跨音速翼型绕流ppt课件.ppt
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1、 从超音速风洞实验得到的实验图片中可以看到,超音速气流流过物体时,如果是钝头体物体,那将在物体表面将有离体激波产生。由于离体激波中有一段较大的正激波,使物体承受较大的激波阻力(波阻力)。同时,从头部过渡到尾部区域,一般会存在膨胀波。底部一般会有再附激波的存在,这在下面的实验图和理论分析图片中可以看到。 在超音速流动中,流动特征由两个主要流动现象组成:激波和膨胀波。它们的产生方式从下面的图中可以看到:激波 在一定条件下,当流场受到挤压就会产生激波,而流场在流动过程中得以稀疏将产生膨胀波,这在上面的图中显示了出来。膨胀波超音速薄翼型的特点薄翼型绕流的流动特点两个基本概念超音速薄翼型的特点 为了减小
2、波阻力,超音速翼型前缘最后做成尖的如菱形、四边形和双弧形等尖前缘。但是,超音速飞机总要经历起飞和着陆的阶段,尖头翼型在低速绕流时,在较小的迎角时气流就有可能在前缘分离,使翼型的气动特性变坏。因此,为了兼顾超音速飞机高速飞行的低速特性,目前低超音速飞机的翼型,其形状都为小圆头对称薄翼型,下面为典型的超音速翼型。 超音速薄机翼 从上面形状可以看出,流体流过该种特点的机翼会被压缩和稀疏,因而,也将会产生激波和膨胀波。薄翼型绕流的流动特点 如果迎角小于薄翼型前缘半顶角,则气流流过翼型时,在前缘处相当于绕凹角流动,因此前缘上下表面将产生两道附体的斜激波。当有迎角时,由于上下翼面气流相对于来流的偏转角不同
3、,因此上下翼面的激波强度和倾角也不同。 靠近翼面的气流,通过激波后,将偏转到与前缘处翼型的切线方向一致,随后气流沿翼型表面的流动相当于绕凸曲线的流动,通过一系列膨胀波。从图看出,从翼型的前部所发出的膨胀波,将与头部激波相 交,激波强度受到销弱,使激波相对于来流的倾角逐渐减小,最后退化为马赫波。 当上下翼面的超音速气流流到翼型的后缘时,由于上下气流的指向不同,且压强一般也不相等,故根据来流迎角情况,在后缘上下必产生两道斜激波(或一道斜激波和一组膨胀波)以使在后缘回合的气流有相同的指向和相等的压强。后缘激波同样也要被翼面的膨胀波所销弱,最后退化为马赫波。两个基本概念波阻:翼面压强在激波后为最大,以
4、后沿翼面 经一系列膨胀波而顺流逐渐下降。由于 翼面前半部的压强大于后半部的压强, 因而翼面是压强的合力,在来流的方向 将有一向后的分力,此即波阻力,简称 波阻。两个基本概念(续)升力:当翼型处于小的正迎角时,由于上翼面 前缘的切线相对于来流所组成的凹角, 较下翼面的为小,故上翼面的激波较下 翼面的为弱,其后马赫数较下翼面为 大,波后压强较下翼面为低,所以上翼 面的压强将小于下翼面的压强,压强的 合力在与来流相垂直的方向是将有一分 力,此即升力 为了减小波阻力,超音速飞机的机翼,其翼型厚度是比较薄的,弯度很小甚至为零,而且飞行时迎角较小,因此机翼产生的激波,其强度也较弱。作为一级近似,可将激波近
5、似为马赫波,同时,膨胀波在一级近似下也取为马赫波,并近似认为所有马赫波互相平行,且与来流的夹角均为来流马赫角, 因此对超音速气流绕翼型的小扰动,可以导出翼型任意一点的压强系数可表示为 121tgM1p22CM1 该公式由薄翼型的小扰动理论得来。由于翼型比较薄,弯度比较小,除个别点外,翼型表面上各点的都比较小,可近似用该点翼面的斜率来代替,这里x轴沿来流方向,y轴垂直于x轴所组成的风轴坐标系,右边“+”号用于翼型的上表面,“-”号用于翼型的下表面: upu2lpl2dy2()dxC (x, 0)M1dy-2()dxC (x, 0)M1一级近似理论压强系数计算公式与实际情况的比较线性理论压强系数的
