第五章-翼型气动特性.ppt

1、第五章低速翼型的气动特性,退出,引 言,机翼一般都有对称面。平行于机翼的对称面截得的机翼截面，称为翼剖面，通常也称为翼型。 翼型的几何形状是机翼的基本几何特性之一。翼型的气动特性，直接影响到机翼及整个飞行器的气动特性，在空气动力学理论和飞行器设计中具有重要的地位。,引 言,按其几何形状，翼型分为两大类：一类是圆头尖尾的，用于低速、亚音速和跨音速飞行的飞机机翼，以及低超音速飞行的超音速飞机机翼；另一类是尖头尖尾的，用于较高超音速飞行的超音速飞机机翼和导弹的弹翼。 本章中，围绕低速翼型的气动特性，主要介绍，翼型的几何参数及翼型的绕流图画，求解翼型气动特性的位流理论和实用翼型的一般气动特性等主要内容

2、。,5.1 翼型的几何参数 5.2 翼型空气动力系数 5.3 低速翼型的流动特点及起动涡 5.4 库塔儒可夫斯基后缘条件和 环量确定 5.5 薄翼型理论 5.6 任意翼型位流解法 5.7 低速翼型的一般气动特性,5.1 翼型的几何参数, 5.1.1 几何弦长,翼型的尖尾点，称为翼型的后缘。在翼型轮廓线上的诸多点中，有一点与后缘的距离最大，该点称为翼型的前缘。连接前缘和后缘的直线，称为翼型的弦线，其长称为几何弦长，简称弦长，用b表示。弦长是翼型的特征尺寸，见图5.2。,图5.2 翼型的体轴系和几何参数, 5.1.2 翼面无量纲坐标,5.1 翼型的几何参数,图5.2 翼型的体轴系和几何参数,坐标原

3、点位于前缘，x轴沿弦线向后，y轴向上，即取体轴坐标系，见图5.2。该坐标系中，翼型上表面和下表面的无量纲坐标为：, 5.1.3 弯度,5.1 翼型的几何参数,翼型上下表面平行于y轴的连线的中点连成的曲线，称为翼型的中弧线，用来描述翼型的弯曲特征。中弧线的无量纲坐标 称为弯度分布函数，其最大值称为相对弯度 ，所在弦向位置记为 ，即：, 5.1.4 厚度,5.1 翼型的几何参数,翼面到中弧线的y方向无量纲距离，称为厚度分布函数 ，其最大值的两倍称为相对厚度 ，所在弦向位置记为 ，即:,的翼型，一般称为薄翼型。,翼弦与最大厚度 厚弦比不同的翼型,最大厚度位置,中弧线与最大弧高, 5.1.5 前缘钝度

4、及后缘尖锐度,5.1 翼型的几何参数,对圆头翼型，用前缘的内切圆半径 表示前缘钝度，该内切圆的圆心在中弧线前缘点的切线上，圆的半径 称为前缘半径，其相对值定义为:,后缘处上下翼面切线的夹角，称为后缘角，表示后缘的尖锐度。,5.1.6常用低速翼型编号法简介,1、NACA四位数字翼型，以NACA 2412为例 第一位数字2 相对弯度 第二位数字4 最末两位数字12 相对厚度 所有NACA四位数字翼型的,2、 NACA五位数字翼型，例如NACA 23012翼型 第一位数字2 第二位数字3 第三位数字表示后段中弧线的类型：0直线， 1反弯曲线；,5.1 翼型的几何参数,5.2 翼型空气动力系数, 5.

