飛機翼型教學(xué)課件

1、第1章 翼型低速氣動特性,1.1 翼型的幾何參數(shù)和翼型研究的發(fā)展簡介 1.2 翼型的空氣動力系數(shù) 1.3 低速翼型的低速氣動特性概述 1.4 庫塔-儒可夫斯基后緣條件及環(huán)量的確定 1.5 任意翼型的位流解法 1.6 薄翼型理論 1.7 厚翼型理論 1.8 實用低速翼型的氣動特性,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,一、翼型的定義,在飛機的各種飛行狀態(tài)下，機翼是飛機承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飛機保持安定性和操縱性的氣動部件。,一般飛機都有對稱面，如果平行于對稱面在機翼展向任意位置切一刀，切下來的機翼剖面稱作為翼剖面或翼型。,翼型是機翼和尾翼成形重要組成部分，其直接影響到飛機的氣動性能和飛行品

2、質(zhì)。,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,翼型按速度分類有,低速翼型,亞聲速翼型,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,翼型按形狀分類有,圓頭鈍尾形,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,二、翼型的幾何參數(shù),1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,1、弦長,前后緣點的連線稱為翼型的幾何弦。但對某些下表面大部分為直線的翼型，也將此直線定義為幾何弦。翼型前、后緣點之間的距離，稱為翼型的弦長，用b表示，或者前、后緣在弦線上投影之間的距離。,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,2、翼型表面的無量綱坐標,翼型上、下表面曲線用弦線長度的相對坐標的函數(shù)表示：,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,通常翼型的坐標由離散的數(shù)據(jù)表格給出：,1.1

3、 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,3、彎度,彎度的大小用中弧線上最高點的y向坐標來表示。此值通常也是相對弦長表示的。,翼型上下表面y向高度中點的連線稱為翼型中弧線。,如果中弧線是一條直線（與弦線合一），這個翼型是對稱翼型。,如果中弧線是曲線，就說此翼型有彎度。,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,中弧線y向坐標（彎度函數(shù)）為：,相對彎度,最大彎度位置,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,厚度分布函數(shù)為：,相對厚度,最大厚度位置,4、厚度,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,5、前緣半徑 ，后緣角,翼型的前緣是圓的，要很精確地畫出前緣附近的翼型曲線，通常得給出前緣半徑。這個與前緣相切的圓，其圓心在 處中弧線的切線上

4、。,翼型上下表面在后緣處切線間的夾角稱為后緣角。,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,三、翼型的發(fā)展,對于不同的飛行速度，機翼的翼型形狀是不同的。如對于低亞聲速飛機，為了提高升力系數(shù)，翼型形狀為圓頭尖尾形；而對于高亞聲速飛機，為了提高阻力發(fā)散Ma數(shù)，采用超臨界翼型，其特點是前緣豐滿、上翼面平坦、后緣向下凹；對于超聲速飛機，為了減小激波阻力，采用尖頭、尖尾形翼型。,通常飛機設(shè)計要求，機翼和尾翼的盡可能升力大、阻力小。,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,對翼型的研究最早可追溯到19世紀后期，那時的人們已經(jīng)知道帶有一定安裝角的平板能夠產(chǎn)生升力，有人研究了鳥類的飛行之后提出，彎曲的更接近于鳥翼的形狀能夠產(chǎn)生

5、更大的升力和效率。,鳥翼具有彎度和大展弦比的特征,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,1884年，H.F.菲利普使用早期的風(fēng)洞測試了一系列翼型，后來他為這些翼型申請了專利。,早期的風(fēng)洞,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,與此同時，德國人奧托利林塔爾設(shè)計并測試了許多曲線翼的滑翔機，他仔細測量了鳥翼的外形，認為試飛成功的關(guān)鍵是機翼的曲率或者說是彎度，他還試驗了不同的翼尖半徑和厚度分布。,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,美國的賴特特兄弟所使用的翼型與利林塔爾的非常相似，薄而且彎度很大。這可能是因為早期的翼型試驗都在極低的雷諾數(shù)下進行，薄翼型的表現(xiàn)要比厚翼型好。,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,隨后的十多年

6、里，在反復(fù)試驗的基礎(chǔ)上研制出了大量翼型，有的很有名，如RAF-6， Gottingen 387，Clark Y。這些翼型成為NACA翼型家族的鼻祖。,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,在上世紀三十年代初期，美國國家航空咨詢委員會（ National Advisory Committee for Aeronautics，縮寫為NACA，后來為NASA，National Aeronautics and Space Administration）對低速翼型進行了系統(tǒng)的實驗研究。他們發(fā)現(xiàn)當(dāng)時的幾種優(yōu)秀翼型的折算成相同厚度時，厚度分布規(guī)律幾乎完全一樣。于是他們把厚度分布就用這個經(jīng)過實踐證明，在當(dāng)時認為是最