6、叠加法一级近似理论薄翼型的空气动力特性一级近似理论压强系数计算公式与实际情况的比较 根据线性理论,翼型表面上任一点处的压强系数,是与该点翼面的斜率成正比的。这在翼型前半部分是与实验是吻合得较好的,但在后半部分,因为激波附面层的影响,使得线性理论得到的理论结果与真实的情况有较大的区别,尾激波后面的高压会通过附面层中的亚音速流区域,往上游向前传播去,这样一方面前缘之前有一段翼面受到了高压的影响,使压强系数提高,另一方面 有了正的压强梯度,从而使尾激波前的附面层增厚,主流被外挤,不但引起世界的膨胀角减小,而且尾激波可提前在C点发生,引起附面层分离,使增大。以上情况在一级近似理论中是没有考虑的。线性理
7、论压强系数的叠加法 在线形理论中,压强系数与翼面斜率成线形关系。因此,在线化理论范围内,翼型表面的压强系数,可认为是由以下三部分绕流所产生的压强系数叠加而成 : 式中下标“a”表示迎角的平板绕流;下标“f”表示迎角为零、中弧弯度f的弯板绕流;下标“c”表示迎角、弯度均为零,厚度c的对称翼型绕流。因此,翼型上、下翼面的压强系数,在线化理论范围内将分别等于分解的三种翼型在对应点的压强系数之和: pppfpcCCCCpupupupuplplplplC (x, 0)(C )(C )(C )C (x, 0)(C )(C )(C )fcfcA、平板部分:上表面为膨胀流动,下表面为压缩流动。 pu2pl2-
8、2(C )M12(C )M1aa载荷系数:pplpu24( C )(C -C )M1B、弯度部分: fpu2 fpl2dy2()dx(C )M1dy-2()dx(C )M1ff载荷系数:C、厚度部分:pplpu2dy-4()dx( C )(C -C )M1fffu cpuc2lcplc2dy2()dx(C )M1dy-2()dx(C )M1载荷系数: 因为对称翼型上、下表面对应点的斜率,其大小相等、方向相反,因而载荷系数:因而薄翼型上、下表面任一点的压强系数为 :pcplpuc( C )(C -C )0uupu2uupl2dydy2C (x, 0)()() dxdxM1dydy2C (x, 0
9、)()() dxdxM1fcfcA、薄翼型升力系数平板部分:弯板部分:厚度部分:上下翼面对称,因而:2Y4()q bM1yCb20dy4()dxY0()0M1ffyfq dxCc()0yC故升力系数为:B、薄翼型波阻系数平板部分:弯度部分:y24C()M1yC2bxb2X(N )4(C )q bq bM1a2xb204dy(C )dxM1bffdxb厚度部分:因而薄翼型波阻系数为:C、薄翼型对前缘的俯仰力矩系数 平板部分:由于压强分布沿平板方向为常值,故升力作用于平板的中点,即:2xbc20c4dy(C )dxM1bdxbxbxbxbxbC(C )C )(C )fc(22220cf41dydy
10、bdxdxM1bdxyzC(m )2 弯度部分:厚度部分:对应点处,力是互相抵消的,因此翼型厚度部分对前缘力矩的贡献为零,即:薄翼型的对前缘的俯仰力矩系数为 :z2204()1bffdymxdxdxbM2204y1bfdxbMz()0cmyz220C4()y21bffmdxbM 翼型压力中心的相对位置:翼型焦点相对位置: 翼型焦点是由迎角所产生升力增量的作用点,对超音速薄翼型一级近似理论,随迎角的变化,它的升力增量作用点始终在翼弦中点处。 pzp220yxm14xybC21bfdxbM zym1C2Fx 超音速场内,从任意一点P,作两个轴线与来流方向平行的马赫锥,一个锥底迎着来流,另一个背着来
11、流,前者称为P 点的前马赫锥,后者称为P 点的前马赫锥。马赫锥的半顶角称为来流马赫角。 前马赫锥所围的区域,称为P点的依赖区,在该马赫锥内所有的扰动源,都能对P点产生影响;后马赫锥所围的区域,称为P点的影响区(或称为作用区),即P点如为扰动源,则后马赫锥内所有的空间点,都要受到P点的影响。 超音速机翼本身的不同边界对机翼的绕流性质有很大的影响,从而影响机翼的气动特性。因此必须将机翼的边界划分为前缘、后缘和侧缘。前缘:机翼与来流方向平行的直线段交于第一 点边界,称为机翼的前缘。后缘:交于第二点的机翼边界,称为机翼的后 缘。侧缘:与来流方向平行的机翼边界,称为侧 缘。 对同样形状的机翼,它的边界是
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