《飛機空氣動力學(xué)》PPT課件.ppt

飛機空氣動力學(xué) 授課人 飛行器工程學(xué)院史衛(wèi)成 第6章低速機翼及其氣動特性 飛機空氣動力學(xué) 重點 直機翼難點 渦格法 6 1引言 6 2有限翼展機翼的渦系6 3直機翼6 4面元法 6 5渦格法6 6三角翼6 7前緣延伸6 8機身在大迎角下的非對稱載荷 第6章低速機翼及其氣動特性 1 飛機的氣動布局不同類型的飛機 不同的速度 不同的飛行任務(wù) 飛機的氣動布局是不同的 何為飛機的氣動布局 廣義而言 指飛機主要部件的尺寸 形狀 數(shù)量 及其相互位置 第6章低速機翼及其氣動特性 按機翼和機身連接的相互位置分為 按機翼弦平面有無上反角分為 按立尾的數(shù)量分為 按機翼與平尾的相對縱向位置分為 機翼的外形 平直 三角 后掠 前掠 飛機應(yīng)具有良好的氣動外形 升力大 阻力小 穩(wěn)定操縱性好 并且使結(jié)構(gòu)重量盡可能的輕 三角翼 后掠翼 矩形翼 梯形翼 橢圓翼 平直翼 2 機翼的形狀 第6章低速機翼及其氣動特性 體軸系 x軸 機翼縱軸 沿機翼對稱面翼型弦線 向后為正 y軸 機翼豎軸 機翼對稱面內(nèi) 與x軸正交 向上為正 z軸 機翼橫軸 與x y軸構(gòu)成右手坐標(biāo)系 向左為正 機翼平面形狀 機翼上反角 機翼幾何扭轉(zhuǎn) 第6章低速機翼及其氣動特性 翼展 翼展是指機翼左右翼尖之間的長度 一般用b 或l 表示 翼弦 翼弦是指機翼沿機身方向的弦長 除了矩形機翼外 機翼不同地方的翼弦是不一樣的 有翼根弦長b0 翼尖弦長b1 機翼的幾何參數(shù) 機翼面積 是指機翼在oxz平面上的投影面積 一般用S表示 幾何平均弦長bpj定義為 S b0 b1 第6章低速機翼及其氣動特性 展弦比 翼展l和平均幾何弦長bpj的比值叫做展弦比 用 表示 其計算公式可表示為 展弦比也可以表示為翼展的平方于機翼面積的比值 展弦比越大 機翼的升力系數(shù)越大 但阻力也增大 高速飛機一般采用小展弦比的機翼 根梢比 根梢比是翼根弦長b0與翼尖弦長b1的比值 一般用 表示 機翼的幾何參數(shù) 第6章低速機翼及其氣動特性 后掠角 后掠角是指機翼與機身軸線的垂線之間的夾角 前緣后掠角 機翼前緣與機身軸線的垂線之間的夾角 0 后緣后掠角 機翼后緣與機身軸線的垂線之間的夾角 1 1 4弦線后掠角 機翼1 4弦線與機身軸線的垂線之間的夾角 0 25 如果飛機的機翼向前掠 則后掠角就為負值 變成了前掠角 機翼的幾何參數(shù) 第6章低速機翼及其氣動特性 翼尖內(nèi)側(cè)卷起兩個大渦 6 1引言 第6章低速機翼及其氣動特性 來流 翼弦 翼展 弦向壓強分布 上下翼面壓強差 氣動中心線 對有限翼展機翼 翼尖處壓強趨于上下表面壓強相等 故單位展長的升力是向翼尖遞減的 展向升力分布 幾個剖面弦向壓強分布 一個翼剖面上升力合力 有限翼展機翼環(huán)量分布 6 1引言 來流 上表面氣流 向內(nèi)偏 下表面氣流 向外偏 后緣 前緣 翼尖渦的形成 上下表面的氣流在后緣處匯合 展向分速的差別導(dǎo)致氣流在后源處卷起許多沿展向分布的流向渦 在翼尖內(nèi)側(cè)卷起兩個大渦 展向載荷分布產(chǎn)生的尾渦系 6 1引言 前緣 尾渦面 有限厚度的尾渦用一個無限薄的突躍面代替 尾渦面保持為平面 從機翼后緣一直向下游延伸出去 升力沿展向有變化 尾渦面 三維繞流的特點 6 1引言 來流 6 2有限翼展機翼的渦系 渦做適當(dāng)?shù)姆植?