第7章--超音速翼型和機(jī)翼的氣動(dòng)特性ppt課件.ppt

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1、第7章超音速翼型和機(jī)翼的氣動(dòng)特性(4)7.5有限翼展薄機(jī)翼的超聲速繞流圖畫7.5.1前后馬赫錐的概念前后馬赫錐的概念為更好了解薄機(jī)翼超聲速繞流的氣動(dòng)特性，先說明幾個(gè)基本概念。超聲速流場內(nèi)從任一點(diǎn)P作兩個(gè)與來流平行的馬赫錐，P點(diǎn)上游的稱為前馬赫錐，下游的稱為后馬赫錐，如圖：前后馬赫錐的概念馬赫錐的半頂角為馬赫角：前后馬赫錐的概念前馬赫錐所圍區(qū)域稱為P點(diǎn)的依賴區(qū)，在該馬赫錐內(nèi)所有擾源都能對(duì)P產(chǎn)生影響。前后馬赫錐的概念后馬赫錐所圍區(qū)域稱為P點(diǎn)的影響區(qū)或作用區(qū)，在該馬赫錐內(nèi)所有空間點(diǎn)都會(huì)受到P擾動(dòng)的影響。前后馬赫錐的概念例如平板后

2、掠翼上一點(diǎn)P（x,0,z）僅受位于上游前馬赫線內(nèi)機(jī)翼部分的影響前后馬赫錐的概念當(dāng)P點(diǎn)位于機(jī)翼上方時(shí)P（x,y,z），(P點(diǎn)不在機(jī)翼表面上，Y坐標(biāo)不為零)，其依賴區(qū)是空間馬赫錐與機(jī)翼表面的交線范圍區(qū)域。7.5.2前緣后緣和側(cè)緣前緣后緣和側(cè)緣超聲速機(jī)翼不同邊界對(duì)機(jī)翼繞流性質(zhì)有很大影響，從而影響機(jī)翼的氣動(dòng)特性，因此必須將機(jī)翼的邊界劃分為前緣、后緣和側(cè)緣。機(jī)翼與來流方向平行的直線首先相交的邊界為前緣，第二次相交的邊界為后緣，與來流平行的機(jī)翼邊界為側(cè)緣。前緣后緣和側(cè)緣是否前緣、后緣或側(cè)緣，還與來流與機(jī)翼的相對(duì)方向有關(guān)。前緣后緣和側(cè)緣

3、如果來流相對(duì)與前（后）緣的法向分速小于聲速(M∞n<1)，則稱該前（后）緣為亞聲速前（后）緣；反之若M∞n>1，則稱該前（后）緣為超聲速前（后）緣；如果M∞n=1則稱為聲速前（后）緣。前緣后緣和側(cè)緣超聲速前緣和亞聲速前緣的幾何關(guān)系見下圖，當(dāng)來流馬赫線位于前緣之后即為超聲速前緣，之前為亞聲速前緣。前緣后緣和側(cè)緣超聲速前緣亞聲速前緣根據(jù)上述幾何關(guān)系引入?yún)?shù)m表示前緣半角與前緣馬赫角的比較：前緣后緣和側(cè)緣令則：前緣后緣和側(cè)緣綜上，可用如下三法判斷是否超聲速前（后）緣：1.Ma∞n>1或V∞n>a∞前緣后緣和側(cè)緣綜上，可用如下三法

4、判斷是否超聲速前（后）緣：2.幾何上馬赫線位于前（后）緣之后前緣后緣和側(cè)緣綜上，可用如下三法判斷是否超聲速前（后）緣：3.m>1（取“=”號(hào)和“<”號(hào)時(shí)分別對(duì)應(yīng)聲速和亞聲速前（后）緣）前緣后緣和側(cè)緣7.5.3二維流區(qū)和三維流區(qū)二維流區(qū)和三維流區(qū)在超聲速三維機(jī)翼中僅受單一前緣影響的區(qū)域稱為二維流區(qū)（每點(diǎn)的依賴區(qū)只包含一個(gè)前緣），如下圖中陰影部分所示。二維流區(qū)和三維流區(qū)其余非陰影部分為三維流區(qū)，其影響區(qū)包含兩個(gè)前緣（或一前緣一側(cè)緣或還含后緣）。二維流區(qū)和三維流區(qū)在二維流區(qū)中，可將機(jī)翼看成為一無限翼展直機(jī)翼或無限翼展斜機(jī)翼，其特

