飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)6

1、2021/8/141飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 授課人授課人: :飛行器工程學(xué)院飛行器工程學(xué)院 史衛(wèi)成史衛(wèi)成2021/8/142第第10章章 超聲速機(jī)翼的氣動(dòng)特性超聲速機(jī)翼的氣動(dòng)特性 飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)10.1 引言引言 10.2 超聲速機(jī)翼的繞流圖畫超聲速機(jī)翼的繞流圖畫10.3 基本方程及邊界條件基本方程及邊界條件 10.4 求解方法求解方法10.5 氣動(dòng)干擾氣動(dòng)干擾 10.6 超聲速流中全機(jī)外形的氣動(dòng)分析簡介超聲速流中全機(jī)外形的氣動(dòng)分析簡介 重點(diǎn)：重點(diǎn)：求解方法求解方法 難點(diǎn)：難點(diǎn)：氣動(dòng)干擾氣動(dòng)干擾32021/8/14超音速流場內(nèi)從任一點(diǎn)超音速流場內(nèi)從任一點(diǎn)P P 作兩個(gè)與來流

2、平行的馬赫錐，作兩個(gè)與來流平行的馬赫錐，P P 點(diǎn)上游點(diǎn)上游的稱為的稱為前馬赫錐前馬赫錐，下游的稱為，下游的稱為后馬赫錐后馬赫錐，如圖：，如圖：馬赫錐的半頂角為馬赫角：馬赫錐的半頂角為馬赫角：前馬赫錐所圍區(qū)域稱為前馬赫錐所圍區(qū)域稱為P P點(diǎn)的依賴區(qū)點(diǎn)的依賴區(qū)，在該馬赫錐內(nèi)所有擾源都能對在該馬赫錐內(nèi)所有擾源都能對P P產(chǎn)生影響。產(chǎn)生影響。1M1121Mtg10.1 引言引言后馬赫錐所圍區(qū)域稱為后馬赫錐所圍區(qū)域稱為P P點(diǎn)的影響區(qū)點(diǎn)的影響區(qū)或作用區(qū)，或作用區(qū)，在該馬赫錐內(nèi)所有空間點(diǎn)都會(huì)受到在該馬赫錐內(nèi)所有空間點(diǎn)都會(huì)受到 P P 擾動(dòng)的影響。擾動(dòng)的影響。P點(diǎn)的點(diǎn)的依賴區(qū)依賴區(qū)P點(diǎn)的點(diǎn)的影響區(qū)影響區(qū)第

3、第1010章章 超聲速機(jī)翼的氣動(dòng)特性超聲速機(jī)翼的氣動(dòng)特性42021/8/14例如平板后掠翼上一點(diǎn)例如平板后掠翼上一點(diǎn) P P（x,0,zx,0,z）僅受位于上游前馬赫線僅受位于上游前馬赫線內(nèi)機(jī)翼部分的影響，當(dāng)內(nèi)機(jī)翼部分的影響，當(dāng)P P點(diǎn)位于機(jī)翼上方時(shí)點(diǎn)位于機(jī)翼上方時(shí)P P（x,y,zx,y,z）, ,其其依賴區(qū)是空間馬赫錐與機(jī)翼表面的交線范圍區(qū)域。依賴區(qū)是空間馬赫錐與機(jī)翼表面的交線范圍區(qū)域。薄機(jī)翼超音速薄機(jī)翼超音速10.1 10.1 引言引言52021/8/14前緣、后緣和側(cè)緣前緣、后緣和側(cè)緣 超音速機(jī)翼超音速機(jī)翼不同邊界不同邊界對對機(jī)翼繞流機(jī)翼繞流性質(zhì)有很大影響，從而影響機(jī)翼性質(zhì)有很大影響，

4、從而影響機(jī)翼的的氣動(dòng)特性氣動(dòng)特性，因此必須將機(jī)翼的邊界劃分為，因此必須將機(jī)翼的邊界劃分為前緣、后緣和側(cè)緣前緣、后緣和側(cè)緣。 機(jī)翼與來流方向平行的直線首先相交的邊界為機(jī)翼與來流方向平行的直線首先相交的邊界為前緣前緣，第二次，第二次相交的邊界為相交的邊界為后緣后緣，與來流平行的機(jī)翼邊界為，與來流平行的機(jī)翼邊界為側(cè)緣側(cè)緣。是否。是否前緣、前緣、后緣或側(cè)緣后緣或側(cè)緣自然還與自然還與來流與機(jī)翼的相對方向來流與機(jī)翼的相對方向有關(guān)。有關(guān)。10.1 10.1 引言引言62021/8/14如果來流相對與前（后）緣的法向分速小于音速如果來流相對與前（后）緣的法向分速小于音速( (M Mnn111，則稱該前（后），

5、則稱該前（后）緣為緣為超音速前（后）緣超音速前（后）緣；如果；如果 M Mnn=1 =1 則稱為則稱為音速前（后）緣音速前（后）緣。超音速前緣和亞音速前緣的幾何關(guān)系見下圖，當(dāng)來流馬赫線位于超音速前緣和亞音速前緣的幾何關(guān)系見下圖，當(dāng)來流馬赫線位于前緣之后即為超音速前緣，之后為亞音速前緣：前緣之后即為超音速前緣，之后為亞音速前緣：前緣、后緣和側(cè)緣前緣、后緣和側(cè)緣 10.1 10.1 引言引言72021/8/14根據(jù)幾何關(guān)系引入?yún)?shù)根據(jù)幾何關(guān)系引入?yún)?shù) m m 表示前緣半角與前緣馬赫角的比較：表示前緣半角與前緣馬赫角的比較：tgMtgtgm1)2(2令令 則：則：tgKMB, 12KBm 綜上，可用

