低速空氣動(dòng)力學(xué)理論與計(jì)算：第六章ppt課件

1、低速空氣動(dòng)力學(xué)理論與計(jì)算第六章：低速翼型1;本章主要內(nèi)容一翼型的幾何參數(shù)二翼型族三層流翼型四翼型的低速繞流流動(dòng)特征五翼型的氣動(dòng)特性六薄翼理論及其氣動(dòng)特性公式七層流翼型的設(shè)計(jì)八翼型的失速：前緣分離、后緣分離2;引言本章研究二維翼型的氣動(dòng)力特征和基本計(jì)算方法研究對(duì)象是低速薄翼3;翼型的幾何參數(shù)翼型：低速翼型順來流切得到翼型關(guān)鍵幾何點(diǎn)：前緣點(diǎn)：最前面的點(diǎn)后緣點(diǎn)：尖點(diǎn)幾何弦：前后緣的連線弦長b：前緣至后緣的距離，或前后緣的投影距離一般翼型的上下表面曲線表示為弦線相對(duì)坐標(biāo)的函數(shù)翼型的厚度習(xí)慣：翼型上的一切尺寸都是對(duì)弦長而言的相對(duì)值4;翼型族翼型族：美國NACA、英國RAE、德國Gottingen、蘇聯(lián)對(duì)

2、翼型進(jìn)行了系統(tǒng)研究，如果翼型不太厚，翼型的厚度和彎度的作用可以分開考慮5;翼型族：NACA四位確定了翼型最合理的厚度分布這個(gè)式子給出的最大厚度在30%弦長處，c值不同代表不同厚度翼型的上下表面坐標(biāo)值。前緣半徑6;翼型族：NACA四位四位翼型的中弧線取為兩段拋物線，在中弧線的最高點(diǎn)二者相切中弧線的方程式f是中弧線最高點(diǎn)坐標(biāo)，p是最高點(diǎn)的弦向位置）7;翼型族：NACA四位一個(gè)有彎度的翼型要畫上下翼面的坐標(biāo)，等于把給定的厚度附在中弧線兩側(cè)其中是中弧線在弦向位置x處的切線的斜角。前緣半徑的圓心位于中弧線0.05弦點(diǎn)的切線上，其至前緣點(diǎn)的距離當(dāng)然等于前緣半徑8;翼型族：NACA四位中弧線最高點(diǎn)的高度f彎

3、度和該點(diǎn)的弦向位置都是人為規(guī)定的。給f和p以及厚度c以一系列的值就得到一個(gè)翼型族，四位數(shù)的表達(dá)形式是第一位代表f，是弦長的百分?jǐn)?shù)；第二位代表p，是弦長的十分?jǐn)?shù)；最后兩位代表厚度，是弦長的百分?jǐn)?shù)例：NACA0006；NACA2415真實(shí)的NACA四位數(shù)翼型中，有6%8%9%10%12%15%18%21%24%幾種厚度，0%1%2%三種彎度，中弧線都在40%處9;翼型族：NACA五位厚度分布公式同于四位翼型族。與四位翼型不同的是中弧線：實(shí)驗(yàn)研究表明，中弧線的最高點(diǎn)的弦向位置離開弦線中點(diǎn)，無論前移和后移，對(duì)于提高翼型最大升力系數(shù)有益。后移產(chǎn)生很大俯仰力矩，無法用；前移太多，原四位翼型族的中弧線不合適

4、必須采用另外的中弧線10;翼型族：NACA五位NACA五位翼型族中弧線的特點(diǎn)：曲率從前緣起向后逐步減小，到了略過最高點(diǎn)之后，曲率降為0，此后直到后緣一直為0翼型后半段是直線）中弧線方程m隨p變化，k1也隨p變化11;翼型族：NACA五位五位數(shù)碼的意義：第一位表示彎度，但不是一個(gè)直接的幾何參數(shù)，而是通過設(shè)計(jì)的升力系數(shù)來表達(dá)，這個(gè)數(shù)乘以1.5等于設(shè)計(jì)升力系數(shù)的十倍第二三兩位數(shù)以弦長的百分?jǐn)?shù)表示2p第四五位仍舊是百分?jǐn)?shù)厚度例：NACA23012，升力系數(shù)0.3，最高點(diǎn)弦向15%，厚度12%；有現(xiàn)成實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的五位翼型都是230系列，設(shè)計(jì)升力系數(shù)0.3，最高點(diǎn)15%，厚度有12%，15%，21%，24%