可代表機翼 厚度作用除外 渦系由三方面組成 附著渦系 繞整個翼型的環(huán)量形成的渦 代替機翼 尾渦系 代替機翼 起動渦 從后緣向上卷起的渦 和環(huán)量的改變相關(guān) 起動渦 附著渦 第6章低速機翼及其氣動特性 6 3直機翼 6 3 2展向環(huán)量分布為橢圓規(guī)律 6 3 3展向環(huán)量分布為一般情況下的計算方法 6 3 1尾渦與下洗 6 3 4機翼的升力 6 3 5渦所誘導(dǎo)的阻力 6 3直機翼 對大展弦比機翼 自由渦面的卷起和彎曲主要發(fā)生在遠離機翼的地方 為了簡化 假設(shè)自由渦面既不卷起也不耗散 順著來流方向延伸到無窮遠處 大展弦比機翼 自由渦 6 3直機翼 附著渦面和自由渦面可用無數(shù)條 形馬蹄渦來模擬 直勻流繞大展弦比直機翼流動的氣動模型可采用直勻流 附著渦面 自由渦面 直機翼 附著渦 自由渦 馬蹄渦 低速翼型的升力增量在焦點處 約在1 4弦點 因此附著渦線可放在展向各剖面的1 4弦點的連線上 此線即為升力線 6 3直機翼 馬蹄渦系 形馬蹄渦垂直來流那部分是附著渦系 可代替機翼的升力作用 沿展向各剖面上通過的渦線數(shù)目不同 中間剖面通過渦線最多 環(huán)量最大 翼端剖面無渦線通過 環(huán)量為零 模擬了環(huán)量和升力的展向分布 由于機翼的展向流動 壓力和升力的分布是 沿展向由翼根向翼梢減小 其中翼剖面的升力在翼梢處為零 上下翼面壓力相等 在翼根處為最大 6 3直機翼 o x y y 0 s 或b 2 s 或b 2 無后掠 或后掠角很小 且展弦比大于4的直機翼 可用附著渦系代替機翼上的升力分布 V 氣動中心線 1 4弦線 環(huán)量 的強度是沿翼展變化的 普朗特和梯金斯 剖面 假設(shè) 只要展向流動不嚴重 有限翼展機翼的每個剖面所起的作用與孤立的二維翼型相同 y 馬蹄渦系 馬蹄渦系 6 3直機翼 馬蹄渦系 每個剖面用儒科夫斯基定理 L V y總加得整個機翼的升力 對于大展弦比的直機翼 可用一根位于1 4弦線處變強度 z 直的附著渦線和從附著渦向下游拖出的自由渦系來代替 6 3直機翼 6 3 1尾渦與下洗 大展弦比直機翼展向剖面和二維翼剖面的主要差別在于自由渦系在展向剖面處引起一個向下 正升力時 的誘導(dǎo)速度 稱為下洗速度 由于機翼已用一條展向變強度 z 的附著渦線 升力線所代替 所以自由渦在機翼上的誘導(dǎo)下洗速度 可認為是在附著渦線上的誘導(dǎo)下洗速度 6 3直機翼 附著渦線在展向位置 處的強度為 在 d 處渦強為 根據(jù)旋渦定理 d 微段拖出的自由渦強為 此自由渦線在附著渦線上任一點z處的下洗速度為 自由渦 下洗速度 尾渦與下洗 6 3直機翼 下洗速度 或下洗 合誘導(dǎo)速度 y x z o o y y s y y1 y y 強度為 d dy y的半無限長尾渦 y處的尾渦在y1處所誘導(dǎo)的速度 下洗角 氣動中心處的有效迎角 尾渦在y1處所誘導(dǎo)的速度的幾何關(guān)系 y s 下洗速度 下洗角 6 3直機翼 渦阻力 誘導(dǎo)阻力 誘導(dǎo)阻力 整個機翼的有效升力在平行于未受擾動氣流方向的分量 是有限翼展機翼產(chǎn)生升力所導(dǎo)致 總升力 總誘導(dǎo)阻力 誘導(dǎo)阻力 有效升力 其方向與有效流動方向垂直 升力 弦線 翼剖面上的合速度 未受擾動氣流方向 V 方向 下洗 w V e 誘導(dǎo)流動 翼型的總升力是與此附著渦面的總強度 成正比的 則由儒可夫斯基定理有 6 3直機翼 6 3 2展向環(huán)量分布為橢圓規(guī)律 橢圓機翼 橢圓機翼環(huán)量分布 橢圓環(huán)量分布 只有在機翼的平面形狀為橢圓時 