6、如下三法判斷是否超音速前（后）緣：綜上，可用如下三法判斷是否超音速前（后）緣： M Mnn1 1 或或 V Vnn a a 幾何上馬赫線位于前（后）緣之后幾何上馬赫線位于前（后）緣之后1.1. m1m1 （?。ㄈ　?” =” 號和號和 “ “” 2,無重疊無重疊A1, 重疊區(qū)超出重疊區(qū)超出二維流理二維流理論適用論適用二維理論和錐型流二維理論和錐型流理論都不適用理論都不適用錐型流理錐型流理論適用論適用10.4 10.4 求解方法求解方法202021/8/14矩形平板機(jī)翼上的氣動(dòng)特性矩形平板機(jī)翼上的氣動(dòng)特性BdtbdSBtbSBtgxzBtbbtgS22,222)11 (4411BBSSBCy翼尖

7、馬赫線內(nèi)的三維區(qū)域翼尖馬赫線內(nèi)的三維區(qū)域, ,其其錐形流的壓強(qiáng)分布錐形流的壓強(qiáng)分布: :Ma 1zxozdt=0t+dtdsBlSAtBCp1sin80121222sin82BdttBSabdSCSCOABpy)211 (41BBCCCyyy)21 (cos21tBClup10.4 10.4 求解方法求解方法212021/8/14)2243(3111BblBblCmyz3222yzCm矩形平板翼的升力系數(shù)對前緣產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)矩形平板翼的升力系數(shù)對前緣產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù): :Ma 1zxozdt=0t+dtdsBlSA)21 (cos21tBClup)321 (2)2(2211BBSSmSS

8、mmzzzBCBCyy2,421)2132(21BBxF矩形平板機(jī)翼上的氣動(dòng)特性矩形平板機(jī)翼上的氣動(dòng)特性10.4 10.4 求解方法求解方法222021/8/14矩形機(jī)翼的錐型流結(jié)果矩形機(jī)翼的錐型流結(jié)果,24DC平板翼型平板翼型 平板機(jī)翼平板機(jī)翼 有限厚度翼型有限厚度翼型 有限厚度機(jī)翼有限厚度機(jī)翼LCDC0MCcpx42c24)211 (4AcAA)122/1(2)1 (3cAC,2)211 (4DCA)32(22AA)1 (23AC)1(32232AACAA,2214DCTK)1 (211 43ACA)1 (211 432,21AcACTKDcACAAACA12) 1(3/233當(dāng)當(dāng)MaMa

9、1 1及翼型給定時(shí)及翼型給定時(shí), ,減小展弦比可使升致阻力系數(shù)減小展弦比可使升致阻力系數(shù), ,升力系升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)減小數(shù)和俯仰力矩系數(shù)減小; ;壓力中心隨展弦比的減小而前移壓力中心隨展弦比的減小而前移; ;相對厚度增大時(shí)相對厚度增大時(shí), ,有限翼展機(jī)翼的升力系數(shù)及阻力系數(shù)略增大有限翼展機(jī)翼的升力系數(shù)及阻力系數(shù)略增大, ,但對前緣的力矩系數(shù)則減小但對前緣的力矩系數(shù)則減小; ;壓力中心隨相對厚度增大而前移壓力中心隨相對厚度增大而前移; ;橫截面積相同的翼型橫截面積相同的翼型, ,其壓力中心位置相同其壓力中心位置相同; ;橫截面形狀給定時(shí)橫截面形狀給定時(shí), ,厚度阻力必隨相對厚度的平方而改變

10、厚度阻力必隨相對厚度的平方而改變; ;相對厚度給定時(shí)相對厚度給定時(shí), ,最大厚度位于中弦點(diǎn)的對稱翼型的阻力最小最大厚度位于中弦點(diǎn)的對稱翼型的阻力最小. .10.4 10.4 求解方法求解方法232021/8/142. 后掠機(jī)翼后掠機(jī)翼后掠到馬赫錐內(nèi)的前緣是亞聲速前緣后掠到馬赫錐內(nèi)的前緣是亞聲速前緣: :對機(jī)翼的繞流類似對機(jī)翼的繞流類似于亞聲速流于亞聲速流. .處理方法處理方法: :馬蹄渦系馬蹄渦系(6(6章章),),小擾動(dòng)理論小擾動(dòng)理論(8(8章章).).后掠翼的缺點(diǎn)后掠翼的缺點(diǎn): :升力線斜率減小升力線斜率減小, ,升致阻力增大升致阻力增大, ,翼尖失速翼尖失速問題比較嚴(yán)重問題比較嚴(yán)重, ,