5、12;翼型族：NACA五位改型的五位翼型：使翼型俯仰力矩為0第三位數(shù)不用0，用1，如，NACA23112與NACA23012的區(qū)別在于后段上翹的中弧線另一種改型對(duì)四位和五位都有改型）：改變前緣半徑和最大厚度的弦向位置，四位或五位數(shù)字后再添加兩位數(shù)字第一個(gè)數(shù)字表示前緣半徑的大小，6表示正常半徑，0表示尖前緣。當(dāng)?shù)谝粋€(gè)數(shù)字I（8時(shí)，前緣半徑第二個(gè)數(shù)字表示最大厚度的位置，弦長的十分?jǐn)?shù)13;翼型族例：NACA0012-64 vs NACA0012和NACA23012-64 vs NACA23012最大厚度由30%移至40%，即整個(gè)厚度分布都有改動(dòng)：14;翼型族一共8個(gè)系數(shù)其中a1a2a3a4用四個(gè)條件

6、去確定：最大厚度c 最大厚度位置前緣半徑 最大厚度的曲率半徑后四個(gè)系數(shù)最大厚度c 最大厚度位置后緣縱坐標(biāo) 后緣角此值依最大厚度的弦向位置而定）15;層流翼型摩擦阻力決定于邊界層內(nèi)的流態(tài)湍流的摩阻比層流大好幾倍從層流到湍流的轉(zhuǎn)捩因素很復(fù)雜，但逆壓梯度是一個(gè)重要因素普通翼型逆壓梯度大，氣流經(jīng)過經(jīng)過最低壓力點(diǎn)后就減速了，翼型上表面氣流所走的路程95%以上是逆壓梯度即使不發(fā)生分離，也很容易發(fā)生轉(zhuǎn)捩，摩阻大大提高翼型的研究目標(biāo)之一：盡量使最低壓強(qiáng)點(diǎn)向后移，加長順壓梯度段的長度，減小逆壓梯度段，減小湍流摩阻16;層流翼型根據(jù)上述研究目標(biāo)得到的翼型族層流翼型今天仍舊是研究熱點(diǎn)）NACA的層流翼型：NACA1

7、，NACA2，NACA3，NACA4，NACA5，NACA6，NACA7幾個(gè)系列層流翼型的厚度和中弧線分開設(shè)計(jì)，最大厚度有0.35，0.4，0.45，0.5幾種；中弧線按載荷分布設(shè)計(jì)17;層流翼型：NACA6用六位數(shù)字表示，附帶一個(gè)對(duì)中弧線的說明例：NACA 65,3218，a=0.5第一個(gè)數(shù)代表6系列第二個(gè)數(shù)代表作為對(duì)稱翼型使用在攻角為0時(shí)此時(shí)翼型只有厚度起作用），最低壓強(qiáng)點(diǎn)在50%處弦長的十分?jǐn)?shù)）之后的數(shù)字表示在設(shè)計(jì)升力上下的30%范圍內(nèi)翼面上仍舊有有利的壓強(qiáng)分布橫杠之后的第一個(gè)數(shù)字是設(shè)計(jì)升力系數(shù)的十倍設(shè)計(jì)升力系數(shù)0.2，在-0.1至0.5之間仍舊存在有利壓強(qiáng)分布）最后兩位仍舊表示厚度a=

8、0.5表示中弧線類型，如果沒有此式表示荷載從頭到尾是常數(shù)18;層流翼型：NACA7NACA6后來繼續(xù)發(fā)展了不同厚度的翼型族，記法非常復(fù)雜暫無詳細(xì)資料）NACA7，下翼面的層流段較上翼面的可能長些。俯仰力矩小，設(shè)計(jì)的升力系數(shù)較大表示法，NACA 747A315第一個(gè)數(shù)字7系列第二三個(gè)數(shù)字是上下翼面從前緣起有利的壓強(qiáng)分布的長度順壓梯度）最后三個(gè)數(shù)字與6系列相同A為不同中弧線的系列標(biāo)志19;層流翼型詳細(xì)資料見NACA Rept.824翼型是機(jī)翼的基礎(chǔ)，新型翼型的研究方向包括：平頂式翼型尖峰式翼型超臨界翼型亞臨界翼型。20;翼型的低速繞流圖案一個(gè)二維翼型在原為靜止的無限氣體里突然運(yùn)動(dòng)起來，最初的暫短時(shí)

