微型飞机机翼设计大作业

学号: 姓名: 2010-4-27 粘性流体力学大作业报告 一.设计题目及要求 某小型无人机重100kg，设计飞行速度100m/s，飞行高度3000m。使用Foil.html等 课件 超市陈列培训课件免费下载搭石ppt课件免费下载公安保密教育课件下载病媒生物防治课件 可下载高中数学必修四课件打包下载 作工具，设计其机翼，(1)应使该机翼在5度攻角时可产生足够升力保持飞机匀速平飞，(2)且尽量使附面层(尤其是上翼面)的压力梯度(或速度分布)不产生分离、或分离区尽量小;(3)分析估算摩擦阻力，应尽量减小摩阻。 二.设计过程 (1)使用Foil.html等课件，设计其机翼。 (2)利用Foil得到的机翼数据，分析估算摩擦阻力，应尽量减小摩阻。 1、利用Foil得到的机翼数据，建立数据文件; 2、编写附面层Karman积分计算的程序，读入你所设计机翼的数据，进行上下表面动量损失厚度的计算 源公式: CdUd,,fe H,,(2，),dxUdx2e 其中Ө为动量损失厚度. 在此MATLAB程序中我们采用简化算法即 d,1,,，[(2)]lH, dxRe, 其中: 2dU,, e,,,, (), ()llHH,,,dx, 0207105班 粘性流体力学大作业报告 2 粘性流体力学大作业报告 22 0: 0.221.571.8, H2.613.755.24,,,,,,,，,,,，l 0.0180.0731, ,,,,，，,，0.090: 0.221.402, H2.088l,,0.1070.14，，,, 0.09: ,,出现分离, 采用Thwaites方法: -0.09，+0.25] λ计算的取值范围为[ 若计算中出现λ> +0.25，则取为+0.25 若计算中出现λ< - 0.09，则取为- 0.09 为了计算此积分，我们采用了龙格—库塔的积分方法，其积分方法如下所示 ,,,,，,,xRCfH(,,)nnnn步步11 ,，,,xRCfH(,,),,,n步步步步步22111 ,，,,xRCfH(,,),,,n步m步m步m-111步m-步m- 其中: ,x,,x步mmm,max2 三.设计结果程序 function OUTS=Drag_Airfoil %%% Example code for solving the Boundary Layer of airfoil %%% Written by Huang Guoping, 2007/4/10 nmax=19; % input the data of an airfoil [Density,Tem,Vupstream,Chord,Span,DataU,DataL]=inputData(nmax); miu = Sutherland(Tem); Vsound=sqrt(1.4*287.2*Tem); 0207105班 粘性流体力学大作业报告 3 粘性流体力学大作业报告 XU=Chord*DataU(:,1)'; YU=Chord*DataU(:,2)'; PU=DataU(:,3)*1000'; VU=DataU(:,4)/3.6'; XL=Chord*DataL(:,1)'; YL=Chord*DataL(:,2)'; PL=DataL(:,3)*1000'; VL=DataL(:,4)/3.6'; % plot the shape of airfoil plotfoil(XU,YU,XL,YL); % compute the boundary layer of airfoil's upper surface lengthU(1)=0; thetaU(1)=0; CfU(1)=0; HU(1)=1; for n = 2:nmax dx(n) = dis(XU,YU,n); lengthU(n)= lengthU(n-1)+dx(n); if n==2 [thetaU(n),CfU(n),HU(n)]= BoundaryLayer_Flatplate(lengthU(n),VU(n),Density,miu); else [thetaU(n),CfU(n),HU(n)]= BoundaryLayerEquation(dx(n),lengthU(n),n,VU,Density,miu,thetaU(n-1),C fU(n-1),HU(n-1)); end out=[n, Density*VU(n)*length(n)/miu/1e6, thetaU(n), CfU(n), HU(n)] end % compute the boundary layer of airfoil's lower surface lengthL(1)=0; thetaL(1)=0; CfL(1)=0; HL(1)=1; for n = 2:nmax dx(n) = dis(XU,YU,n); lengthL(n)= lengthL(n-1)+dx(n); if n==2 [thetaL(n),CfL(n),HL(n)]= BoundaryLayer_Flatplate(lengthL(n),VL(n),Density,miu); else [thetaL(n),CfL(n),HL(n)]= BoundaryLayerEquation(dx(n),lengthL(n),n,VL,Density,miu,thetaL(n-1),C fL(n-1),HL(n-1)); end out=[n, Density*VL(n)*length(n)/miu/1e6, thetaL(n), CfL(n), HL(n)] end % compute the Pressure drag DragPU = DragP(nmax,XU,YU,PU)*Span; DragPL =-DragP(nmax,XL,YL,PL)*Span; 0207105班 粘性流体力学大作业报告 4 粘性流体力学大作业报告 % plot the results of airfoil plotResults(lengthU,VU/Vupstream,thetaU/(Chord*0.001),CfU,HU); plotResults(lengthL,VL/Vupstream,thetaL/(Chord*0.001),CfL,HL); DragU=thetaU(nmax)*Span*Density*Vupstream*Vupstream DragL=thetaL(nmax)*Span*Density*Vupstream*Vupstream Drag =DragU+DragL % END OF MAIN %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% function [Density,Tem,Vupstream,Chord,Span,DataU,DataL]=inputData(nmax) %N=input('enter no of grid points__'); file1 = fopen('foil.dat', 'r'); ccc=fscanf(file1, '%7f %7f %7f %7f %7f',[5 1])'; Density=ccc(1); Tem=ccc(2); Vupstream=ccc(3); Chord=ccc(4); Span=ccc(5); tempc = fscanf(file1, '%20c',[1 1]); DataU = fscanf(file1, '%8f %8f %7f %6f', [4 nmax])'; tempc = fscanf(file1, '%20c',[1 1]); DataL = fscanf(file1, '%8f %8f %7f %6f', [4 nmax])'; fclose(file1); % END function miu = Sutherland(Tem) miu0=1.4587e-6; Tem0=110.4; miu =miu0*((Tem)^1.5)/(Tem+Tem0); % END function distance=dis(X,Y,n) distance = sqrt((X(n)-X(n-1))^2+(Y(n)-Y(n-1))^2); % END function [theta,Cf,H]= BoundaryLayer_Flatplate(length,V,Density,miu) Rel =Density*V*length/miu; II =1; if II==1 % Blasuis Solution for laminar flow theta =0.664*length/sqrt(Rel); 0207105班 粘性流体力学大作业报告 5 粘性流体力学大作业报告 Cf =0.664/sqrt(Rel); H =2.59; elseif II==2 % Algorithm for turbulent flow theta =0.0142*(Rel^(6/7))*miu/(Density*V); Cf =0.026 *(Rel^(-1/7)); H =1.375; else end % END function Drag = DragP(nmax,X,Y,P) Drag = 0; for n=2:nmax dy = Y(n)-Y(n-1); Drag = Drag+0.5*dy*(P(n)+P(n-1)); end % END function plotfoil(XU,YU,XL,YL) figure hold on; plot(XU,YU,'-o'); plot(XL,YL,'-o'); axis 'equal'; hold off; % END function [theta,Cf,H]= BoundaryLayerEquation(dx,length,n,V,Density,miu,theta1,Cf1,H1) Sita(1)=theta1; CF(1)=Cf1; Hh(1)=H1; Sita(2)=Sita(1)+dx*(CF(1)/2-(2+Hh(1))*Sita(1)*(V(n)-V(n-1))/V(n)/dx)/8; for