运动突风作用下机翼_机身_尾翼亚音速非定常气动力数值计算

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第七章亚音速翼型和机翼的气动特性

§7.2小扰动线化理论
• 速度位方程线化 • 压强系数线化 • 边界条件线化
飞行器或部件的空气动力学问题，大都是远前方直匀来流受到物体的扰动问题。为了适应高速飞行，需要减少阻力，因此机翼的相对厚度和弯度都比较小，而且巡航阶段迎角也不大。因此机翼对流场的扰动，除个别地方以外，总的来说是不大的，如图7-1所示，这种扰动称为小扰动。现采用风轴系，轴与远前方未受扰动的直匀流一致，这样前方来流只在方向有一个速度分量。
升力是由压强分布的积分而得到的，而俯仰力矩和升力只差一个向的力臂；所以亚音速流中翼型的升力系数和俯仰力矩系数，等于不可压流的相应值乘以
（7-32）（7-33）
由于线化理论范围内升力与翼型的厚度无关，且高速飞机一般采用对称翼型（）的机翼，因此其升力系数和俯仰力矩系数在亚音速时分别为：（7-34）
（7-45）
引入扰动速度位（“＇”号同样省略），上式可写成：
（7-10）
对二维流动，（7-10）可写成（7-11）
式中
对
的超音速流，（7-11）可改写为
（7-12）
式中对亚音速流，，程（7-11）为椭圆型的线性二阶偏微分方程；对超音速流，方程（7-12）为双曲型的线性二阶偏微分方程。
7.2.2 压强系数的线化
第七章
亚音速翼型和机翼的气动特性
内容
§ 7.1 速度位方程 § 7.2 小扰动线化理论 § 7.3 亚音速流中薄翼型的气动特性 § 7.4 亚音速薄机翼的气动特性及 M 数对气动特性的影响
(V ) 0
§7.1
速度位方程
对不可压位流，速度位满足拉普拉斯方程。一个具体位流问题的解决，在数学上归结为求解给定边界条件的拉普拉斯方程。对定常、等熵可压位流，由于连续方程中包含密度，速度位满足的方程不再是拉普拉斯方程了，而是一个非线性的偏微分方程。流动定常时，连续方程为