7、佳的翼型厚度分布作為NACA翼型族的厚度分布。厚度分布函數(shù)為：,最大厚度為 。,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,1932年，確定了NACA四位數(shù)翼型族。,式中， 為相對彎度， 為最大彎度位置。,中弧線取兩段拋物線，在中弧線最高點二者相切。,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,1935年，NACA又確定了五位數(shù)翼型族。,五位數(shù)翼族的厚度分布與四位數(shù)翼型相同。不同的是中弧線。它的中弧線前段是三次代數(shù)式，后段是一次代數(shù)式。,例: NACA,：來流與前緣中弧線平行時的理論升力系數(shù),中弧線 0：簡單型 1：有拐點,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,1939年，發(fā)展了NACA1系列層流翼型族。其后又相繼發(fā)展了N

8、ACA2系列，3系列直到6系列，7系列的層流翼型族。,層流翼型是為了減小湍流摩擦阻力而設(shè)計的，盡量使上翼面的順壓梯度區(qū)增大，減小逆壓梯度區(qū)，減小湍流范圍。,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,1.1 翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,1967年美國NASA蘭利研究中心的Whitcomb主要為了提高亞聲速運輸機阻力發(fā)散Ma數(shù)而提出來超臨界翼型的概念。,1.2 翼型的空氣動力系數(shù),1、翼型的迎角與空氣動力,在翼型平面上，把來流V與翼弦線之間的夾角定義為翼型的幾何迎角，簡稱迎角。對弦線而言，來流上偏為正，下偏為負。,翼型繞流視平面流動，翼型上的氣動力視為無限翼展機翼在展向取單位展長所受的氣動力。,1.2 翼型的空

9、氣動力系數(shù),當(dāng)氣流繞過翼型時，在翼型表面上每點都作用有壓強p（垂直于翼面）和摩擦切應(yīng)力（與翼面相切），它們將產(chǎn)生一個合力R，合力的作用點稱為壓力中心，合力在來流方向的分量為阻力X，在垂直于來流方向的分量為升力Y。,1.2 翼型的空氣動力系數(shù),翼型升力和阻力分別為,空氣動力矩取決于力矩點的位置。如果取矩點位于壓力中心，力矩為零。如果取矩點位于翼型前緣，前緣力矩；如果位于力矩不隨迎角變化的點，叫做翼型的氣動中心，為氣動中心力矩。規(guī)定使翼型抬頭為正、低頭為負。薄翼型的氣動中心為0.25b，大多數(shù)翼型在0.23b-0.24b之間，層流翼型在0.26b-0.27b之間。,2、空氣動力系數(shù),1.2 翼型的

10、空氣動力系數(shù),翼型無量綱空氣動力系數(shù)定義為,升力系數(shù),阻力系數(shù),俯仰力矩系數(shù),1.2 翼型的空氣動力系數(shù),由空氣動力實驗表明，對于給定的翼型，升力是下列變量的函數(shù)：,根據(jù)量綱分析，可得,對于低速翼型繞流，空氣的壓縮性可忽略不計，但必須考慮空氣的粘性。因此，氣動系數(shù)實際上是來流迎角和Re數(shù)的函數(shù)。至于函數(shù)的具體形式可通過實驗或理論分析給出。,對于高速流動，壓縮性的影響必須計入，因此Ma也是其中的主要影響變量。,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,1、低速翼型繞流圖畫,低速圓頭翼型在小迎角時，其繞流圖畫如下圖示。,總體流動特點是,（1）整個繞翼型的流動是無分離的附著流動，在物面上的邊界層和翼型后緣

11、的尾跡區(qū)很薄；,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,（2）前駐點位于下翼面距前緣點不遠處，流經(jīng)駐點的流線分成兩部分，一部分從駐點起繞過前緣點經(jīng)上翼面順壁面流去，另一部分從駐點起經(jīng)下翼面順壁面流去，在后緣處流動平滑地匯合后下向流去。,（3）在上翼面近區(qū)的流體質(zhì)點速度從前駐點的零值很快加速到最大值，然后逐漸減速。根據(jù)Bernoulli方程，壓力分布是在駐點處壓力最大，在最大速度點處壓力最小，然后壓力逐漸增大（過了最小壓力點為逆壓梯度區(qū)）。,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,（5）氣流到后緣處，從上下翼面平順流出，因此后緣點不一定是后駐點。,（4）隨著迎角的增大，駐點逐漸后移，最大速度點越靠近前緣