i=2:1:4 Lamuda(i)=Density*(Sita(i)^2)*(V(n)-V(n-1))/miu/dx; if Lamuda(i)>0.25 Lamuda(i)=0.25; 0207105班 粘性流体力学大作业报告 6 粘性流体力学大作业报告 elseif Lamuda(i)<=-0.09; Lamuda(i)=-0.09; end if Lamuda(i)>=0 l(i)=0.22+1.57*Lamuda(i)-1.8*Lamuda(i)^2; Hh(i)=2.61-3.75*Lamuda(i)-5.24*Lamuda(i)^2; else l(i)=0.22+1.042*Lamuda(i)+0.018*Lamuda(i)/(0.107+Lamuda(i)); Hh(i)=2.088+0.0731/(0.14+Lamuda(i)); end CF(i)=2*miu*l(i)/Density/V(n)/Sita(i); Sita(i+1)=Sita(1)+dx*(CF(i)/2-(2+Hh(i))*Sita(i)*(V(n)-V(n-1))/V(n)/dx)/(2^(4-i)); end if Lamuda(i)==-0.09 disp('附面层出现分离'); end H=Hh(i); Cf=CF(i); theta=Sita(i); % END function plotResults(L,V,theta,Cf,H) figure hold on; plot(L,V,'-rs'); hold off; figure hold on; plot(L,theta,'-o'); hold off; %plot(L,Cf,'-*'); hold on; plot(L,H,'-+'); hold off; % END 其中黑体部分是自编程序部分，具体是根据上文所述的内容而编出的。程序运行结果及结果数据分析见下文。 0207105班 粘性流体力学大作业报告 7 粘性流体力学大作业报告 四.设计结果分析 1.关于分离点的位置影响因素: (1)、camber不变时，chord和span变化时 1.第一组数据: ? Camber = 2.0 % chord , Thickness = 9.475 % chord , Chord = 0.359 m , Span = 0.868 m 机翼外形图像 0207105班 粘性流体力学大作业报告 8 粘性流体力学大作业报告 (1) (2) (3) (4) Drag=5.9134 以下是输出详细数据: out =2.0000 9.1854 0.0000 0.0028 2.5900 out =3.0000 8.9624 0.0000 0.0019 2.6659 out =4.0000 8.5760 0.0000 0.0013 2.7515 out =5.0000 8.2341 0.0000 0.0011 2.7713 out = 6.0000 7.9220 0.0000 0.0009 2.8093 out =7.0000 7.6396 0.0001 0.0007 2.8416 out =8.0000 7.3572 0.0001 0.0006 2.9262 out =9.0000 7.0897 0.0001 0.0005 3.0267 out =10.0000 6.8073 0.0001 0.0002 3.3481 附面层出现分离 out =11.0000 6.5397 0.0001 0.0001 3.5500 附面层出现分离 out =12.0000 6.2722 0.0001 0.0001 3.5500 附面层出现分离 out =13.0000 6.0047 0.0001 0.0001 3.5500 附面层出现分离 out =14.0000 5.7520 0.0002 0.0001 3.5500 附面层出现分离 out =15.0000 5.5142 0.0002 0.0001 3.5500 0207105班 粘性流体力学大作业报告 9 粘性流体力学大作业报告 附面层出现分离 out =16.0000 5.3061 0.0002 0.0001 3.5500 附面层出现分离 out =17.0000 5.1277 0.0002 0.0001 3.5500 附面层出现分离 out =18.0000 4.9643 0.0002 0.0001 3.5500 附面层出现分离 out =19.0000 3.8644 0.0005 0.0000 3.5500 out =2.0000 1.0553 0.0001 0.0082 2.5900 out =3.0000 2.5862 0.0000 0.0108 1.9992 out =4.0000 4.0279 0.0000 0.0060 2.2220 out =5.0000 4.6670 0.0000 0.0035 2.4251 out =6.0000 4.9494 0.0000 0.0024 2.5082 out =7.0000 5.0683 