翼型理论.doc

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xf都是15%;设计升力系数都是。)NACA层流翼型,层流翼型在航空工程中早已受到重视。若用于船舶螺旋桨,减阻效益甚小,但对于延迟空泡的产生是有利的。二、机翼的平面图形机翼的平面图形是多种多样的。对于船用舵,舵高就是翼展。若将整个船体的水下部分看作是一个机翼,则其吃水就是翼展。展弦比:翼展的平方和机翼面积S之比称l2(12-5)S对于矩形机翼,λ等于展与弦之比l2l(12-6)lbb风洞试验用标准机翼,λ=5,6(美国用6,原苏联用5)。战斗机λ=2~4;轰炸机λ=7~12;水翼λ=5~7; 船用舵λ=~。 不同展弦比的机翼,其流动特性有很大差别,在理论研究方法上亦有很大不同。通常对λ<2的机翼,称小展弦比机翼;λ>3的机翼称大展弦比机翼;λ=∞,即为二元机翼(翼剖面) 。§12-2 库塔——儒可夫斯基定理一、定理的证明用动量定理来证明该定理:不计质量力。在y方向列立动量方程。通过控制面 Cr的动量为2(Vocosvr)(vrsinvscos)忽略扰动速度Vr和Vs的二阶以上小量,求出积分得Cr边界在y向动量变化为ρVovs(a)rπ作用于控制体边界C上y方向的力为翼型的反作用力-L作用于控制体边界Cr上流体压力在y方向分量的积分为2(b)prsind0压力p可用柏努利方程确定p1[(Vocosvr)2(Vosinvs)2po1Vo222忽略扰动速度的二阶以上小量得=P0-ρV0vrcosθ-ρV0vssinθ代入压力积分,可得Cr上所受y方向的力为2(c)prsindrvsVo0将(a),(b),(c)代入动量方程得-L-πrvsρVo=ρVovsrπ所以L=-2πr vsρVo (d)令Cr上沿顺时针方向速度环量为Γ cr,则有Γcr=-2πrvs在无旋流场中,绕周线 Cr的速度环量Γ cr 亦即等于绕翼剖面周线C的速度环量Γ,因此儒可夫斯基定理得证:L=ρVoΓ(12-7)二、机翼绕流环量形成的物理过程T静止流场中机翼加速到 Vo的过程中环量产生的机理:a)作包围机翼剖面并延伸到充分远的封闭流体周线CDFE,启动前此封闭流体周线上的速度环量为零。由汤姆逊定理,此流体周线上的环量将始终保持为零。b)机翼突然启动,速度很快达 Vo,流体处处无旋。绕翼型的环量为零。后驻点不在后缘而在B处,流体绕过后缘尖点T流到翼背上去, T附近速度很大,压力很低,B处速度为零,压力很高,流体由T流向B时遇到很大逆压梯度,使边界层分离,形成 起动涡。起动涡随着流体向下游运动。根据汤姆逊定理,沿流体周线 CDFE的环量仍应为零,故绕翼剖面必将产生一速度环量,其大小与起动涡相等方向相反。由于环量的作用,后驻点B向后缘点移动。不断有反时针方向的旋涡流向下游 ,绕机翼的环量Γ也不断增大,驻点不断向后缘点推移,直到后驻点B推移到后缘点为止。当机翼剖面以速度Vo继续飞行,后缘不再有旋涡脱落,环量Γ也不再变化,Γ就只与翼剖面的几何形状以及来流的速度大小与方向有关。这时翼剖面上、下两股流体将在翼剖面的后缘处汇合。这时为正常飞行的有利流动图案,流体绕流过机翼时,上面的流线较密,下面的流线较稀,故上面流体的速度大、压力小,下面的流体速度小,压力大,因而产生升力。飞机机翼至少一部分是由流过上表面的空气把它吸起来的,上表面产生的负压对全部升力的贡献比下表面正压力的贡献大。