飞机空气动力学6

1、2021/8/141飞机空气动力学飞机空气动力学 授课人授课人: :飞行器工程学院飞行器工程学院 史卫成史卫成2021/8/142第第10章章 超声速机翼的气动特性超声速机翼的气动特性 飞机空气动力学飞机空气动力学10.1 引言引言 10.2 超声速机翼的绕流图画超声速机翼的绕流图画10.3 基本方程及边界条件基本方程及边界条件 10.4 求解方法求解方法10.5 气动干扰气动干扰 10.6 超声速流中全机外形的气动分析简介超声速流中全机外形的气动分析简介 重点：重点：求解方法求解方法 难点：难点：气动干扰气动干扰32021/8/14超音速流场内从任一点超音速流场内从任一点P P 作两个与来流

2、平行的马赫锥，作两个与来流平行的马赫锥，P P 点上游点上游的称为的称为前马赫锥前马赫锥，下游的称为，下游的称为后马赫锥后马赫锥，如图：，如图：马赫锥的半顶角为马赫角：马赫锥的半顶角为马赫角：前马赫锥所围区域称为前马赫锥所围区域称为P P点的依赖区点的依赖区，在该马赫锥内所有扰源都能对在该马赫锥内所有扰源都能对P P产生影响。产生影响。1M1121Mtg10.1 引言引言后马赫锥所围区域称为后马赫锥所围区域称为P P点的影响区点的影响区或作用区，或作用区，在该马赫锥内所有空间点都会受到在该马赫锥内所有空间点都会受到 P P 扰动的影响。扰动的影响。P点的点的依赖区依赖区P点的点的影响区影响区第

3、第1010章章 超声速机翼的气动特性超声速机翼的气动特性42021/8/14例如平板后掠翼上一点例如平板后掠翼上一点 P P（x,0,zx,0,z）仅受位于上游前马赫线仅受位于上游前马赫线内机翼部分的影响，当内机翼部分的影响，当P P点位于机翼上方时点位于机翼上方时P P（x,y,zx,y,z）, ,其其依赖区是空间马赫锥与机翼表面的交线范围区域。依赖区是空间马赫锥与机翼表面的交线范围区域。薄机翼超音速薄机翼超音速10.1 10.1 引言引言52021/8/14前缘、后缘和侧缘前缘、后缘和侧缘 超音速机翼超音速机翼不同边界不同边界对对机翼绕流机翼绕流性质有很大影响，从而影响机翼性质有很大影响，

4、从而影响机翼的的气动特性气动特性，因此必须将机翼的边界划分为，因此必须将机翼的边界划分为前缘、后缘和侧缘前缘、后缘和侧缘。 机翼与来流方向平行的直线首先相交的边界为机翼与来流方向平行的直线首先相交的边界为前缘前缘，第二次，第二次相交的边界为相交的边界为后缘后缘，与来流平行的机翼边界为，与来流平行的机翼边界为侧缘侧缘。是否。是否前缘、前缘、后缘或侧缘后缘或侧缘自然还与自然还与来流与机翼的相对方向来流与机翼的相对方向有关。有关。10.1 10.1 引言引言62021/8/14如果来流相对与前（后）缘的法向分速小于音速如果来流相对与前（后）缘的法向分速小于音速( (M Mnn111，则称该前（后），

5、则称该前（后）缘为缘为超音速前（后）缘超音速前（后）缘；如果；如果 M Mnn=1 =1 则称为则称为音速前（后）缘音速前（后）缘。超音速前缘和亚音速前缘的几何关系见下图，当来流马赫线位于超音速前缘和亚音速前缘的几何关系见下图，当来流马赫线位于前缘之后即为超音速前缘，之后为亚音速前缘：前缘之后即为超音速前缘，之后为亚音速前缘：前缘、后缘和侧缘前缘、后缘和侧缘 10.1 10.1 引言引言72021/8/14根据几何关系引入参数根据几何关系引入参数 m m 表示前缘半角与前缘马赫角的比较：表示前缘半角与前缘马赫角的比较：tgMtgtgm1)2(2令令 则：则：tgKMB, 12KBm 综上，可用