12、，最大速度值越大，上下翼面的壓差越大，因而升力越大。,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,2、翼型繞流氣動力系數(shù)隨迎角的變化曲線,一個翼型的氣動特性，通常用曲線表示。有升力系數(shù)曲線，阻力系數(shù)曲線，力矩系數(shù)曲線。,NACA 23012 的氣動特性曲線,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,（1）在升力系數(shù)隨迎角的變化曲線中，在迎角較小時是一條直線，這條直線的斜率稱為升力線斜率，記為,這個斜率，薄翼的理論值等于2/弧度，即0.10965/度，實驗值略小。NACA 23012的是0.105/度，NACA 631-212的是0.106 /度。實驗值所以略小的原因在于實際氣流的粘性作用。有正迎角時，上下翼

13、面的邊界層位移厚度不一樣厚，其效果等于改變了翼型的中弧線及后緣位置，從而改小了有效的迎角。,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,（2）對于有彎度的翼型升力系數(shù)曲線是不通過原點的，通常把升力系數(shù)為零的迎角定義為零升迎角0 ，而過后緣點與幾何弦線成0 的直線稱為零升力線。一般彎度越大， 0越大。,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,（3）當(dāng)迎角大過一定的值之后，就開始彎曲，再大一些，就達到了它的最大值，此值記為最大升力系數(shù)，這是翼型用增大迎角的辦法所能獲得的最大升力系數(shù)，相對應(yīng)的迎角稱為臨界迎角 。過此再增大迎角，升力系數(shù)反而開始下降，這一現(xiàn)象稱為翼型的失速。這個臨界迎角也稱為失速迎角。,1.3

14、低速翼型的低速氣動特性概述,以及失速后的 曲線受粘性影響較大，當(dāng) 時， 。,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,時， 。,（4）阻力系數(shù)曲線，存在一個最小阻力系數(shù)。在小迎角時，翼型的阻力主要是摩擦阻力，阻力系數(shù)隨迎角變化不大；在迎角較大時，出現(xiàn)了粘性壓差阻力的增量，阻力系數(shù)與迎角的二次方成正比。 后，分離區(qū)擴及整個上翼面，阻力系數(shù)大增。 但應(yīng)指出的是無論摩擦阻力，還是壓差阻力，都與粘性有關(guān)。因此，阻力系數(shù)與Re數(shù)存在密切關(guān)系。,（5）mz1/4(對1/4弦點取矩的力矩系數(shù))力矩系數(shù)曲線，在失速迎角以下，基本是直線。如改成對實際的氣動中心取矩，那末就是一條平直線了。但當(dāng)迎角超過失速迎角，翼型上有

15、很顯著的分離之后，低頭力矩大增，力矩曲線也變彎曲。,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,3、翼型失速,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,隨著迎角增大，翼型升力系數(shù)將出現(xiàn)最大，然后減小。這是氣流繞過翼型時發(fā)生分離的結(jié)果。,翼型的失速特性是指在最大升力系數(shù)附近的氣動性能。,翼型分離現(xiàn)象與翼型背風(fēng)面上的流動情況和壓力分布密切相關(guān)。,在一定迎角下，當(dāng)?shù)退贇饬骼@過翼型時，過前駐點開始快速加速減壓到最大速度點（順壓梯度區(qū)），然后開始減速增壓到翼型后緣點處（逆壓梯度區(qū)），隨著迎角的增加，前駐點向后移動，氣流繞前緣近區(qū)的吸力峰在增大，造成峰值點后的氣流頂著逆壓梯度向后流動越困難，氣流的減速越嚴重。,這不僅促

16、使邊界層增厚，變成湍流，而且迎角大到一定程度以后，逆壓梯度達到一定數(shù)值后，氣流就無力頂著逆壓減速了，而發(fā)生分離。這時氣流分成分離區(qū)內(nèi)部的流動和分離區(qū)外部的主流兩部分。,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,在分離邊界（稱為自由邊界）上，二者的靜壓必處處相等。分離后的主流就不再減速不再增壓了。分離區(qū)內(nèi)的氣流，由于主流在自由邊界上通過粘性的作用不斷地帶走質(zhì)量，中心部分便不斷有氣流從后面來填補，而形成中心部分的倒流。,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,小迎角翼型附著繞流,大迎角翼型分離繞流,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,大迎角翼型分離繞流,翼型分離繞流,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,根據(jù)

