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飞机空气动力学2

作者:九州体育 发布时间:2020-07-11 02:54 点击数:

  飞机空气动力学 授课人:飞行器工程学院 史卫成 EXIT 飞机空气动力学 第6章 低速机翼及其气动特性 6.1 引言; 6.3 直机翼 6.5 涡格法 6.7前缘延伸 6.2 有限翼展机翼的涡系 重点:直机翼 6.4 面元法; 难点:涡格法 6.6 三角翼 6.8机身在大迎角下的非对称载荷 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 1、飞机的气动布局 不同类型的飞机、不同的速度、不同的飞行任务,飞机的气动 布局是不同的。 何为飞机的气动布局? 广义而言:指飞机主要部件的尺寸、形状、数量、及其相互位置。 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 按机翼和机身连接 的相互位置分为: 按机翼弦平面有无 上反角分为: 按立尾的数量分为: 按机翼与平尾的相对 纵向位置分为: EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 2、机翼的形状 机翼的外形:平直、三角、后掠、前掠。 飞机应具有良好的气动外形(升力大、阻力小、稳定操纵性好) 并且使结构重量尽可能的轻。 矩形翼 梯形翼 椭圆翼 平直翼 后掠翼 三角翼 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 体轴系 x轴:机翼纵轴,沿机翼对称面翼型弦线,向后为正 ; y轴:机翼竖轴,机翼对称面内,与x轴正交,向上为正; z轴:机翼横轴,与x、y轴构成右手坐标系,向左为正。 z o y y zo 扭 x o x 机翼平面形状 机翼上反角 机翼几何扭转 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 机翼的几何参数 翼展:翼展是指机翼左右翼尖之间的长度,一般用b(或l)表示。 机翼面积:是指机翼在oxz平面上的投影面积,一般用S表示。 翼弦:翼弦是指机翼沿机身方向的弦长。除了矩形机翼外,机 翼不同地方的翼弦是不一样的,有翼根弦长b0、翼尖弦长b1。 几何平均弦长bpj定义为 S bpj l b0 S b1 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 机翼的几何参数 展弦比:翼展l和平均几何弦长bpj的比值叫做展弦比,用λ表 示,其计算公式可表示为: l bpj 展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。 l2 S 展弦比越大,机翼的升力系数越大,但阻力也增大。 高速飞机一般采用小展弦比的机翼。 根梢比:根梢比是翼根弦长b0与翼尖弦长b1的比值,一般用η 表示, b0 b1 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 机翼的几何参数 后掠角:后掠角是指机翼与机身轴线的垂线之间的夹角。 前缘后掠角:机翼前缘与机身轴线; 后缘后掠角:机翼后缘与机身轴线弦线。 如果飞机的机翼向前掠,则后掠角就为负值,变成了前掠角。 0 1 0.25 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 6.1引言 翼尖内侧卷起两个大涡 EXIT 6.1引言 有限翼展机翼环量分布 对有限翼展机翼,翼尖处压强趋于上下表面压强相等,故单位展 长的升力是向翼尖递减的. 来流 几个剖面弦 向压强分布 翼弦 弦向压强分布(上下 翼面压强差) 展向升力分布 翼展 一个翼剖面 上升力合力 EXIT 6.1引言 展向载荷分布产生的尾涡系 上下表面的气流在后缘处汇合,展向分速的差别导致气流在后 源处卷起许多沿展向分布的流向涡,在翼尖内侧卷起两个大涡。 上表面气流 前 来流 (向内偏) 缘 翼尖涡的形成 后 下表面气流 缘 _ v_z _ _ y __ v _ z _ (向外偏) _ z +++++++++ vz vz EXIT 6.1引言 三维绕流的特点 升力沿展向有变化。 ①尾涡面:有限厚度的尾涡用一个无限薄的突跃面代替。 ②尾涡面保持为平面,从机翼后缘一直向下游延伸出去。 