超声速翼型气动力对比计算研究

超声速翼型气动力对比计算研究超声速翼型是指在超过声速的空气流动条件下，流经翼型表面的速度大于声速。

超声速翼型的气动特性与亚声速翼型有很大的不同，因此对超声速翼型的气动力进行研究和计算，对于超声速飞行器的设计和性能优化具有重要意义。

超声速流动下的气动力分为横向力、升力和阻力三个方向。

首先，横向力是指垂直于飞行方向的力，用于控制超声速飞行器的横侧稳定性。

当超声速飞行器在飞行过程中发生偏离时，通过调整横向力的大小和方向可以使其重新回到预定的飞行轨迹。

横向力的计算可以通过数值模拟方法，如CFD（计算流体力学）进行。

通过CFD计算，可以得到超声速流动下的横向力系数。

其次，升力是指垂直于飞行方向且指向上方的力，用于支持超声速飞行器的重量。

超声速翼型的升力计算一般采用低阻力曲线翼型理论方法或CFD方法。

低阻力曲线翼型理论方法是根据翼型的几何形状和气动力学性质，通过一系列的计算公式推导得出升力系数。

CFD方法则是通过数值模拟方法对超声速流动的速度场和压力场进行计算，然后根据经验公式和实验数据计算升力系数。

最后，阻力是指沿飞行方向的阻碍运动的力，它是超声速飞行器在飞行中需要克服的主要力量。

超声速流动下的阻力包括压力阻力和摩擦阻力。

压力阻力是由于超声速流动中气体与翼型表面的冲击作用以及翼型附近湍流引起的。

摩擦阻力是由于超声速流动中气体与翼型表面的摩擦力引起的。

计算超声速流动下的阻力需要考虑这两种阻力的贡献，可以通过CFD方法进行计算，也可以采用经验公式进行估算。

综上所述，超声速翼型气动力的计算研究对于超声速飞行器的设计和优化至关重要。

通过数值模拟方法如CFD，可以计算得到超声速流动下的横向力系数、升力系数和阻力系数，为超声速飞行器的性能分析和改进提供重要依据。

同时，可以通过低阻力曲线翼型理论方法和经验公式估算得到升力系数和阻力系数，为初期设计提供快速的气动力估算手段。

亚音速全弹非线性涡格法气动力数值计算

亚音速全弹非线性涡格法气动力数值计算
林炳秋
【期刊名称】《气动研究与实验》
【年(卷),期】1993(010)004
【总页数】10页(P13-22)
【作者】林炳秋
【作者单位】无
【正文语种】中文
【中图分类】V212.11
【相关文献】
1.非线性涡格法应用于大攻角战术弹新进展 [J], 林炳秋
2.螺旋桨性能预估的非线性涡格法 [J], 王国强;玉岛正裕
3.基于非线性涡格法的快速静气动弹性数值模拟技术 [J], 孙岩;Andrea Da Ronch;王运涛;孟德虹;洪俊武;许贤超
4.基于非线性涡格法的快速静气动弹性数值模拟技术 [J], 孙岩;Andrea Da Ronch;王运涛;孟德虹;洪俊武;许贤超
5.非线性涡格法预报桨后舵附推力鳍水动力性能 [J], 郭春雨;黄胜
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基于数值模拟的飞机近场尾涡特征参数计算

飞机近场尾涡是飞机飞行时产生的一种特殊的气流现象，对飞机飞行性能和安全具有重要影响。

通过数值模拟技术对飞机近场尾涡的特征参数进行计算，可以提供飞行员和飞行控制系统更准确的飞行数据，有利于提高飞机飞行安全性和效率。

本文将围绕基于数值模拟的飞机近场尾涡特征参数计算展开，具体内容将分为以下几个方面进行阐述：一、飞机近场尾涡的形成原理飞机飞行时，机翼和机身表面的气流受到扰动，会产生一定强度和规律的尾涡。

这些尾涡将影响飞机附近的气流动态特性，对飞机的升力、阻力和侧向稳定性等性能产生重要影响。

深入理解飞机近场尾涡的形成原理是进行特征参数计算的重要前提。

二、数值模拟技术在飞机近场尾涡特征参数计算中的应用数值模拟技术已成为飞机设计和研究领域中重要的分析工具。

利用计算流体动力学（CFD）方法，结合数学模型和计算机模拟，可以对飞机近场尾涡的运动规律和特征参数进行精确的计算。

本部分将详细介绍数值模拟技术在飞机近场尾涡特征参数计算中的原理和方法。

三、飞机近场尾涡特征参数的计算方法与过程在进行飞机近场尾涡特征参数计算时，需要确定的参数包括尾涡的强度、尺度、扩散程度等。

本部分将详细介绍基于数值模拟的飞机近场尾涡特征参数计算的具体方法和流程。

四、飞机近场尾涡特征参数计算的工程应用飞机近场尾涡的特征参数对于飞机设计、飞行性能评估、飞行控制系统设计等方面具有重要的工程应用价值。

本部分将结合实际工程案例，展示基于数值模拟的飞机近场尾涡特征参数计算在工程应用中的价值和意义。

五、结论与展望本部分将对基于数值模拟的飞机近场尾涡特征参数计算进行总结，同时对未来该领域的研究方向和发展趋势进行展望。

通过对飞机近场尾涡特征参数计算的上述几个方面进行系统阐述，不仅可以全面深入地了解该领域的研究现状和前沿动态，还可以为相关研究人员提供宝贵的参考和借鉴。

希望本文能够对读者对基于数值模拟的飞机近场尾涡特征参数计算有所启发和帮助。

六、飞机近场尾涡的形成原理飞机近场尾涡是飞机飞行时产生的一种特殊的气流现象。

飞机T型尾翼跨音速颤振特性研究

飞机T型尾翼跨音速颤振特性研究杨飞;杨智春【摘要】由于飞机T型尾翼的结构与气动布局特点,T型尾翼颤振计算不能套用常规尾翼的分析方法,而需要考虑平尾面内运动以及静升力等因素的影响.而跨音速空气压缩性效应和非定常气动力计算的不准确性,使得T型尾翼跨音速颤振计算更加困难,准确性较低.因此,需要采用试验为主计算为辅的方法来研究飞机T型尾翼跨音速颤振特性.针对某T型尾翼结构,用ZAERO软件等价片条势流跨音速颤振(ZTAIC)方法计算T型尾翼跨音速颤振特性,研究了马赫数、风洞气流密度和平尾迎角对T 型尾翼颤振特性的影响.通过升力系数斜率空气压缩性修正计算方法和跨音速颤振模型风洞试验方法得到了飞机T型尾翼的跨音速颤振的凹坑曲线和空气压缩性特性,两种方法得到结果一致.【期刊名称】《振动与冲击》【年(卷),期】2013(032)010【总页数】5页(P50-54)【关键词】跨音速;颤振;T型尾翼;风洞;试验;跨音速凹坑;压缩性【作者】杨飞;杨智春【作者单位】中国商飞上海飞机设计研究院强度部,上海200232;西北工业大学航空学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V215.3飞机跨音速颤振特性从根本上决定了飞机的颤振包线，事关飞机稳定性安全。