17、大量實驗，在大Re數(shù)下，翼型分離可根據(jù)其厚度不同分為：,（1）后緣分離（湍流分離）,這種分離對應(yīng)的翼型厚度大于12%-15%。,這種翼型頭部的負壓不是特別大，分離是從翼型上翼面后緣近區(qū)開始的。,隨著迎角的增加，分離點逐漸向前緣發(fā)展。,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,起初升力線斜率偏離直線，當(dāng)迎角達到一定數(shù)值時，分離點發(fā)展到上翼面某一位置時（大約翼面的一半），升力系數(shù)達到最大，以后升力系數(shù)下降。,后緣分離的發(fā)展是比較緩慢的，流譜的變化是連續(xù)的，失速區(qū)的升力曲線也變化緩慢，失速特性好。,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,（2）前緣分離（前緣短泡分離）,氣流繞前緣時負壓很大，從而產(chǎn)生很大的逆壓

18、梯度，即使在不大迎角下，前緣附近發(fā)生流動分離，分離后的邊界層轉(zhuǎn)捩成湍流，從外流中獲取能量，然后再附到翼面上，形成分離氣泡。,中等厚度的翼型（厚度6%-9%），前緣半徑較小。,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,起初這種短氣泡很短，只有弦長的1%，當(dāng)迎角達到失速角時，短氣泡突然打開，氣流不能再附，導(dǎo)致上翼面突然完全分離，使升力和力矩突然變化。,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,（3）薄翼分離（前緣長氣泡分離）,薄的翼型（厚度4%-6%），前緣半徑更小。,氣流繞前緣時負壓更大，從而產(chǎn)生很大的逆壓梯度，即使在不大迎角下，前緣附近引起流動分離，分離后的邊界層轉(zhuǎn)捩成湍流，從外流中獲取能量，流動一段較長

19、距離后再附到翼面上，形成長分離氣泡。,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,起初這種氣泡不長，只有弦長的2%-3%，隨著迎角增加，再附點不斷向下游移動，當(dāng)?shù)绞儆鞘牵瑲馀菅由斓接揖墸硇屯耆?，氣泡突然消失，氣流不能再附，?dǎo)致上翼面突然完全分離，使升力和力矩突然變化。,1.3 低速翼型的低速氣動特性概述,另外，除上述三種分離外，還可能存在混合分離形式，氣流繞翼型是同時在前緣和后緣發(fā)生分離。,庫塔(MW.Kutta,1867-1944)，德國數(shù)學(xué)家,儒可夫斯基（Joukowski， 18471921），俄國數(shù)學(xué)家和空氣動力學(xué)家。 1906年儒可夫斯基引入了環(huán)量的概念，發(fā)表了著名的升力定理，奠定

20、了二維機翼理論的基礎(chǔ)。,1、庫塔-儒可夫斯基后緣條件,1.4 庫塔-儒可夫斯基后緣條件及環(huán)量的確定,1.4 庫塔-儒可夫斯基后緣條件及環(huán)量的確定,根據(jù)庫塔儒可夫斯基升力環(huán)量定律，對于定常、理想、不可壓流動，在有勢力作用下，直勻流繞過任意截面形狀的有環(huán)量繞流，翼型所受的升力為,需要說明的是，不管物體形狀如何，只要環(huán)量值為零，繞流物體的升力為零；對于不同的環(huán)量值，除升力大小不同外，繞流在翼型上前后駐點的位置不同。,這就是說對于給定的翼型，在一定的迎角下，按照這一理論繞翼型的環(huán)量值是不定的，任意條件都可以滿足翼面是流線的要求。,1.4 庫塔-儒可夫斯基后緣條件及環(huán)量的確定,當(dāng)不同的環(huán)量值繞過翼型時，

21、其后駐點可能位于上翼面、下翼面和后緣點三個位置的流動圖畫。,但實際情況是，對于給定的翼型，在一定的迎角下，升力是唯一確定的。,這說明對于實際的翼型繞流，僅存在一個確定的繞翼型環(huán)量值，其它均是不正確的。,要確定這個環(huán)量值，可以從繞流圖畫入手分析。,1.4 庫塔-儒可夫斯基后緣條件及環(huán)量的確定,后駐點位于上、下翼面的情況，氣流要繞過尖后緣，勢流理論得出，在該處將出現(xiàn)無窮大的速度和負壓，這在物理上是不可能的。,因此，物理上可能的流動圖畫是氣流從上下翼面平順地流過翼型后緣，后緣速度值保持有限，流動實驗也證實了這一分析，Kutta、儒可夫斯基就用這一條件給出確定環(huán)量的補充條件。,1.4 庫塔-儒可夫斯基