6、如下三法判断是否超音速前（后）缘：综上，可用如下三法判断是否超音速前（后）缘： M Mnn1 1 或或 V Vnn a a 几何上马赫线位于前（后）缘之后几何上马赫线位于前（后）缘之后1.1. m1m1 （取（取“=” =” 号和号和 “ “” 2,无重叠无重叠A1, 重叠区超出重叠区超出二维流理二维流理论适用论适用二维理论和锥型流二维理论和锥型流理论都不适用理论都不适用锥型流理锥型流理论适用论适用10.4 10.4 求解方法求解方法202021/8/14矩形平板机翼上的气动特性矩形平板机翼上的气动特性BdtbdSBtbSBtgxzBtbbtgS22,222)11 (4411BBSSBCy翼尖

7、马赫线内的三维区域翼尖马赫线内的三维区域, ,其其锥形流的压强分布锥形流的压强分布: :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数对前缘产生的俯仰力矩系数矩形平板翼的升力系数对前缘产生的俯仰力矩系数: :Ma 1zxozdt=0t+dtdsBlSA)21 (cos21tBClup)321 (2)2(2211BBSSmSS

8、mmzzzBCBCyy2,421)2132(21BBxF矩形平板机翼上的气动特性矩形平板机翼上的气动特性10.4 10.4 求解方法求解方法222021/8/14矩形机翼的锥型流结果矩形机翼的锥型流结果,24DC平板翼型平板翼型 平板机翼平板机翼 有限厚度翼型有限厚度翼型 有限厚度机翼有限厚度机翼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当当MaMa

9、1 1及翼型给定时及翼型给定时, ,减小展弦比可使升致阻力系数减小展弦比可使升致阻力系数, ,升力系升力系数和俯仰力矩系数减小数和俯仰力矩系数减小; ;压力中心随展弦比的减小而前移压力中心随展弦比的减小而前移; ;相对厚度增大时相对厚度增大时, ,有限翼展机翼的升力系数及阻力系数略增大有限翼展机翼的升力系数及阻力系数略增大, ,但对前缘的力矩系数则减小但对前缘的力矩系数则减小; ;压力中心随相对厚度增大而前移压力中心随相对厚度增大而前移; ;横截面积相同的翼型横截面积相同的翼型, ,其压力中心位置相同其压力中心位置相同; ;横截面形状给定时横截面形状给定时, ,厚度阻力必随相对厚度的平方而改变

10、厚度阻力必随相对厚度的平方而改变; ;相对厚度给定时相对厚度给定时, ,最大厚度位于中弦点的对称翼型的阻力最小最大厚度位于中弦点的对称翼型的阻力最小. .10.4 10.4 求解方法求解方法232021/8/142. 后掠机翼后掠机翼后掠到马赫锥内的前缘是亚声速前缘后掠到马赫锥内的前缘是亚声速前缘: :对机翼的绕流类似对机翼的绕流类似于亚声速流于亚声速流. .处理方法处理方法: :马蹄涡系马蹄涡系(6(6章章),),小扰动理论小扰动理论(8(8章章).).后掠翼的缺点后掠翼的缺点: :升力线斜率减小升力线斜率减小, ,升致阻力增大升致阻力增大, ,翼尖失速翼尖失速问题比较严重问题比较严重, ,

11、增升装置效能低增升装置效能低. .Ma 1aaCpx亚声速后缘亚声速后缘截面截面aa亚声速前缘亚声速前缘10.4 10.4 求解方法求解方法242021/8/14后掠翼上的锥型流区及二维流区后掠翼上的锥型流区及二维流区机翼前后缘都是超声速机翼前后缘都是超声速; ;处理方法处理方法: :后掠翼的翼尖和中心部分可用锥型流法后掠翼的翼尖和中心部分可用锥型流法; ;机翼的其余部分可用二维薄翼理论机翼的其余部分可用二维薄翼理论. .Ma 1阴影区阴影区:可用锥型可用锥型流理论进行分析流理论进行分析.非阴影区非阴影区:可用二可用二维理论进行分析维理论进行分析.阴影区阴影区:可用锥型可用锥型流理论进行分析流