根據(jù)號橢圓的展向升力分布才能得出橢圓的展向升力系數(shù)分布 橢圓環(huán)量分布 下洗速度 常數(shù) 橢圓環(huán)量分布 6 3直機翼 誘導(dǎo)下洗速度 誘導(dǎo)下洗速度 由于橢圓載荷分布對俯仰平面是對稱的 則在I 0時才成立 其誘導(dǎo)速度為 弦線 翼剖面上的合速度 未受擾動氣流方向 V 方向 下洗 w V e 誘導(dǎo)流動 誘導(dǎo)下洗速度和下洗角沿機翼展向是常數(shù) 6 3直機翼 渦阻力 誘導(dǎo)阻力 誘導(dǎo)阻力 整個機翼的有效升力在平行于未受擾動氣流方向的分量 是有限翼展機翼產(chǎn)生升力所導(dǎo)致 總誘導(dǎo)阻力 誘導(dǎo)阻力 有效升力 其方向與有效流動方向垂直 升力 w V e 誘導(dǎo)流動 總升力 總升力 6 3直機翼 升力系數(shù) 機翼的總升力 升力系數(shù) 總誘導(dǎo)阻力 總誘導(dǎo)阻力 6 3直機翼 總誘導(dǎo)阻力系數(shù) 1 有限翼展機翼的升力線斜率小于無限翼展機翼 而且隨著 值的減小而減小 2 有限翼展機翼有誘導(dǎo)阻力產(chǎn)生 誘導(dǎo)阻力系數(shù)與升力系數(shù)的平方成正比 與展弦比 成反比 6 3直機翼 對二維翼型 展弦比A b2 S 則誘導(dǎo)阻力為0 對三維機翼 尾渦系產(chǎn)生的阻力不為0 與CL2成正比 阻力系數(shù) 總誘導(dǎo)阻力系數(shù) 6 3直機翼 式式中 CDO是零升阻力系數(shù) 而kC2L則是與升力有關(guān)的阻力系數(shù) 而那個與升力無關(guān)的阻力系數(shù)CDO包括粘性阻力和型阻 型阻是來源于迎角與a0l不同的緣故 比較展弦比分別為A1和A2的兩個機翼的阻力極曲線 表達式 展弦比為A1的機翼在a1升力系數(shù) 6 3 3展向環(huán)量分布為一般情況下的計算方法 展向?qū)ΨQ的載荷分布 級數(shù)中只保留奇次項 正傅里葉級數(shù)表示的展向環(huán)量分布 0 y s 2 y 0 y s 由于翼尖環(huán)量為零 0 0 所以上式只取正弦項 此外 機翼上環(huán)量分布左右對稱 0 所以n為偶數(shù)時An為0 A2 A4 A6 A2n 0 6 3直機翼 求解大展弦比直機翼的氣動特性 只要保留足夠多的項數(shù)n和選取相應(yīng)的系數(shù)An 可近似表示實際的環(huán)量分布 所以最后的求解問題變?yōu)樵诮o定機翼弦長和絕對迎角分布的情況下 求解A1 A3 A5 實際上只需要求解時保留前幾項級數(shù)即可 取三角級數(shù)的四項已可近似表示實際的環(huán)量分布 6 3直機翼 與機翼 翼型升力關(guān)系 等價二維流升力斜率 二維升力線斜率 弦線 無升力來流方向 遠前方自由流 V e 三維升力線斜率 Cl 迎角 e 0l 0l 當(dāng)量的二維自由流 控制方程 控制方程 c e 8s 6 3直機翼 6 3 4機翼升力 Mz V D L F L y x 升力 傅里葉級數(shù)表示 升力的積分表達式 有限翼展機翼的升力系數(shù)CL僅與表示環(huán)量的三角級數(shù)展開式中的第一個系數(shù) 有關(guān) 其余的系數(shù)并不影響總升力的大小 僅影響環(huán)量沿展向的分布規(guī)律 即只影響到剖面升力系數(shù)沿展向的分布 6 3直機翼 6 3 5渦誘導(dǎo)阻力 渦誘導(dǎo)阻力 考慮對稱的載荷分布 級數(shù)中只保留奇次項 0時阻力最小 因為總是正數(shù) 