22、后緣條件及環(huán)量的確定,庫塔-儒可夫斯基后緣條件表達如下：,（1）對于給定的翼型和迎角，繞翼型的環(huán)量值應(yīng)正好使流動平滑地流過后緣去。,（2）若翼型后緣角0，后緣點是后駐點。即V1=V2=0。,（3）若翼型后緣角=0，后緣點的速度為有限值。即V1=V2=V0。,1.4 庫塔-儒可夫斯基后緣條件及環(huán)量的確定,（4）真實翼型的后緣并不是尖角，往往是一個小圓弧。實際流動氣流在上下翼面靠后很近的兩點發(fā)生分離，分離區(qū)很小。所提的條件是： p1=p2 V1=V2,2、環(huán)量的產(chǎn)生與后緣條件的關(guān)系,根據(jù)海姆霍茲旋渦守衡定律，對于理想不可壓縮流體，在有勢力作用下，繞相同流體質(zhì)點組成的封閉周線上的速度環(huán)量不隨時間變化

23、。d/dt=0。,1.4 庫塔-儒可夫斯基后緣條件及環(huán)量的確定,翼型都是從靜止狀態(tài)開始加速運動到定常狀態(tài)，根據(jù)旋渦守衡定律，翼型引起氣流運動的速度環(huán)量應(yīng)與靜止狀態(tài)一樣處處為零，但庫塔條件得出一個不為零的環(huán)量值，這是乎出現(xiàn)了矛盾。環(huán)量產(chǎn)生的物理原因如何？,為了解決這一問題，在翼型靜止時，圍繞翼型取一個很大的封閉曲線。,（1）處于靜止狀態(tài)，繞流體線的速度環(huán)量為零。,1.4 庫塔-儒可夫斯基后緣條件及環(huán)量的確定,（2）當(dāng)翼型在剛開始啟動時，因粘性邊界層尚未在翼面上形成，繞翼型的速度環(huán)量為零，后駐點不在后緣處，而在上翼面某點，氣流將繞過后緣流向上翼面。,隨時間的發(fā)展，翼面上邊界層形成，下翼面氣流繞過后

24、緣時將形成很大的速度，壓力很低，從有后緣點到后駐點存在大的逆壓梯度，造成邊界層分離，從產(chǎn)生一個逆時針的環(huán)量，稱為起動渦。,1.4 庫塔-儒可夫斯基后緣條件及環(huán)量的確定,（3）起動渦隨著氣流流向下游，封閉流體線也隨氣流運動，但始終包圍翼型和起動渦，根據(jù)渦量保持定律，必然繞翼型存在一個反時針的速度環(huán)量，使得繞封閉流體線的總環(huán)量為零。這樣，翼型后駐點的位置向后移動。只要后駐點尚未移動到后緣點，翼型后緣不斷有逆時針旋渦脫落，因而繞翼型的環(huán)量不斷增大，直到氣流從后緣點平滑流出（后駐點移到后緣為止）為止。,1.4 庫塔-儒可夫斯基后緣條件及環(huán)量的確定,1.4 庫塔-儒可夫斯基后緣條件及環(huán)量的確定,由上述討

25、論可得出：,（1）流體粘性和翼型的尖后緣是產(chǎn)生起動渦的物理原因。繞翼型的速度環(huán)量始終與起動渦環(huán)量大小相等、方向相反。,（2）對于一定形狀的翼型，只要給定繞流速度和迎角，就有一個固定的速度環(huán)量與之對應(yīng)，確定的條件是庫塔條件。,（3）如果速度和迎角發(fā)生變化，將重新調(diào)整速度環(huán)量，以保證氣流繞過翼型時從后緣平滑匯合流出。,（4）代表繞翼型環(huán)量的旋渦，始終附著在翼型上，稱為附著渦。根據(jù)升力環(huán)量定律，直勻流加上一定強度的附著渦所產(chǎn)生的升力，與直勻流中一個有環(huán)量的翼型繞流完全一樣。,對于迎角不大的翼型附著繞流，粘性對升力、力矩特性曲線影響不大，因此可用勢流理論求解。,粘性對阻力和最大升力系數(shù)、翼型分離繞流的