通常可以通过试验或计算手段得到飞机的颤振临界耦合模态、临界颤振动压、跨音速颤振动压压缩性系数和颤振裕度。

在亚音速(低马赫数)情况下，空气压缩性对颤振速度影响较小，当马赫数大于0.5时，必须考虑空气压缩性的影响，在马赫数等于1.0附近的跨音速区，颤振速度(颤振动压)会急剧降低，形成一个所谓“跨音速凹坑”。

飞机T型尾翼是指平尾位于垂尾稍部，平尾和垂尾组成一个“T字”结构形式的尾翼。

T型尾翼结构具有诸多优点，一方面，T型尾翼布局可使平尾避开机翼尾流或尾吊发动机喷流的影响，增大平尾力臂、提高操纵效率;另一方面，T型尾翼构型可以实现后机身大开口，便于大型装备的货物装运，同时T型尾翼的高置平尾可满足水上飞机设计要求。

fluent 超音速总压静压公式

超音速飞行是指飞行速度超过音速的飞行状态。

在超音速飞行中，飞行器面临着诸多挑战，其中之一便是气动力学问题。

而研究超音速飞行的气动力学问题，则需要涉及到总压和静压的概念及其计算公式。

总压和静压是描述流体流动状态的重要物理量，它们在超音速飞行中起着至关重要的作用。

在气动力学领域中，我们通常会涉及到流体的总压和静压，它们分别对应着飞机在飞行过程中遇到的不同情况。

下面我们将详细介绍总压和静压的概念及其计算公式。

一、总压总压是指流体在流动过程中的一种压力状态，它包括了动压和静压两部分。

动压是由于流体流动而产生的压力，而静压则是流体静止时的压力。

总压可以被理解为流体在流动过程中所具有的总压力。

总压的计算公式为：P0 = P + 0.5ρv^2其中，P0代表总压，P代表静压，ρ代表流体的密度，v代表流体的流速。

在超音速飞行中，总压对于飞机的设计和性能具有重要影响。

在超音速飞行时，流体的速度较大，因此动压部分所占比重较大，总压也相应增加。

了解总压的计算公式及其影响因素对于超音速飞行器的设计和性能分析至关重要。

二、静压静压是指流体在静止状态下所具有的压力。

在超音速飞行中，飞机表面会受到来自气流的冲击，这会导致飞机表面附近的气流速度增加，从而使得静压降低。

静压在超音速飞行中也具有重要作用。

静压的计算公式为：P = P0 - 0.5ρv^2其中，P代表静压，P0代表总压，ρ代表流体的密度，v代表流体的流速。

在超音速飞行中，静压的变化会直接影响到飞机的气动性能和结构设计。

准确计算和分析静压的变化对于超音速飞行器的设计和性能研究至关重要。

总压和静压是超音速飞行中重要的气动力学参数，它们的计算公式和影响因素直接关系到超音速飞行器的设计和性能。

深入研究总压和静压的变化规律对于超音速飞行器的研发具有重要意义，也是目前航空工程领域中的研究热点之一。

希望通过本文的介绍，读者能够对总压和静压有更加深入的了解，并且能够在超音速飞行器的设计和研究中加以应用。

机翼升力计算公式

机翼升力计算公式好的，以下是为您生成的文章：咱来聊聊机翼升力计算公式这回事儿。

你有没有想过，飞机那么大个儿，咋就能在天上飞起来呢？这可多亏了机翼产生的升力。

那这升力咋算出来的呢？这就得提到机翼升力计算公式啦。

咱们先得搞清楚几个关键的概念。

比如说，空气的流速、机翼的形状和面积，这些可都对升力大小有着重要影响。

机翼的形状一般都是上凸下平的，就像一个弯弯的月牙。

当飞机向前飞的时候，空气在机翼上方和下方流动的速度可不一样。

上方的空气流速快，下方的流速慢。

这就好比在一条窄路上和一条宽路上跑步，窄路上的人跑起来就显得快些。

而升力的大小呢，和空气流速的差、机翼的面积等等都有关系。

具体的计算公式是：升力 = 1/2 ×空气密度 ×流速差的平方 ×机翼面积 ×升力系数。

这里面每一项都有它的讲究。

空气密度会随着高度和温度变化。

在高空中，空气稀薄，密度就小；天气冷的时候，密度也会有点不一样。

流速差就更关键啦。

就像我之前说的，机翼的形状决定了上下方流速的差别。

机翼面积也好理解，越大的机翼，理论上能产生的升力也就越大。

还有那个升力系数，这可有点复杂，它和机翼的形状、表面的光滑程度等等都有关。