12、理论进行分析.10.4 10.4 求解方法求解方法252021/8/14二维流区和三维流区二维流区和三维流区 在超音速三维机翼中仅受单一前缘影响的区域称为在超音速三维机翼中仅受单一前缘影响的区域称为二维流区二维流区（每（每点的依赖区只包含一个前缘），如下图中阴影部分所示。其余非点的依赖区只包含一个前缘），如下图中阴影部分所示。其余非阴影部分为阴影部分为三维流区三维流区，其影响区包含两个前缘（或一前缘一侧缘，其影响区包含两个前缘（或一前缘一侧缘或还含后缘）。或还含后缘）。10.4 10.4 求解方法求解方法262021/8/14在在二维流二维流区中，可将机翼看成为一区中，可将机翼看成为一无限翼展

13、直机翼无限翼展直机翼或或无限翼展无限翼展斜机翼斜机翼，其特点是，其特点是流动参数仅与垂直于前缘的法向翼型有关而流动参数仅与垂直于前缘的法向翼型有关而与机翼平面形状无关。与机翼平面形状无关。对于平板机翼，其中二维流区上下表面对于平板机翼，其中二维流区上下表面的压强系数为：的压强系数为：1coscos222MCulp利用利用 的关系进行变换，可得：的关系进行变换，可得：KBm122mBmCulp在在三维三维区流动区流动参数与翼型和机翼平面形状参数与翼型和机翼平面形状都有关。都有关。二维流区和三维流区二维流区和三维流区 10.4 10.4 求解方法求解方法272021/8/14超音速流中任一扰源发出

14、的扰动只能对它后超音速流中任一扰源发出的扰动只能对它后马赫锥内的流场马赫锥内的流场产产生影响，所以对于生影响，所以对于有限翼展有限翼展机翼的超音速绕流，机翼上某些部机翼的超音速绕流，机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响，下图两种机翼的的影响，下图两种机翼的ABCDABCD区域。区域。无限翼展斜置翼的超音速气动特性无限翼展斜置翼的超音速气动特性有限翼展机翼有限翼展机翼ABCDABCD区域可看成无限翼展机翼的一部分，区域可看成无限翼展机翼的一部分，左图左图ABCDABCD区域的气动特性取决于其翼型的气动特性，区域的气动特性取决于其翼型的气动特性，右图则取决于无限翼展斜

15、置薄翼的超音速气动特性。右图则取决于无限翼展斜置薄翼的超音速气动特性。10.4 10.4 求解方法求解方法282021/8/14绕流展弦比为无限大的后掠机翼绕流展弦比为无限大的后掠机翼 ccos tbBcAAB截面截面BBDcosbcosc cosMacoscosDMasincosMacosMacoscosMacos与飞行方向平行的平面与飞行方向平行的平面MaMaeMasinMasinetc截面截面AA自由流自由流Ma数分量数分量:与前缘相切分量不受机翼影响与前缘相切分量不受机翼影响.等价等价自由流自由流Mae数数: :与前缘垂直自由流与前缘垂直自由流Ma数分量数分量.处理方法处理方法: :二

16、维理论二维理论(9(9章的线化理论和布泽曼理论章的线化理论和布泽曼理论).).与垂直于前缘的平面与垂直于前缘的平面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对厚度相对厚度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线化理论范围升力和波阻线化理论范围升力和波阻)2(14222leueeedaMaC142MaaCeel15dlCC /dlCC /dlCC /ClClClMa=1.5时的升阻比时的升阻比Ma=2.0时的升阻比时的升阻比Ma=4.0时的升阻比时的升阻比0.640.640.6406000453015604530后掠使机翼性能后掠使机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有限翼展薄机翼的超音速绕流特性有限翼展薄机翼的超音速绕流特性有限翼展薄机翼有限翼展薄机翼超音速绕流特性与其

18、超音速绕流特性与其前后缘性质前后缘性质有很大关系有很大关系，后掠机翼随来流马赫数不同可是亚音速前（后）缘，亚音，后掠机翼随来流马赫数不同可是亚音速前（后）缘，亚音速前缘超音速后缘或超音速前（后）缘：速前缘超音速后缘或超音速前（后）缘：以以平板后掠翼平板后掠翼为例，亚音速前缘时，为例，亚音速前缘时，上下翼面的绕流要通过前缘产生相互上下翼面的绕流要通过前缘产生相互影响，结果垂直于前缘的截面在前缘影响，结果垂直于前缘的截面在前缘显示出亚音速绕流特性（右图显示出亚音速绕流特性（右图a a）。）。10.4 10.4 求解方法求解方法322021/8/14有限翼展薄机翼的超音速绕流特性有限翼展薄机翼的超音