9、間內(nèi)的流型起動(dòng)渦和附著渦21;翼型的低速繞流圖案起動(dòng)后翼型勻速前進(jìn)，從翼型上看流動(dòng)是一種定常流動(dòng)，繞翼型的環(huán)量不變，整個(gè)流型也不變翼型攻角為正時(shí)，駐點(diǎn)在下翼面，距離前緣不遠(yuǎn)。攻角越小，距離前緣越近。22;翼型的低速繞流圖案流經(jīng)駐點(diǎn)的流線把來流分成兩部分：上翼面和下翼面下翼面流動(dòng)特點(diǎn)速度變化壓強(qiáng)變化上翼面流動(dòng)特點(diǎn)速度變化壓強(qiáng)變化23NACA2412，7度攻角;翼型的氣動(dòng)力特征翼型所受的力是上下表面作用的分布力之和表面力有兩種：法向力壓力切向力摩擦力定義：與遠(yuǎn)方來流相垂直的合力稱為升力；與遠(yuǎn)方來流相一致的合力稱為阻力升力系數(shù)和阻力系數(shù)：24;翼型的氣動(dòng)力特征航空計(jì)算中坐標(biāo)系的基本約定國標(biāo)）25;翼

10、型的氣動(dòng)力特征關(guān)于升力的討論：對(duì)于升力，完全是法向力合成的，切向力有沒有份？只要翼面在y軸上有投影面積，切向力乘以這個(gè)面積就是一個(gè)y向的力，正攻角下，切向力大多指向-y，即摩擦力應(yīng)該提供一部分負(fù)升力，但摩擦力比壓力小很多，且攻角不大時(shí)翼型在y軸投影面積很小，一般忽略摩擦力對(duì)升力的影響風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中，天平測(cè)得的升力包含這一部分摩擦力引起的升力26;翼型的氣動(dòng)力特征關(guān)于阻力的討論：如果氣流沒有分離，法向力在x方向上應(yīng)該彼此對(duì)消符合達(dá)朗貝爾佯謬）由于粘性作用，多少會(huì)有些分離，那么一部分阻力來自于法向力在實(shí)際流動(dòng)中一旦發(fā)生分離，氣流不再繼續(xù)減速，壓強(qiáng)也不繼續(xù)回升，分離后的壓強(qiáng)基本等于分離點(diǎn)的壓強(qiáng)分離越早，

11、分離區(qū)的壓強(qiáng)越低，這就減小了翼型上應(yīng)有的推進(jìn)壓力，這樣產(chǎn)生的阻力叫做壓差阻力壓差阻力在總阻力中占的比重隨股價(jià)增大而增大，在最小阻力的攻角下，總阻力中壓差阻力所占的比重很小。攻角加大，總阻力上升，先是緩慢上升，后來急劇上升。增大部分主要來自于壓差阻力。27;翼型的氣動(dòng)力特征升力的確定：來自于作用在上下翼面的壓力。把每一小塊翼面上的壓力投影到來流的垂直面上，合成就是升力升力的分布：作上下翼面的壓力分布曲線圖注意習(xí)慣畫法）28上下翼面的壓強(qiáng)曲線之間的距離代表產(chǎn)生升力的有效壓強(qiáng)，整個(gè)翼型的升力系數(shù)：;翼型的氣動(dòng)力特征壓力中心翼面的分布?jí)毫铣缮Γ@個(gè)合力和翼弦的交點(diǎn)稱為壓力中心壓力中心的位置與一名上

12、壓力分布的情況有關(guān)：攻角增大未分離），上翼面吸力和下一秒的壓力都增加，壓力中心前移氣動(dòng)中心一個(gè)平面力系可以合成作用在某個(gè)指定點(diǎn)的一個(gè)力和一個(gè)力矩俯仰力矩，力矩的作用點(diǎn)稱為氣動(dòng)中心或焦點(diǎn)。氣動(dòng)中心的取法：等效攻角不管大小，每次都把力系對(duì)此點(diǎn)取矩，得到的俯仰力矩一樣大）；平均在25%弦長處攻角增大，升力增大，壓力中心前移，壓力中心至氣動(dòng)中心的距離縮短，力乘力臂可以保持不變29;翼型的氣動(dòng)力特征氣動(dòng)中心的理論位置：對(duì)于薄翼，1/4弦長位置，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)略有出入對(duì)于普通翼型：0.230.24對(duì)于層流翼型：0.260.27俯仰力矩系數(shù)：留意：對(duì)z軸取矩30;翼型的氣動(dòng)力特征翼型的氣動(dòng)特性的曲線表示：以攻角為

13、自變量的曲線有三條：升力系數(shù)隨攻角阻力系數(shù)隨攻角俯仰力矩系數(shù)隨攻角以升力系數(shù)為自變量的曲線有兩條：阻力系數(shù)隨升力系數(shù)極曲線俯仰力矩系數(shù)隨升力系數(shù)31;翼型的氣動(dòng)力特征：NACA23012 Re=6million32;翼型的氣動(dòng)力特征：NACA631-212 Re=6million33;翼型的氣動(dòng)力特征關(guān)于曲線的說明：升力系數(shù)隨攻角曲線在一定范圍內(nèi)是直線，斜率為理論上薄翼的斜率等于2*1/弧度，約為0.10965*1/度，實(shí)驗(yàn)值略小，其原因在于氣流的粘性；34;翼型的氣動(dòng)力特征有正攻角時(shí)上下翼面的的邊界層位移厚度不一樣，其效果等于改變翼型的中弧線和后緣位置，從而改小了有效的攻角。這個(gè)斜率很重要，

