空氣動力學第二章第二部分

空氣動力學第二章第二部分一、大展弦比直機翼得低速繞流圖畫正升力時繞流一、大展弦比直機翼得低速繞流圖畫正升力時繞流繞流特點(翼端效應):①翼型得高壓從翼梢向上翻,使下翼面流線向外傾,上翼面流線向內(nèi)傾;②在后緣偏斜得氣流匯合,壓強相同,展向分速相反,形成漩渦面;③漩渦相互誘導,順下游方向向上卷起,形成兩個方向相反得渦線,渦線環(huán)量強度相等,稱為尾渦面或自由渦面。思考:負升力時繞流圖畫？一、大展弦比直機翼得低速繞流圖畫(續(xù))

定性分析升力(環(huán)量)特點:①環(huán)量沿展向變化:翼端處,上下壓力差為零,;中間剖面最大,。②后緣自由渦面,會引起向下誘導速度。二、升力線理論—

氣動模型假設:①,大展弦比機翼;②機翼每個剖面弦線連線垂直于來流。附著渦面自由渦面直勻流氣動模型馬蹄渦二、升力線理論—

氣動模型假設:①,大展弦比機翼;②機翼每個剖面弦線連線垂直于來流。附著渦面自由渦面直勻流氣動模型馬蹄渦二、升力線理論—

誘導速度微段上渦強為:對任一點z處得下洗速度為:二、升力線理論—

誘導速度(續(xù))Z剖面處速度發(fā)生改變,有效速度出現(xiàn)下洗角:改變了實際迎角,有效迎角為二、升力線理論—

升力剖面假設:各剖面展向速度分量以及流動參數(shù)沿展向得變化比其她方向小得多,剖面流動為二維。庫塔－儒可夫斯基定理二、升力線理論—

誘導阻力誘導阻力:有限翼展機翼三維效應自由渦有效迎角減小大家有疑問的，可以詢問和交流可以互相討論下，但要小聲點二、升力線理論—

確定環(huán)量無限翼展機翼升力系數(shù):有限翼展機翼剖面升力系數(shù):機翼單位展長翼段升力可表示為:普朗特有限翼展機翼環(huán)量分布得積分微分方程二、升力線理論—

橢圓環(huán)量分布無扭轉(zhuǎn)機翼(誘導速度)升力分布為橢圓二、升力線理論—

橢圓環(huán)量分布無扭轉(zhuǎn)機翼(機翼形狀)無扭轉(zhuǎn)機翼為常值二、升力線理論—

橢圓環(huán)量分布無扭轉(zhuǎn)機翼(氣動特性)升力特性:機翼剖面升力系數(shù):二、升力線理論—

橢圓環(huán)量分布無扭轉(zhuǎn)機翼(續(xù))機翼升力系數(shù):機翼誘導阻力系數(shù):橢圓機翼氣動特性:①;與成正比,與成反比。力矩特性？二、升力線理論—

橢圓環(huán)量分布無扭轉(zhuǎn)機翼(續(xù))二、升力線理論—

橢圓環(huán)量分布無扭轉(zhuǎn)機翼(續(xù))二、升力線理論—

非橢圓機翼氣動力特性機翼升力系數(shù):機翼誘導阻力系數(shù):二、升力線理論—

非橢圓機翼氣動力特性二、升力線理論—

非橢圓機翼氣動力特性(續(xù))兩個不同展弦比機翼:(1)翼剖面形狀幾何相似;(2)兩機翼無空氣動力扭轉(zhuǎn);(3)翼剖面升力線斜率相等。有限翼展機翼得等換公式:二、升力線理論—