26、氣動特性曲線影響較大，不能忽略。,1.5 任意翼型的位流解法,1、保角變換法,繞翼型的二維不可壓縮勢流，存在速度勢函數(shù)和流函數(shù)，兩者均滿足Laplace方程，因此可用復(fù)變函數(shù)理論求解。保角變換法的主要思想是，通過復(fù)變函數(shù)變換，將物理平面中的翼型變換成計算平面中的圓形，然后求出繞圓形的復(fù)勢函數(shù)，再通過變換式倒回到物理平面中的復(fù)勢函數(shù)即可。,1.5 任意翼型的位流解法,2、繞翼型的數(shù)值計算法面元法,在平面理想勢流中，根據(jù)勢流疊加原理和孤立奇點流動，可得到某些規(guī)則物體的繞流問題。,對于任意形狀的物體繞流，當(dāng)然不可能這樣簡單。但是，這樣的求解思路是可取的。,例如，通過直勻流與點源和點匯的疊加，可獲得無

27、環(huán)量的圓柱繞流；通過直勻流、點源和點匯、點渦的疊加，可獲得有環(huán)量的圓柱繞流，繼而求出繞流的升力大小。,1.5 任意翼型的位流解法,對于一定迎角下，任意形狀、任意厚度的翼型繞流，利用勢流疊加法求解的基本思路是：,（a）在翼型弦線上布置連續(xù)分布的點源q（s) ，與直勻流疊加求解。,（b）在翼型上下表面布置連續(xù)分布的點渦（s) ，與直勻流疊加求解。,滿足翼面是一條流線的條件，從而模擬無升力的翼型厚度作用。,滿足翼面是一條流線的條件和尾緣的kutta條件，從而模擬由于迎角和翼型彎度引起的升力效應(yīng)，確定翼型的升力大小。,1.5 任意翼型的位流解法,對于任意形狀的翼型精確給出分布源函數(shù)或分布渦是不容易的。

28、通常用數(shù)值計算方法進行。將翼面分成若干微分段（面元），在每個面元上布置待定的奇點分布函數(shù)（點源或或點渦），在選定控制點上滿足物面不穿透條件和后緣條件，從而確定出分布函數(shù)，最后由分布函數(shù)計算物面壓強分布、升力和力矩特性。,（2）面源函數(shù)的基本特性,設(shè)單位長度的面源強度為q，則ds微段上面源強度為qds，其在流場P點處誘導(dǎo)的速度為（與P點的距離r）,1.5 任意翼型的位流解法,繞面源封閉周線的流量為,方向沿r的方向,ds微短面源在P點產(chǎn)生的擾動速度勢為,整個面源在P點產(chǎn)生的速度勢函數(shù)為,1.5 任意翼型的位流解法,任意一個面源元素在空間流場中任一點所誘導(dǎo)的速度是連續(xù)分布的，所以整個面源誘導(dǎo)的速度場

29、在所有的空間點是連續(xù)分布的。,面源上除外，面源上切向速度連續(xù)，法向速度面源是個間斷面。,如右圖所示，對于布在x軸上的二維平面面源，有,當(dāng) 時，有,1.5 任意翼型的位流解法,由此得出：面源上下流體切向速度是連續(xù)的，面源法向速度是間斷的。對曲面的面源布置也是如此。,下面求法向速度的突躍值。,通過矩形周線的體積流量為,由于面源上的切向速度是連續(xù)的，設(shè)ds中點處的切向速度為Vs,則,1.5 任意翼型的位流解法,所以,當(dāng)ds和dn均趨于零時得,這說明，面源是法向速度間斷面，穿過面源當(dāng)?shù)胤ㄏ蛩俣鹊耐卉S值等于當(dāng)?shù)氐拿嬖磸姸取τ谄矫婷嬖从?1.5 任意翼型的位流解法,（3）面渦的基本特性,設(shè)單位長度的面渦

30、強度為 ，則ds微段上面渦強度為 ds，其在流場P點處誘導(dǎo)的速度為（與P點的距離r）,ds微短面源在P點產(chǎn)生的擾動速度勢為,整個面源在P點產(chǎn)生的速度勢函數(shù)為,1.5 任意翼型的位流解法,繞面渦封閉周線的環(huán)量為,任意一個面渦元素在空間流場中任一點所誘導(dǎo)的速度是連續(xù)分布的，所以整個面渦誘導(dǎo)的速度場在所有的空間點是連續(xù)分布的。,面渦上除外，面渦上法向速度連續(xù)，切向速度面渦上是個間斷面。,如右圖所示，對于布在x軸上的二維平面面渦，有,當(dāng) 時，有,1.5 任意翼型的位流解法,由此得出：面渦上下流體切向速度是間斷的，但法向速度是連續(xù)的。對曲面的面渦布置也是如此。,下面求切向速度的突躍值。,繞矩形周線的速度