压力系数分布曲线吸力压力§12-4机翼的流体动力特性流体动力特性升力L:绕流物体上、下物面上流动的不对称,引起压力的不对称,在垂直于运动方向产生的压力差。阻力R:二元机翼的总阻力有摩擦阻力和形状阻力两部分组成。流体动力系数:是无量纲参数,主要有升力系数CL,阻力系数CR,力矩系数CM,CLL(12-19)122V0lACDD(12-20)122V0lACMM(12-21)12lAb2V0一、升力系数CL~α为风洞试验求得的升力系数曲线:攻角α的增加, 升力系数CL按直线比例上升,达到临界攻角α cr时升力系数达到最大值C Lmax。失速:攻角增加到某一值升力突然减小并伴随着阻力突然增大。 机翼或水翼突然丧失了支承力,舵失去操纵作用的现象。原因:边界层分离造成。临界攻角:由实验确定,对于翼剖面一般在10°~20°之间。零升力角0:翼型升力为零时所对应的攻角,零升力线与弦线之间的夹角,一般约为0~-2o。在这一攻角附近,机翼的阻力最小。对称翼型f=0,α0=0。α0的大小在数值上约等于 f 大小的百分数,即α0=-f100%(12-22)最大升力系数:主要与翼型的相对拱度f、相对厚度t以及雷诺数有关。CL随Re的增大而略有减小,这是由于大Re将推迟翼剖面边界层分离,从而减小边界层压差阻力的结果。升力系数曲线斜率 dCL:反映升力系数随几何攻角的变化程度。d当 ≥2时,在很大攻角范围内,升力系数为CL(dCL)a(dCL)(0)dd当=时,升力曲线的斜率的理论值为:CL(dCL)2(1/弧度),d但试验结果为:CL(dCL)(:)2(1/弧度)。d二、阻力系数翼型阻力:摩擦阻力和压差阻力(亦称形状阻力)两部。摩擦阻力:由翼剖面上流体粘性切应力在翼型运动方向的投影所产生。压差阻力t:由翼型表面边界层分离,或无分离情况下流动受粘性排挤产生边界层前后压力差所造成。绝对值的增加而阻力系数增大,零攻角α=α 0处取极小值。CD随CL的绝对值增大而增加,在CL=0时CD取极小值。三、极曲线(CL~CD关系曲线)包括了上面两条曲线的全部内容。从原点0到曲线上任一点的矢径就表示了在该对应攻角下的总流体动力系数的大小和方向。矢径的斜率:该攻角下升力与阻力之比K=CL/CD,简称升阻比。过原点作极曲线的切线,就得飞机(或机翼)的最大升阻比,显然这是飞机最有利的飞行状态。四、俯仰力矩系数压力中心 CP:机翼上流体动力合力与弦线的交点,或合力作用点的位置。 .俯仰力矩M的大小与参考点有关。参考点常有两种取法:前缘为参考点的力矩M o定义为CM01M0(12-23)2lAb2V0离前缘1/4弦长处的力矩: M1/利用俯仰力矩曲线,结合相应的升阻力曲线,可求得压力中心位置(流体合力与翼弦交点) 。图为一NACA对称翼型的俯仰力矩曲线,发现该翼型失速前,C m的值恒等于零,并与攻角α和升力系数均无关。对于对称翼型,其压力中心恒在离前缘1/4弦长处。这就是舵杆为什么常安装在1/4弦长处的原因。一个优良的翼型,其压力中心位置随攻角改变移动不能太大,否则机翼的稳定性较差。§12-5 有限翼展机翼一、有限翼展机翼的升力线理论展弦比对机翼的流体动力特性有重要的影响,因此由展弦比将机翼分成两类:λ>2:大展弦比机翼。λ<2:小展弦比机翼或短翼,本节的结果只适用于大展弦比机翼。实践表明,展弦比λ>2时,机翼的附着涡系可用一根涡丝来代替(它可视为各Π形涡的附着涡的迭合),这根涡丝通常称为升力线( lift line)。