14、飛機(jī)設(shè)計(jì)中往往按照攻角計(jì)算升力35;翼型的氣動(dòng)力特征有彎度翼型的曲線特征：36;翼型的氣動(dòng)力特征失速失速的出現(xiàn)是因?yàn)橐硇蜕媳砻娴臍饬饔辛嗣黠@的分離，粘性在其中起著重要的作用。與粘性有關(guān)即與Re有關(guān)，一般Re越大，失速發(fā)生越遲，最大升力系數(shù)也越大。翼型光潔度影響也很大37;翼型的氣動(dòng)力特征俯仰力矩曲線：失速攻角前基本為直線實(shí)際氣動(dòng)中心和25%弦長位置38;翼型的氣動(dòng)力特征阻力曲線最小阻力系數(shù)層流翼型的困難39;薄翼理論近現(xiàn)代低速飛機(jī)的機(jī)翼一般滿足薄翼的幾何條件，所謂薄翼是指弦向長度遠(yuǎn)大于厚度一般大于10：1）根據(jù)薄翼的特征和流體基本假設(shè)，提出薄翼理論，可以獲得很多定性和具有指導(dǎo)意義的結(jié)論40;薄

15、翼理論薄翼理論的基本假設(shè)：來流是位勢(shì)流動(dòng)飛行攻角較?。?416之間，失速之前，假設(shè)為無分離流動(dòng)）翼型很薄彎度不大 厚度和彎度可以分開考慮各自與主要?dú)鈩?dòng)參數(shù)的關(guān)系）小擾動(dòng)假設(shè)擾動(dòng)速度也滿足拉普拉斯方程，存在擾動(dòng)速度位勢(shì) 41;薄翼理論薄翼理論的求解思路：分離出翼型厚度，只考慮彎度和來流攻角的影響建立擾動(dòng)速度位勢(shì)方程和翼型邊界條件翼型邊界條件是理論的核心，只考慮翼型中弧線的幾何形狀，氣動(dòng)參數(shù)僅與中弧線幾何形狀有關(guān)具體操作：用渦層代替中弧線類似前面講過的鱗片布源法），渦強(qiáng)度由翼型物面流線條件決定確定渦強(qiáng)分布后，即可求得翼型總的環(huán)量，升力、升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)等。42;薄翼理論薄翼理論示意圖坐標(biāo)設(shè)置

16、擾動(dòng)速度位勢(shì)物面流線彎度與厚度的分離渦層的假設(shè)中弧線、弦線、對(duì)稱翼型、彎度43;薄翼理論薄翼理論的推導(dǎo)待定的渦強(qiáng)分布滿足的條件邊界條件誘導(dǎo)速度渦強(qiáng)分布滿足的方程積分微分方程的解法求解比較繁瑣）44;薄翼理論的氣動(dòng)力公式總環(huán)量升力升力系數(shù)俯仰力矩力矩系數(shù)45;薄翼理論的氣動(dòng)力公式氣動(dòng)力公式使用中弧線參數(shù)描述中弧線參數(shù)及其表達(dá)式升力和升力系數(shù)氣動(dòng)中心的分析剩余力矩46;薄翼理論的氣動(dòng)力公式阻力壓力產(chǎn)生的阻力，來流方向的力）渦段法向力在來流方向的投影總的阻力 前緣吸力47;薄翼理論：實(shí)例直勻流以某個(gè)攻角流過一個(gè)平板，求氣動(dòng)力參數(shù)48;薄翼理論：實(shí)例幾何攻角為0的直勻流流過一個(gè)拋物線形彎板翼型，求氣動(dòng)力參數(shù)49;層流翼型的設(shè)計(jì)層流翼型的設(shè)計(jì)的前提是翼型的厚度不太大，彎度很小，工作攻角也不大；翼型對(duì)流動(dòng)產(chǎn)生的擾動(dòng)微??；翼型的厚度、彎度和攻角的作用可以分開處理；層流翼型的彎度用薄翼理論極限設(shè)計(jì)即中弧線用薄翼理論計(jì)算）；攻角作用在薄翼理論中就是一塊平板有攻角時(shí)的載荷；50;層流翼型的設(shè)計(jì)基于上述假設(shè)算出的整個(gè)翼型的升力和實(shí)際情況差不多，但前緣附近存在無限大速度這樣的偽物理現(xiàn)象；厚