《飞机空气动力学》ppt课件

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1、飞机空气动力学授课人:飞行器工程学院史卫成第9章超声速翼型的气动特性飞机空气动力学9.1引言;9.2线化理论9.3布泽曼理论;9.4激波-膨胀波法·重点：线化理论·难点：布泽曼理论超音速薄翼型的绕流特点和流动图画翼型作亚声速运动和作超声速运动时，对气流的扰动有很大不同，如图：运动亚声速扰动无界运动超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后半部膨胀，扰动均沿着波的传播方向即垂直于马赫波。9.1引言超声速翼型:前后缘都是尖的,其剖面也相当薄.若前缘不尖,会产生离体激波而导致波阻较大.薄翼型:翼剖面的厚度﹑弯度﹑迎角都很小,从而使得翼型表

2、面上各点的局部流动方向与自由流方向的差别很小。第9章超声速翼型的气动特性超音速薄翼型的绕流特点和流动图画在运动翼型的上下方某一处，各作一平行于运动方向的控制面，研究受扰动的气流质点进出此控制面的情况。翼型前、后方受扰气流质点在控制面处的运动情况分别如图所示：9.1引言超音速薄翼型的绕流特点和流动图画由动量定律，向前流入控制面的气流将给翼型一推力分量。而向后流入控制面的气流则将给翼型一阻力分量，从控制面垂直进出的流动不会使翼型承受推力或阻力。这样，在无粘性流体中作亚声速流动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声速翼型将承受阻力，

3、这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。在超声速流动中，绕流物体产生的激波阻力大小与物体头部钝度存在密切的关系。由于钝物体的绕流将产生离体激波，激波阻力大；而尖头体的绕流将产生附体激波，激波阻力小。9.1引言超音速薄翼型的绕流特点和流动图画对于超声速翼型，前缘最好作成尖的，如菱形、四边形、双弧形等。对于超声速飞机，总是要经历起飞和着陆的低速阶段，尖头翼型在低速绕流时，较小迎角下气流就要发生分离，使翼型的气动性能变坏。为了兼顾超声速飞机的低速特性，目前低超声速飞机的翼型，其形状都采用小圆头的对称薄翼。9.1引言超音速以小迎角绕双弧翼型的

4、流动当α＜δ，前缘上下均受压缩，形成强度不同的斜激波；当α＞δ，上面形成膨胀波，下面形成斜激波；经一系列膨胀波后，由于在后缘处流动方向和压强不一致，从而形成两道斜激波，或一道斜激波一族膨胀波。由于前半段压强高于后半段，因此形成波阻；由于上翼面压强低于下翼面，因此形成升力。9.1引言第9章超声速翼型的气动特性飞机空气动力学9.1引言;9.2线化理论9.3布泽曼理论;9.4激波-膨胀波法·重点：线化理论·难点：布泽曼理论9.2线化理论9.2.2阻力9.2.3俯仰力矩9.2.1升力为减小波阻，超音速翼型厚度都比较薄，弯度很小甚至为零且飞

5、行时迎角也很小。因此产生的激波强度也较弱，作为一级近似可忽略通过激波气流熵的增加，在无粘假设下可认为流场等熵有位，从而可用前述线化位流方程在给定线化边条下求解。超音速二维流动的小扰动速度位所满足的线化位流方程为：为二阶线性双曲型偏微分方程，x沿来流，y与之垂直。上述方程可用数理方程中的特征线法或行波法求解9.2线化理论第9章超声速翼型的气动特性9.2线化理论假设:所产生的扰动足够弱,压力波可当作马赫波来处理.全流场就是等熵流.扰动速度u、v沿马赫线             均是常数，说明在线化理论中翼型上的波系无论是前后缘激波还是

6、膨胀波都是不会衰变的。函数          可由翼型绕流的边界条件确定。利用弱斜激波或马赫波“前后切向速度不变”得到的速度       与转折角关系以及近似等熵条件来推导：将上式展开，设θ不大，取一级小量近似：Ma是来流马赫数，q代表壁面的小压缩角，当θ为膨胀角时上式取+号即可。第9章超声速翼型的气动特性线化理论折角不大时波前后近似等熵，因而波前后的速度与压强关系满足（欧拉方程加声速公式）：将速度与折角关系代入得：所以：其中Ma是来流马赫数，当θ为压缩角时Cp为正，当θ为膨胀角时Cp为负。在线化理论范围内可把翼型分解为如下三个部

7、分产生的压强系数叠加而得。9.2线化理论翼型平板、弯度和厚度部分压强系数分布:薄翼型超音速的线化理论亚音速平板：前缘载荷很大，原因是前缘从下表面绕上来很大流速的绕流；后缘载荷为零，原因是后缘要满足压强相等的库塔条件。超音速平板：上下压强系数大小相等，载荷系数为常数，原因是超音速时上下表面流动互不影响。9.2线化理论物面方向假设:物面各点的方向为其切线方向.(因为翼型表面的斜率相对于自由流方向的偏斜很小)αααoV∞zxZl(x)Zu(x)9.2线化理论由于压强沿弦向方向分布为常数，且由于上下表面均垂直于平板，故垂直于平板的法向力N

8、α为：将平板载荷系数代入得：垂直于来流的升力为：9.2.1升力线化理论薄翼型的升力系数、波阻系数和对前缘的俯仰力矩系数，均可表为上述三部分贡献的叠加。平板部分平板升力系数：9.2线化理论由于：所以：将弯度载荷代入后积分得：在线化小扰动条件下，翼型弯