前缘 尾涡面 来流 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 6.2有限翼展机翼的涡系 涡做适当的分布,可代表机翼(厚度作用除外) 涡系由三方面组成: ①附着涡系:绕整个翼型的环量形成的涡(代替机翼); ②尾涡系:代替机翼; ③起动涡:从后缘向上卷起的涡(和环量的改变相关)。 -Γ 附着涡 +Γ 起动涡 EXIT 6.3 直机翼 6.3.1 尾涡与下洗 6.3.2 展向环量分布为椭圆规律 6.3.3 6.3.4 6.3.5 展向环量分布为一般情况下的计算方法 机翼的升力 涡所诱导的阻力 EXIT 6.3 直机翼 6.3 直机翼 对大展弦比机翼,自由涡面的卷起和弯曲主要发生在远离 机翼的地方。为了简化,假设自由涡面既不卷起也不耗散,顺着 来流方向延伸到无穷远处。 大展弦 比机翼 Boeing 747飞机的尾流 自由涡 EXIT 6.3 直机翼 马蹄涡 直匀流绕大展弦比直机翼流动的气动模型可采用 直匀流+附着涡面+自由涡面 附着涡面和自由涡面可用无数条Π形马蹄涡来模拟。 附着涡 自由涡 直机翼 低速翼型的升力增量在焦点处,约在1/4弦点,因此附着涡线弦点的连线上,此线即为升力线 直机翼 马蹄涡系 Π形马蹄涡垂直来流那部分是附着涡系, 可代替机翼的升力作用。 由于机翼的展向流动,压力和升力的分布是: 沿展向由翼根向翼梢减小。其中翼剖面的升力在翼梢处为零 (上下翼面压力相等),在翼根处为最大。 沿展向各剖面上通过的涡线数目不同。中间剖面通过涡线最多, 环量最大;翼端剖面无涡线通过,环量为零,模拟了环量和升力 的展向分布。 y V Γ (z) o 不同平面形状机翼的升力分布 z x EXIT 6.3 直机翼 马蹄涡系 无后掠(或后掠角很小)且展弦比大于4的直机翼, 可用附着涡系代替机翼上的升力分布。 环量Γ的强度是 Γ(y) V∞ Γ0 y 沿翼展变化的。 o y 马蹄涡系 普朗特和梯金斯(剖面)假设: 只要展向流动不严重,有限翼展 机翼的每个剖面所起的作用与孤 x 立的二维翼型相同。 EXIT 6.3 直机翼 马蹄涡系 每个剖面用儒科夫斯基定理:ΔL=ρV∞ΓΔy 总加得整个机翼的升力。 对于大展弦比的直机翼,可用一根位于1/4弦线处变强度 Γ(z)直的附着涡线和从附着涡向下游拖出的自由涡系来代替。 EXIT 6.3 直机翼 6.3.1 尾涡与下洗 大展弦比直机翼展向剖面和二维翼剖面的主要差别在于自由涡系在 展向剖面处引起一个向下(正升力时)的诱导速度,称为下洗速度。 由于机翼已用一条展向变强度Γ(z)的附着涡线——升力线所代替, 所以自由涡在机翼上的诱导下洗速度,可认为是在附着涡线上的诱 导下洗速度。 EXIT 6.3 直机翼 尾涡与下洗 附着涡线在展向位置ξ处的强度为Γ(ζ),在ζ +dζ处涡强 为 ( ) d,d根 据旋涡定理, dζ 微段拖出的自由涡强 d 为 d。d此 自由涡线在附着涡线上任一点z处的下洗速度 为 d d d y Γ(z) dvi (z) d 4 ( z) l/ 2 自由涡 d o P(z) z 下洗速度 l/ 2 z dvi d d d x d EXIT 6.3 直机翼 下洗速度 下洗速度(或下洗):合诱导速度。 下洗角 wy1 1 4 sd / dy dy s y y1 下洗角: arctan(wy1 ) wy1 V V 气动中心处的有效迎角: y y y=+s 强度为(dΓ/dy)Δy y=y1 的半无限长尾涡。 Δy e e 0 vi Ve V Δαi V y o zo x y处的尾涡在y1处所诱导的速度。 y=-s 尾涡在y1处所诱导的速度的几何关系 EXIT 6.3 直机翼 涡阻力(诱导阻力) 诱导阻力:整个机翼的有效升力在平 行于未受扰动气流方向的分量,是 有限翼展机翼产生升力所导致。 翼型的总升力是与此附着涡面的总强度Γ成正比的。 则由儒可夫斯基定理有 诱导阻力 有效升力, 其方向与 有效流动 总升力: 升力 方向垂直 s L s V( y)dy 总诱导阻力: s Dv s w( y)( y)dy α αe ε 未受扰动 气流方向 (V∞方向) 弦线 ε V∞ -w 翼剖面上 的合速度 下洗 诱导流动 EXIT 6.3 直机翼 6.3.2 展向环量分布为椭圆规律 只有在机翼的平面形状为椭圆时,根据号椭圆的展向升力分布 才能得出椭圆的展向升力系数分布。 椭圆机翼 椭圆环量分布 椭圆环量分布: ( y) 0 1 ( y)2 s 椭圆环量分布 椭圆机翼环量分布 下洗速度(常数) EXIT 6.3 直机翼 诱导下洗速度 诱导下洗速度: wy1 0 4s s s y dy s2 y2 ( y y1) 0 4s ( y1I ) s I dy s s2 y2 ( y y1) 由于椭圆载荷分布对俯仰平面是对称的,则在I=0时才成立.