空氣動(dòng)力學(xué)之機(jī)翼的低速氣動(dòng)特性ppt課件.ppt

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1、第七章機(jī)翼的低速氣動(dòng)特性機(jī)翼的幾何描述機(jī)翼的低速繞流特征機(jī)翼低速位流理論（升力線理論、升力面理論及吸力比擬）機(jī)翼的一般低速氣動(dòng)特性機(jī)翼---升力的最主要的提供者機(jī)翼是飛機(jī)的最重要的升力部件，其氣動(dòng)特性關(guān)乎飛行性能與飛行品質(zhì)。氣動(dòng)特性與機(jī)翼的幾何形狀和尺寸密切相關(guān)。機(jī)翼形尺的選取和設(shè)計(jì)，還與飛機(jī)布局、結(jié)構(gòu)、工藝、材料、重量、重心及隱身等等因素密切關(guān)聯(lián)。7.1機(jī)翼的幾何參數(shù)7.1.1平面形狀及其幾何參數(shù)（1）機(jī)翼的體軸系oxyz與平面形狀：體軸系：oxy是中央翼剖面的體軸系；右手法則定z軸。機(jī)翼在xoz面的投影---平面形狀。其基本構(gòu)型有三種：Examplesfortheconfi

2、gurationsExamplesfortheconfigurationsExamplesfortheconfigurationsExamplesfortheconfigurationsExamplesfortheconfigurationsExamplesfortheconfigurations（2-1）面積、展長(zhǎng)及弦長(zhǎng)：（2-2）展弦比、根梢比及后掠角：(2)幾何參數(shù)7.1.2---7.1.3扭轉(zhuǎn)角，反角（1）翼剖面不變，但弦線不在同一平面內(nèi)，幾何扭；（2）在不同展向位置，用了不同的翼剖面，氣動(dòng)扭。幾何扭轉(zhuǎn)示意圖7.2機(jī)翼低速繞流亞聲速飛機(jī)一般采用長(zhǎng)直的機(jī)翼；跨聲速飛機(jī)的機(jī)

3、翼采用后掠構(gòu)型；超聲速的，采用三角翼面構(gòu)型；高超聲速飛行器，用乘波體構(gòu)型。無(wú)論何種構(gòu)型的飛行器，總有起飛和著落環(huán)節(jié)。機(jī)翼的低速氣動(dòng)特性必須關(guān)注，其低速繞流十分重要。與翼型對(duì)照，機(jī)翼繞流是三維的?；酒矫嫘螤顧C(jī)翼的三維繞流，各有特點(diǎn)。大展弦比、平直機(jī)翼低速繞有升力時(shí)，上翼面低壓、下一面高壓。有翼梢繞流；上翼面流線偏向翼根，下翼面流線偏向翼梢，即出現(xiàn)“展向流”；機(jī)翼后緣處向下游拖出“自由尾渦”，這些尾渦相互誘導(dǎo)、形成看似由翼梢拖出的“翼梢渦”。它將改變翼面壓強(qiáng)分布，使機(jī)翼受到一個(gè)壓差阻力—此阻力與粘性無(wú)關(guān)，稱為誘導(dǎo)阻力。后掠翼低速繞流特點(diǎn)有升力時(shí)，后掠翼中段的上翼面出現(xiàn)“S形流線”

4、。三角翼低速繞流特點(diǎn)有升力時(shí)，銳前緣三角翼的上翼面（上方）出現(xiàn)“前緣脫體渦”。它可延伸到機(jī)翼下游。7.3升力線理論——用于大展弦比直機(jī)翼氣動(dòng)特性分析從本節(jié)§7.3到下一節(jié)§7.4，介紹機(jī)翼的低速位流理論。其本質(zhì)與第六章翼型的位流理論沒(méi)有不同，滿足相同的方程和邊界條件：其實(shí)，所介紹的位流理論就是薄機(jī)翼的線性化近似理論。與薄翼型理論一樣，機(jī)翼的升力看成僅由彎板機(jī)翼貢獻(xiàn)，厚度忽略。具體的理由第八章將予以說(shuō)明。不過(guò)要注意，薄翼型理論中彎板翼型用面渦來(lái)模擬；薄機(jī)翼中，彎板機(jī)翼該用是么替代？？？翼型理論中的氣動(dòng)模型是：直勻流+面渦。機(jī)翼理論中的氣動(dòng)模型是：直勻流+？？？。7.3.1氣動(dòng)模