11、增升裝置效能低增升裝置效能低. .Ma 1aaCpx亞聲速后緣亞聲速后緣截面截面aa亞聲速前緣亞聲速前緣10.4 10.4 求解方法求解方法242021/8/14后掠翼上的錐型流區(qū)及二維流區(qū)后掠翼上的錐型流區(qū)及二維流區(qū)機(jī)翼前后緣都是超聲速機(jī)翼前后緣都是超聲速; ;處理方法處理方法: :后掠翼的翼尖和中心部分可用錐型流法后掠翼的翼尖和中心部分可用錐型流法; ;機(jī)翼的其余部分可用二維薄翼理論機(jī)翼的其余部分可用二維薄翼理論. .Ma 1陰影區(qū)陰影區(qū):可用錐型可用錐型流理論進(jìn)行分析流理論進(jìn)行分析.非陰影區(qū)非陰影區(qū):可用二可用二維理論進(jìn)行分析維理論進(jìn)行分析.陰影區(qū)陰影區(qū):可用錐型可用錐型流理論進(jìn)行分析流

12、理論進(jìn)行分析.10.4 10.4 求解方法求解方法252021/8/14二維流區(qū)和三維流區(qū)二維流區(qū)和三維流區(qū) 在超音速三維機(jī)翼中僅受單一前緣影響的區(qū)域稱為在超音速三維機(jī)翼中僅受單一前緣影響的區(qū)域稱為二維流區(qū)二維流區(qū)（每（每點(diǎn)的依賴區(qū)只包含一個(gè)前緣），如下圖中陰影部分所示。其余非點(diǎn)的依賴區(qū)只包含一個(gè)前緣），如下圖中陰影部分所示。其余非陰影部分為陰影部分為三維流區(qū)三維流區(qū)，其影響區(qū)包含兩個(gè)前緣（或一前緣一側(cè)緣，其影響區(qū)包含兩個(gè)前緣（或一前緣一側(cè)緣或還含后緣）?；蜻€含后緣）。10.4 10.4 求解方法求解方法262021/8/14在在二維流二維流區(qū)中，可將機(jī)翼看成為一區(qū)中，可將機(jī)翼看成為一無限翼展

13、直機(jī)翼無限翼展直機(jī)翼或或無限翼展無限翼展斜機(jī)翼斜機(jī)翼，其特點(diǎn)是，其特點(diǎn)是流動(dòng)參數(shù)僅與垂直于前緣的法向翼型有關(guān)而流動(dòng)參數(shù)僅與垂直于前緣的法向翼型有關(guān)而與機(jī)翼平面形狀無關(guān)。與機(jī)翼平面形狀無關(guān)。對于平板機(jī)翼，其中二維流區(qū)上下表面對于平板機(jī)翼，其中二維流區(qū)上下表面的壓強(qiáng)系數(shù)為：的壓強(qiáng)系數(shù)為：1coscos222MCulp利用利用 的關(guān)系進(jìn)行變換，可得：的關(guān)系進(jìn)行變換，可得：KBm122mBmCulp在在三維三維區(qū)流動(dòng)區(qū)流動(dòng)參數(shù)與翼型和機(jī)翼平面形狀參數(shù)與翼型和機(jī)翼平面形狀都有關(guān)。都有關(guān)。二維流區(qū)和三維流區(qū)二維流區(qū)和三維流區(qū) 10.4 10.4 求解方法求解方法272021/8/14超音速流中任一擾源發(fā)出

14、的擾動(dòng)只能對它后超音速流中任一擾源發(fā)出的擾動(dòng)只能對它后馬赫錐內(nèi)的流場馬赫錐內(nèi)的流場產(chǎn)產(chǎn)生影響，所以對于生影響，所以對于有限翼展有限翼展機(jī)翼的超音速繞流，機(jī)翼上某些部機(jī)翼的超音速繞流，機(jī)翼上某些部分就有可能不受分就有可能不受翼尖翼尖或或翼根翼根的影響，下圖兩種機(jī)翼的的影響，下圖兩種機(jī)翼的ABCDABCD區(qū)域。區(qū)域。無限翼展斜置翼的超音速氣動(dòng)特性無限翼展斜置翼的超音速氣動(dòng)特性有限翼展機(jī)翼有限翼展機(jī)翼ABCDABCD區(qū)域可看成無限翼展機(jī)翼的一部分，區(qū)域可看成無限翼展機(jī)翼的一部分，左圖左圖ABCDABCD區(qū)域的氣動(dòng)特性取決于其翼型的氣動(dòng)特性，區(qū)域的氣動(dòng)特性取決于其翼型的氣動(dòng)特性，右圖則取決于無限翼展斜

15、置薄翼的超音速氣動(dòng)特性。右圖則取決于無限翼展斜置薄翼的超音速氣動(dòng)特性。10.4 10.4 求解方法求解方法282021/8/14繞流展弦比為無限大的后掠機(jī)翼繞流展弦比為無限大的后掠機(jī)翼 ccos tbBcAAB截面截面BBDcosbcosc cosMacoscosDMasincosMacosMacoscosMacos與飛行方向平行的平面與飛行方向平行的平面MaMaeMasinMasinetc截面截面AA自由流自由流Ma數(shù)分量數(shù)分量:與前緣相切分量不受機(jī)翼影響與前緣相切分量不受機(jī)翼影響.等價(jià)等價(jià)自由流自由流Mae數(shù)數(shù): :與前緣垂直自由流與前緣垂直自由流Ma數(shù)分量數(shù)分量.處理方法處理方法: :二