5、2.1 翼型的迎角和空气动力, 5.2.2 翼型的空气动力系数, 5.2.3 压力中心,物体所受的气动力和力矩都是由物体表面的压强分布P和剪切应力分布引起的。, 5.2.1 翼型的迎角和空气动力,迎角 在翼型平面上，来流和翼弦间的夹角。,对弦线而言，来流上偏时迎角为正， 来流下偏时迎角为负。,翼剖面,各种翼型, 5.2.1 翼型的迎角和空气动力,翼型的气动力 气流绕翼型的流动是二维平面流动，翼型上的气动力应视为无限翼展机翼在展向截取单位长翼段上所产生的气动力。,单位展长翼段, 5.2.1 翼型的迎角和空气动力,翼型的气动力: 翼型表面上每个点都作用有压强和摩擦应力，它们产生一个合力R，将R分解

6、为垂直于来流和平行于来流方向的两个分量，并定义:,也可以将分解为垂直于弦线和平行于弦线方向的两个分量，并定义 :,存在如下数学关系：, 5.2.2 翼型的空气动力系数,定义自由来流的动压为 ： 升力系数 阻力系数 力矩系数, 5.2.2 翼型的空气动力系数,引入两个即将用到的无量纲参数：,压强系数：,摩擦应力系数：,等压线, 5.2.3 压力中心,这个问题的答案就是：合力作用在某个具体的位置上，使得合力产生与分布载荷同等的作用。,现在我们知道，法向力和轴向力都是由于分布的压强和剪切应力载荷引起的。同时这些分布载荷还产生了一个对前缘点的力矩。 问题：如果物体上受到的气动力要用一个合力或者其分量和

7、来表示，那么这些力应该作用在物体的什么位置呢？, 5.2.3 压力中心,当合力作用在这个点上，合力产生与分布载荷相同的效果。如果对压力中心取力矩，那么分布载荷产生的力矩在整个翼型表面的积分等于零。,单位展长翼段对前缘点的力矩:, 5.2.3 压力中心,定义：压力中心就是使分布在翼型表面的气动载荷（压强和剪切应力）的总力矩为零的点。,(a) 00迎角绕流,(b) 50迎角绕流,5.3低速翼型的流动特点及起动涡,翼型绕流图画,(c) 150迎角绕流,(d) 200迎角绕流,翼型绕流图画,5.3低速翼型的流动特点及起动涡,(a)小迎角无分离 (b)厚翼型后缘分离 (c )薄翼型前缘分离,小迎角无分离

8、时，粘性作用对翼面压力分布没有本质改变,翼面压力分布,5.3低速翼型的流动特点及起动涡,5.3低速翼型的流动特点及起动涡,翼型的升力曲线,5.3低速翼型的流动特点及起动涡,起动涡的概念： 以上给出的，是翼型已处于运动速度恒定和迎角不变的条件下低速翼型的绕流图画。然而，翼型是由静止加速才达到速度恒定的运动状态的。 翼型由静止加速到恒定运动状态的过程，称为起动过程。 在起动过程中，由于流体粘性的作用和后缘有相当大的锐度，会有旋涡从后缘脱落，这种旋涡被称为起动涡；同时，产生绕翼型的速度环量。,翼面邻近的闭曲线（L1）上速度环量1，离翼型足够远的闭曲线（L）上速度环量，翼型前缘、后缘点分别为A、 B,

9、起动涡起动前的静止状态,5.3低速翼型的流动特点及起动涡,翼型前后驻点分别为O、 O1,起动涡刚起动的极短时间内，粘性尚未起作用 流动是无粘无旋的，与静止时一样，绕翼型的速度环量仍为零；此时，后驻点不在后缘处，而在翼面上，例如在上翼面的O1点处,5.3低速翼型的流动特点及起动涡,后缘绕流在上翼面出现分离，产生逆时针旋涡，后驻点O1移向后缘点B,起动涡起动中，粘性起作用。,5.3低速翼型的流动特点及起动涡,由于后缘较尖，后缘处绕流流速非常大、压强非常低，流体由下翼面绕过后缘并沿上翼面流向后驻点O1时，遇到非常强的逆压梯度作用。某一时间间隔后，粘性发挥作用，沿上翼面从后缘流向后驻点O1的流动出现分