19、速绕流特性如果是如果是亚音速后缘亚音速后缘，则垂直于后缘的，则垂直于后缘的截截面面在后缘也要显示出在后缘也要显示出亚音速绕流特性亚音速绕流特性：流动沿平板光滑离开以满足流动沿平板光滑离开以满足后缘条件后缘条件（右图右图b b）。）。如果是如果是超音速前、后缘超音速前、后缘，则上下表面，则上下表面互不影响互不影响，垂直于前、后缘的截面显，垂直于前、后缘的截面显示出示出二维超音速二维超音速平板绕流特性：平板绕流特性：流动流动以马赫波以马赫波为扰动分界（右图为扰动分界（右图c c、d d）。）。10.4 10.4 求解方法求解方法332021/8/14pCpCpC 如图是垂直于前缘的截面上如图是垂直

20、于前缘的截面上压强分布。对于压强分布。对于亚音速前、后缘亚音速前、后缘，压强分布在前缘处趋于压强分布在前缘处趋于无限大无限大，后，后缘处缘处趋于零趋于零（图（图a a）；）； 亚音速前缘和超音速后缘时亚音速前缘和超音速后缘时，前缘处趋于无限大，后缘处趋于前缘处趋于无限大，后缘处趋于有有限值限值（图（图b b）; ; 超音速前缘和超音速后缘时超音速前缘和超音速后缘时，前，前后、缘处压强系数均为有限值（图后、缘处压强系数均为有限值（图c c）; ;有限翼展薄机翼的超音速绕流特性有限翼展薄机翼的超音速绕流特性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超声速前缘超声速前缘亚声速前缘亚声速前缘k=CCD D/C/CL2L22 2O前缘后掠角前缘后掠角三角翼三角翼箭形翼箭形翼箭形翼的优点箭形翼的优点: :在巡航时的波阻较低在巡航时的波阻较低; ;在亚声速时由于前缘吸力增大而升阻比较高在亚声速时由于前缘吸力增大而升阻比较高. .三角翼与箭形翼的诱导阻力对比三角翼与箭形翼的诱导阻力对比10.4 10.4 求解方法求解方法352021/8/144.4.三角形平板机翼压强系数三角形平板机翼压强系数上翼面三维流区内任一点的压强系数上翼面三维流区内任一点的压强系数: :其中其中 1sin21 1222212tmtmBmCuptgtgm)2

22、(xBzt/下翼面三维流区内任一点的压强系数下翼面三维流区内任一点的压强系数: :12MB1sin21 1222212tmtmBmClp10.4 10.4 求解方法求解方法362021/8/14亚声速前缘亚声速前缘 M1 1cccc截面截面Cpz当三角平板机翼的前缘为亚声速前当三角平板机翼的前缘为亚声速前缘时缘时, ,其前缘绕流特性和亚声速中其前缘绕流特性和亚声速中的性质相同的性质相同. .在垂直前缘的截面上在垂直前缘的截面上, ,在机翼前缘在机翼前缘处处, ,其压强系数趋于无穷大其压强系数趋于无穷大. .10.4 10.4 求解方法求解方法372021/8/14机翼三维流区载荷系数机翼三维流

23、区载荷系数1sin21 1422212tmtmBmCp三维流区的压强系数较三维流区的压强系数较二维流区的压强系数的二维流区的压强系数的降低量降低量: :22211sin2tmtzxoM1 1ooCp pCp p超声速前后缘三角形平板机翼压强系数超声速前后缘三角形平板机翼压强系数10.4 10.4 求解方法求解方法382021/8/14三角形平板机翼气动特性三角形平板机翼气动特性机翼马赫线外的二维流区的压强系数机翼马赫线外的二维流区的压强系数: :S S1 1为为马赫线外三角机翼的面积马赫线外三角机翼的面积; ;S S为机翼面积为机翼面积. .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翼面三维流区的压强系数翼面三维流区的压强系数: :ozxbt=1 t+dt1t=-1t=0tM1 1d部分积分得部分积分得: :111 422mmSBbmCy三角形平板机翼气动特性三角形平板机翼气动特性10.4 10.4 求解方法求解方法402021/8/14超声速前缘三角平板机翼的升力系数超声速前缘三角平板机翼的升力系数: :压力中心距机翼尖点在根弦的压力中心距机翼尖点在根弦的1/31/3处处

