第五章翼型气动特性

翼 型 气 动 特 性 的集 ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ 优 化 方 法
刘成 龙 ， 朱晖 ， 杨 志刚
（ 同济大学 上海地面交通工具风洞 中心 ， 上海 ２ ０ １ ８ ０ ４ ）
摘 要 ：为 减 少汽车 翼型 气动 特性 的数 值仿 真 计算 量并提 高优 化 效率 ， 利用 Ｉ ｓ ｉ ｇ ｈ ｔ 和拉 丁超 立 方抽 样 得到 实验 矩 阵 并进行 数值 仿真 ， 基 于仿 真 结果 建立近 似 模 型 ， 使 用进 化 算 法进 行 全局 优 化 ． 结 果表 明： 该 集成优 化 方 法能得 出合 理 的翼 型安装 参数 ， 而且 仅依 赖 于近似 模 型 的优 化过 程就 能根 据 不 同
的 约束 条件和 优 化 目标快 速得 出合 理 的结 果 ， 显 著缩 短优 化周 期． 关键 词 ： 汽车 ； 翼 型 ；仿 真集 成 ；实验 设 计 ；近似模 型 ； Ｉ ｓ ｉ ｇ ｈ ｔ 中 图分类 号 ： Ｕ ４ ６ １ ． ６ 文献 标 志码 ： Ｂ
Ｉ ｎｔ ｅ ｇ ｒ ａ ｔ ｅ ｄ ｏ ｐ ｔ ｉ ｍｉ ｚ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｆ ｏ ｒ
ａｌ ｒ １ ０ｉ ｌ ａｅｒ ｏｏｖｎａｍ ｔ ｃ Ｃ Ｉ Ｉ ａｒａｃ ｔ ｅｒ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃｓ
Ｌ Ｉ Ｕ Ｃｈ ｅ ｎ ｇ ｌ ｏ ｎ ｇ，Ｚ ＨＵ Ｈｕ ｉ ，ＹＡＮＧ Ｚｈ ｉ ｇ ａ ｎ ｇ
（ Ｓ ｈ ａ ｎ ｇ ｈ ａ ｉ Ａ ｕ ｔ ｏ ｍ ｏ ｔ ｉ ｖ ｅ Ｗｉ ｎ ｄ Ｔ ｕ ｎ ｎ ｅ ｌ Ｃ ｅ ｎ ｔ ｅ ｒ ， Ｔ ｏ ｎ ￣ｉ Ｕ ｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ，Ｓ ｈ ａ ｎ ｇ ｈ ａ ｉ ２ ０ １ ８ ０ ４ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）

2.2超音速翼型的升力 如图是超音速以小迎角绕双弧翼型的流动
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。由于上翼面压强低于下翼面， 因此形成升力。
垂直于翼面）和摩擦切应力（与翼面相切），它们将产生一 个合力R，合力的作用点称为压力中心，合力在来流方向的分 量为阻力X，在垂直于来流方向的分量为升力Y。
N ( p cos sin )ds A ( cos p sin )ds
R
A2 N 2
1.4
翼型的空气动力系数
1.3 低速翼型的低速气动特性概述
（4）随着迎角的增大，驻点逐渐后移，最大速度点越靠近前 缘，最大速度值越大，上下翼面的压差越大，因而升力越大。 （5）气流到后缘处，从上下翼面平顺流出，因此后缘点不一
定是后驻点。
1.5 低速翼型的低速气动特性概述
翼型绕流气动力系数随迎角的变化曲线 一个翼型的气动特性，通常用曲线表示。有升力系数
S c pj c
1. 2 机翼的平面几何参数
展弦比：翼展b和平均几何弦长cpj的比值叫做展弦比，用λ表 示，其计算公式可表示为：
b c pj
展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。
b2 S
展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大。高速飞 机一般采用小展弦比的机翼。 根梢比：根梢比是翼根弦长c0与翼尖弦长c1的比值，一般用η
表示，
c0 c1
1.2 机翼的平面几何参数
梢根比：梢根比是翼尖弦长c1与翼根弦长c0的比值，一般用ξ 表示，

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5.1.3 叶片参数及气动特性
厚度t 前缘
翼型的形状
中弧线 后缘

弦线 弦长 c
后缘角
弯度 f
前缘 ：翼型中弧线的最前点称为翼型前缘。 后缘 ：翼型中弧线的最后点称为翼型后缘。 弦长 ：翼型前后缘之间的连线称为翼型弦线，弦线的长度称为翼型弦 长。翼弦是翼型的特征长度，单位为米
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5.1.3 叶片参数及气动特性
升力如何产生？
从空气流过机翼的流线谱中可以看到 ，空气流到机翼前缘，分成上下两股 ，分别沿机翼上、下表面向后流动， 由于机翼有一定的正迎角，上表面又 比较凸出，所以机翼上表面的流管必 然变细，根据连续方程和伯努利方程 可知其流速增大、压强下降。下表面 则相反，流管变粗，流速减少，压强 增大。垂直于相对气流方向压力差就 是机翼的升力。
0.1 -9
0.2
CD
（1）CL与 CD关系曲线称极曲线； （2） 从原点O到曲线上任一点的 矢径的斜率表示了对应攻角下的升 阻比(又称气动力效率)。过原点O作 极曲线的切线得到最大升阻比 cotε=CL/CD，这是最佳运行状态。
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能动学院空气动力学教研室
5.2.3 有限翼展长度的影响
5.2.3.1 升力面的尾涡
速度减少率a：
v1 v a v1
因此
1 3 2 P C D Av1 a (1 a ) 2
4
能动学院空气动力学教研室
1 3 2 P C D Av1 a (1 a ) 2
1 Pw Av13 2
P 风能利用系数： C P C D a 2 (1 a ) Pw dC P 令 C D a (2 3a ) 0 da
5.1 阻力叶片和升力叶片

（1）气动模型：
均匀自由来流 + 平面附着涡面 + 平面自由尾涡面
附着面涡强度：
( , ) S
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（2）确定涡强的方程
风轴系中，设弯板机翼翼面方程为 y = f(x, z)，则翼面法向 矢量为
nW (f / x,1, f / z)
则翼面不可穿透 —— 物面边界条件——为
0 nW •VW (vxf / x vy vzf / z)W
均匀自由来流+附着涡线+平面自由尾涡系。 通常，升力线取为机翼的1/4弦点连线。
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* 升力线模型中附着涡线与尾涡面的强度关系
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升力线理论
1. 剖面假设
机翼的每个“小微段翼”的绕流都是平面二维的——忽 略展向流；但不同展向位置的“小微段翼”的绕流是不 同的——这又顾及了机翼流动的三维特点。
(7.43) ！！！
(7.43) 代入 (7.45) 得，面涡强度 , 的积分方程 (7.46) 。 该方程用数值解法求解。常用的有“涡格法”。
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涡格法
1. 涡格模型 网格；
马蹄涡 + 控制点； 涡格。
无量纲马蹄涡强度：
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V l
2. /3. /4. 诱导速度 /影响系数 /确定涡强的线性代数方程组
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扭转角，反角
（1）翼剖面不变，但弦线不在同一平面内，几何扭； （2）在不同展向位置，用了不同的翼剖面，气动扭。
几何扭转示意图
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7.2
机翼低速绕流
亚声速飞机一般采用长直的机翼； 跨声速飞机的机翼采用后掠构型； 超声速的，采用三角翼面构型；高 超声速飞行器，用乘波体构型。