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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.

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