5、點(diǎn)是流動(dòng)參數(shù)僅與垂直于前緣的法向翼型有關(guān)而與機(jī)翼平面形狀無關(guān)。二維流區(qū)和三維流區(qū)對(duì)于平板機(jī)翼，其中二維流區(qū)上下表面的壓強(qiáng)系數(shù)為：利用的關(guān)系進(jìn)行變換，可得：二維流區(qū)和三維流區(qū)在三維區(qū)流動(dòng)參數(shù)與翼型和機(jī)翼平面形狀都有關(guān)。7.5.4有限翼展薄機(jī)翼的超聲速繞流圖畫有限翼展薄機(jī)翼的超聲速繞流圖畫有限翼展薄機(jī)翼的超聲速繞流特性與其前后緣性質(zhì)有很大關(guān)系，后掠機(jī)翼隨來流馬赫數(shù)不同可以是亞聲速前（后）緣，亞聲速前緣超聲速后緣或超聲速前（后）緣，不同的機(jī)翼邊界，將對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生不同的氣動(dòng)力和力矩。(b)(c)以平板后掠翼為例，亞聲速前緣時(shí)，上下翼

6、面的繞流要通過前緣產(chǎn)生相互影響，結(jié)果垂直于前緣的截面在前緣顯示出亞聲速的繞流特性。亞聲速前后緣繞流有限翼展薄機(jī)翼的超聲速繞流圖畫如果是超音速前、后緣，則上下表面互不影響，垂直于前、后緣的截面顯示出二維超聲速平板的繞流特性：流動(dòng)以馬赫波為擾動(dòng)分界。有限翼展薄機(jī)翼的超聲速繞流圖畫如圖是垂直于前緣的截面上壓強(qiáng)分布。對(duì)于亞聲速前、后緣，壓強(qiáng)分布在前緣處趨于無限大，后緣處趨于零（圖a）；有限翼展薄機(jī)翼的超聲速繞流圖畫亞聲速平板：因前緣繞流速度很大，前緣載荷很大，后緣滿足壓強(qiáng)相等的庫塔條件，后緣載荷為零；有限翼展薄機(jī)翼的超聲速繞流圖畫

7、超聲速平板：因超聲速繞流，上下表面流動(dòng)互不影響，上下翼面壓強(qiáng)系數(shù)大小相等，方向相反，載荷系數(shù)為常數(shù)。有限翼展薄機(jī)翼的超聲速繞流圖畫亞聲速前緣和超聲速后緣時(shí)，前緣處趨于無限大，后緣處趨于有限值（圖b）;有限翼展薄機(jī)翼的超聲速繞流圖畫超聲速前緣和超聲速后緣時(shí)，前后、緣處壓強(qiáng)系數(shù)均為有限值（圖c）;有限翼展薄機(jī)翼的超聲速繞流圖畫7.6錐形流錐形流場概念所謂錐形流場就是所有流動(dòng)參數(shù)（速度、壓強(qiáng)、密度等，但不包括擾動(dòng)速位）沿從某頂點(diǎn)發(fā)出的射線均保持為常量的流場。錐形流場概念右圖所示的點(diǎn)，位于自頂點(diǎn)O發(fā)出的某條射線上，現(xiàn)設(shè)想將三角形O

8、AB放大K倍，得到三角形OA’B’，它可視為在三角形OAB后面補(bǔ)上梯形ABB’A’。錐形流場概念由于在超音速氣流中，后面的擾動(dòng)不會(huì)影響到前面，因此補(bǔ)上梯形ABB’A’后，不影響到P1點(diǎn)的流動(dòng)參數(shù)。錐形流場概念在三角形OA’B’中，P2點(diǎn)所處的位置，相應(yīng)于P1點(diǎn)在三角形OAB中所處的位置。錐形流場概念比較