型厚度,只考慮彎度和來流攻角的影響建立擾動速度位勢方程和翼型邊界條件翼型邊界條件是理論的核心,只考慮翼型中弧線的幾何形狀,氣動參數(shù)僅與中弧線幾何形狀有關(guān)具體操作:用渦層代替中弧線類似前面講過的鱗片布源法),渦強度由翼型物面流線條件決定確定渦強分布后,即可求得翼型總的環(huán)量,升力、升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)等。42;薄翼理論薄翼理論示意圖坐標(biāo)設(shè)置
16、擾動速度位勢物面流線彎度與厚度的分離渦層的假設(shè)中弧線、弦線、對稱翼型、彎度43;薄翼理論薄翼理論的推導(dǎo)待定的渦強分布滿足的條件邊界條件誘導(dǎo)速度渦強分布滿足的方程積分微分方程的解法求解比較繁瑣)44;薄翼理論的氣動力公式總環(huán)量升力升力系數(shù)俯仰力矩力矩系數(shù)45;薄翼理論的氣動力公式氣動力公式使用中弧線參數(shù)描述中弧線參數(shù)及其表達(dá)式升力和升力系數(shù)氣動中心的分析剩余力矩46;薄翼理論的氣動力公式阻力壓力產(chǎn)生的阻力,來流方向的力)渦段法向力在來流方向的投影總的阻力 前緣吸力47;薄翼理論:實例直勻流以某個攻角流過一個平板,求氣動力參數(shù)48;薄翼理論:實例幾何攻角為0的直勻流流過一個拋物線形彎板翼型,求氣動力參數(shù)49;層流翼型的設(shè)計層流翼型的設(shè)計的前提是翼型的厚度不太大,彎度很小,工作攻角也不大;翼型對流動產(chǎn)生的擾動微??;翼型的厚度、彎度和攻角的作用可以分開處理;層流翼型的彎度用薄翼理論極限設(shè)計即中弧線用薄翼理論計算);攻角作用在薄翼理論中就是一塊平板有攻角時的載荷;50;層流翼型的設(shè)計基于上述假設(shè)算出的整個翼型的升力和實際情況差不多,但前緣附近存在無限大速度這樣的偽物理現(xiàn)象;厚
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