其 诱导速度为: wy1 w( y) 0 4s i (z) tg1 vi (z) V vi (z) V 0 2lVα αe 弦线 诱导下洗速度和下洗角 ε ε V∞ -w 沿机翼展向是常数。 未受扰动气流 方向(V∞方向) 翼剖面上 下洗 的合速度 诱导流动 EXIT 6.3 直机翼 涡阻力(诱导阻力) 诱导阻力:整个机翼的有效升力在平行于未受扰动气流方向 的分量,是有限翼展机翼产生升力所导致。 总诱导阻力: s Dv s w( y)( y)dy 总升力 α αe 总升力: ε s L s V( y)dy 诱导阻力 升力 ε V∞ -w 有效升力, 其方向与 有效流动 方向垂直 诱导流动 EXIT 6.3 直机翼 升力系数 机翼的总升力: L s s V0 1 ( y )2 dy s 升力系数: 总诱导阻力 L V0 s 2 4 bV0 CL 1 2 L V 2 S b0 2V S 总诱导阻力: Dv s s 0 4s 0 1 ( y s )2 dy 8 0 2 0 2CLV S b EXIT 6.3 直机翼 总诱导阻力系数 CDv Dv 1 2 V 2 S 02 4V 2 S 4V 2 S ( 2CLVS b )2 CL2 ( S b2 ) CL2 A (1)有限翼展机翼的升力线斜率小于无限翼展机翼,而且随着 λ值的减小而减小。 (2)有限翼展机翼有诱导阻力产生,诱导阻力系数与升力系数 的平方成正比,与展弦比λ成反比。 EXIT 6.3 直机翼 总诱导阻力系数 对二维翼型,展弦比A=b2/S=∞,则诱导阻力为0. 对三维机翼,尾涡系产生的阻力不为0,与CL2成正比. 阻力系数: CD CD0 kCL2 式式中,CDO是零升阻力系数,而kC2L则是与升力有关的阻力系 数。而那个与升力无关的阻力系数CDO包括粘性阻力和型阻,型 阻是来源于迎角与a0l不同的缘故。 比较展弦比分别为A1和A2的两个机翼的阻力极曲线升力系数 EXIT 6.3 直机翼 6.3.3 展向环量分布为一般情况下的计算方法 ①正傅里叶级数表示的展向环量分布: ( ) 4sV N An sin n n1 由于翼尖环量为零,Γ(0)=Γ(π)=0,所以上式只取正弦项。 此外,机翼上环量分布左右对称,Γ( θ)=Γ(π - θ)=0,所以n为偶数 时An为0,A2=A4=A6=…=A2n=…=0。 5 ②展向对称的载荷分布(级数中只保留奇次项): () An sin n A1 sin n1 A3 sin 3 A5 sin 5 5 () An sin n n 1 0 π/2 πφ (y=+s) (y=0) (y=+s) EXIT 6.3 直机翼 求解大展弦比直机翼的气动特性 只要保留足够多的项数n和选取相应的系数An,可近似表示实 际的环量分布。所以最后的求解问题变为在给定机翼弦长和绝 对迎角分布的情况下,求解A1,A3,A5,……。 给定 b(z), Cy (z),a (z) 求解An Γ(θ) 机翼的气动特性 实际上只需要求解时保留前几项级数即可。取三角级数的 四项已可近似表示实际的环量分布。 EXIT 6.3 直机翼 与机翼/翼型升力关系 等价二维流升力斜率: 二维升力 Cl 线斜率α Cl ( dCl d )e (e 0l ) 三维升力 线l 控制方程:μ=cαe/8s ( 0l ) sin α0l α αe An sin n(n sin) ε αe ε α 无升力来流 方向 远前方自 当量的二 由流,V∞ 维自由流 迎角 弦线 机翼升力 ①升力: L s s V( y)dy 0 V() sin d ②傅里叶级数表示: L 4V2s2 0 An sin n sind ③升力的积分表达式: L (4s2 )(1 2 V 2 ) A1 CL A1 A CL (1 2 V 2 ) S 有限翼展机翼的升力系数CL仅与表示环量 的三角级数展开式中的第一个系数A1有 y L L F 关,其余的系数并不影响总升力的大小, D α 仅影响环量沿展向的分布规律,即只影响 V∞ Mz x 到剖面升力系数沿展向的分布。 EXIT 6.3 直机翼 6.3.5 涡诱导阻力 ①涡诱导阻力: CDv A nAn 2 CL 2 A n( An )2 A1 ②考虑对称的载荷分布,级数中只保留奇次项(δ=0时阻力最小): CDv CL 2 (1 ) A 3 A32 A12 5 A52 A12 7 A7 2 A12 ... 