16、維理論二維理論(9(9章的線化理論和布澤曼理論章的線化理論和布澤曼理論).).與垂直于前緣的平面與垂直于前緣的平面10.4 10.4 求解方法求解方法292021/8/14升力和波阻升力和波阻相對厚度相對厚度5 . 0225 . 022cossin1 ()coscos()sin(MaMaMaMaecoscosctecostanarctancoscossinarctanMaMaect /)cos/1 (cos)2/(2cMaplCele)cos/1 (cos)2/(2cMapdCed)cossin1 ()(222leelelCMaMaCC升力升力波阻波阻)cossin1 (cos)(cos222

17、deededCMaMaCC10.4 10.4 求解方法求解方法302021/8/14線化理論范圍升力和波阻線化理論范圍升力和波阻)2(14222leueeedaMaC142MaaCeel15dlCC /dlCC /dlCC /ClClClMa=1.5時(shí)的升阻比時(shí)的升阻比Ma=2.0時(shí)的升阻比時(shí)的升阻比Ma=4.0時(shí)的升阻比時(shí)的升阻比0.640.640.6406000453015604530后掠使機(jī)翼性能后掠使機(jī)翼性能得到改善得到改善10.4 10.4 求解方法求解方法312021/8/14有限翼展薄機(jī)翼的超音速繞流特性有限翼展薄機(jī)翼的超音速繞流特性有限翼展薄機(jī)翼有限翼展薄機(jī)翼超音速繞流特性與其

18、超音速繞流特性與其前后緣性質(zhì)前后緣性質(zhì)有很大關(guān)系有很大關(guān)系，后掠機(jī)翼隨來流馬赫數(shù)不同可是亞音速前（后）緣，亞音，后掠機(jī)翼隨來流馬赫數(shù)不同可是亞音速前（后）緣，亞音速前緣超音速后緣或超音速前（后）緣：速前緣超音速后緣或超音速前（后）緣：以以平板后掠翼平板后掠翼為例，亞音速前緣時(shí)，為例，亞音速前緣時(shí)，上下翼面的繞流要通過前緣產(chǎn)生相互上下翼面的繞流要通過前緣產(chǎn)生相互影響，結(jié)果垂直于前緣的截面在前緣影響，結(jié)果垂直于前緣的截面在前緣顯示出亞音速繞流特性（右圖顯示出亞音速繞流特性（右圖a a）。）。10.4 10.4 求解方法求解方法322021/8/14有限翼展薄機(jī)翼的超音速繞流特性有限翼展薄機(jī)翼的超音

19、速繞流特性如果是如果是亞音速后緣亞音速后緣，則垂直于后緣的，則垂直于后緣的截截面面在后緣也要顯示出在后緣也要顯示出亞音速繞流特性亞音速繞流特性：流動(dòng)沿平板光滑離開以滿足流動(dòng)沿平板光滑離開以滿足后緣條件后緣條件（右圖右圖b b）。）。如果是如果是超音速前、后緣超音速前、后緣，則上下表面，則上下表面互不影響互不影響，垂直于前、后緣的截面顯，垂直于前、后緣的截面顯示出示出二維超音速二維超音速平板繞流特性：平板繞流特性：流動(dòng)流動(dòng)以馬赫波以馬赫波為擾動(dòng)分界（右圖為擾動(dòng)分界（右圖c c、d d）。）。10.4 10.4 求解方法求解方法332021/8/14pCpCpC 如圖是垂直于前緣的截面上如圖是垂直

20、于前緣的截面上壓強(qiáng)分布。對于壓強(qiáng)分布。對于亞音速前、后緣亞音速前、后緣，壓強(qiáng)分布在前緣處趨于壓強(qiáng)分布在前緣處趨于無限大無限大，后，后緣處緣處趨于零趨于零（圖（圖a a）；）； 亞音速前緣和超音速后緣時(shí)亞音速前緣和超音速后緣時(shí)，前緣處趨于無限大，后緣處趨于前緣處趨于無限大，后緣處趨于有有限值限值（圖（圖b b）; ; 超音速前緣和超音速后緣時(shí)超音速前緣和超音速后緣時(shí)，前，前后、緣處壓強(qiáng)系數(shù)均為有限值（圖后、緣處壓強(qiáng)系數(shù)均為有限值（圖c c）; ;有限翼展薄機(jī)翼的超音速繞流特性有限翼展薄機(jī)翼的超音速繞流特性10.4 10.4 求解方法求解方法342021/8/143.3.三角翼和箭形翼三角翼和箭形

21、翼 cclblac超聲速前緣超聲速前緣亞聲速前緣亞聲速前緣k=CCD D/C/CL2L22 2O前緣后掠角前緣后掠角三角翼三角翼箭形翼箭形翼箭形翼的優(yōu)點(diǎn)箭形翼的優(yōu)點(diǎn): :在巡航時(shí)的波阻較低在巡航時(shí)的波阻較低; ;在亞聲速時(shí)由于前緣吸力增大而升阻比較高在亞聲速時(shí)由于前緣吸力增大而升阻比較高. .三角翼與箭形翼的誘導(dǎo)阻力對比三角翼與箭形翼的誘導(dǎo)阻力對比10.4 10.4 求解方法求解方法352021/8/144.4.三角形平板機(jī)翼壓強(qiáng)系數(shù)三角形平板機(jī)翼壓強(qiáng)系數(shù)上翼面三維流區(qū)內(nèi)任一點(diǎn)的壓強(qiáng)系數(shù)上翼面三維流區(qū)內(nèi)任一點(diǎn)的壓強(qiáng)系數(shù): :其中其中 1sin21 1222212tmtmBmCuptgtgm)2

