飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)ppt課件-在線瀏覽
2025-03-06 10:41本頁(yè)面
【正文】 其中 Ma是來流馬赫數(shù)，當(dāng) θ為壓縮角時(shí) Cp 為正，當(dāng) θ為膨脹角時(shí) Cp 為負(fù)。 線化理論 EXIT 翼型平板、彎度和厚度部分壓強(qiáng)系數(shù)分布 : 薄翼型超音速的線化理論 ? 亞音速平板： 前緣載荷很大 ，原因是前緣從下表面繞上來很大流速的繞流； 后緣載荷為零 ，原因是后緣要滿足壓強(qiáng)相等的 庫(kù)塔條件 。 線化理論 EXIT 物面方向 dxdz uu /??dxdz ll /????q ?? dxdz uu?假設(shè) :物面各點(diǎn)的方向?yàn)槠淝芯€方向 .(因?yàn)橐硇捅砻娴男甭氏鄬?duì)于自由流方向的偏斜很小 ) ?q ??? dxdz llα α α o V∞ z x Zl(x) Zu(x) 線化理論 EXIT 由于壓強(qiáng)沿弦向方向分布為常數(shù)，且由于上下表面均垂直于平板，故垂直于平板的法向力 Nα 為： bqCCN ul pp ??? ?? )(將平板載荷系數(shù)代入得： bqBN ??? ?? 4垂直于來流的升力為： bqBNNY ???? ?? ??? 4c os 升力 線化理論薄翼型的 升力系數(shù) 、 波阻系數(shù) 和對(duì)前緣的俯仰力矩系數(shù)， 均可表為上述三部分貢獻(xiàn)的疊加。 彎度部分 作用于微元面積 dS上的升力為： qc o s)( dSqCCdY fppf ul ??? 線化理論 EXIT 厚度部分由于上下表面對(duì)稱，對(duì)應(yīng)點(diǎn)處 dYu 與 dYl 相互抵消，所以： 0)( ?cyC在超音速線化小擾動(dòng)條件下， 翼型厚度和彎度一樣都不會(huì)產(chǎn)生升力，升力僅由平板部分的迎角產(chǎn)生： BCC yy??4)( ??厚度部分 線化理論 EXIT 波阻系數(shù)定義為： 1??? ? bqXC bx bXb是作用在翼型上的 波阻力 。 薄翼型 的波阻系數(shù) 與升力無(wú)關(guān)而僅與 彎度和厚度 有關(guān)的波阻稱為 零升波阻 (Cxb)0： dxdxdydxdybBCbcufx b ???????????????????????02204)(由于彎度對(duì)超音速翼型升力無(wú)貢獻(xiàn)，為了降低零升波阻，超音速翼型一般應(yīng)為無(wú)彎度的對(duì)稱翼型，且厚度也不大。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 。 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(zhǎng)為 b，用線化理論 求升力系數(shù)和波阻系數(shù)。 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 。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)。 ? 翼型 低速繞流 時(shí) 焦點(diǎn) 位置約距前緣 1/4弦長(zhǎng) 處，而翼型 超音速繞流 時(shí) 焦點(diǎn) 位置則距前緣 1/2弦長(zhǎng) 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 例 2 ????????????cxcxccxxxzu 2/10tan)(2/010tan)(2022 )(wlll cxd ??? ?? ?? 用線化理論計(jì)算雙楔翼型的升力系數(shù) ,阻力系數(shù)及俯仰力矩系數(shù) . ? 【 解 】 α=10176。 δw=10176。 μa a μ1b μtb μtd μ1d b d ??????????????cxcxccxxxzl 2/10t a n)(2/010t a n)(2022 )(wluucxd????? ? 線化理論 EXIT 12)180/10(42??? ?lC ???dlCCdα=10176。 δw=10176。 μa a μ1b μtb μtd μ1d b d ]) 10() 10[(12212)180/10(4 22222?????? ?dC例 2 ? 超聲速流繞對(duì)稱 (零彎度 )薄翼型 ? 氣動(dòng)中心的力矩為 0. )21(14 020 cxMaC mx ???? ? ?c
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