版權說明:本文檔由用戶提供并上傳,收益歸屬內容提供方,若內容存在侵權,請進行舉報或認領
文檔簡介
1、南京航空航天大學粘性流體力學大作業(yè)微型機翼設計報告一、題目及要求 某小型無人機重40kg,設計飛行速度100m/s,飛行高度2000m。使用Foil.html等課件作工具,設計其機翼。(1)應使該機翼在2度攻角時可產生足夠升力保持飛機勻速平飛;(2)且盡量使附面層(尤其是上翼面)的壓力梯度(或速度分布)不產生分離、或分離區(qū)盡量??;(3)分析估算摩擦阻力,應盡量減小摩阻。二、設計過程1、使用Foil.html等課件,設計其機翼。(1) 在完成公制單位等輔助設置后,選擇指定的飛行速度,高度。(2) 在保持2度攻角情況下,設計機翼彎度、厚度,(3) 設計機翼弦長、翼展,(4) 利用輸出功能分析機翼性
2、能及上下表面速度、壓力等分布。2、結合機翼的表面壓力(或速度)沿程分布,做2種以上方案進行對比分析,設計一個分離區(qū)盡量小的方案。3、利用Foil得到的機翼數據,分析估算摩擦阻力,應盡量減小摩阻。(1) 利用Foil得到的機翼數據,建立數據文件;(2) 編寫附面層Karman積分計算的程序,讀入你所設計機翼的數據,進行上下表面動量損失厚度的計算;(3) 附面層Karman積分計算采用以下湍流計算方法:其中無量綱參數和l滿足:采用Thwaites方法:則當地摩阻為:根據F-S方程解和實驗數據,可認為l和H都僅是的單變量函數,故得:將用表示的H和當地摩阻帶入上式得:4步Runge-Kutta法步長示
3、意圖解常微分方程的Runge-Kutta多步法:(4) 根據最后解得的附面層動量損失厚度計算機翼上下表面的摩擦阻力。(5) 利用整個計算分析系統(tǒng),對不同設計方案的機翼開展摩擦阻力的對比分析。由計算得到的形狀因子說明各個方案氣流分離情況(以H>3.55為標準)。三、設計程序function OUTS=Drag_Airfoil% Generic time marching code solving the PDE for one dimensional wave :% Written by Huang Guoping, 2008/5/4nmax=19; % input the data of
4、 an airfoilDensity,Tem,Vupstream,Chord,Span,DataU,N_U,DataL,N_L=inputData();miu = Sutherland(Tem); Vsound=sqrt(1.4*287.2*Tem);XU=Chord*DataU(:,1)' YU=Chord*DataU(:,2)' PU=DataU(:,3)*1000' VU=DataU(:,4)/3.6'XL=Chord*DataL(:,1)' YL=Chord*DataL(:,2)' PL=DataL(:,3)*1000' VL=D
5、ataL(:,4)/3.6' % plot the shape of airfoilplotfoil(XU,YU,XL,YL); % compute the boundary layer of airfoil's upper surfacelengthU(1)=0; thetaU(1)=0; CfU(1)=0; HU(1)=1;for n = 2:N_U dx(n) = dis(XU,YU,n); lengthU(n)= lengthU(n-1)+dx(n); if n=2 thetaU(n),HU(n)= BoundaryLayer_Flatplate(lengthU(n),
6、VU(n),Density,miu); else thetaU(n),HU(n)= BoundaryLayerEquation(dx(n),n,VU,Density,miu,thetaU(n-1); end %out=n, Density*VU(n)*lengthU(n)/miu/1e6, thetaU(n), HU(n)end % compute the boundary layer of airfoil's lower surfacelengthL(1)=0; thetaL(1)=0; CfL(1)=0; HL(1)=1;for n = 2:N_L dx(n) = dis(XU,Y
7、U,n); lengthL(n)= lengthL(n-1)+dx(n); if n=2 thetaL(n),HL(n)= BoundaryLayer_Flatplate(lengthL(n),VL(n),Density,miu); else thetaL(n),HL(n)= BoundaryLayerEquation(dx(n),n,VL,Density,miu,thetaL(n-1); end %out=n, Density*VL(n)*lengthL(n)/miu/1e6, thetaL(n), HL(n)end % plot the results of airfoil% output
8、 the Upper surface's parametersplotResults(lengthU,VU/Vsound,thetaU/(Chord*0.01),HU);% output the Lower surface's parametersplotResults(lengthL,VL/Vsound,thetaL/(Chord*0.01),HL); % Obtain the frictional DargDragU=thetaU(N_U)*Span*Density*Vupstream*Vupstream;DragL=thetaL(N_L)*Span*Density*Vup
9、stream*Vupstream;Drag =DragU+DragL; % END OF MAIN %function Density,Tem,Vupstream,Chord,Span,DataU,N_U,DataL,N_L=inputData()%N=input('enter no of grid points_');file1 = fopen('foil-0.dat', 'r');ccc=fscanf(file1, '%7f %7f %7f %7f %7f',5 1)'Density=ccc(1); Tem=ccc(2