22、(xBzt/下翼面三維流區(qū)內(nèi)任一點(diǎn)的壓強(qiáng)系數(shù)下翼面三維流區(qū)內(nèi)任一點(diǎn)的壓強(qiáng)系數(shù): :12MB1sin21 1222212tmtmBmClp10.4 10.4 求解方法求解方法362021/8/14亞聲速前緣亞聲速前緣 M1 1cccc截面截面Cpz當(dāng)三角平板機(jī)翼的前緣為亞聲速前當(dāng)三角平板機(jī)翼的前緣為亞聲速前緣時(shí)緣時(shí), ,其前緣繞流特性和亞聲速中其前緣繞流特性和亞聲速中的性質(zhì)相同的性質(zhì)相同. .在垂直前緣的截面上在垂直前緣的截面上, ,在機(jī)翼前緣在機(jī)翼前緣處處, ,其壓強(qiáng)系數(shù)趨于無窮大其壓強(qiáng)系數(shù)趨于無窮大. .10.4 10.4 求解方法求解方法372021/8/14機(jī)翼三維流區(qū)載荷系數(shù)機(jī)翼三維流

23、區(qū)載荷系數(shù)1sin21 1422212tmtmBmCp三維流區(qū)的壓強(qiáng)系數(shù)較三維流區(qū)的壓強(qiáng)系數(shù)較二維流區(qū)的壓強(qiáng)系數(shù)的二維流區(qū)的壓強(qiáng)系數(shù)的降低量降低量: :22211sin2tmtzxoM1 1ooCp pCp p超聲速前后緣三角形平板機(jī)翼壓強(qiáng)系數(shù)超聲速前后緣三角形平板機(jī)翼壓強(qiáng)系數(shù)10.4 10.4 求解方法求解方法382021/8/14三角形平板機(jī)翼氣動(dòng)特性三角形平板機(jī)翼氣動(dòng)特性機(jī)翼馬赫線外的二維流區(qū)的壓強(qiáng)系數(shù)機(jī)翼馬赫線外的二維流區(qū)的壓強(qiáng)系數(shù): :S S1 1為為馬赫線外三角機(jī)翼的面積馬赫線外三角機(jī)翼的面積; ;S S為機(jī)翼面積為機(jī)翼面積. .142mBmCp1141422121mmSBbmSS

24、mBmCy) 1(21mBbSozxbt=1 t+dt1t=-1t=0tM1 1d10.4 10.4 求解方法求解方法392021/8/14dttmtmBbmSCy1sin21 122222110222翼面三維流區(qū)的壓強(qiáng)系數(shù)翼面三維流區(qū)的壓強(qiáng)系數(shù): :ozxbt=1 t+dt1t=-1t=0tM1 1d部分積分得部分積分得: :111 422mmSBbmCy三角形平板機(jī)翼氣動(dòng)特性三角形平板機(jī)翼氣動(dòng)特性10.4 10.4 求解方法求解方法402021/8/14超聲速前緣三角平板機(jī)翼的升力系數(shù)超聲速前緣三角平板機(jī)翼的升力系數(shù): :壓力中心距機(jī)翼尖點(diǎn)在根弦的壓力中心距機(jī)翼尖點(diǎn)在根弦的1/31/3處處

25、: :)(,44222BmbSBSBbmCy32Fxozxbt=1 t+dt1t=-1t=0tM1 1d三角形平板機(jī)翼氣動(dòng)特性三角形平板機(jī)翼氣動(dòng)特性10.4 10.4 求解方法求解方法412021/8/145.5.后掠翼上的壓強(qiáng)分布后掠翼上的壓強(qiáng)分布機(jī)翼可用二維薄翼理論機(jī)翼可用二維薄翼理論( (非陰影區(qū)非陰影區(qū)):):Ma 1ozxoFzA122mBmClup陰影區(qū)陰影區(qū):可用錐型可用錐型流理論進(jìn)行分析流理論進(jìn)行分析.非陰影區(qū)非陰影區(qū):可用二可用二維理論進(jìn)行分析維理論進(jìn)行分析.陰影區(qū)陰影區(qū):可用錐型可用錐型流理論進(jìn)行分析流理論進(jìn)行分析.cc10.4 10.4 求解方法求解方法422021/8/

26、14后掠翼的翼尖和中心部分可用錐型流法后掠翼的翼尖和中心部分可用錐型流法tmtmtg)1 ()1 (21應(yīng)用錐形流理論較二維值壓強(qiáng)的降低量為應(yīng)用錐形流理論較二維值壓強(qiáng)的降低量為: :錐形流坐標(biāo)錐形流坐標(biāo): :xzBt側(cè)緣三維流區(qū)的上側(cè)緣三維流區(qū)的上, ,下表面壓強(qiáng)系數(shù)下表面壓強(qiáng)系數(shù): :)1 ()1 (21 1212tmtmtgmBmClupccCp po10.4 10.4 求解方法求解方法432021/8/146.6.矩形平板機(jī)翼上的壓強(qiáng)分布矩形平板機(jī)翼上的壓強(qiáng)分布翼尖馬赫線內(nèi)的三維區(qū)域翼尖馬赫線內(nèi)的三維區(qū)域, ,其其錐形流的壓強(qiáng)分布錐形流的壓強(qiáng)分布: :Ma 1Cpoz)21 (cos21

