空气动力学第二章第二部分

空气动力学第二章第二部分一、大展弦比直机翼得低速绕流图画正升力时绕流一、大展弦比直机翼得低速绕流图画正升力时绕流绕流特点(翼端效应):①翼型得高压从翼梢向上翻,使下翼面流线向外倾,上翼面流线向内倾;②在后缘偏斜得气流汇合,压强相同,展向分速相反,形成漩涡面;③漩涡相互诱导,顺下游方向向上卷起,形成两个方向相反得涡线,涡线环量强度相等,称为尾涡面或自由涡面。思考:负升力时绕流图画？一、大展弦比直机翼得低速绕流图画(续)

定性分析升力(环量)特点:①环量沿展向变化:翼端处,上下压力差为零,;中间剖面最大,。②后缘自由涡面,会引起向下诱导速度。二、升力线理论—

气动模型假设:①,大展弦比机翼;②机翼每个剖面弦线连线垂直于来流。附着涡面自由涡面直匀流气动模型马蹄涡二、升力线理论—

气动模型假设:①,大展弦比机翼;②机翼每个剖面弦线连线垂直于来流。附着涡面自由涡面直匀流气动模型马蹄涡二、升力线理论—

诱导速度微段上涡强为:对任一点z处得下洗速度为:二、升力线理论—

诱导速度(续)Z剖面处速度发生改变,有效速度出现下洗角:改变了实际迎角,有效迎角为二、升力线理论—

升力剖面假设:各剖面展向速度分量以及流动参数沿展向得变化比其她方向小得多,剖面流动为二维。库塔－儒可夫斯基定理二、升力线理论—

诱导阻力诱导阻力:有限翼展机翼三维效应自由涡有效迎角减小大家有疑问的，可以询问和交流可以互相讨论下，但要小声点二、升力线理论—

确定环量无限翼展机翼升力系数:有限翼展机翼剖面升力系数:机翼单位展长翼段升力可表示为:普朗特有限翼展机翼环量分布得积分微分方程二、升力线理论—

椭圆环量分布无扭转机翼(诱导速度)升力分布为椭圆二、升力线理论—

椭圆环量分布无扭转机翼(机翼形状)无扭转机翼为常值二、升力线理论—

椭圆环量分布无扭转机翼(气动特性)升力特性:机翼剖面升力系数:二、升力线理论—

椭圆环量分布无扭转机翼(续)机翼升力系数:机翼诱导阻力系数:椭圆机翼气动特性:①;与成正比,与成反比。力矩特性？二、升力线理论—

椭圆环量分布无扭转机翼(续)二、升力线理论—

椭圆环量分布无扭转机翼(续)二、升力线理论—

非椭圆机翼气动力特性机翼升力系数:机翼诱导阻力系数:二、升力线理论—

非椭圆机翼气动力特性二、升力线理论—

非椭圆机翼气动力特性(续)两个不同展弦比机翼:(1)翼剖面形状几何相似;(2)两机翼无空气动力扭转;(3)翼剖面升力线斜率相等。有限翼展机翼得等换公式:二、升力线理论—

非椭圆机翼气动力特性(续)二、升力线理论—

失速特性失速特性二、升力线理论—

失速特性失速特性椭圆机翼矩形机翼一起失速翼根先失速梯形机翼翼尖先失速①几何扭转②前缘缝隙三、升力面理论①未考虑粘性影响,不能应用于大攻角;升力线理论升力面理论②不能应用于后掠(前掠)梯形翼;③不能应用于小展弦比机翼。机翼中弧面上连续布置基元漩涡形成与机翼形状相同得漩涡面三、升力面理论－涡格法①理想流体;假设:步骤:②将机翼视为平板翼。⑦由库塔儒氏定理求升力。①将机翼沿展向、弦向划分为若干网格;②在各网格1/4弦线处放置一马蹄涡;③网格控制点取在3/4弦线中点处;④计算马蹄涡对控制点得诱导速度;⑤代入机翼表面气流与机翼表面相切边界条件;⑥求解网格处得涡强度;三、升力面理论－涡格法(续)⑦由库塔如儒氏定理求升力。④计算马蹄涡对控制点得诱导速度⑥求解网格处得涡量如图两薄翼,在1km高度以100m/s速度飞行,攻角为2度,试用涡格法计算此时得升力系数、俯仰力矩系数及焦点位置四、后掠翼低速气动特性－无限翼展斜置翼低速绕流无限翼展斜置翼低速绕流呈S型四、后掠翼低速气动特性－后掠翼流动特点翼根前段:流管粗,扩张,,;翼根后段:流管变细,后移;翼尖前段:流管变细,前移。翼尖后段:流管变粗,。翼根效应:翼根剖面最小压强点后移,升力贡献下降;翼尖效应:翼尖剖面最小压强点前移升力增加。翼尖先失速四、后掠翼低速气动特性－后掠翼气动特性后掠翼升力系数变小;升力系数最大值移向梢部;大展弦比后掠损失更大;局部焦点位置发生变化。四、后掠翼低速气动特性－后掠翼失速特性及改善上翼面翼尖区压强低,气流展向流动使翼尖区域附面层变厚。翼根、翼尖效应使得翼尖剖面处得升力变大;改善措施翼尖先失速减小翼尖区域迎角:①翼尖采用失速迎角较大翼型;②采用几何扭转;③适当减小根梢比;减小翼尖区域附面层厚度:①上表面安装翼刀;②翼尖区安装涡流发生器;③采用前缘锯齿或前缘缺口。新型设计XF10F-1(b)F-111变后掠角机翼飞行器