所以誘導(dǎo)阻力總是正的 這說明三維有限翼展機翼只要升力不為零 產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力是不可避免的 從物理意義上來說 誘導(dǎo)阻力是與機翼后自由渦系所消耗的能量相關(guān)的 6 3直機翼 尖削比對升力系數(shù)沿展向變化的影響 局部升力系數(shù)除總升力系數(shù) Cl CL 1 4 0 6 1 0 0 0 5 1 0 y s 1 0 0 0 0 6 0 4 矩形機翼 1 0 中等斜削機翼 0 4 翼尖為一點機翼 0 0 失速流譜 失速流譜 尖削比對升力系數(shù)沿展向變化的影響 6 3直機翼 尖削比對升力系數(shù)沿展向變化的影響 矩形機翼 1 0 中等斜削機翼 0 4 翼尖為一點機翼 0 0 失速流譜 6 3直機翼 對于在較大迎角下工作的某種特定的平面形狀來說 比邊界層分離 或失速 還重要 矩形機翼的展向載荷分布表明 失速是從根部開始并逐漸向外擴展的 因而這種失速模態(tài)是有利的 中等尖削比機翼的展向載分布接近于橢圓機翼的載荷分布 在同一迎角下失速 嚴重斜削 或翼尖成了一個點 情況下的機翼在翼尖附近有很強的失速趨勢 6 4面元法 飛行器的外形由很多基元四邊形面元來模擬 每個基元面元上面附著一 或幾 種奇點分布 如源 渦 偶極子 源 渦 偶極子 表示對流場影響的一個典型表面面元 尾跡中的渦或偶極子模擬 第6章低速機翼及其氣動特性 控制點 每個面元上設(shè)置一個控制點 認為其他面元對該面元的影響集中在此點 外形上各個面元的奇點對這控制點誘導(dǎo)速度疊加 反映與物面相切的邊界條件 形成一組線性代數(shù)方程 表示對流場影響的一個典型表面面元 應(yīng)用邊界條件時的控制點 6 4面元法 6 5渦格法 6 5 2邊界條件的應(yīng)用 6 5 3平面機翼的諸關(guān)系式 6 5 1一個馬蹄渦所誘導(dǎo)的速度 6 5渦格法 渦格法 將機翼當(dāng)作一個平面 在此平面上疊加一個馬蹄渦的網(wǎng)格 求得此流場數(shù)值解的步驟 自由流 o y x 典型的面元 附著渦 尾渦 z 上反角 第6章低速機翼及其氣動特性 求解主控方程時 連續(xù)分布在機翼表面的附著渦是用有限數(shù)目的離散的馬蹄渦代替 各個馬蹄渦放置在梯形面元里面 自由流 o y x 馬蹄渦 控制點 z 上反角 6 5渦格法 6 5 1一個馬蹄渦所誘導(dǎo)的速度 繞流后掠翼升力流場的分布式馬蹄渦 附著渦放在面元的1 4弦線處 尾渦與飛行器軸線平行放置 每個面元的控制點放在機翼的3 4弦線上 V o z 3c 4 c 4 y x 控制點 附著渦 尾渦 6 5渦格法 控制點處誘導(dǎo)速度 附著渦在控制點處誘導(dǎo)速度 氣流在控制點處與物面平行 則物面相對來流迎角 用3 4弦線處的斜率定義面元有效迎角 升力 控制點放在3 4弦線上 6 5渦格法 6 5 2邊界條件的應(yīng)用 邊界條件 每個控制點上 合成流速與機翼表面相切 控制點處垂直于機翼的誘導(dǎo)速度分量與來流在該點的法向分速對消 xy平面內(nèi)的線 z y x o 平均彎度面的面元法線 截面BB 平均彎度面的面元法線 截面AA 平均彎度面 平均彎度面 截面AA 截面BB z z o x o x 上反角 上反角 平均彎度的斜率 斜率 6 5渦格法 6 5 3平面機翼關(guān)系式 機翼放置在xy平面內(nèi) 合成流與機翼相切 小迎角 剖面升力系數(shù) 總升力系數(shù) 6 5渦格法 V y Cl 1 0 1 0 1 0 1 0 y