27、tBClup翼尖三維翼尖三維區(qū)區(qū),其壓強(qiáng)其壓強(qiáng)系數(shù)平均系數(shù)平均值為二維值為二維值的一半值的一半.非陰影區(qū)非陰影區(qū):可用二可用二維理論進(jìn)行分析維理論進(jìn)行分析.10.4 10.4 求解方法求解方法442021/8/1410.5 超聲速飛機(jī)的一些設(shè)計(jì)問題超聲速飛機(jī)的一些設(shè)計(jì)問題繞大后掠機(jī)翼的主要分離流動(dòng)類型繞大后掠機(jī)翼的主要分離流動(dòng)類型: :來源于強(qiáng)吸力的前緣分離來源于強(qiáng)吸力的前緣分離; ;來源于展向流動(dòng)的分離來源于展向流動(dòng)的分離; ;翼內(nèi)側(cè)激波分離翼內(nèi)側(cè)激波分離; ;后緣激波分離后緣激波分離; ;后緣激波分離后緣激波分離展向流動(dòng)的分離展向流動(dòng)的分離前緣前緣分離分離前緣渦前緣渦翼內(nèi)側(cè)激波分離翼內(nèi)側(cè)激

28、波分離激波引起的分離激波引起的分離第第1010章章 超聲速機(jī)翼的氣動(dòng)特性超聲速機(jī)翼的氣動(dòng)特性452021/8/14分離的原因分離的原因前緣分離前緣分離: :在小迎角內(nèi)在小迎角內(nèi)對亞聲速前緣的大后掠機(jī)翼對亞聲速前緣的大后掠機(jī)翼, ,即使機(jī)翼的迎角較小即使機(jī)翼的迎角較小, ,由于由于值大值大, ,分母小分母小, ,分離也很容易發(fā)生分離也很容易發(fā)生; ;展向流動(dòng)導(dǎo)致翼尖附近邊界層增厚展向流動(dòng)導(dǎo)致翼尖附近邊界層增厚, ,易分離易分離; ;翼內(nèi)側(cè)激波分離取決于前緣附近的翼身連接處的幾何形狀翼內(nèi)側(cè)激波分離取決于前緣附近的翼身連接處的幾何形狀; ;后緣激波分離產(chǎn)生在超聲速后緣后緣激波分離產(chǎn)生在超聲速后緣,

29、,在后緣產(chǎn)生一道激波調(diào)整在后緣產(chǎn)生一道激波調(diào)整上翼面的壓強(qiáng)回復(fù)到自由流狀態(tài)上翼面的壓強(qiáng)回復(fù)到自由流狀態(tài); ;costanarctane10.5 10.5 超聲速飛機(jī)的一些設(shè)計(jì)問題超聲速飛機(jī)的一些設(shè)計(jì)問題462021/8/14設(shè)計(jì)準(zhǔn)則設(shè)計(jì)準(zhǔn)則消除或緩和分離消除或緩和分離: :對前緣分離對前緣分離: :不用吸力壓強(qiáng)超過不用吸力壓強(qiáng)超過70%70%真空度方案真空度方案; ;對展向流動(dòng)的分離對展向流動(dòng)的分離: :翼尖處的迎角比機(jī)翼內(nèi)側(cè)剖面的迎角小翼尖處的迎角比機(jī)翼內(nèi)側(cè)剖面的迎角小; ;翼內(nèi)側(cè)激波分離翼內(nèi)側(cè)激波分離: :采用機(jī)身光順采用機(jī)身光順, ,使內(nèi)側(cè)激波的壓強(qiáng)增量小于使內(nèi)側(cè)激波的壓強(qiáng)增量小于50%

30、;50%;后緣激波分離后緣激波分離: :控制后緣激波的壓強(qiáng)比小于控制后緣激波的壓強(qiáng)比小于1+0.3Ma1+0.3Ma1 12 2. .10.5 10.5 超聲速飛機(jī)的一些設(shè)計(jì)問題超聲速飛機(jī)的一些設(shè)計(jì)問題472021/8/1410.6 氣動(dòng)干擾氣動(dòng)干擾 10.6. .1. 綜述綜述干擾力干擾力: :組合體的流場和組合體組合體的流場和組合體各部件所承受的空氣動(dòng)力各部件所承受的空氣動(dòng)力, ,由于由于各部件間的相互干擾作用各部件間的相互干擾作用, ,與單與單獨(dú)部件的氣動(dòng)力不同的力獨(dú)部件的氣動(dòng)力不同的力. .無干擾無干擾干擾流場干擾流場: :單獨(dú)部件的流場疊加單獨(dú)部件的流場疊加某一流場而得到組合體的流場

31、某一流場而得到組合體的流場, ,此某一流場為干擾流場此某一流場為干擾流場. .有干擾有干擾第第1010章章 超聲速機(jī)翼的氣動(dòng)特性超聲速機(jī)翼的氣動(dòng)特性482021/8/14機(jī)翼機(jī)翼-機(jī)身機(jī)身-尾翼組合體尾翼組合體 機(jī)翼對機(jī)身位置機(jī)翼對機(jī)身位置: :機(jī)翼根弦平面相對機(jī)身體軸的水平位置機(jī)翼根弦平面相對機(jī)身體軸的水平位置, ,分為中單翼上單翼下單翼上中單翼和下中單翼分為中單翼上單翼下單翼上中單翼和下中單翼. .尾翼對機(jī)身位置尾翼對機(jī)身位置: :水平尾翼水平尾翼根弦根弦平面相對機(jī)身體軸的水平位置平面相對機(jī)身體軸的水平位置, ,可安裝在垂直尾翼上可安裝在垂直尾翼上. .中單翼中單翼上單翼上單翼下單翼下單翼