31、環(huán)量為,由于面渦上的法向速度是連續(xù)的，設(shè)ds中點處的法向速度為Vn,則,1.5 任意翼型的位流解法,所以,當(dāng)ds和dn均趨于零時得,這說明，面渦是切向速度間斷面，穿過面渦當(dāng)?shù)厍邢蛩俣鹊耐卉S值等于當(dāng)?shù)氐拿鏈u強度。對于平面面渦有,（b）如果求解升力翼型（模擬彎度和迎角的影響），可用面渦法，除滿足翼面是流線外，要求翼型尾緣滿足Kutta條件=0。,1.5 任意翼型的位流解法,（4）面源法和面渦法,（a）當(dāng)求解無升力的物體繞流問題時，包括考慮厚度影響的無升力的翼型繞流問題，可用面源法。,1.6 薄翼型理論,對于理想不可壓縮流體的翼型繞流，如果氣流繞翼型的迎角、翼型厚度、翼型彎度都很小，則繞流場是一個小

32、擾動的勢流場。這時，翼面上的邊界條件和壓強系數(shù)可以線化，厚度、彎度、迎角三者的影響可以分開考慮，這種方法叫做薄翼理論。（Thin airfoil theory）,1、翼型繞流的分解,（1）擾動速度勢的線性疊加 （a）擾動速度勢及其方程,1.6 薄翼型理論,擾動速度勢滿足疊加原理。,（b）翼面邊界條件的近似線化表達式,設(shè)翼面上的擾動速度分別為 ，則在小迎角下速度分量為,1.6 薄翼型理論,由翼面流線的邊界條件為,對于薄翼型，翼型的厚度和彎度很小，保留一階小量，得到,其中，yf為翼型彎度函數(shù)，yc為翼型的厚度函數(shù)。,由于翼型的上下物面方程為,1.6 薄翼型理論,上式說明，在小擾動下，翼面上的y方向

33、速度可近似表示為彎度、厚度、迎角三部分貢獻的線性和。,（c）擾動速度勢函數(shù)的線性疊加,根據(jù)擾動速度勢的方程和翼面y方向速度的近似線化，可將擾動速度勢表示為彎度、厚度、迎角三部分的速度勢之和。,對y方向求偏導(dǎo)，得到,1.6 薄翼型理論,可見，擾動速度勢、邊界條件可以分解成彎度、厚度、迎角三部分單獨存在時擾動速度勢之和。,（2）壓強系數(shù)Cp的線化表達式,對于理想不可壓縮勢流，根據(jù)Bernoulli方程，壓強系數(shù),1.6 薄翼型理論,把擾動速度場代入，得到,在彎度、厚度、迎角均為小量的假設(shè)下，如只保留一階小量，得到,1.6 薄翼型理論,可見，在小擾動下，擾動速度勢方程、物面邊界條件、翼面壓強系數(shù)均可

34、進行線化處理。,（3）薄翼型小迎角下的勢流分解,在小迎角下，對于薄翼型不可壓縮繞流，擾動速度勢、物面邊界條件、壓強系數(shù)均可進行線性疊加，作用在薄翼型上的升力、力矩可以視為彎度、厚度、迎角作用之和，因此繞薄翼型的流動可用三個簡單流動疊加。即,薄翼型繞流 = 彎度問題（中弧線彎板零迎角繞流） + 厚度問題（厚度分布yc對稱翼型零迎角繞流） + 迎角問題（迎角不為零的平板繞流）,1.6 薄翼型理論,1.6 薄翼型理論,厚度問題，因翼型對稱，翼面壓強分布上下對稱，不產(chǎn)生升力和力矩。彎度和迎角問題產(chǎn)生的流動上下不對稱，壓差作用得到升力和力矩。把彎度和迎角作用合起來處理，稱為迎角彎度問題，因此對于小迎角的

35、薄翼型繞流，升力和力矩可用小迎角中弧線彎板的繞流確定。,2、迎角-彎度繞流問題,迎角彎度問題的關(guān)鍵是確定渦強的分布。要求在中弧面上滿足,和kutta條件。,1.6 薄翼型理論,（1）面渦強度的積分方程,因為翼型彎度一般很小，中弧線和弦線差別不大，因而在中弧線上布渦可近似用在弦線上布渦來代替，翼面上y方向的擾動速度可近似用弦線上的值取代。,這是因為，按照泰勒級數(shù)展開，有,略去小量，得到,1.6 薄翼型理論,在一級近似條件下，求解薄翼型的升力和力矩的問題，可歸納為在滿足下列條件下，面渦強度沿弦線的分布。,（a）無窮遠邊界條件,（b）物面邊界條件,（c）Kutta條件,1.6 薄翼型理論,在弦線上，