10、离，产生逆时针的旋涡，从前缘流向后驻点O1的流动将后驻点O1和旋涡向后缘推移。,后驻点O1移至后缘点B时，后缘绕流分离形成的涡脱离翼面流向下游， 形成起动涡，后缘处上下翼面流动平顺汇合流向下游。,起动涡起动过程完结， 翼型匀速前进,5.3低速翼型的流动特点及起动涡,由于远离翼面处流动不受粘性影响，所以 = 0 若设边界层和尾流中的环量为3，则应有 = 1+ 2 +3 于是 1 = - （ 2 +3） 此时，如不计粘性影响，绕翼型的速度环量与起动涡的速度环量大小相等、方向相反，即 1 = - 2,绕翼型环量的产生,5.3低速翼型的流动特点及起动涡,绕翼型无粘位流的升力问题，遵循儒可夫斯基升力定理

11、。 根据该定理，直均流流过任意截面形状翼型的升力： Y = V 可见，确定速度环量是关键。,小迎角下，翼型绕流的压力分布及升力，与绕翼型的 无粘位流的压力分布及升力无本质差别。因此，不计粘性 作用，用绕翼型的无粘位流求解翼型压力分布及升力,是合理的近似。,5.4 库塔儒可夫斯基后缘条件和环量确定,在第三章中，给出了定常、无粘、不可压流绕圆柱的流动。值得注意的是，绕圆柱的速度环量是任意给定的；不过，这个例子给出重要的一点：绕圆柱的速度环量值不同，圆柱面上驻点的位置就不同，两者一一对应；换言之，若指定驻点在圆柱上的位置，就只有唯一的速度环量值与之相对应。 在绕翼型无粘位流中，也有这种情况：对于形状

12、一定的翼型而言，在给定来流密度、速度及迎角条件下，绕翼型的速度环量可以有多个值，均满足翼型表面为流线的边界条件，但环量值不同，后驻点在翼面上的位置不同。,5.4 库塔儒可夫斯基后缘条件和环量确定,就无粘位流而言，给定来流流速、迎角和翼型时，下面 三种绕流情形都是可能的： ( a ) 后驻点在上翼面，有逆时针后缘绕流； ( b ) 后驻点在下翼面，有顺时针后缘绕流； ( c ) 后驻点在后缘，无后缘绕流。,这表明，如无其它物理要求，环量无法确定。,5.4 库塔儒可夫斯基后缘条件和环量确定,后驻点在翼面上而不在后缘时，绕尖后缘的流动流速理论上无穷大、压强负无穷，物理上这是不可能的；只有后驻点在后缘

13、，不出现尖后缘绕流，上下翼面流动在后缘平顺汇合流向下游,后缘处流速为有限值，才合乎一般的物理要求。此时,有唯一的速度环量值与之相对应。,再者，从翼型实际绕流形成过程来看，粘性的作用消除了后缘绕流，上下翼面流动在后缘平顺汇合流向下游，产生了起动涡，使翼型绕流具有了明确的速度环量。,5.4 库塔儒可夫斯基后缘条件和环量确定,确定了无粘位流理论涉及的速度环量的唯一性，这是库塔儒可夫斯基后缘条件的实质。,具体的库塔儒可夫斯基后缘条件如下： 对给定的翼型和迎角，翼型绕流的速度环量值应恰好使流动平滑流过后缘； (1)尖后缘翼型 后缘角0，后缘点是后驻点， V后上=V后下=0； 后缘角=0, 后缘点处流速为

14、有限值, V后上=V后下 ； (2)实际小圆弧后缘翼型（见右图） VS上=VS下 。 简单讲，就是后缘无载荷：p后上 = p后下,5.4 库塔儒可夫斯基后缘条件和环量确定,这被称为推广的库塔儒可夫斯基后缘条件。,翼型低速无粘位流问题，一般可描述如下：,(1),5.5 薄翼型理论,该问题的解，一般可由数值解法获得，这将在下一节介绍。本节要介绍的是，薄翼型绕流的小扰动线性化近似的解析解法。,翼型绕流速度位满足拉普拉斯方程，因此它可分解为 直均来流速度位和翼型存在引起的扰动速度位， 即,于是，扰动速度位也满足拉普拉斯方程：,（4）,因有,（2）,（3）,扰动速度位的线性方程,5.5 薄翼型理论,体轴

