飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)ppt課件(編輯修改稿)
2025-02-13 10:41 本頁面
【文章內(nèi)容簡介】 ?????????02204)(由于彎度對(duì)超音速翼型升力無貢獻(xiàn)，為了降低零升波阻，超音速翼型一般應(yīng)為無彎度的對(duì)稱翼型，且厚度也不大。 線化理論 EXIT )(12, 222 lud MaC ?? ????ld CMaC ?? ???? 14,22?波阻系數(shù) : Cd = Cd,升致 + Cd,厚 + Cd,摩 ?升致波阻與翼型形狀無關(guān) 。厚度波阻只與剖面形狀有關(guān) . ?翼型的波阻系數(shù)是隨 Ma數(shù)的增大而減小的 . 升致 厚 薄翼型 的波阻系數(shù) ? 超音速 厚度 問題：上游為 壓縮 ，下游為 膨脹 ，不產(chǎn)生升力，只產(chǎn)生 阻力 。 ? 超音速 彎 度 問題：上表面 上游為壓縮 ，下游為膨脹，下表面上游為膨脹，下游為壓縮， 也不產(chǎn)生升力，只產(chǎn)生 阻力 ，這一點(diǎn)與亞音速很不相同 。 線化理論 EXIT 相同厚度不同翼型零升波阻系數(shù)與菱形翼型零升波阻系數(shù)的比值 K 薄翼型 的波阻系數(shù) 線化理論 EXIT 對(duì)稱菱形翼型，厚度為 c，弦長為 b，用線化理論 求升力系數(shù)和波阻系數(shù)。 b c 1442 ????MBC y ??142 ????MddCC yy ??波阻系數(shù) ，由： ????????????????????????? ?? dxdxdybdxdxdybBCbcubfx b 02022 114 ?因此超音速翼型的升力線斜率隨來流馬赫數(shù)增大而減小。 例 1 解： 升力系數(shù) ： 代入上表面坐標(biāo)導(dǎo)數(shù) （注意因彎度為零則 第 2個(gè)積分為零）： ???????????????????????????????????????????????? ???220222022224114 22bcBdxbdxbBCbbb bcbcx??零升波阻系數(shù)： bccBcCbx ?? 式中,4)( 20 線化理論 EXIT 對(duì)翼型前緣的 俯仰力矩 系數(shù)定義為： bbqMm zz ????? 1Mz是對(duì)翼型前緣的 俯仰力矩 ，規(guī)定抬頭為正。 由于壓強(qiáng)分布沿平板為 常數(shù) ，升力作用于 平板中點(diǎn) ，故 ： 21)2()( yyzCbbqbbqCm ??????????? 俯仰力矩 平板部分 線化理論 EXIT 微元面積 dS距前緣距離為 x,微元力對(duì)前緣力矩為： x d xqBdxdyxdYdMfffz ????)(4)(x dxdxdyBbm b ffz ?? 02 )(4)(力矩系數(shù)為 ： 彎度部分 注意到 ，對(duì)上式分步積分得： 00 ?bfy dxyBbmbffz ??? 024)(當(dāng)翼型 彎度中弧線 方程 已知時(shí)，從上式積分可得彎度力矩系數(shù)。 由于線化理論下 彎度部分及厚度 不產(chǎn)生升力，此外厚度部分顯然也不會(huì)對(duì)前緣力矩有貢獻(xiàn)，因此 彎度力矩系數(shù)也稱為 零 升力矩系數(shù) ： )(xyy f?fzz mm )()( 0 ? 線化理論 EXIT 由于上下表面對(duì)稱，對(duì)應(yīng)點(diǎn)處 dYu 與 dYl 相互抵消，所以 翼型厚度部分對(duì)前緣力矩的貢獻(xiàn)為 零 。 綜合上述結(jié)果，薄翼型的前緣力矩系數(shù)為： dxyBbCm b fyz ????0242厚度部分 線化理論 EXIT 設(shè)翼型的 壓力中心 距前緣的相對(duì)距離 ，則 bxx pp ?pyz xCm ??則 壓力中心 相對(duì)距離 為： dxyBCbCmx bfyyzp ????? 02421壓力中心與彎度有關(guān)，當(dāng)彎度為零時(shí)，壓力中心在中點(diǎn) 壓力中心 線化理論 EXIT 根據(jù) 焦點(diǎn) 的定義 ，是 焦點(diǎn)距前緣的相對(duì)距離 ，由力矩系數(shù)對(duì)升力線數(shù) 求導(dǎo) 得： yzF Cmx????bxx FF ?21?????yzF Cmx焦點(diǎn) ? 上式說明 線化超音速薄翼型的 焦點(diǎn) 位于 翼弦中點(diǎn) 。因?yàn)榻裹c(diǎn)是 升力增量 的作用點(diǎn)，而升力只與迎角有關(guān)，其載荷隨迎角大小變化但在平板上均勻分布，因此焦點(diǎn)位于翼弦中點(diǎn)。 ? 當(dāng)翼型 無彎度 時(shí)， 壓力中心與焦點(diǎn) 重合，都位于 翼弦中點(diǎn) 。 ? 翼型 低速繞流 時(shí) 焦點(diǎn) 位置約距前緣 1/4弦長 處，而翼型 超音速繞流 時(shí) 焦點(diǎn) 位置則距前緣 1/2弦長 處，即從低速到超音速翼型焦點(diǎn)顯著 后移 ，這對(duì)飛機(jī)的 穩(wěn)定性和操縱性 都有很大影響。 線化理論 EXIT 超音速 線化理論 所得 氣動(dòng)力 與 實(shí)驗(yàn) 的比較見下圖 可見超音速線化理論所得升力線斜率較實(shí)驗(yàn)值高 ％，原因是線化理論未考慮上 表面邊界層及其與后緣激波干擾造成的后緣壓強(qiáng)升高，升力下降。 線化波阻與實(shí)驗(yàn)相比略小，在整個(gè)迎角范圍幾乎是個(gè)常數(shù)，該常數(shù)大約等于理論未記及的由 粘性產(chǎn)生的摩擦阻力和壓差阻力 。 氣動(dòng)力與實(shí)驗(yàn)的比較 線化理論 EXIT 超音速 線化理論 所得 力矩系數(shù) 與 實(shí)驗(yàn)對(duì)比 見下圖， 可見線化理論力矩系數(shù)與實(shí)驗(yàn)值 偏差較大 ，線化理論結(jié)果低于 實(shí)驗(yàn)結(jié)果，原因是 上表面后緣附近實(shí)際壓強(qiáng) 比線化理論結(jié)果偏高，而 力臂 又 較大 ，造成線化理論值比實(shí)驗(yàn)偏低。 氣動(dòng)力與實(shí)驗(yàn)的比較 線化理論 EXIT 例 2 ????????????cxcxccxxxzu 2/10tan)(2/
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