空氣動(dòng)力學(xué)第二章第二部分

空氣動(dòng)力學(xué)第二章第二部分第1頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月§2－6機(jī)翼的低速、亞音速氣動(dòng)特性

思考：翼端加一對小翼？第2頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月一、大展弦比直機(jī)翼的低速繞流圖畫正升力時(shí)繞流第3頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月一、大展弦比直機(jī)翼的低速繞流圖畫正升力時(shí)繞流繞流特點(diǎn)（翼端效應(yīng)）：①翼型的高壓從翼梢向上翻，使下翼面流線向外傾，上翼面流線向內(nèi)傾；②在后緣偏斜的氣流匯合，壓強(qiáng)相同，展向分速相反，形成漩渦面；③漩渦相互誘導(dǎo)，順下游方向向上卷起，形成兩個(gè)方向相反的渦線，渦線環(huán)量強(qiáng)度相等，稱為尾渦面或自由渦面。思考：負(fù)升力時(shí)繞流圖畫？第4頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月一、大展弦比直機(jī)翼的低速繞流圖畫（續(xù)）

定性分析升力（環(huán)量）特點(diǎn)：①環(huán)量沿展向變化：翼端處，上下壓力差為零，；中間剖面最大，。②后緣自由渦面，會(huì)引起向下誘導(dǎo)速度。第5頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

氣動(dòng)模型假設(shè)：①，大展弦比機(jī)翼；②機(jī)翼每個(gè)剖面弦線連線垂直于來流。附著渦面自由渦面直勻流氣動(dòng)模型馬蹄渦第6頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

氣動(dòng)模型假設(shè)：①，大展弦比機(jī)翼；②機(jī)翼每個(gè)剖面弦線連線垂直于來流。附著渦面自由渦面直勻流氣動(dòng)模型馬蹄渦第7頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

誘導(dǎo)速度微段上渦強(qiáng)為：對任一點(diǎn)z處的下洗速度為：第8頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

誘導(dǎo)速度（續(xù)）Z剖面處速度發(fā)生改變，有效速度出現(xiàn)下洗角：改變了實(shí)際迎角，有效迎角為第9頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

升力剖面假設(shè)：各剖面展向速度分量以及流動(dòng)參數(shù)沿展向的變化比其他方向小得多，剖面流動(dòng)為二維。庫塔－儒可夫斯基定理第10頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力：有限翼展機(jī)翼三維效應(yīng)自由渦有效迎角減小第11頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

確定環(huán)量無限翼展機(jī)翼升力系數(shù)：有限翼展機(jī)翼剖面升力系數(shù)：機(jī)翼單位展長翼段升力可表示為：普朗特有限翼展機(jī)翼環(huán)量分布的積分微分方程第12頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

橢圓環(huán)量分布無扭轉(zhuǎn)機(jī)翼(誘導(dǎo)速度)升力分布為橢圓第13頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

橢圓環(huán)量分布無扭轉(zhuǎn)機(jī)翼(機(jī)翼形狀)無扭轉(zhuǎn)機(jī)翼為常值第14頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

橢圓環(huán)量分布無扭轉(zhuǎn)機(jī)翼(氣動(dòng)特性)升力特性：機(jī)翼剖面升力系數(shù)：第15頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

橢圓環(huán)量分布無扭轉(zhuǎn)機(jī)翼（續(xù)）機(jī)翼升力系數(shù)：機(jī)翼誘導(dǎo)阻力系數(shù)：橢圓機(jī)翼氣動(dòng)特性：①；與成正比，與成反比。力矩特性？第16頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

橢圓環(huán)量分布無扭轉(zhuǎn)機(jī)翼（續(xù)）第17頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

橢圓環(huán)量分布無扭轉(zhuǎn)機(jī)翼（續(xù)）第18頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

非橢圓機(jī)翼氣動(dòng)力特性機(jī)翼升力系數(shù)：機(jī)翼誘導(dǎo)阻力系數(shù)：第19頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

非橢圓機(jī)翼氣動(dòng)力特性第20頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

非橢圓機(jī)翼氣動(dòng)力特性（續(xù)）兩個(gè)不同展弦比機(jī)翼：（1）翼剖面形狀幾何相似；（2）兩機(jī)翼無空氣動(dòng)力扭轉(zhuǎn)；（3）翼剖面升力線斜率相等。有限翼展機(jī)翼的等換公式：第21頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

非橢圓機(jī)翼氣動(dòng)力特性（續(xù)）第22頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