五、机翼亚音速气动特性－升力及力矩特性戈泰特法则推广到三维两种翼组合数相同,则相同。五、机翼亚音速气动特性－升力及力矩特性五、机翼亚音速气动特性－升力及力矩特性五、机翼亚音速气动特性－阻力特性阻力构成:五、机翼亚音速气动特性－阻力特性阻力构成:§2－7机翼得超音速气动特性

一、主要概念回顾前、后马赫锥前缘:机翼与来流方向平行直线段首先相交得边界;后缘:第二次相交得边界;侧缘:与来流平行得边界;依赖区影响区来流马赫角前马赫锥后马赫锥一、主要概念回顾(续)超(亚)音速前(后)缘亚音速前(后)缘超音速前(后)缘一、主要概念回顾(续)二维区:每一点依赖区只包含单一前缘影响三维区:每一点依赖区包含两个或以上翼缘影响一、主要概念回顾(绕流图画)二、锥形流法－锥形流场锥形流场:从某点发出得射线上流动参数均保持为常数得流场。二、锥形流法－基本解应用思路:将三维速势方程应用锥形流场性质,化简为二维速势进行求解。二、锥形流法－基本解应用二、锥形流法－基本解应用二、锥形流法－基本解应用二、锥形流法－典型平面形状平板翼压强系数亚音速前缘三角平板翼Ⅰ二、锥形流法－典型平面形状平板翼压强系数超音速前缘三角平板翼ⅡⅢ二、锥形流法－典型平面形状平板翼压强系数超音速前缘三角平板翼升力系数二、锥形流法－典型平面形状平板翼压强系数超音速前后缘后掠平板机翼二、锥形流法－典型平面形状平板翼压强系数矩形平板机翼二、锥形流法－消举法大意任意形状机翼三、源汇法有厚度得超音速机翼假设:1、机翼属薄翼;

2、飞行迎角不大;

3、理想流体;

4、小扰动理论成立,等熵无旋;超音速线化位流方程定常等熵可压流中得线化基本解就是点源表明处单位强度扰源对流场任意点得扰动速度位三、源汇法(续)由超音速流特性可知③当分母小于零时无意义;①当分母大于零时,解有意义,扰动影响在后马赫锥内;②当分母等于零时得到锥面方程,前后马赫锥;④超音速位流方程点源解比亚音速位流方程得点源解大1倍。三、源汇法－－布源在平面得机翼区域内分布超音速源(汇)代替机翼厚度效应①机翼厚度在零迎角时对流场扰动上下对称;②分布在平面上得超音速源(汇)对流场扰动也就是上下对称;一定厚度分布得机翼强度一定得源(汇)分布在机翼平面上得微元面积上,源强为

点源对上半空间任一点得扰动速度位:该点总得扰动速度位(前马赫锥机翼部分):三、源汇法－－源分布强度得确定微元面积上得源对点处得y向扰动速度分量①若在平面得外包含点前马赫锥与平面内得交集,对有贡献②若在平面得内有极值③若在平面外附近,在平面内得投影落在内在微元面积上能够影响点得区域就是包含在点得前马赫锥中得区域,前马赫锥与平面得交集就是双曲线三、源汇法－－源分布强度得确定(续)双曲线在机翼上所围成得区域内扰动源对得有贡献,则需先确定得交线方程:联立解区域内扰动源对得扰动速度位为三、源汇法－－源分布强度得确定(续)求积分根据几何关系三、源汇法－－源分布强度得确定(续)点得与无关引入边界条件:机翼表面流线与机翼表面相切三、源汇法－－应用把一个有迎角有弯度有厚度得超音速机翼得扰动位势分解成厚度问题和升力问题(迎角、弯度)得扰动速度得和①厚度问题三、源汇法－－应用②升力问题(弯度＋迎角)仅对前后缘为超音速缘进行讨论假设翼面对称构成厚度问题,近似代表翼表面斜率若为平板翼三、源汇法－－基本解楔形剖面三角翼,倾斜角为常数零迎角下得基本解ⅠⅡⅢ四、机翼超音速气动特性估算超音速组合参数四、机翼超音速气动特性估算－升力特性特点:①②③矩形翼:三角翼,亚音速前缘:三角翼,超音速前缘:四、机翼超音速气动特性估算－阻力特性零升波阻计算:任意机翼剖面可用菱形机翼求四、机翼超音速气动特性估算－阻力特性诱导阻力计算:超音速前缘:亚音速前缘:四、机翼超音速气动特性估算－压心特点:①翼尖三维区不变,二维区增大,后移;受力面积随后掠角增大而后移;②三维区损失所占相对面积增大;③§2－8机翼得跨音速气动特性

一、机翼临界马赫数1、翼型厚度有关§2－8机翼得跨音速气动特性

一、机翼临界马赫数2、,上下表面影响越大;§2－8机翼得跨音速气动特性

一、机翼临界马赫数3、垂直于机翼前缘分量越小;二、跨音速气动特性1、跨音速阶段气动特性随变化剧烈