因为 An2总是正数,所以诱导阻力总是正的,这说明三维 有限翼展机翼只要升力不为零,产生诱导阻力是不可避免的。 从物理意义上来说,诱导阻力是与机翼后自由涡系所消耗的 能量相关的。 EXIT 6.3 直机翼 尖削比对升力系数沿展向变化的影响 局部升力系数除 总升力系数: 1.4 Cl/CL Cl 2(1 ) cr CL A1 c A2n1 sin(2n 1) 失速流谱 矩形机翼 λ=1.0 λ=0.4 1.0 λ=0.0 0.6 λ=1.0 λ=0.6 失速 流谱 中等斜 削机翼 λ=0.4 翼尖为一点机翼 λ=0.0 0 0.5 1.0 y/s 尖削比对升力系数沿展向变化的影响 EXIT 6.3 直机翼 尖削比对升力系数沿展向变化的影响 对于在较大迎角下工作的某种特定的平面形状来说,比边界 层分离(或失速)还重要。 矩形机翼的展向载荷分布表明, 失速是从根部开始并逐渐向外 扩展的,因而这种失速模态是 有利的。 中等尖削比机翼的展向载分布 接近于椭圆机翼的载荷分布, 在同一迎角下失速。 严重斜削(或翼尖成了一个点) 情况下的机翼在翼尖附近有很 强的失速趋势。 矩形机翼 λ=1.0 中等斜 削机翼 λ=0.4 翼尖为一点机翼 λ=0.0 失速流谱 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 6.4 面元法 ①飞行器的外形由很多基元四边形面元来模拟; ②每个基元面元上面附着一(或几)种奇点分布(如源,涡,偶极子); 尾迹中的涡或 偶极子模拟 表示对流场影响的一 个典型表面面元 源,涡,偶极子 EXIT 6.4 面元法 控制点 ③每个面元上设置一个控制点,认为其他面元对该面元的影响集 中在此点; ④外形上各个面元的奇点对这控制点诱导速度叠加,反映与物面 相切的边界条件,形成一组线性代数方程。 表示对流场影响的一 个典型表面面元 应用边界条件时的 控制点 EXIT 6.5 涡格法 6.5.1 一个马蹄涡所诱导的速度 6.5.2 边界条件的应用 6.5.3 平面机翼的诸关系式 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 6.5 涡格法 涡格法:将机翼当作一个平面,在此平面上叠加一个马 蹄涡的网格,求得此流场数值解的步骤. z 自由流 o 典型的面元 附着涡 Φ上反角 y 尾涡 x EXIT 6.5 涡格法 6.5.1 一个马蹄涡所诱导的速度 ①求解主控方程时,连续分布在机翼表面的附 着涡是用有限数目的离散的马蹄涡代替; ②各个马蹄涡放置在梯形面元里面。 z 自由流 o Φ上反角 y 控制点 马蹄涡 x EXIT 6.5 涡格法 绕流后掠翼升力流场的分布式马蹄涡 附着涡放在面元的1/4弦线处。 尾涡与飞行器轴线平行放置。 每个面元的控制点放在机翼的3/4弦线上。 z α o V∞ 附着涡 控制点 y c/4 3c/4 x 尾涡 EXIT 6.5 涡格法 控制点处诱导速度 z 附着涡在控制点处诱导速度: V 2r 气流在控制点处与物面平行, 则物面相对来流迎角: sin V V 2rV i j x 用3/4弦线处的斜率定义面元有效迎角 升力: L 1 2 V2c2 V 控制点放在3/4弦线.2 边界条件的应用 边界条件:每个控制点上,合成流速与机翼表面相切 控制点处垂直于机翼的诱导速度分 量与来流在该点的法向分速对消。 z 平均弯度的斜率 wm vm tan V[ ( dz dx )m ] 0 斜率δ : arc tan(dz dx )m z 平均弯度面 上反角 o 平均弯 y 度面的 面元法 线 截面 上反角 BB φ 截面 AA xy平面 内的线 φ 平均弯度面的面元法线 x δ z 平均弯度面 o 截面AA x o 截面BB x EXIT 6.5 涡格法 6.5.3 平面机翼关系式 机翼放置在xy平面内,合成流与机翼相切: wm V sin 0 小迎角: wm V 剖面升力系数: l 2 Cl 1 2 V 2cav Vcav 总升力系数: CL 1 Clcd ( 2 y ) 0 cav b EXIT 6.5 涡格法 翼刀对局部升力系数沿展向分布的影响 V∞ 外翼部分的载荷较大此处边界层过早分离。 y 大迎角下过早分离可能发生在翼尖 附近有吸力的一侧。 边界层隔离栅(翼刀)用来阻断 后掠机翼的展向流动。 翼刀作用: 1.0 1.0 将机翼分成内外两部分,机 翼上的横向流和边界层 Cl Cl 分离的作用范围减小了。 