给您说个我自己的经历吧。

有一次我坐飞机出差，坐在靠窗的位置。

起飞的时候，我看着窗外的机翼，就在想这小小的机翼到底是怎么产生那么大的升力把整个飞机托起来的呢？我盯着机翼看了好久，脑子里一直在琢磨着这些关于升力的知识。

回到咱们的机翼升力计算公式，要想准确算出升力，就得把这些因素都考虑进去，而且测量和计算都得特别精确。

哪怕一点点的误差，都可能对结果产生很大的影响。

在实际应用中，工程师们可费了不少心思。

他们要通过风洞实验，不断地调整机翼的设计，找到最优的形状和参数，以确保飞机能安全、稳定地飞行。

比如说，新型飞机的研发过程中，设计师们就得根据这个公式反复计算和测试。

有时候，为了提高一点点的升力，可能就得对机翼的形状做细微的调整，或者改变一些材料，让表面更光滑，减少空气阻力。

非定常空气动力学大作业

非定常空气动力大作业一、问题要求1、采用非线性代数模型建模。

2、样本数据为某飞机模型单自由度滚转运动风洞试验中测得的滚转力矩系数（对应数据文件中“Cl ”列。

数据文件名为cb0.dat-cb7.dat ，运动规律为：40cos(2)ft φπ=-︒，分别对应运动频率0.0Hz-0.7Hz 。

“φ”对应数据文件中“phi ”列。

试验风速v=25m/s ，模型展长（参考长度）0.75m 。

3、要求编写建模程序（语言不限），给出源程序。

4、根据建模精度，调整系数个数，给出系数矩阵。

5、根据建模结果，计算运动规律为40cos(2)ft φπ=-︒，f ＝0.35Hz ，滚转力矩迟滞环；计算运动规律分别为2010cos(2)ft φπ=-︒-︒，2010cos(2)ft φπ=︒-︒，和10cos(2)ft φπ=-︒，f ＝0.4Hz ，滚转力矩迟滞环。

6、给出计算曲线。

实验数据-0.06-0.04-0.0200.020.040.060.08-40-30-20-10010203040phiC lcb0cb1cb2cb3cb4cb5cb6cb7图1 原始实验数据曲线二、模型建立考虑一般的非线性运动规律()1cos m a eff eff k t αααφ=-+ （1）式中2eff bk f vπ=⋅⋅ （2）其中，f 为非定常运动的频率（单位Hz ），b 为模型展长（单位m ），v 试验风速（单位m/s ）。

对于一般的非线性运动，可以建立横向非定常气动力的非线性代数模型如下：23012345678Ca C C C C C C C C C αααααααααααα=++++++++&&&&& （3）其中，α即为方程（1）中的1α，α&由方程（1）求导可得 ()sin eff a eff k t ααφ=-+g（4）系数i c 是减缩频率eff k 的函数, 其定义如下：与α有关的系数为231234 0,1,2,3,4i i i i i C a a k a k a k i =+++=（5）与α&有关的系数为 231234log() 5,6,7,8i i i i i C a k a k a k a k i =+++= （6）因此，对于该模型共有36个待定系数。

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运动突风作用下机翼一机身一尾翼亚音速非定常气动力数值计算

北京大学温功碧北京空军研究所孙忠恕摘要

本文研究了亚音速机翼一机身一尾翼复杂平面形状在运动突风作用下非定常气动特性采用有限墓本解法在不同入射方向和倾斜角下对不同复杂平面形状

的非定常气动力进行了计算计算结果与实验数据也较接近

一引言飞行器在飞行过程中和爆炸波相遇时,它们相互作用的非定常空气动力无

论在实用上

和理论上都是一个很感兴趣的问题由于问题的复杂性理论研究至今仍限于弱激波线化范围对于弱激波󰀁󰀂 !∀#∃%󰀂&(〔’〕证明了由爆炸波引起的载荷等价于某当量垂直突风沿翼弦方向传播所诱导的载荷基于这一突风模型应用有限基本解法笔者计算了二维和三维亚音速机翼〔“〕文中说明了该方法是有效的本文目的在于进一步计算组合体的运动