25、: :)(,44222BmbSBSBbmCy32Fxozxbt=1 t+dt1t=-1t=0tM1 1d三角形平板机翼气动特性三角形平板机翼气动特性10.4 10.4 求解方法求解方法412021/8/145.5.后掠翼上的压强分布后掠翼上的压强分布机翼可用二维薄翼理论机翼可用二维薄翼理论( (非阴影区非阴影区):):Ma 1ozxoFzA122mBmClup阴影区阴影区:可用锥型可用锥型流理论进行分析流理论进行分析.非阴影区非阴影区:可用二可用二维理论进行分析维理论进行分析.阴影区阴影区:可用锥型可用锥型流理论进行分析流理论进行分析.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锥型流法后掠翼的翼尖和中心部分可用锥型流法tmtmtg)1 ()1 (21应用锥形流理论较二维值压强的降低量为应用锥形流理论较二维值压强的降低量为: :锥形流坐标锥形流坐标: :xzBt侧缘三维流区的上侧缘三维流区的上, ,下表面压强系数下表面压强系数: :)1 ()1 (21 1212tmtmtgmBmClupccCp po10.4 10.4 求解方法求解方法432021/8/146.6.矩形平板机翼上的压强分布矩形平板机翼上的压强分布翼尖马赫线内的三维区域翼尖马赫线内的三维区域, ,其其锥形流的压强分布锥形流的压强分布: :Ma 1Cpoz)21 (cos21

27、tBClup翼尖三维翼尖三维区区,其压强其压强系数平均系数平均值为二维值为二维值的一半值的一半.非阴影区非阴影区:可用二可用二维理论进行分析维理论进行分析.10.4 10.4 求解方法求解方法442021/8/1410.5 超声速飞机的一些设计问题超声速飞机的一些设计问题绕大后掠机翼的主要分离流动类型绕大后掠机翼的主要分离流动类型: :来源于强吸力的前缘分离来源于强吸力的前缘分离; ;来源于展向流动的分离来源于展向流动的分离; ;翼内侧激波分离翼内侧激波分离; ;后缘激波分离后缘激波分离; ;后缘激波分离后缘激波分离展向流动的分离展向流动的分离前缘前缘分离分离前缘涡前缘涡翼内侧激波分离翼内侧激

28、波分离激波引起的分离激波引起的分离第第1010章章 超声速机翼的气动特性超声速机翼的气动特性452021/8/14分离的原因分离的原因前缘分离前缘分离: :在小迎角内在小迎角内对亚声速前缘的大后掠机翼对亚声速前缘的大后掠机翼, ,即使机翼的迎角较小即使机翼的迎角较小, ,由于由于值大值大, ,分母小分母小, ,分离也很容易发生分离也很容易发生; ;展向流动导致翼尖附近边界层增厚展向流动导致翼尖附近边界层增厚, ,易分离易分离; ;翼内侧激波分离取决于前缘附近的翼身连接处的几何形状翼内侧激波分离取决于前缘附近的翼身连接处的几何形状; ;后缘激波分离产生在超声速后缘后缘激波分离产生在超声速后缘,

29、,在后缘产生一道激波调整在后缘产生一道激波调整上翼面的压强回复到自由流状态上翼面的压强回复到自由流状态; ;costanarctane10.5 10.5 超声速飞机的一些设计问题超声速飞机的一些设计问题462021/8/14设计准则设计准则消除或缓和分离消除或缓和分离: :对前缘分离对前缘分离: :不用吸力压强超过不用吸力压强超过70%70%真空度方案真空度方案; ;对展向流动的分离对展向流动的分离: :翼尖处的迎角比机翼内侧剖面的迎角小翼尖处的迎角比机翼内侧剖面的迎角小; ;翼内侧激波分离翼内侧激波分离: :采用机身光顺采用机身光顺, ,使内侧激波的压强增量小于使内侧激波的压强增量小于50%