36、某點的面渦強度為 ，在d段上的渦強為 ，其在弦線上x點產(chǎn)生的誘導(dǎo)速度為,整個渦面的誘導(dǎo)速度為,即關(guān)于渦強的積分方程。,1.6 薄翼型理論,（2）渦強的三角級數(shù)求解,然后，令,1.6 薄翼型理論,這個級數(shù)有兩點要說明： (1)第一項是為了表達前緣處無限大的負壓（即無限大的流速）所必需的（如果有負無限大壓強的話）； (2)在后緣處，這個級數(shù)等于零。后緣處載荷應(yīng)該降為零，這是庫塔條件所要求的。,1.6 薄翼型理論,（3）求迎角彎度的氣動特性,1.6 薄翼型理論,升力線的斜率為,上式說明，對于薄翼而言，升力線的斜率與翼型的形狀無關(guān)。寫成通常的表達形式,其中， 0為翼型的零升力迎角，由翼型的中弧線形狀決

37、定，對于對稱翼型0=0，非對稱翼型0 0。,1.6 薄翼型理論,對前緣取矩，得俯仰力矩為,1.6 薄翼型理論,其中，mz0為零升力矩系數(shù),對b/4點取距，得到,1.6 薄翼型理論,這個式子里沒有迎角，說明這個力矩是常數(shù)（不隨迎角變），即使升力為零仍有此力矩，可以稱為剩余力矩。只要對1/4弦點取矩，力矩都等于這個零升力矩。這說明1/4弦點就是氣動中心的位置。另外，還有個特殊的點，稱為壓力中心，表示氣動合力作用的位置，通過該點的力矩為零。,1.6 薄翼型理論,翼型前緣吸力系數(shù)為,其中,平板翼型上的壓強總是垂直于板面的，壓強合力必定也是垂直板面的，它在來流方向有一個分力，似應(yīng)有阻力存在，但根據(jù)理想流

38、理論，翼型阻力應(yīng)為零。問題在于上面分析沒有考慮前緣的繞流效應(yīng)，或者說漏算了一個名為前緣吸力的力。,1.6 薄翼型理論,3、厚度問題的解,在零迎角下厚度分布函數(shù)yc的對稱薄翼型的繞流問題稱為厚度問題。,對于厚度問題，可使用布置面源法求解。即在翼型表面上連續(xù)布置面源求解。但對薄翼型而言，可用弦線上布源近似代替翼面上布源，設(shè)在x軸上連續(xù)布置面源強度為q(負值為匯)，根據(jù)物面是流線條件確定q。,物面是流線的邊界條件為,1.6 薄翼型理論,又由于,則有,翼型表面上的壓強,1.7 厚翼型理論,薄翼型理論只適用于繞薄翼型小迎角的流動。如翼型的相對厚度12%，或迎角較大，薄翼型理論和實驗值相差較大，需要用厚翼

39、理論計算。,1、對稱厚翼型無升力繞流的數(shù)值計算方法,對于二維不可壓縮對稱無升力的繞流，用面源法進行數(shù)值模擬。也可以在對稱軸上布置平面偶極子與來流疊加的方法求解。 現(xiàn)考慮直勻流和在x軸上一段AB（一般應(yīng)小于物體長度）上布置偶極子源疊加的流動，假定偶極子強度為（x)。在P(x,y)點處的流函數(shù)為,1.7 厚翼型理論,整個直勻流與偶極子的疊加結(jié)果為,如果給定=0為物面條件，則由上式可確定偶極子分布。然而這是一個積分方程，解析求解通常是很困難的?？赏ㄟ^數(shù)值解法求解，把偶極子分布區(qū)域分成n段，把上式應(yīng)用到物面外形上的n個已知點，建立n元一次的線性方程組，求得j。,1.7 厚翼型理論,速度分量為,物面上的壓強系數(shù)為,在物面外任意一點的流函數(shù)為,1.7 厚翼型理論,2、任意厚翼型有升力時的數(shù)值計算方法,一般而言，計算任意形狀、厚度、迎角下，翼型繞流的壓強分布、升力和力矩特性，可以使用面渦法。,該方法的思路是：將翼面分成n段，在每個子段上布置常值未知渦，渦強度分別是1， 2， n，在每個渦片上取適當(dāng)?shù)目刂泣c，在這些控制點上準確滿足物面邊界條件。,1.7 厚翼型理論,對于第j個渦片在第i個控制點上引起的擾動速度勢，有渦的速度勢公式為,翼面上所有渦片對i個控制點