失速特性失速特性第23頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、升力線理論—

失速特性失速特性橢圓機(jī)翼矩形機(jī)翼一起失速翼根先失速梯形機(jī)翼翼尖先失速①幾何扭轉(zhuǎn)②前緣縫隙第24頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月第25頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月第26頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月三、升力面理論①未考慮粘性影響，不能應(yīng)用于大攻角；升力線理論升力面理論②不能應(yīng)用于后掠（前掠）梯形翼；③不能應(yīng)用于小展弦比機(jī)翼。機(jī)翼中弧面上連續(xù)布置基元漩渦形成與機(jī)翼形狀相同的漩渦面第27頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月三、升力面理論－渦格法①理想流體；假設(shè)：步驟：②將機(jī)翼視為平板翼。⑦由庫塔儒氏定理求升力。①將機(jī)翼沿展向、弦向劃分為若干網(wǎng)格；②在各網(wǎng)格1/4弦線處放置一馬蹄渦；③網(wǎng)格控制點(diǎn)取在3/4弦線中點(diǎn)處；④計(jì)算馬蹄渦對控制點(diǎn)的誘導(dǎo)速度；⑤代入機(jī)翼表面氣流與機(jī)翼表面相切邊界條件；⑥求解網(wǎng)格處的渦強(qiáng)度；第28頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月三、升力面理論－渦格法（續(xù)）⑦由庫塔如儒氏定理求升力。④計(jì)算馬蹄渦對控制點(diǎn)的誘導(dǎo)速度⑥求解網(wǎng)格處的渦量第29頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月如圖兩薄翼，在1km高度以100m/s速度飛行，攻角為2度，試用渦格法計(jì)算此時(shí)的升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)及焦點(diǎn)位置第30頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月四、后掠翼低速氣動(dòng)特性－無限翼展斜置翼低速繞流無限翼展斜置翼低速繞流呈S型第31頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月四、后掠翼低速氣動(dòng)特性－后掠翼流動(dòng)特點(diǎn)翼根前段：流管粗，擴(kuò)張，，；翼根后段：流管變細(xì)，后移；翼尖前段：流管變細(xì)，前移。翼尖后段：流管變粗，。翼根效應(yīng)：翼根剖面最小壓強(qiáng)點(diǎn)后移，升力貢獻(xiàn)下降；翼尖效應(yīng)：翼尖剖面最小壓強(qiáng)點(diǎn)前移升力增加。翼尖先失速第32頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月四、后掠翼低速氣動(dòng)特性－后掠翼氣動(dòng)特性后掠翼升力系數(shù)變?。簧ο禂?shù)最大值移向梢部；大展弦比后掠損失更大；局部焦點(diǎn)位置發(fā)生變化。第33頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月四、后掠翼低速氣動(dòng)特性－后掠翼失速特性及改善上翼面翼尖區(qū)壓強(qiáng)低，氣流展向流動(dòng)使翼尖區(qū)域附面層變厚。翼根、翼尖效應(yīng)使得翼尖剖面處的升力變大；改善措施翼尖先失速減小翼尖區(qū)域迎角：①翼尖采用失速迎角較大翼型；②采用幾何扭轉(zhuǎn)；③適當(dāng)減小根梢比；減小翼尖區(qū)域附面層厚度：①上表面安裝翼刀；②翼尖區(qū)安裝渦流發(fā)生器；③采用前緣鋸齒或前緣缺口。新型設(shè)計(jì)第34頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月XF10F-1(b)F-111變后掠角機(jī)翼飛行器

第35頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月第36頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月五、機(jī)翼亞音速氣動(dòng)特性－升力及力矩特性戈泰特法則推廣到三維兩種翼組合數(shù)相同，則相同。第37頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月五、機(jī)翼亞音速氣動(dòng)特性－升力及力矩特性第38頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月五、機(jī)翼亞音速氣動(dòng)特性－升力及力矩特性第39頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月五、機(jī)翼亞音速氣動(dòng)特性－阻力特性阻力構(gòu)成：第40頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月五、機(jī)翼亞音速氣動(dòng)特性－阻力特性阻力構(gòu)成：第41頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月§2－7機(jī)翼的超音速氣動(dòng)特性

一、主要概念回顧前、后馬赫錐前緣：機(jī)翼與來流方向平行直線段首先相交的邊界；后緣：第二次相交的邊界；側(cè)緣：與來流平行的邊界；依賴區(qū)影響區(qū)來流馬赫角前馬赫錐后馬赫錐第42頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月一、主要概念回顧（續(xù)）超（亞）音速前（后）緣亞音速前（后）緣超音速前（后）緣第43頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月一、主要概念回顧（續(xù)）二維區(qū)：每一點(diǎn)依賴區(qū)只包含單一前緣影響三維區(qū)：每一點(diǎn)依賴區(qū)包含兩個(gè)或以上翼緣影響第44頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月一、主要概念回顧（繞流圖畫）第45頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、錐形流法－錐形流場錐形流場：從某點(diǎn)發(fā)出的射線上流動(dòng)參數(shù)均保持為常數(shù)的流場。第46頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、錐形流法－基本解應(yīng)用思路：將三維速勢方程應(yīng)用錐形流場性質(zhì)，化簡為二維速勢進(jìn)行求解。第47頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、錐形流法－基本解應(yīng)用第48頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、錐形流法－基本解應(yīng)用第49頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、錐形流法－基本解應(yīng)用第50頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、錐形流法－典型平面形狀平板翼壓強(qiáng)系數(shù)亞音速前緣三角平板翼Ⅰ第51頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、錐形流法－典型平面形狀平板翼壓強(qiáng)系數(shù)超音速前緣三角平板翼ⅡⅢ第52頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、錐形流法－典型平面形狀平板翼壓強(qiáng)系數(shù)超音速前緣三角平板翼升力系數(shù)第53頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、錐形流法－典型平面形狀平板翼壓強(qiáng)系數(shù)超音速前后緣后掠平板機(jī)翼第54頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、錐形流法－典型平面形狀平板翼壓強(qiáng)系數(shù)矩形平板機(jī)翼第55頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月二、錐形流法－消舉法大意任意形狀機(jī)翼第56頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月三、源匯法有厚度的超音速機(jī)翼假設(shè)：1、機(jī)翼屬薄翼；