以升力线为理想模型的计算机翼动力特性的理论称为升力线理论。三元机翼的流体动力特性主要问题是翼端效应,即机翼上、下翼面出现沿展向的横流,与来流合成产生自由涡,自由涡产生诱导速度(下洗速度),使有效来流速度改变了方向,机翼的流体动力合力在无穷远来流方向有了投影,即诱导阻力。 (插入动画附着涡,自由涡说明)二、下滑速度 滑角 导阻力升力线模型:机翼的附着涡系可由一根涡丝替代,这一涡丝称为升力线,用升力线作为机翼的理想模型来研究大展弦比机翼的流体动力特性。绝对攻角(流体动力攻角)a:a0,零升力线与无穷远来流U0之间的夹角。有效攻角k:k,有效来流速度与弦线之间的夹角。临界攻角cr:又称失速角。当机翼攻角达到某一数值时,升力突然减小,阻力急剧增加所对应的攻角。其大小与机翼的剖面形状,几何攻角有关。下洗速度:w2,翼端绕流引起后缘速度不连续,在翼后缘出现旋涡层,产生诱导速度,其方向向下即下洗速度。下洗角:wCL,有限翼展机翼的翼端绕流产生自由涡而形成下BtgU0洗速度使有效来流速度与 U0之间产生的夹角。诱导阻力:DiBL ,有限翼展机翼在理想流体中作等速直线运动时,下洗速度使有效来流速度与无穷远来流方向之间有了夹角。机翼的流体动力合力在无穷远来流方向有了投影,即诱导阻力。诱导阻力系数: CDiC2L三元机翼的总阻力 :又摩擦阻力,形状阻力,诱导阻力三部分组成。引入两点假定:(1)自由涡面是平面,延伸至无穷远而不翻卷成两股大涡,自由涡面旋涡角速度矢量平行来流(2)翼面上横向流动很小,任一剖面处可作平面流动处理,三元效应仅考虑各翼剖面处下洗速度和下洗角的不同。涡丝在升力线上y点产生的下洗速度为:dW1 ()d4 y沿展向积分得整个自由涡在 y处的诱导速度:1l()d2Wly42当y=,上式为旁义积分,取主值为:l/2()dlim0yy[l/2l/2因VkV02W2所以V01(W)2VkV0V0而WtanV0()dl/2yy( )dy]宽度为dy的一段机翼的二维升力为dL Vk (y)dy按定义升力垂直于来流dLdLcosV(y)dy诱导阻力dDidLtanW(y)(y)dy积分的整个机翼上的升力和诱导阻力lL2(y)dyV0l2lDi2W(y)(y)dy4l2或Dill(y)d]dyl(y)[l22422y由此可知,要求出诱导阻力,必须要知道沿翼展的速度环量。下面来求速度环量。三、展弦比的换算:设计机翼或舵时,例如需要将NACA翼型中λ=6的某种翼型的CL~α曲线换算成λ与所要设计物相同的升力曲线。这就是展弦比的换算方法。设翼型、弦长相同的两个平面形状为矩形的机翼Ⅰ和Ⅱ,由式(12-58)可知,下洗角沿翼展的分布为ksinn(12-69)(y)nAnsinn1下洗角的平均值为1l/2(y)dy(12-70)ll/2将(12-54)以及(12-69)式代入式(12-70)1ksinnlk(12-71)nAA2n0nsind1ln1sin2n1因此CL(1)(12-72)式中kn2A2n1(12-73)A1对于不同平面形状的机翼,已将1(1)的值列于表12-1中。机翼Ⅰ和机翼Ⅱ的有效攻角分别为k1111CL(11)(12-74)1k2222CL(12)212-75)要使Ⅰ和Ⅱ具有相同的升力系数C L,必须让它们在相同的有效攻角下工作,即αk1=αk2几何攻角必须不同,由( 12-74)和(12-75)两式相减得