机翼与叶栅理论知识详解.pptxVIP

第十章 机翼与叶栅理论;机翼和叶栅是飞行器与叶轮机械的最主要元件，叶栅是剖面为翼型的一系列叶片的组合。本章用流体力学的原理和方法建立流体作用于机翼和叶栅上的力的计算方法，为其设计奠定理论基础。 本章主要内容： （1）翼型的几何要素和流体动力特性； （2）翼型动力特性的流体力学原理，包括保角变换法和奇点分布法； （3）叶栅特征方程； （4）叶栅流动的保角变换解法和奇点分布解法。 ;第一节 机翼升力原理;小攻角翼型绕流;压力系数分布曲线 ;较大攻角翼型绕流;翼型表面压强的分布;大攻角翼型绕流;流体绕过翼型时要产生升力，是由于翼型上下表面速度不同造成压强分布的不同。 将上下翼面速度分布的差异视为均匀的无穷远来流与由翼型形成的有一定环量的环流两者叠加而成。 升力的大小与流体绕流翼型的环量Γ成正比，即 ;第二节 翼型的几何参数;2. 翼型中弧线：轮廓线的内切圆之圆心连线，也称为翼型的骨线或中线。;4. 翼型的（最大）厚度：翼型的各垂线被翼型上下表面型线所截的最大者，用t表示。 最大相对厚度 最大厚度的相对位置;工程实际中应用的一些翼型的基本形状：;翼型上下表面坐标y0,1(x)与弯度坐标yf(x)和厚度坐标yt(x)的关系式为：;NACA翼型;中弧线取为两段抛物线，这两段抛物线在中弧线的最高点相切 ;ＮＡＣＡ２４１２;18;19;20;机翼的常见平面图形;第三节 翼型的流体动力特性;对于任意一个翼型，会在某一冲角时，其升力等于零，此时的来流方向称为零升力方向。零升力方向与翼弦的夹角称为零冲角，用α0表示。 来流速度v∞与零升力方向的夹角αa称为气动冲角（流体动力冲角），;流体对翼型的总作用力R可以分解为两个相互垂直的分力，分别是平行于来流方向的阻力D和垂直于来流方向的升力L。压力中心点S，距前缘位置为xs。;1. 压力分布特性;2. 升力系数;机翼失速是由于边界层分离造成的，失速时的冲角称为失速角，一般由实验确定，通常在10°～20°之间。 ; ? ? 升力曲线 平行上移，而αcr保 持不变。 ; CL与 的关系： ; CL与Re的关系： ;小结： 通常， ，CLmax值最大，随 或Re的??大而增加。接近前缘的表面粗糙度对CLmax的影响很敏感，随粗糙度增加将减小。因此，为获得较大的升力系数，翼型头部应采用光滑曲面。;3. 阻力系数;Re? ? CD? ;为提高流动性能，需特别重视翼型阻力的最小值。实验表明， 时，其翼型阻力最小。 由于冲角对翼型阻力的影响很大，因此欲设计获得一定升力系数而阻力最小的话，应考虑使用有弯度的翼型。用弯度来提高升力系数所引起的阻力增加量最小。;4. 俯仰力矩系数;Ｃmo～α曲线