30、;50%;后缘激波分离后缘激波分离: :控制后缘激波的压强比小于控制后缘激波的压强比小于1+0.3Ma1+0.3Ma1 12 2. .10.5 10.5 超声速飞机的一些设计问题超声速飞机的一些设计问题472021/8/1410.6 气动干扰气动干扰 10.6. .1. 综述综述干扰力干扰力: :组合体的流场和组合体组合体的流场和组合体各部件所承受的空气动力各部件所承受的空气动力, ,由于由于各部件间的相互干扰作用各部件间的相互干扰作用, ,与单与单独部件的气动力不同的力独部件的气动力不同的力. .无干扰无干扰干扰流场干扰流场: :单独部件的流场叠加单独部件的流场叠加某一流场而得到组合体的流场

31、某一流场而得到组合体的流场, ,此某一流场为干扰流场此某一流场为干扰流场. .有干扰有干扰第第1010章章 超声速机翼的气动特性超声速机翼的气动特性482021/8/14机翼机翼-机身机身-尾翼组合体尾翼组合体 机翼对机身位置机翼对机身位置: :机翼根弦平面相对机身体轴的水平位置机翼根弦平面相对机身体轴的水平位置, ,分为中单翼上单翼下单翼上中单翼和下中单翼分为中单翼上单翼下单翼上中单翼和下中单翼. .尾翼对机身位置尾翼对机身位置: :水平尾翼水平尾翼根弦根弦平面相对机身体轴的水平位置平面相对机身体轴的水平位置, ,可安装在垂直尾翼上可安装在垂直尾翼上. .中单翼中单翼上单翼上单翼下单翼下单翼

32、上中单翼上中单翼下中单翼下中单翼水平尾翼高水平尾翼高机身体轴机身体轴水平面水平面机身体轴机身体轴水平面水平面10.6 10.6 气动干扰气动干扰492021/8/14机翼安装角机翼安装角: :机翼根弦与机身轴线间的夹角机翼根弦与机身轴线间的夹角翼翼. .机翼机翼-机身机身-尾翼组合体示意图尾翼组合体示意图机身体轴机身体轴水平尾翼安装角水平尾翼安装角: :水平尾翼根弦与机身轴线间的夹角水平尾翼根弦与机身轴线间的夹角尾尾. .翼翼根弦根弦机身机身尾翼尾翼尾尾L尾尾机翼机翼-机身机身-尾翼组合体尾翼组合体 10.6 10.6 气动干扰气动干扰502021/8/14气动干扰气动干扰气动干扰气动干扰:

33、:全机的气动载荷与各个单独部件载荷之差全机的气动载荷与各个单独部件载荷之差. .+-截面截面AAAA机翼机翼-机身干扰机身干扰MaCp为负为负Cp为正为正Cp为负为负Cp为正为正两种干扰效应两种干扰效应: :机翼对机身机翼对机身; ;机身对机翼机身对机翼. .机翼机翼- -机身干扰机身干扰: :对超声速流对超声速流, ,上下翼面前后缘马赫锥内压强上下翼面前后缘马赫锥内压强差在机身产生一个净升力和波阻力差在机身产生一个净升力和波阻力. .10.6 10.6 气动干扰气动干扰512021/8/14机身机身-机翼组合体干扰机翼组合体干扰有迎角的机身影响有迎角的机身影响: :围绕机身的侧面产生上洗围绕

34、机身的侧面产生上洗, ,使机翼的使机翼的有效迎角增大有效迎角增大. .使机翼升力增大的外形使机翼升力增大的外形机翼机翼-机身干扰机身干扰Ma机翼机翼- -机身组合效应机身组合效应: :机翼产生没有翼尖效应的二维升力机翼产生没有翼尖效应的二维升力. .机身的干扰效应使机翼升力增大机身的干扰效应使机翼升力增大25%.25%.cccMa=1.4当机身有迎角时对机当机身有迎角时对机翼绕流的上洗效应翼绕流的上洗效应10.6 10.6 气动干扰气动干扰522021/8/14处理干扰的方法处理干扰的方法以小扰动理论为基础以小扰动理论为基础: :主控方程主控方程: :边界条件边界条件: :要满足气流与物面相切