10、); Vupstream=ccc(3); Chord=ccc(4); Span=ccc(5);tempc = fscanf(file1, '%25c',1 1);N_U = fscanf(file1, '%5i',1 1);tempc = fscanf(file1, '%25c',1 1);N_L = fscanf(file1, '%5i',1 1);fclose(file1); file2 = fopen('foil-U.dat', 'r');DataU = fscanf(file2, '
11、%8f %8f %7f %6f', 4 N_U)'fclose(file2); file3 = fopen('foil-L.dat', 'r');DataL = fscanf(file3, '%8f %8f %7f %6f', 4 N_L)'fclose(file3); % END function miu = Sutherland(Tem)miu0=1.4587e-6; Tem0=110.4;miu =miu0*(Tem)1.5)/(Tem+Tem0); % END function distance=dis(X,Y,n
12、)distance = sqrt(X(n)-X(n-1)2+(Y(n)-Y(n-1)2); % END function plotfoil(XU,YU,XL,YL)figurehold on;plot(XU,YU,'-o');plot(XL,YL,'-o');axis 'equal'hold off; % END function plotResults(L,V,theta,H)figureplot(L,V,'-d');figurehold on;plot(L,theta,'-d');plot(L,H,'-
13、o');hold off; % END function theta,H= BoundaryLayer_Flatplate(length,V,Density,miu)Rel =Density*V*length/miu; % Blasuis Solution for laminar flow theta =0.664*length/sqrt(Rel); Cf =0.664/sqrt(Rel); H =2.59; % % Algorithm for turbulent flow theta =0.0142*(Rel(6/7)*miu/(Density*V); Cf =0.026 *(Rel
14、(-1/7); H =1.375; % % END function LL,HH= Thwaites(Lamda) if Lamda>0.25 Lamda=0.25; else if Lamda<=-0.09; Lamda=-0.09; end end if Lamda>=0 LL=0.22+1.57*Lamda-1.8*Lamda2; HH=2.61-3.75*Lamda-5.24*Lamda2; else LL=0.22+1.042*Lamda+0.018*Lamda/(0.107+Lamda); HH=2.088+0.0731/(0.14+Lamda); end % E
15、ND function theta,HH= BoundaryLayerEquation(dx,n,V,Density,miu,theta1)% Solution of Runge-Kutta methodSita(1)=theta1;CF=0;HH=1;Sita(2)=Sita(1)+dx*(CF/2-(2+HH)*Sita(1)*(V(n)-V(n-1)/V(n)/dx)/8;for i=2:1:4 Lamda=Density*(Sita(i)2)*(V(n)-V(n-1)/miu/dx; LL,HH= Thwaites(Lamda); CF=2*miu*LL/Density/V(n)/Si
16、ta(i); Sita(i+1)=Sita(1)+dx*(CF/2-(2+HH)*Sita(i)*(V(n)-V(n-1)/V(n)/dx)/(2(4-i);end H=HH; Cf=CF; theta=Sita(i);% END function theta2,HH= BoundaryLayerEquation1(dx,n,V,Density,miu,theta1)% Solution of Euler method coupled with Iterationtheta2 = theta1; theta_error=theta1;Iter=0;while (theta_error>a
17、bs(theta1*0.001) && (Iter<10) Iter = Iter+1; theta_old= theta2; theta = 0.5*(theta1+theta2); ReTheta= Density*theta*0.5*(V(n)+V(n-1)/miu; Lamda = theta*ReTheta*(V(n)-V(n-1)/dx)/(0.5*(V(n)+V(n-1); Lamda = min(0.3,max(-0.09,Lamda); LL,HH= Thwaites(Lamda); FF=(LL-(2+HH)*Lamda)/ReTheta; theta
18、2= theta1 + dx*FF; theta2= max(theta1*0.01, theta2); theta_error =abs(theta2-theta_old);end % END 四、數據分析1、彎度不變,弦長和翼展變化:(1)第一組數據 :Camber = 3.0 % chord;Thickness = 9.0 % chord;Chord = 0.3 m;Span = 0.5 m。圖中figure1-5分別為:a) 機翼外形;b) 上表面
19、的速度分布;c) 下表面的速度分布; d) 上表面H因子和Theta的變化;e) 下表面H因子和Theta的變化。詳細輸出數據: 上表面out =2.0000 9.1854 0.0000 0.0028 2.5900 out =3.0000 8.9624 0.0000
20、0; 0.0019 2.6659 out =4.0000 8.5760 0.0000 0.0013 2.7515 out =5.0000 8.2341 0.0000