突风效应研究机翼和尾翼的亚音速非定常下洗干

扰

在线化范围内厚度与弯度攻角效应可以分开为了简化问题并解决机器内存容

量不够的矛盾将机身压扁计算因对于大展弦比,机身不是主要承受升力的部件,在气动力计算中起着次要的作用计算结果表明组合体比机翼〔),收敛性稍差各部件的气动计算表明即使在尾涡到达尾翼之前机翼对尾翼也有一定的下洗影响本文基于线化弱激波假定但与能找到的较强激波的实验数据在初期阶段仍较接近

二问题

的提法

在线化假定下,问题的数学提法是∗气流的扰动速度位甲满足波动方程

+,一−./甲0甲,,0甲1

在物面上满足滑移边界条件即典

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分别为当量垂直突风和超压形态−为来流马赫数2为来流速度6二为突风扫过之面积Ε为突风传播方向与Υ轴之夹角。为初始攻角小为爆炸波阵面与垂直于翼面的∗轴之间的夹角+从∗轴反时针转为正/尸−为最大超压。∃ς∗为常数>

为爆炸波

正压作用时间运动突风的问题就化为求解波动方程+)一∃/满足物面和激波上边界条件

+)一)/Α

+)一Μ/式

三运动涡有限基本解

法

在文献〔)〕中我们应用有限基本解法计算了运动突风绕机翼的非定常气动力对于

组合体这种复杂的平面形状只要注意到各部件之间的网格要协调一致特别是上游各网

格之自由涡在到达尾翼时不能正好落在尾翼网格的控制点上则仍然可以采用有限基本

解法根据文献〔Β〕一非定常涡环+图∃/在涡环所在平面任一点+孰月

。/之诱导速

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可以表为下面分析的形式∗

瞥一六‘一“+七一”。”,“−,0“

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参数

物面网格划分与文献〔)〕类似值得注意的是尾翼的分条必须与机翼一致即将机翼条带线延长从而分割尾翼+图,/弦向为将根弦Ω等分,每份长△∃1≅ΦΩ+其中≅为弦长/以此△∃为尺度去等分机身和尾翼应注意机翼和尾翼之间距离必须是△∃的整数倍以便自由涡和尾翼上的涡协调一致而不能发生自由涡很接近尾翼上控制点的情况

与文献〔)〕相同计算点和控制点位置分别取在每个网格的,ΦΧ和ΒΦΧ处取时间步长川二△ΗΦ2,则非定常时间

+Β一;/的时间间隔么Ξ二≅ΦΩ离散化非定常时间

Ξ1󰀂

△Ξ犷二,

)一+Β一Μ/

根据给定的超压和激波关系式可以求得󰀂时刻突风在物面上的法向速度牙ϑ同时在物面上产生非定常环量以满足物面边界条件设󰀂蛋‘为‘时刻在计算点+为。Ι 户的涡旋强度从!一,到!时刻涡增量是△Ψ万,

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￡二󰀂一,到￡二󰀂时刻全部涡增量在物面控制点的诱导速度之和甲应等于一牙由此可

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格上下界计算从Ξ7二(Ξ开始逐个求解方程组+Β一9/直到趋于定常为止四空气动力系数

在小扰动假定下密度变化比较小为了简单,采用小扰动线化公式,即上下压力表面之差尽一β上

Α⊥2β

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由此得下列空气动力系

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其中;&二分别为插入翼的展长和面积)≅为局部弦长.为条带宽、。为组合体重心的坐标∋+,+。和+分别为组合体的升力相对于重心的俯仰力矩相对于“轴的弯曲力矩和滚转力矩

五计算

实例

对图所示外形在+ΑΒ4Β9下计算了机翼,机翼一尾翼和机翼一机身一尾翼情况

结果绘于图=Α图8在文献〔=〕中没有计算非对称情形本文计算了Δ“ΕΒ即突风从侧面扫过来的情

形1图=2由于计算机容量所限没有算到突风扫过整个机翼的时候,但弯曲力矩已过极大值