非橢圓機翼氣動力特性(續(xù))二、升力線理論—

失速特性失速特性二、升力線理論—

失速特性失速特性橢圓機翼矩形機翼一起失速翼根先失速梯形機翼翼尖先失速①幾何扭轉(zhuǎn)②前緣縫隙三、升力面理論①未考慮粘性影響,不能應用于大攻角;升力線理論升力面理論②不能應用于后掠(前掠)梯形翼;③不能應用于小展弦比機翼。機翼中弧面上連續(xù)布置基元漩渦形成與機翼形狀相同得漩渦面三、升力面理論－渦格法①理想流體;假設:步驟:②將機翼視為平板翼。⑦由庫塔儒氏定理求升力。①將機翼沿展向、弦向劃分為若干網(wǎng)格;②在各網(wǎng)格1/4弦線處放置一馬蹄渦;③網(wǎng)格控制點取在3/4弦線中點處;④計算馬蹄渦對控制點得誘導速度;⑤代入機翼表面氣流與機翼表面相切邊界條件;⑥求解網(wǎng)格處得渦強度;三、升力面理論－渦格法(續(xù))⑦由庫塔如儒氏定理求升力。④計算馬蹄渦對控制點得誘導速度⑥求解網(wǎng)格處得渦量如圖兩薄翼,在1km高度以100m/s速度飛行,攻角為2度,試用渦格法計算此時得升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)及焦點位置四、后掠翼低速氣動特性－無限翼展斜置翼低速繞流無限翼展斜置翼低速繞流呈S型四、后掠翼低速氣動特性－后掠翼流動特點翼根前段:流管粗,擴張,,;翼根后段:流管變細,后移;翼尖前段:流管變細,前移。翼尖后段:流管變粗,。翼根效應:翼根剖面最小壓強點后移,升力貢獻下降;翼尖效應:翼尖剖面最小壓強點前移升力增加。翼尖先失速四、后掠翼低速氣動特性－后掠翼氣動特性后掠翼升力系數(shù)變小;升力系數(shù)最大值移向梢部;大展弦比后掠損失更大;局部焦點位置發(fā)生變化。四、后掠翼低速氣動特性－后掠翼失速特性及改善上翼面翼尖區(qū)壓強低,氣流展向流動使翼尖區(qū)域附面層變厚。翼根、翼尖效應使得翼尖剖面處得升力變大;改善措施翼尖先失速減小翼尖區(qū)域迎角:①翼尖采用失速迎角較大翼型;②采用幾何扭轉(zhuǎn);③適當減小根梢比;減小翼尖區(qū)域附面層厚度:①上表面安裝翼刀;②翼尖區(qū)安裝渦流發(fā)生器;③采用前緣鋸齒或前緣缺口。新型設計XF10F-1(b)F-111變后掠角機翼飛行器

五、機翼亞音速氣動特性－升力及力矩特性戈泰特法則推廣到三維兩種翼組合數(shù)相同,則相同。五、機翼亞音速氣動特性－升力及力矩特性五、機翼亞音速氣動特性－升力及力矩特性五、機翼亞音速氣動特性－阻力特性阻力構(gòu)成:五、機翼亞音速氣動特性－阻力特性阻力構(gòu)成:§2－7機翼得超音速氣動特性

一、主要概念回顧前、后馬赫錐前緣:機翼與來流方向平行直線段首先相交得邊界;后緣:第二次相交得邊界;側(cè)緣:與來流平行得邊界;依賴區(qū)影響區(qū)來流馬赫角前馬赫錐后馬赫錐一、主要概念回顧(續(xù))超(亞)音速前(后)緣亞音速前(后)緣超音速前(后)緣一、主要概念回顧(續(xù))二維區(qū):每一點依賴區(qū)只包含單一前緣影響三維區(qū):每一點依賴區(qū)包含兩個或以上翼緣影響一、主要概念回顧(繞流圖畫)二、錐形流法－錐形流場錐形流場:從某點發(fā)出得射線上流動參數(shù)均保持為常數(shù)得流場。二、錐形流法－基本解應用思路:將三維速勢方程應用錐形流場性質(zhì),化簡為二維速勢進行求解。二、錐形流法－基本解應用二、錐形流法－基本解應用二、錐形流法－基本解應用二、錐形流法－典型平面形狀平板翼壓強系數(shù)亞音速前緣三角平板翼Ⅰ二、錐形流法－典型平面形狀平板翼壓強系數(shù)超音速前緣三角平板翼ⅡⅢ二、錐形流法－典型平面形狀平板翼壓強系數(shù)超音速前緣三角平板翼升力系數(shù)二、錐形流法－典型平面形狀平板翼壓強系數(shù)超音速前后緣后掠平板機翼二、錐形流法－典型平面形狀平板翼壓強系數(shù)矩形平板機翼二、錐形流法－消舉法大意任意形狀機翼三、源匯法有厚度得超音速機翼假設:1、機翼屬薄翼;