32、上中單翼上中單翼下中單翼下中單翼水平尾翼高水平尾翼高機(jī)身體軸機(jī)身體軸水平面水平面機(jī)身體軸機(jī)身體軸水平面水平面10.6 10.6 氣動(dòng)干擾氣動(dòng)干擾492021/8/14機(jī)翼安裝角機(jī)翼安裝角: :機(jī)翼根弦與機(jī)身軸線間的夾角機(jī)翼根弦與機(jī)身軸線間的夾角翼翼. .機(jī)翼機(jī)翼-機(jī)身機(jī)身-尾翼組合體示意圖尾翼組合體示意圖機(jī)身體軸機(jī)身體軸水平尾翼安裝角水平尾翼安裝角: :水平尾翼根弦與機(jī)身軸線間的夾角水平尾翼根弦與機(jī)身軸線間的夾角尾尾. .翼翼根弦根弦機(jī)身機(jī)身尾翼尾翼尾尾L尾尾機(jī)翼機(jī)翼-機(jī)身機(jī)身-尾翼組合體尾翼組合體 10.6 10.6 氣動(dòng)干擾氣動(dòng)干擾502021/8/14氣動(dòng)干擾氣動(dòng)干擾氣動(dòng)干擾氣動(dòng)干擾:

33、:全機(jī)的氣動(dòng)載荷與各個(gè)單獨(dú)部件載荷之差全機(jī)的氣動(dòng)載荷與各個(gè)單獨(dú)部件載荷之差. .+-截面截面AAAA機(jī)翼機(jī)翼-機(jī)身干擾機(jī)身干擾MaCp為負(fù)為負(fù)Cp為正為正Cp為負(fù)為負(fù)Cp為正為正兩種干擾效應(yīng)兩種干擾效應(yīng): :機(jī)翼對機(jī)身機(jī)翼對機(jī)身; ;機(jī)身對機(jī)翼機(jī)身對機(jī)翼. .機(jī)翼機(jī)翼- -機(jī)身干擾機(jī)身干擾: :對超聲速流對超聲速流, ,上下翼面前后緣馬赫錐內(nèi)壓強(qiáng)上下翼面前后緣馬赫錐內(nèi)壓強(qiáng)差在機(jī)身產(chǎn)生一個(gè)凈升力和波阻力差在機(jī)身產(chǎn)生一個(gè)凈升力和波阻力. .10.6 10.6 氣動(dòng)干擾氣動(dòng)干擾512021/8/14機(jī)身機(jī)身-機(jī)翼組合體干擾機(jī)翼組合體干擾有迎角的機(jī)身影響有迎角的機(jī)身影響: :圍繞機(jī)身的側(cè)面產(chǎn)生上洗圍繞

34、機(jī)身的側(cè)面產(chǎn)生上洗, ,使機(jī)翼的使機(jī)翼的有效迎角增大有效迎角增大. .使機(jī)翼升力增大的外形使機(jī)翼升力增大的外形機(jī)翼機(jī)翼-機(jī)身干擾機(jī)身干擾Ma機(jī)翼機(jī)翼- -機(jī)身組合效應(yīng)機(jī)身組合效應(yīng): :機(jī)翼產(chǎn)生沒有翼尖效應(yīng)的二維升力機(jī)翼產(chǎn)生沒有翼尖效應(yīng)的二維升力. .機(jī)身的干擾效應(yīng)使機(jī)翼升力增大機(jī)身的干擾效應(yīng)使機(jī)翼升力增大25%.25%.cccMa=1.4當(dāng)機(jī)身有迎角時(shí)對機(jī)當(dāng)機(jī)身有迎角時(shí)對機(jī)翼繞流的上洗效應(yīng)翼繞流的上洗效應(yīng)10.6 10.6 氣動(dòng)干擾氣動(dòng)干擾522021/8/14處理干擾的方法處理干擾的方法以小擾動(dòng)理論為基礎(chǔ)以小擾動(dòng)理論為基礎(chǔ): :主控方程主控方程: :邊界條件邊界條件: :要滿足氣流與物面相切

35、要滿足氣流與物面相切; ;尖后緣處的庫塔條件尖后緣處的庫塔條件; ;求解方法求解方法: :分布一系列的奇點(diǎn)分布一系列的奇點(diǎn)( (源源, ,匯匯, ,偶偶, ,渦渦););機(jī)翼機(jī)翼: :布渦來模擬彎度和迎角布渦來模擬彎度和迎角; ;布源來模擬厚度布源來模擬厚度機(jī)身機(jī)身: :分布在機(jī)身軸線上的線源及偶極子來模擬分布在機(jī)身軸線上的線源及偶極子來模擬; ;0) 1(2zzyyxxMa機(jī)翼對機(jī)身干擾機(jī)翼對機(jī)身干擾: :在一個(gè)圓柱體上布渦來模擬在一個(gè)圓柱體上布渦來模擬. .機(jī)身對機(jī)翼干擾機(jī)身對機(jī)翼干擾: :在機(jī)翼彎度面的上布渦來模擬在機(jī)翼彎度面的上布渦來模擬. .10.6 10.6 氣動(dòng)干擾氣動(dòng)干擾532

