第7章--超音速翼型和機翼的氣動特性ppt課件.ppt

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1、第7章超音速翼型和機翼的氣動特性(4)7.5有限翼展薄機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翼超聲速繞流的氣動特性，先說明幾個基本概念。超聲速流場內(nèi)從任一點P作兩個與來流平行的馬赫錐，P點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點的依賴區(qū)，在該馬赫錐內(nèi)所有擾源都能對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點的影響區(qū)或作用區(qū)，在該馬赫錐內(nèi)所有空間點都會受到P擾動的影響。前后馬赫錐的概念例如平板后

2、掠翼上一點P（x,0,z）僅受位于上游前馬赫線內(nèi)機翼部分的影響前后馬赫錐的概念當(dāng)P點位于機翼上方時P（x,y,z），(P點不在機翼表面上，Y坐標(biāo)不為零)，其依賴區(qū)是空間馬赫錐與機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)緣超聲速機翼不同邊界對機翼繞流性質(zhì)有很大影響，從而影響機翼的氣動特性，因此必須將機翼的邊界劃分為前緣、后緣和側(cè)緣。機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，還與來流與機翼的相對方向有關(guān)。前緣后緣和側(cè)緣

3、如果來流相對與前（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“=”號和“<”號時分別對應(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)在超聲速三維機翼中僅受單一前緣影響的區(qū)域稱為二維流區(qū)（每點的依賴區(qū)只包含一個前緣），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，可將機翼看成為一無限翼展直機翼或無限翼展斜機翼，其特

5、點是流動參數(shù)僅與垂直于前緣的法向翼型有關(guān)而與機翼平面形狀無關(guān)。二維流區(qū)和三維流區(qū)對于平板機翼，其中二維流區(qū)上下表面的壓強系數(shù)為：利用的關(guān)系進行變換，可得：二維流區(qū)和三維流區(qū)在三維區(qū)流動參數(shù)與翼型和機翼平面形狀都有關(guān)。7.5.4有限翼展薄機翼的超聲速繞流圖畫有限翼展薄機翼的超聲速繞流圖畫有限翼展薄機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，不同的機翼邊界，將對機翼產(chǎn)生不同的氣動力和力矩。(b)(c)以平板后掠翼為例，亞聲速前緣時，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：流動以馬赫波為擾動分界。有限翼展薄機翼的超聲速繞流圖畫如圖是垂直于前緣的截面上壓強分布。對于亞聲速前、后緣，壓強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，后緣滿足壓強相等的庫塔條件，后緣載荷為零；有限翼展薄機翼的超聲速繞流圖畫

7、超聲速平板：因超聲速繞流，上下表面流動互不影響，上下翼面壓強系數(shù)大小相等，方向相反，載荷系數(shù)為常數(shù)。有限翼展薄機翼的超聲速繞流圖畫亞聲速前緣和超聲速后緣時，前緣處趨于無限大，后緣處趨于有限值（圖b）;有限翼展薄機翼的超聲速繞流圖畫超聲速前緣和超聲速后緣時，前后、緣處壓強系數(shù)均為有限值（圖c）;有限翼展薄機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參數(shù)（速度、壓強、密度等，但不包括擾動速位）沿從某頂點發(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，位于自頂點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，后面的擾動不會影響到前面，因此補上梯形ABB’A’后，不影響到P1點的流動參數(shù)。錐形流場概念在三角形OA’B’中，P2點所處的位置，相應(yīng)于P1點在三角形OAB中所處的位置。錐形流場概念比較