5、型及有關(guān)假設(shè)假設(shè)無(wú)卷無(wú)耗?，機(jī)翼彎板可用附著渦面和自由尾渦面替代。理由:（1）渦線是?2?=0的基本解；（2）符合旋渦定理；（3）附著渦系反映了升力展向的變化；（4）順流方向的自由渦系反映了尾渦的存在；（5）附著渦系與自由尾渦系渦強(qiáng)一致。為簡(jiǎn)化，假設(shè)附著渦面和自由尾渦面均在機(jī)翼的基本平面內(nèi)。基本平面就是風(fēng)軸系的XOZ平面。此為渦面順流假設(shè)?。此時(shí)，氣動(dòng)模型為：均勻自由來(lái)流+平面附著渦系+平面自由尾渦系對(duì)大展弦比直機(jī)翼還可進(jìn)一步為簡(jiǎn)化，假設(shè)平面附著渦系合并成一條渦強(qiáng)展向變化的渦線，各剖面（微段機(jī)翼）的升力作用在此線上。此為升力線假設(shè)?。于是，氣動(dòng)模型簡(jiǎn)化為升力線模型：均勻自由來(lái)流

6、+附著渦線+平面自由尾渦系。通常，升力線取為機(jī)翼的1/4弦點(diǎn)連線。*升力線模型中附著渦線與尾渦面的強(qiáng)度關(guān)系7.3.2升力線理論1.剖面假設(shè)?機(jī)翼的每個(gè)“小微段翼”的繞流都是平面二維的——忽略展向流；但不同展向位置的“小微段翼”的繞流是不同的——這又顧及了機(jī)翼流動(dòng)的三維特點(diǎn)。該假設(shè)的理由：（1）對(duì)大展弦比平直機(jī)翼而言，展向流只在翼梢區(qū)域十分強(qiáng)烈，其余區(qū)域一般很弱；（2）對(duì)大展弦比平直機(jī)翼的升力，翼梢區(qū)域上下翼面壓差貢獻(xiàn)很??；（3）???，就是嚴(yán)格的二維流動(dòng)。該假設(shè)的一個(gè)涵義：對(duì)任意“小微段翼”，有注：直渦線的誘導(dǎo)速度公式(P59,Fig2.23)：自由尾渦誘導(dǎo)的下洗速度：結(jié)合Fi

7、g7.7(p170)，由公式(2.108)可得位于?的尾渦線在升力線z點(diǎn)處的誘導(dǎo)速度(7.7a),由此積分得下洗速度(7.7b)：2.下洗?誘導(dǎo)阻力?升力下洗角：如不計(jì)自由尾渦的存在，來(lái)流到達(dá)機(jī)翼基本平面區(qū)域時(shí)，像翼型繞流一樣。但計(jì)及自由尾渦的作用——下洗，同時(shí)依剖面假設(shè)，可設(shè)想一種“有效來(lái)流”（見(jiàn)下圖）：這里??i(z)為下洗角,如下計(jì)算：氣動(dòng)力——升力和誘導(dǎo)阻力：依剖面假設(shè)，展寬dz的微段機(jī)翼氣動(dòng)力為：依升力、阻力的定義，展寬dz的微段機(jī)翼升力、阻力：**誘導(dǎo)阻力的物理解釋：通過(guò)對(duì)尾渦效