35、要满足气流与物面相切; ;尖后缘处的库塔条件尖后缘处的库塔条件; ;求解方法求解方法: :分布一系列的奇点分布一系列的奇点( (源源, ,汇汇, ,偶偶, ,涡涡););机翼机翼: :布涡来模拟弯度和迎角布涡来模拟弯度和迎角; ;布源来模拟厚度布源来模拟厚度机身机身: :分布在机身轴线上的线源及偶极子来模拟分布在机身轴线上的线源及偶极子来模拟; ;0) 1(2zzyyxxMa机翼对机身干扰机翼对机身干扰: :在一个圆柱体上布涡来模拟在一个圆柱体上布涡来模拟. .机身对机翼干扰机身对机翼干扰: :在机翼弯度面的上布涡来模拟在机翼弯度面的上布涡来模拟. .10.6 10.6 气动干扰气动干扰532

36、021/8/1410.6 2. 近似分析近似分析 0)1(2zzyyxxMan扰动速度位满足微分方程扰动速度位满足微分方程: :引入量纲坐标引入量纲坐标: :L L为机身长度为机身长度, ,l l为机翼半翼展为机翼半翼展Lxyz平面内的流动平面内的流动lylz0)1(222222222LlMax2lDL翼翼-身组合体身组合体RVzy10.6 10.6 气动干扰气动干扰542021/8/14细长旋转体细长旋转体: :满足拉普拉斯方程满足拉普拉斯方程或或yz平面内的流动平面内的流动0222202222zyx2lDL翼翼-身组合体身组合体RVzy近似分析近似分析 10.6 10.6 气动干扰气动干扰

37、552021/8/141.机身对机翼的干扰机身对机翼的干扰22)(ryxSV22zRVvy横向流动的扰动速度位函数横向流动的扰动速度位函数: :横向流动为直匀流横向流动为直匀流V V流过流过二维圆柱体二维圆柱体( (二维偶极子二维偶极子). ). 机身机身: :分布在机身轴线上的线分布在机身轴线上的线源及偶极子来模拟源及偶极子来模拟; ;S(x)S(x)为为x x处的圆柱横截面积处的圆柱横截面积. .上洗速度上洗速度: :由机身引起的由机身引起的y y方向扰动速度方向扰动速度. .对中单翼对中单翼(y=0):(y=0):2222222)(yzyzRVyvyVvy上洗上洗10.6 10.6 气动

38、干扰气动干扰562021/8/14环量分布环量分布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: :越接近机身越接近机身, ,附加迎角越大附加迎角越大, ,在两侧达最大值在两侧达最大值.机身对机翼的干扰机身对机翼的干扰: :由机身引起的由机身引起的y y方向扰动速度方向扰动速度, ,在机翼在机翼展向产生附加的展向迎角分布展向产生附加的展向迎角分布, ,而产生附加的升力分布而产生附加的升力分布, ,越接近机身越接近机身, ,此附加升力越大此附加升力越大. .lV057.0lR000.60.41.0R10.6 10.6 气动干扰气动干扰572021/8/142.机翼对机

39、身的干扰机翼对机身的干扰将机翼的升力效应用沿机翼弦平面分布的旋涡系代替将机翼的升力效应用沿机翼弦平面分布的旋涡系代替: :涡涡系在系在y y向所产生的诱导速度向所产生的诱导速度, ,与来流速度合成后与来流速度合成后, ,要改变机要改变机身轴线的迎角分布身轴线的迎角分布; ;在位于机翼前的机身部分由涡系作用在位于机翼前的机身部分由涡系作用, ,迎角增大迎角增大; ;在位于机翼后的机身部分由涡系作用在位于机翼后的机身部分由涡系作用, ,迎角减小迎角减小. .当机翼产生升力时当机翼产生升力时, ,上下上下表面有压力差表面有压力差, ,机翼上下机翼上下表面的压力表面的压力, ,将分别传播将分别传播到相应的机身表面上到相应的机身表面上, ,使使机身得到机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 气动干扰气动干扰582021/8/14边界条件边界条件yz平面内的流动平面内的流动xVr分速与合速关系分速与合速关系RVzy旋成体表面满足旋成体表面满足: :)cos(dxdrVvr机翼表面满足机翼表面满足: :Vzw翼身组合体的速度位问题翼身组合体的速度位问题: :平面流动问题平面流动问题. .求与求与x x轴垂直的每个平面内的不可压流速度场轴垂直的每个平面内的不可压流速度场. .VcosVVxVsinVVr10.6 10.6 气