s Cl y s 無翼刀 有翼刀 0 0 邊界層隔離柵 翼刀 用來阻斷后掠機翼的展向流動 翼刀作用 將機翼分成內(nèi)外兩部分 機翼上的橫向流和邊界層分離的作用范圍減小了 外翼部分的載荷較大此處邊界層過早分離 翼刀對局部升力系數(shù)沿展向分布的影響 大迎角下過早分離可能發(fā)生在翼尖附近有吸力的一側(cè) 6 5渦格法 誘導(dǎo)阻力系數(shù) 誘導(dǎo)阻力系數(shù) 誘導(dǎo)迎角 展向升力分布 數(shù)值形式 6 5渦格法 6 6三角翼 大后掠小展弦比的機翼可減小超聲速飛行的波阻 總升力系數(shù) 位流項 渦升力項 氣流繞三角翼所產(chǎn)生渦核 平板機翼的誘導(dǎo)阻力 阻力系數(shù)是隨著迎角的增大而增大 平板機翼的誘導(dǎo)阻力 Kp位流升力線理論算出的法向力斜率 Kv位流的前緣吸力算出 第6章低速機翼及其氣動特性 6 7前緣延伸 邊條機翼 位于主翼前部的翼面 邊條翼 前緣延伸 對機翼 小于或等于巡航迎角時干擾最小 在中大迎角時邊條渦再次附著 給上表面的邊界層注入能量 機動升力所需的機翼面積減小 邊條 主翼 對邊條 主翼的上洗增強了邊條渦 很小的邊條面積可對總升力產(chǎn)生很大的貢獻 第6章低速機翼及其氣動特性 6 8機身在大迎角下的非對稱載荷 小迎角 0 SV 軸向流為主流 流動是附體的 在大迎角下 旋成體上會有非對稱的渦脫體 旋成體會誘發(fā)出很大的非對稱載荷 由渦誘發(fā)的側(cè)向力會超過法向力 沒有渦 附著流動 對稱渦 非對稱渦 渦尾跡 中迎角 SV AV 橫向流分離 產(chǎn)生一對對稱的渦 大迎角 AV UV 軸向流分量足夠大 產(chǎn)生定常的渦 非常大迎角 UV 90 軸向流分量小 渦脫體 流動似氣流垂直二維圓柱體 第6章低速機翼及其氣動特性 小結(jié) 低速飛機阻力 按阻力產(chǎn)生的原因 飛機低速飛行時的阻力一般可分為 摩擦阻力壓差阻力誘導(dǎo)阻力干擾阻力 第6章低速機翼及其氣動特性 摩擦阻力 當(dāng)氣流流過飛機表面時 由于空氣存在粘性 空氣微團與飛機表面發(fā)生摩擦 阻滯了氣流的流動 由此而產(chǎn)生的阻力叫做摩擦阻力 影響摩擦阻力的因素 空氣的粘性飛機表面的形狀 光滑程度 同氣流接觸的飛機表面積的大小附面層中氣流的流動情況 第6章低速機翼及其氣動特性 壓差阻力 運動著的物體前后由于壓力差而形成的阻力叫做壓差阻力 影響壓差阻力的因素物體的迎風(fēng)面積物體的形 第6章低速機翼及其氣動特性 誘導(dǎo)阻力 誘導(dǎo)阻力是翼面所獨有的一種阻力 它是伴隨著升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的 因此可以說它是為了產(chǎn)生升力而付出的一種 代價 第6章低速機翼及其氣動特性 影響誘導(dǎo)阻力的因素 機翼的平面形狀翼剖面形狀機翼的展弦比 第6章低速機翼及其氣動特性 干擾阻力 干擾阻力就是飛機各部分之間由于氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外的阻力 第6章低速機翼及其氣動特性 本章作業(yè)本章思考題 1 說明有限展長直機翼的繞流和無限展長機翼繞流的主要差別 2 為什么直勻流與單一 形馬蹄渦組合的氣動模型不能正確反映實際的機翼繞流 3 在升力線理論中 剖面假設(shè)的條件什么 物理意義是什么 4 指出橢圓形 矩形 梯形機翼的剖面升力系數(shù)沿展向的分布特征和失速特性 本章作業(yè)題 P179 181 6 8 6 10 第6章低速機翼及其氣動特性