哈工大·空气动力学Ⅱ(48学时)第4章详解.ppt

* 升力面理论与涡格法 一条直的、变涡强的升力线代替机翼 ? 不同弦线位置、与机翼局部后掠角一致的无数条升力线代替机翼 ? 涡线交织的面?升力面 ?机翼平面分割成若干个四边形的微小格子?格子翼上布置强度为常值的马蹄涡 ?不同格子翼的马蹄涡强度不同 ?利用比奥-萨伐尔公式计算总的诱导速度 ?确定马蹄涡涡强的线性代数方程组 ?计算合力、合力矩 适用于后掠角较大或展弦比较小的机翼 直匀流 + ?型马蹄涡 升力线群的涡强 尾涡强度 @尾缘向后 升力线代表的涡线群与机翼局部后掠角度一致 尾涡代表的涡线群与x轴平行 升力面方程 涡格法/求解升力面方程计算模型和步骤： 中弧面坐标 对P(x,0,z)点的诱导速度 * 第四章 低速翼型及机翼的基本理论 空 气 动 力 学 授课教师：陈浮 宋彦萍哈尔滨工业大学 能源科学与工程学院推进理论与技术研究所 内容 翼型的几何/气动参数定义及其气动特性 薄翼理论 任意形状翼型绕流的面涡法 低速机翼的气动特性 * * 翼型几何/气动参数及气动特性 前缘/尾缘：翼型的最前点/最后点弦长c：连接前/尾缘的直线段长度中弧线：内切圆圆心连线弯度f：垂直弦线方向上中弧线与弦线间的最大距离 最大弯度位置：厚度b：内切圆直径 相对最大厚度位置： 头圆尾尖略弯曲?流线型翼型 NACA四位数字翼型 NACA2412 NACA五位数字翼型 NACA23012 Cl设：翼型中弧线在前缘的切线与来流平行时的翼型理论升力系数 NACA六位数字翼型 NACA653-218 翼型几何参数 x轴：飞行器轴线/来流方向 y轴：指向飞行器上方z轴：指向右侧机翼/展向 薄翼型 * 攻角：来流V? 和翼型弦线间的夹角 正攻角 翼型气动参数 气动力：空气施加在物面上作用力 垂直指向物面?表面压力p切于物面且与气流方向相同?切应力/摩擦力? 合力 垂直来流?升力L 平行来流?阻力D垂直弦线?法向力N 平行弦线?轴向力A 升阻比 力矩：气动力对前缘取力矩 顺时针力矩为正?使翼型抬头逆时针力矩为负?使翼型低头向下 绕 z 轴的俯仰力矩 二维 升力系数 阻力系数 力矩系数 压强系数 摩擦系数 自由来流动压 体轴坐标系 风轴坐标系 升力?力矩?阻力? 绕翼型的无黏流动 小攻角 大攻角 升力?力矩?阻力? * 气动力和力矩计算---压强和剪切力沿翼型表面的积分 升力由翼型法向压强合成 攻角? 较小，翼型平、薄，忽略摩擦力，在风轴系中 无黏流体，存在指向来流方向的阻力 翼型前缘的绕流效应 速度极其大、压强为负极大值局部区域 前缘吸力平衡阻力 达朗贝尔佯谬成立 考虑黏性，低速下翼型阻力 翼型表面黏性剪切应力?摩擦力翼型表面附面层分离?压差阻力 附面层分离 分离起始位置后出现很大的低压区?阻力升力突降?失速 * 压力中心：翼型上气动合力作用点的位置/使分布的气动载荷的总力矩为零的点 升力引起力矩 攻角较小 三种等效力-力矩系统 沿弦向距前缘 x 点 焦点/气动中心：在较大攻角范围内，气动力绕该点的力矩保持不变 焦点沿弦向距前缘距离 xac 低速翼型/薄翼型 考虑黏性 * 低速翼型绕流图谱及其气动特性 驻点 压力下翼面 压力上翼面 升力 升力主要产生于前 部分 翼型升力系数 = 上、下翼面压强系数曲线之间面积 ?攻角小、无分离：应用无黏势流理论讨论翼型绕流合理 ?出现分离后，基于无黏势流理论得到的压强系数与实际结果有本质差别 层流附面层的分离 攻角?较小 升力系数cl 随? 线性变化 升力线斜率 气流光滑流过翼型表面且为附着流动 攻角?较大 分离/回流?黏性 clmax? cl下降?失速/失速攻角?cr 小负攻角?cl=0 绝对攻角 * ?c? 与Re数无关 ?攻角较小，薄翼型阻力主要是摩擦阻力，压差阻力很小 ?clmax随Re数增加而增加 /惯性力占优、扰动变强、延缓分离 ?cmac/零升力矩随攻角变化小 ?翼型表面粗糙度对clmax有影响 ??=?cr时，翼型后部附面层严重分离，压强降低，造成很大压差阻力 ?Re大? cd小，黏性的相对作用减弱 ?减少翼型表面粗糙度会减小摩擦阻力；为减少摩擦阻力，应尽可能使翼型表面附面层保持为层流流态 cmac? -0.035 * 库塔条件及翼型绕流环量的产生 复变函数 任意解析函数 实部、虚部为调和函数 复势/复位函数 平面不可压无旋流动 确定的 复势函数 ? 保角变换 任意封闭的二维物体?圆 儒可夫斯基变换 速度为V? 直匀流绕圆柱流动 带攻角? 的绕圆柱流动 旋转变换 线性变换 儒可夫斯基变换 带攻角的绕偏心圆柱流动 速度为V? 均匀流以攻角? 绕儒可夫斯基翼型流动 驻点位于III、I象限 下翼面流体绕过 T* 流至上翼面 T*处V? ?，p?