15、坐标系,翼面上x、y方向的流速分量记为,则边界条件为：,（5）,将,代入（5）式得，,（6）,翼面边界条件线化近似,5.5 薄翼型理论,因翼型薄，弯度和迎角小，即 视为一阶小量，则 为二阶小量 ；,将（6）中的 展开成如下级数，,（7）,其中 也是二阶小量。保留一阶小量下，将（7）代入（6）得，,考虑到翼面坐标与厚度、弯度分布的关系，上式可写为，,（8）,这就是翼面边界条件的线性化近似表达式。,翼面边界条件线化近似（续）,5.5 薄翼型理论,根据伯努利方程，流场中任一点的压强系数为,若只保留一阶小量，则有结果，,对翼面上的压强系数进一步近似，则有,压强系数的线化近似,5.5 薄翼型理论,，,，

16、,+,+,迎角问题,弯板问题,厚度问题,_,，后缘条件,后缘条件,后缘条件,扰动速度位的线性叠加,5.5 薄翼型理论,扰动速度位的线性叠加（续）,5.5 薄翼型理论,图 迎角弯板的面涡模拟,弦线上的面涡()，在弦线上诱导的y方向速度（即y方向的扰动速度）为,代入迎角弯度问题的物面边界条件得确定面涡强度()的积分方程,无穷远边界条件：,库塔儒可夫斯基后缘条件：,因涡面在无穷远的诱导速度为零，无穷远边界条件（10）自动满足， 所以替代中弧线弯板作用的面涡强度分布()只需满足（9）和（11）条件。,（9）,（10）,（11）,面涡模拟,迎角弯板问题（升力问题）,5.5 薄翼型理论,面涡强度()的三角

17、级数解,变量变换 ：,则积分方程（9）化为：,将面涡强度()展成如下三角级数,（易知该三角级数满足后缘条件 ）,(12),将三角级数代入（12），并取由0到的积分，得可得：,，,迎角弯板问题（升力问题）（续）,5.5 薄翼型理论,升力问题的解,其中，0是Cy=0时的迎角，称为零升迎角，其计算式如下，,升力系数,力矩系数,其中，mz0是Cy=0时的力矩系数 ，称为零升力矩系数 ，其计算式如下,(13),(14),迎角弯板问题（升力问题）（续）,5.5 薄翼型理论,迎角弯板问题（升力问题）（续）,5.5 薄翼型理论,图5.14 升力系数与迎角的关系,迎角弯板问题（升力问题）（续）,5.5 薄翼型理

18、论,图5.15 翼型的三个迎角的定义,当迎角等于零升迎角时，翼型上有一条过后缘且平行于来流的直线，称为零升力线，它与来流的夹角定义为翼型的绝对迎角,迎角弯板问题（升力问题）（续）,5.5 薄翼型理论,图5.16 mzCy曲线,面源及其基本特性,厚度问题,5.5 薄翼型理论,由无限多根垂直于纸面、两端伸向无穷远的线源连续分布而成的曲面，如图5.20所示，其上定义的分布函数q(s)具有的作用是：微段ds在流场中某点P处诱导的速度与源强为q(s)ds的集中点源诱导的一样，q(s)称为单位长度上的源强或面源强度。这样的曲面线源，称为面源。,图5.20 面源示意图,面源及其基本特性,厚度问题,5.5 薄

19、翼型理论,面源，在其自身外诱导的流动满足不可压连续方程，而且是无旋的。如图5.20所示的面源在流场中某点P处诱导的速度位是:,图5.20 面源示意图,绕源面的体积流量为:,面源及其基本特性,厚度问题,5.5 薄翼型理论,面源还具有如下基本特性：设面源邻近上下对称两点的法向和切向速度分别为Vn上、Vn下和V上、V下，则有: ,即在面源上切向速度是连续的； ，即在面源上法向速度是间断的，而且突跃值就是当地面源强度；也可以说，面源与法向速度间断面等价。如果面源是平面的，例如，面源落在x轴上,则有:,解法：薄翼型的厚度问题，可在其弦线上布面源的方法求解。,面源是平面的，故有,上式代入边界条件，得面源强

