[物理]气动弹性力学2-1.ppt

气 动 弹 性 力 学 杨智春 航空结构工程系 yangzc@nwpu.edu.cn 航空楼A914，Tel绍了二元机翼的两大类气动弹性静力问题的基本现象，两类气动弹性静力问题的产生都存在一个临界速压，设法提高临界速压，是气动弹性静力学问题研究的主要任务。 扭转发散：临界速压 ，当气流速压达到 时，机翼成为扭转不稳定的。 操纵反效：速压达到临界速压 时，操纵面的操纵功能将完全失效。 如果 ，则速压增大将导致操纵效率降低； 如果 ，则 既是扭转发散临界速压又是操纵反效临界速压； 当 时，操纵效率为最佳，始终为1。 提高扭转发散临界速压和操纵反效速度的有效方法: 增大机翼结构的扭转刚度。 * 作业2： 已知二元机翼模型的扭转刚度系数为 ， ，e=0.15m，c=1m，且带有一个弦长为cβ=0.31m的副翼，试求其在海平面高度的反效临界速度，并求其在V=30m/s时的副翼操纵效率。 作业2 气动弹性力学 作业3： 分析大展弦比前掠机翼容易发生扭转发散的原因。 分析后掠机翼容易使得副翼效率降低的原因。 作业3 气动弹性力学 气动弹性力学 第二章回顾 气动弹性力学 计算操纵反效临界速度时，应同时计算扭转发散临界速度，对两者进行比较！！ 气动弹性力学 第三章 三元机翼的气动弹性静力问题 第一节 引言 问题：如何从二元机翼静气弹问题转到三元机翼静气弹问题 首先明确三元机翼的两个概念： 变形分布——把机翼视为弹性结构，从结构力学的角度：展向 剖面弯曲位移扭转角不相同，形成分布的弹性变形 气动构型——把机翼视为升力面，从空气动力学的角度：由于 弹性变形而形成一个气动几何构型 气动弹性力学 与二元机翼一样，垂直方向的变形不产生气动力，故只考虑弹性扭转变形。 回顾二元机翼静气弹问题的分析新思路：分别建立机翼作为升力面时其攻角（对三元机翼为攻角分布）与气动力（对三元机翼为气动力分布）的关系式，以及机翼作为承载结构时其弹性扭转变形（对三元机翼为变形分布）与气动力载荷（对三元机翼为分布气动载荷）之间的关系式。 分布的气动载荷（对结构） 分布的气动力（对升力面） 弹性 扭转 变形（对结构） 气动攻角分布（对升力面） 气动弹性力学 机翼静气弹问题的求解归结为两方面：一方面是如何求出弹性机翼在分布的气动载荷作用下产生的弹性变形分布； 另一方面是如何由机翼的弹性变形所形成的气动构型求出其所产生的（附加）气动力。 第一方面，结构力学知识： {外载荷}=[刚阵]×{变形} 或 {变形}=[柔阵]×{外载荷} 注意：变形是翼面顺流转角（局部攻角） ，即力与变形关系 ， 用到了结构的刚度（柔度）影响系数矩阵 气动弹性力学 第二方面，空气动力学问题：升力线理论；或升力面理论，用到空气动力影响系数矩阵 下面两节分别回顾性的介绍机翼定常气动力影响系数矩阵的求解和结构柔度影响系数矩阵的求解 本课程采用的方法 气动力计算——气动力升力面理论的马蹄涡格网法 弹性变形计算——结构力学中求柔度的单位载荷法（或有限元法） 气动弹性力学 第二节 空气动力影响系数矩阵的计算 马蹄涡对任一点的诱导速度 “马蹄涡”名称的由来？为何可以用马蹄涡来模拟气动网格处有限的小翼面对气流的诱导作用？ V 诱导速度 来流速度 翼面气流速度 机翼产生的环量（涡）效应 升力 涡——诱导速度——柏努利定律——升力 气动弹性力学 V 诱导速度 来流速度 环量（涡）代替机翼 升力 从产生升力这个角度看，一个机翼剖面与一个布置在其四分之一弦长处的涡（强度为 ）的作用是一样的。即在计算升力时，可以用一个涡来代替这个翼剖面，涡的中心在以剖面的四分之一弦线点。 显然，对一个展向无限长的二元机翼，其产生升力的作用与无限多个沿展向布置的涡的作用相同，这些涡的涡心连起来，是一根无限长的涡线。 气动弹性力学 涡有方向——满足右手法则 二元机翼与其等效的附着涡 气动弹性力学 附着涡和自由涡的概念； 无限展长二元机翼（无限长涡线） 有限展长的局部翼面网格（无限长涡线折为马蹄涡） 附着涡 自由涡 马蹄涡的组成 气动弹性力学 根据毕奥-沙瓦公式，可以分别得到附着涡、自由涡对一点的诱导速度，最后得到马蹄涡对一点的诱导速度 图3-1 翼面任一气动网格处的马蹄涡 B(x2,y2) A(x1,y1) X Y 展向 顺气流方向 局部翼面网格 P(x,y) 自由涡(左) 自由涡(右) 附着涡 气动弹性