2、飛行迎角不大;

3、理想流體;

4、小擾動理論成立,等熵無旋;超音速線化位流方程定常等熵可壓流中得線化基本解就是點源表明處單位強度擾源對流場任意點得擾動速度位三、源匯法(續(xù))由超音速流特性可知③當分母小于零時無意義;①當分母大于零時,解有意義,擾動影響在后馬赫錐內(nèi);②當分母等于零時得到錐面方程,前后馬赫錐;④超音速位流方程點源解比亞音速位流方程得點源解大1倍。三、源匯法－－布源在平面得機翼區(qū)域內(nèi)分布超音速源(匯)代替機翼厚度效應①機翼厚度在零迎角時對流場擾動上下對稱;②分布在平面上得超音速源(匯)對流場擾動也就是上下對稱;一定厚度分布得機翼強度一定得源(匯)分布在機翼平面上得微元面積上,源強為

點源對上半空間任一點得擾動速度位:該點總得擾動速度位(前馬赫錐機翼部分):三、源匯法－－源分布強度得確定微元面積上得源對點處得y向擾動速度分量①若在平面得外包含點前馬赫錐與平面內(nèi)得交集,對有貢獻②若在平面得內(nèi)有極值③若在平面外附近,在平面內(nèi)得投影落在內(nèi)在微元面積上能夠影響點得區(qū)域就是包含在點得前馬赫錐中得區(qū)域,前馬赫錐與平面得交集就是雙曲線三、源匯法－－源分布強度得確定(續(xù))雙曲線在機翼上所圍成得區(qū)域內(nèi)擾動源對得有貢獻,則需先確定得交線方程:聯(lián)立解區(qū)域內(nèi)擾動源對得擾動速度位為三、源匯法－－源分布強度得確定(續(xù))求積分根據(jù)幾何關系三、源匯法－－源分布強度得確定(續(xù))點得與無關引入邊界條件:機翼表面流線與機翼表面相切三、源匯法－－應用把一個有迎角有彎度有厚度得超音速機翼得擾動位勢分解成厚度問題和升力問題(迎角、彎度)得擾動速度得和①厚度問題三、源匯法－－應用②升力問題(彎度＋迎角)僅對前后緣為超音速緣進行討論假設翼面對稱構(gòu)成厚度問題,近似代表翼表面斜率若為平板翼三、源匯法－－基本解楔形剖面三角翼,傾斜角為常數(shù)零迎角下得基本解ⅠⅡⅢ四、機翼超音速氣動特性估算超音速組合參數(shù)四、機翼超音速氣動特性估算－升力特性特點:①②③矩形翼:三角翼,亞音速前緣:三角翼,超音速前緣:四、機翼超音速氣動特性估算－阻力特性零升波阻計算:任意機翼剖面可用菱形機翼求四、機翼超音速氣動特性估算－阻力特性誘導阻力計算:超音速前緣:亞音速前緣:四、機翼超音速氣動特性估算－壓心特點:①翼尖三維區(qū)不變,二維區(qū)增大,后移;受力面積隨后掠角增大而后移;②三維區(qū)損失所占相對面積增大;③§2－8機翼得跨音速氣動特性

一、機翼臨界馬赫數(shù)1、翼型厚度有關§2－8機翼得跨音速氣動特性

一、機翼臨界馬赫數(shù)2、,上下表面影響越大;§2－8機翼得跨音速氣動特性

一、機翼臨界馬赫數(shù)3、垂直于機翼前緣分量越小;二、跨音速氣動特性1、跨音速階段氣動特性隨變化劇烈