0 无翼刀 y/s1.0 0 有翼刀 y/s1.0 EXIT 6.5 涡格法 诱导阻力系数 诱导阻力系数: 1 CDv S 0.5b 0.5b Clcidy 诱导迎角: i 1 8 0.5b 0 [ ( Cl c y ) 2 ( Cl c y )2 ]d 展向升力分布: ( Cl c CLc ) m am 2 bm cm 数值形式: ( CDv CL2 )m 4 A N en{[ yn 2 n1 ( 1 3)en 2 ]an ynbn cn} EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 6.6 三角翼 大后掠小展弦比的机翼可减小超声速飞行的波阻。 总升力系数:位流项+涡升力项 CL Kp sin cos2 Kv sin2 cos 气流绕三角翼 所产生涡核 平板机翼的诱导阻力 阻力系数是随着迎角的增大而增大. 平板机翼的诱导阻力: CD CD0 Kp sin 2 cos Kv sin3 Kp位流升力线理论算出的法向力斜率; Kv位流的前缘吸力算出。 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 6.7 前缘延伸(边条机翼) 位于主翼前部的翼面:边条翼,前缘延伸。 对机翼: ①小于或等于巡航迎角时干扰最小; ②在中大迎角时边条涡再次附着,给上表面的边界层注入能量; ③机动升力所需的机翼面积减小。 对边条: ①主翼的上洗增强了边条涡; ②很小的边条面积可对总升力产生很大的贡献。 边条 主翼 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 6.8 机身在大迎角下的非对称载荷 在大迎角下,旋成体上会有非对称的涡脱体;旋成体会诱 发出很大的非对称载荷。 由涡诱发的侧向力会超过法向力。 小 迎 角 (0≤α < αSV): 轴 向 流 为主流,流动是附体的。 中 迎 角 (αSV≤α < αAV): 横 向 流分离,产生一对对称的涡。 没有涡(附着流动) 大迎角(αAV≤α<αUV):轴向 流分量足够大,产生定常的涡。 对称涡 非常大迎角(αUV≤α≤90°): 轴向流分量小,涡脱体。 非对称涡 流动似气流垂直二维圆柱体。 涡尾迹 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 小结:低速飞机阻力 按阻力产生的原因,飞机低速飞行时的阻力一般可分为: 摩擦阻力 压差阻力 诱导阻力 干扰阻力 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 摩擦阻力 当气流流过飞机表面时,由于空气存在粘性,空气微团 与飞机表面发生摩擦,阻滞了气流的流动,由此而产 生的阻力叫做摩擦阻力。 影响摩擦阻力的因素: 空气的粘性 飞机表面的形状(光滑程度) 同气流接触的飞机表面积的大小 附面层中气流的流动情况 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 压差阻力 运动着的物体前后由于压力差而形成的阻力叫做压差 阻力。 影响压差阻力的因素 物体的迎风面积 物体的形 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 诱导阻力 诱导阻力是翼面所独有的一种阻力,它是伴随着升力的 产生而产生的,因此可以说它是为了产生升力而付出的一种 “代价”。 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 影响诱导阻力的因素 ? 机翼的平面形状 翼剖面形状 机翼的展弦比 r1 前缘 xm tm xf 中弧线 弦线 翼型的几何参数 后缘 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 干扰阻力 干扰阻力就是飞机各部分之间由于气流相互干扰而产生的 一种额外的阻力。 EXIT 第6章 低速机翼及其气动特性 本章作业 本章思考题: 1、说明有限展长直机翼的绕流和无限展长机翼绕流的主要差 别。 2、为什么直匀流与单一Π形马蹄涡组合的气动模型不能正确 反映实际的机翼绕流。 3、在升力线理论中,剖面假设的条件什么,物理意义是什么。 4、指出椭圆形、矩形、梯形机翼的剖面升力系数沿展向的分 布特征和失速特性。 ? 本章作业题: (P179-181) 6-8、6-10. 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