20、度q(x)满足方程,于是，得翼面压强系数,（15）,厚度问题,5.5 薄翼型理论,面源法大意,在翼型表面布面涡或面源并与直均流叠加也可求解翼型的气动特性。 关键在于确定合适的面涡强度分布(s)或面源强度分布q(s)。这就要 求(s)、q(s)满足物面边界条件，对涡强度分布(s)还要满足后缘条件。 对一般翼型而言，用数值计算方法可以求得满足要求的涡强度分布(s) 或面源强度分布q(s)。 数值计算方法的大意是：将物面分割成数目足 够多的有限小块，称为面元；每个面元就是一个强度待定的面涡或面 源；每个面元上在选定的点上满足物面不可穿透条件这样的点称 为控制点（对涡分布还应加上后缘条件），以此可以确

21、定面元强度并 计算出压强、升力和力矩特性。,任意翼型位流数值解法面源法,5.6 任意翼型位流解法,面源法示例,从下翼面后缘起，按逆时针方向，将翼面依次分成n个小段，每段用折线代替，其上布常值强度的面涡，强度为j（j=1：1：n），它们是待定的；每小段上选定控制点Pi(xi,yi)， i=1：1：n，对它们提边界条件。,第j个面涡在第i个控制点处的扰动速度位为,所有面涡在i控制点处引起的扰动速度位为,相应的法向扰动速度为,任意翼型位流数值解法面源法(续）,5.6 任意翼型位流解法,于是在第i控制点处的边界条件为,式中i为来流与第i个面涡外法线的夹角。,为满足后缘条件，应使下表面第一个控制点和上表

22、面最后第n个控制点尽可能接 近后缘，相应地就要求这两个面涡很短。后缘条件可近似表达成,（16）,（17）,由方程组（16）和条件（17）可求出面涡强度值j。然后求得各控制点处的切向速度和压强系数,任意翼型位流数值解法面源法(续）,5.6 任意翼型位流解法,5.7 低速翼型的一般气动特性,翼型的分布载荷和气动力，包括压强分布、升力、阻力及俯仰力矩。 所谓翼型的气动特性，就是指这些气动载荷和气动力及其随各种影响因素的变化规律。 从前面各节介绍的内容可知，影响因素涉及翼型的几何参数（厚度、弯度等）、翼型与气流间的相对运动（例如，翼型的迎角和来流速度）及流体的属性（如，粘性、惯性）等。 从一般的角度，

23、本节介绍低速实用翼型的气动特性，及翼型气动特性的一些工程估算方法。,翼面压强分布不仅是结构设计和强度计算的主要外载荷依据，也可用来判断翼型绕流 流态和近似确定升力和力矩特性。,如果已知翼型的压强分布,则小迎角时的升力系数和力矩系数可通过下列积分计算求得，,获取压强分布有两种基本的方法，一是实验测量，二是数值计算。在小迎角下有面元法，如果是薄翼还可用薄翼理论解析法，这类方法因没有考虑粘性作用会有一定误差；较大迎角下，翼型附面层分离，位流理论失效。尽管现在已有将位流计算和附面层计算结合起来的方法，可以计算出粘性作用下的压强分布、甚至包括有流动分离的情形，但在设计使用上仍主要依靠实验结果。,翼面压强

24、分布,5.7 低速翼型的一般气动特性,升力特性通常用升力曲线Cy-表示。升力特性中，升力线斜率、零升迎角和最大升力系数是三个基本参数。,升力线斜率 实验结果表明，雷诺数Reb只要足够大，它对升力线斜率值的影响 不大，参见下图。高雷诺数下有厚度的翼型的升力线率可用下面的经验公式粗估。,升力特性,5.7 低速翼型的一般气动特性,零升迎角 零升迎角是零升力线与弦线的夹角，正弯度时是一个小负数。 理论和实验均表明，它主要与弯度大小有关，可用薄翼理论估算。,某些NACA系列翼型的零升迎角值可用如下公式估算：,NACA四位数字翼型,例如，弯度为2%，零升迎角为-2；,NACA五位数字翼型,例如，设计升力系数为0.3，零升迎角为-1