21、160;0.0011 2.7713 out = 6.0000 7.9220 0.0000 0.0009 2.8093out =7.0000 7.6396 0.0001 0.0007
22、 2.8416out =8.0000 7.3572 0.0001 0.0006 2.9262 out =9.0000 7.0897 0.0001 0.0005 3.02
23、67 out =10.0000 6.8073 0.0001 0.0002 3.3481 out =11.0000 6.5397 0.0001 0.0001 3.4500
24、out =12.0000 6.2722 0.0001 0.0001 3.5422 附面層出現分離 out =13.0000 6.0047 0.0001 0.0001 3.5918 附面層出現
25、分離 out =14.0000 5.7520 0.0002 0.0001 3.3212 附面層出現分離 out =15.0000 5.5142 0.0002 0.0001
26、;3.5500 附面層出現分離out =16.0000 5.3061 0.0002 0.0001 3.5502 附面層出現分離 out =17.0000 5.1277 0.0002 0.0001
27、0; 3.1988 附面層出現分離 out =18.0000 4.9643 0.0002 0.0001 3.7822 附面層出現分離 out =19.0000 3.8644 0.0005
28、0;0.0000 3.6613 附面層出現分離下表面:out =2.0000 1.0553 0.0001 0.0082 2.5900 out =3.0000 2.5862 0.0000 0.0108
29、160; 1.9992 out =4.0000 4.0279 0.0000 0.0060 2.2220 out =5.0000 4.6670 0.0000 0.0035
30、 2.4251 out =6.0000 4.9494 0.0000 0.0024 2.5082 out =7.0000 5.0683 0.0001 0.0018 2.5571
31、0;out =8.0000 5.0832 0.0001 0.0014 2.6019 out =9.0000 5.0386 0.0001 0.0012 2.6426 out =10.0
32、000 4.9791 0.0001 0.0010 2.6657 out =11.0000 4.9048 0.0001 0.0009 2.7014 out =12.0000
33、; 4.8156 0.0001 0.0007 2.7571 out =13.0000 4.7413 0.0001 0.0007 2.7601 out =14.0000 4
34、.6967 0.0001 0.0007 2.7123 out =15.0000 4.6670 0.0001 0.0007 2.6907 out =16.0000 4.6670
35、60; 0.0001 0.0007 2.6100 out =17.0000 4.6819 0.0001 0.0008 2.5503 out =18.0000 4.7413
36、;0.0001 0.0011 3.6146 附面層出現分離 out =19.0000 3.8644 0.0002 0.0001 3.5523 附面層出現分離DragU =3.8960 DragL =1.8175 Drag
37、=5.7134分析:以上數據表明,所設計機翼其上表面在第11個點就出現附面層分離,下表面只有最后兩點出現附面層分離,因此所設計機翼需要進行改進。改進情況見后三組數據。(2)第二組數據:Camber = 3.0 % chord;Thickness = 9.0 % chord;Chord = 0.355 m;Span = 0.455 m。圖中figure1-5分別為:a) 機翼外形;b) 上表面的速度分布;c) 下表面的速度分布; d) 上表面H因子和Theta的變化;e) 下表面H因子和Theta的變化。Drag= 5.
溫馨提示
- 1. 本站所有資源如無特殊說明,都需要本地電腦安裝OFFICE2007和PDF閱讀器。圖紙軟件為CAD,CAXA,PROE,UG,SolidWorks等.壓縮文件請下載最新的WinRAR軟件解壓。
- 2. 本站的文檔不包含任何第三方提供的附件圖紙等,如果需要附件,請聯(lián)系上傳者。文件的所有權益歸上傳用戶所有。
- 3. 本站RAR壓縮包中若帶圖紙,網頁內容里面會有圖紙預覽,若沒有圖紙預覽就沒有圖紙。
- 4. 未經權益所有人同意不得將文件中的內容挪作商業(yè)或盈利用途。
- 5. 人人文庫網僅提供信息存儲空間,僅對用戶上傳內容的表現方式做保護處理,對用戶上傳分享的文檔內容本身不做任何修改或編輯,并不能對任何下載內容負責。
- 6. 下載文件中如有侵權或不適當內容,請與我們聯(lián)系,我們立即糾正。
- 7. 本站不保證下載資源的準確性、安全性和完整性, 同時也不承擔用戶因使用這些下載資源對自己和他人造成任何形式的傷害或損失。
最新文檔
- 幼兒園光伏發(fā)電項目施工合同
- 家具租賃合同協(xié)議書
- 體育賽事合同管理細則
- 臨時醫(yī)療服務中心租賃合同
- 倉儲物流中心擴展用地租賃協(xié)議
- 臨時駕駛員招聘合同模板
- 大型活動道具改造吊車租賃協(xié)議
- 國際化學校房產交易合同模板
- 學校宿舍空調系統(tǒng)安裝合同
- 河南省工業(yè)園區(qū)建設項目合同模板
- 《剪映專業(yè)版:短視頻創(chuàng)作案例教程(全彩慕課版)》 課件 第6章 創(chuàng)作生活Vlog
- 重大事故隱患判定標準與相關事故案例培訓課件
- 火龍罐綜合灸療法
- 深圳市中小學生流感疫苗接種知情同意書
- 中建股份公司合同管理手冊
- 超高層建筑電氣設計要點分析
- 精神堡壘報價單
- 德國支持中小企業(yè)科技創(chuàng)新的政策資料
- 全公安機關易制爆危險化學品安全監(jiān)管要點暨檢查記錄表
- 644523009畢業(yè)設計(論文)小型反應釜控制系統(tǒng)的仿真設計
- 縣教育局道路交通安全情況匯報
評論
0/150
提交評論