2、飛行迎角不大；

3、理想流體；

4、小擾動(dòng)理論成立，等熵?zé)o旋；超音速線化位流方程定常等熵可壓流中的線化基本解是點(diǎn)源表明處單位強(qiáng)度擾源對流場任意點(diǎn)的擾動(dòng)速度位第57頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月三、源匯法（續(xù)）由超音速流特性可知③當(dāng)分母小于零時(shí)無意義；①當(dāng)分母大于零時(shí)，解有意義，擾動(dòng)影響在后馬赫錐內(nèi)；②當(dāng)分母等于零時(shí)得到錐面方程，前后馬赫錐；④超音速位流方程點(diǎn)源解比亞音速位流方程的點(diǎn)源解大1倍。第58頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月三、源匯法－－布源在平面的機(jī)翼區(qū)域內(nèi)分布超音速源（匯）代替機(jī)翼厚度效應(yīng)①機(jī)翼厚度在零迎角時(shí)對流場擾動(dòng)上下對稱；②分布在平面上的超音速源（匯）對流場擾動(dòng)也是上下對稱；一定厚度分布的機(jī)翼強(qiáng)度一定的源（匯）分布在機(jī)翼平面上的微元面積上，源強(qiáng)為

點(diǎn)源對上半空間任一點(diǎn)的擾動(dòng)速度位：該點(diǎn)總的擾動(dòng)速度位（前馬赫錐機(jī)翼部分）：第59頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月三、源匯法－－源分布強(qiáng)度的確定微元面積上的源對點(diǎn)處的y向擾動(dòng)速度分量①若在平面的外包含點(diǎn)前馬赫錐與平面內(nèi)的交集，對有貢獻(xiàn)②若在平面的內(nèi)有極值③若在平面外附近，在平面內(nèi)的投影落在內(nèi)在微元面積上能夠影響點(diǎn)的區(qū)域是包含在點(diǎn)的前馬赫錐中的區(qū)域，前馬赫錐與平面的交集是雙曲線第60頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月三、源匯法－－源分布強(qiáng)度的確定（續(xù)）雙曲線在機(jī)翼上所圍成的區(qū)域內(nèi)擾動(dòng)源對的有貢獻(xiàn)，則需先確定的交線方程：聯(lián)立解區(qū)域內(nèi)擾動(dòng)源對的擾動(dòng)速度位為第61頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月三、源匯法－－源分布強(qiáng)度的確定（續(xù)）求積分根據(jù)幾何關(guān)系第62頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月三、源匯法－－源分布強(qiáng)度的確定（續(xù)）點(diǎn)的與無關(guān)引入邊界條件：機(jī)翼表面流線與機(jī)翼表面相切第63頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月三、源匯法－－應(yīng)用把一個(gè)有迎角有彎度有厚度的超音速機(jī)翼的擾動(dòng)位勢分解成厚度問題和升力問題（迎角、彎度）的擾動(dòng)速度的和①厚度問題第64頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月三、源匯法－－應(yīng)用②升力問題（彎度＋迎角）僅對前后緣為超音速緣進(jìn)行討論假設(shè)翼面對稱構(gòu)成厚度問題，近似代表翼表面斜率若為平板翼第65頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月三、源匯法－－基本解楔形剖面三角翼，傾斜角為常數(shù)零迎角下的基本解ⅠⅡⅢ第66頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月四、機(jī)翼超音速氣動(dòng)特性估算超音速組合參數(shù)第67頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月四、機(jī)翼超音速氣動(dòng)特性估算－升力特性特點(diǎn)：①②③矩形翼：三角翼，亞音速前緣：三角翼，超音速前緣：第68頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月四、機(jī)翼超音速氣動(dòng)特性估算－阻力特性零升波阻計(jì)算：任意機(jī)翼剖面可用菱形機(jī)翼求第69頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月四、機(jī)翼超音速氣動(dòng)特性估算－阻力特性誘導(dǎo)阻力計(jì)算：超音速前緣：亞音速前緣：第70頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月四、機(jī)翼超音速氣動(dòng)特性估算－壓心特點(diǎn)：①翼尖三維區(qū)不變，二維區(qū)增大，后移；受力面積隨后掠角增大而后移；②三維區(qū)損失所占相對面積增大；③第71頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2月§2－8機(jī)翼的跨音速氣動(dòng)特性

一、機(jī)翼臨界馬赫數(shù)1.翼型厚度有關(guān)第72頁，課件共82頁，創(chuàng)作于2023年2