36、021/8/1410.6 2. 近似分析近似分析 0)1(2zzyyxxMan擾動(dòng)速度位滿足微分方程擾動(dòng)速度位滿足微分方程: :引入量綱坐標(biāo)引入量綱坐標(biāo): :L L為機(jī)身長度為機(jī)身長度, ,l l為機(jī)翼半翼展為機(jī)翼半翼展Lxyz平面內(nèi)的流動(dòng)平面內(nèi)的流動(dòng)lylz0)1(222222222LlMax2lDL翼翼-身組合體身組合體RVzy10.6 10.6 氣動(dòng)干擾氣動(dòng)干擾542021/8/14細(xì)長旋轉(zhuǎn)體細(xì)長旋轉(zhuǎn)體: :滿足拉普拉斯方程滿足拉普拉斯方程或或yz平面內(nèi)的流動(dòng)平面內(nèi)的流動(dòng)0222202222zyx2lDL翼翼-身組合體身組合體RVzy近似分析近似分析 10.6 10.6 氣動(dòng)干擾氣動(dòng)干擾

37、552021/8/141.機(jī)身對機(jī)翼的干擾機(jī)身對機(jī)翼的干擾22)(ryxSV22zRVvy橫向流動(dòng)的擾動(dòng)速度位函數(shù)橫向流動(dòng)的擾動(dòng)速度位函數(shù): :橫向流動(dòng)為直勻流橫向流動(dòng)為直勻流V V流過流過二維圓柱體二維圓柱體( (二維偶極子二維偶極子). ). 機(jī)身機(jī)身: :分布在機(jī)身軸線上的線分布在機(jī)身軸線上的線源及偶極子來模擬源及偶極子來模擬; ;S(x)S(x)為為x x處的圓柱橫截面積處的圓柱橫截面積. .上洗速度上洗速度: :由機(jī)身引起的由機(jī)身引起的y y方向擾動(dòng)速度方向擾動(dòng)速度. .對中單翼對中單翼(y=0):(y=0):2222222)(yzyzRVyvyVvy上洗上洗10.6 10.6 氣動(dòng)

38、干擾氣動(dòng)干擾562021/8/14環(huán)量分布環(huán)量分布22zRVvy2/ lz沿翼展向各剖面的迎角增量沿翼展向各剖面的迎角增量: :越接近機(jī)身越接近機(jī)身, ,附加迎角越大附加迎角越大, ,在兩側(cè)達(dá)最大值在兩側(cè)達(dá)最大值.機(jī)身對機(jī)翼的干擾機(jī)身對機(jī)翼的干擾: :由機(jī)身引起的由機(jī)身引起的y y方向擾動(dòng)速度方向擾動(dòng)速度, ,在機(jī)翼在機(jī)翼展向產(chǎn)生附加的展向迎角分布展向產(chǎn)生附加的展向迎角分布, ,而產(chǎn)生附加的升力分布而產(chǎn)生附加的升力分布, ,越接近機(jī)身越接近機(jī)身, ,此附加升力越大此附加升力越大. .lV057.0lR000.60.41.0R10.6 10.6 氣動(dòng)干擾氣動(dòng)干擾572021/8/142.機(jī)翼對機(jī)

39、身的干擾機(jī)翼對機(jī)身的干擾將機(jī)翼的升力效應(yīng)用沿機(jī)翼弦平面分布的旋渦系代替將機(jī)翼的升力效應(yīng)用沿機(jī)翼弦平面分布的旋渦系代替: :渦渦系在系在y y向所產(chǎn)生的誘導(dǎo)速度向所產(chǎn)生的誘導(dǎo)速度, ,與來流速度合成后與來流速度合成后, ,要改變機(jī)要改變機(jī)身軸線的迎角分布身軸線的迎角分布; ;在位于機(jī)翼前的機(jī)身部分由渦系作用在位于機(jī)翼前的機(jī)身部分由渦系作用, ,迎角增大迎角增大; ;在位于機(jī)翼后的機(jī)身部分由渦系作用在位于機(jī)翼后的機(jī)身部分由渦系作用, ,迎角減小迎角減小. .當(dāng)機(jī)翼產(chǎn)生升力時(shí)當(dāng)機(jī)翼產(chǎn)生升力時(shí), ,上下上下表面有壓力差表面有壓力差, ,機(jī)翼上下機(jī)翼上下表面的壓力表面的壓力, ,將分別傳播將分別傳播到相應(yīng)的機(jī)身表面上到相應(yīng)的機(jī)身表面上, ,使使機(jī)身得到機(jī)身得到附加升力附加升力. .vy上洗上洗yx下洗下洗x10.6 10.6 氣動(dòng)干擾氣動(dòng)干擾582021/8/14邊界條件邊界條件yz平面內(nèi)的流動(dòng)平面內(nèi)的流動(dòng)xVr分速與合速關(guān)系分速與合速關(guān)系RVzy旋成體表面滿足旋成體表面滿足: :)cos(dxdrVvr機(jī)翼表面滿足機(jī)翼表面滿足: :Vzw翼身組合體的速度位問題翼身組合體的速度位問題: :平面流動(dòng)問題平面流動(dòng)問題. .求與求與x x軸垂直的每個(gè)平面內(nèi)的不可壓流速度場軸垂直的每個(gè)平面內(nèi)的不可壓流速度場. .VcosVVxVsinVVr10.6 10.6 氣