0.0001 0.0018 2.5571 out =8.0000 5.0832 0.0001 0.0014 2.6019 out =9.0000 5.0386 0.0001 0.0012 2.6426 out =10.0000 4.9791 0.0001 0.0010 2.6657 out =11.0000 4.9048 0.0001 0.0009 2.7014 out =12.0000 4.8156 0.0001 0.0007 2.7571 out =13.0000 4.7413 0.0001 0.0007 2.7601 out =14.0000 4.6967 0.0001 0.0007 2.7123 out =15.0000 4.6670 0.0001 0.0007 2.6907 out =16.0000 4.6670 0.0001 0.0007 2.6100 out =17.0000 4.6819 0.0001 0.0008 2.5503 out =18.0000 4.7413 0.0001 0.0011 2.2146 附面层出现分离 out =19.0000 3.8644 0.0002 0.0001 3.5500 DragU =3.9960 DragL =1.9175 Drag =5.9134 注:上图中 (1)代表上表面的速度分布; (2)代表下表面的速度分布; (3)代表上表面H因子和Theta的变化; (4)代表下表面H因子和Theta的变化。 下列图像规则同上。 分析:以上数据表明，所设计机翼其上表面在第9个点出现附面层分离，下表面 只有最后一点出现附面层分离，因此所设计机翼需要进行改进。具体改进 参见数据3、4、5 2.第二组数据: ? Camber = 2.0 % chord , Thickness = 9.475 % chord , Chord = 0.377 m , Span = 0.754 m 0207105班 粘性流体力学大作业报告 10 粘性流体力学大作业报告 (1) (2) (3) (4) Drag= 5.2640 结论:由上图可知，当camber不变的时候，chord和span的变化对分离的点的 影响较小，基本可以忽略不计。空气阻力却与chord和span有着密切的 关系，当chord增大，span减小时，阻力会随之减小，反之则阻力随之 增大。具体原因是由于机翼前缘附面层较薄，因此速度梯度较大，所以 机翼前缘的粘性阻力较大，机翼沿流线方向向后则空气阻力随之减小。 因此，机翼弦长较短，翼展较大时，相对的机翼前缘就比较长，所以空 气阻力就较大，反之则空气阻力较小。 (2)、camber变化时，chord和span的影响因素可忽略。 1.第三组数据: ? Camber = 0.4 % chord , Thickness = 6.5 % chord , Chord = 0.365 m , Span = 0.982 m 0207105班 粘性流体力学大作业报告 11 粘性流体力学大作业报告 (1) (2) (3) (4) Drag =1.4508 0207105班 粘性流体力学大作业报告 12 粘性流体力学大作业报告 2.第四组数据: ? Camber = 5.0 % chord , Thickness = 6.5 % chord , Chord = 0.31 m , Span = 0.64 m (1) (2) (3) (4) Drag =2.1672 0207105班 粘性流体力学大作业报告 13 粘性流体力学大作业报告 3.第五组数据: ? Camber = 9.5 % chord , Thickness = 6.5 % chord , Chord = 0.256 m , Span = 0.525 m (1) (2) 0207105班 粘性流体力学大作业报告 14 粘性流体力学大作业报告 (3) (4) Drag = 3.7562 结论:由上述过程中，可以发现当camber增大，Thickness相对不变时，其上表 面的分离位置向后移动，但是下表面的中部会出现分离点，因此结论是设 计机翼时需要根据具体情况设计，并且需要进行多次的反复的修改和优 化，以达到最优的设计。camber增大，其摩擦阻力成增大趋势;根据第 一二组数据可知:当chord增大，span减小时，其摩擦阻力成减小趋势。 五.机翼设计心得 经过长时间的努力和坚持，我终于完成了粘性流体力学的大作业。粘性流体力学大作业是让我们将理论的学习应用于实践，并且让它得到升华，让我对粘性流体力学这门课程有了更加深刻的了解，并且感受到了这门课程的独特和无穷的魅力。 本次的大作业是锻炼我们实际操作的能力，培养了我们工程设计的理念。 首先，在刚开始设计时，我只是在Foil.html这个软件下凭借自己的主观感觉进行设计，后来通过Matlab程序运行计算出结果后我通过多组数据进行对比，采用了变量的方法，发现了设计机翼中的那种潜在的规律，这对于我学习和理解粘性流体力学这门课程有着很大的帮助。 其次， 在实际设计过程中，我们不仅需要掌握粘性流体力学的基本知识，还要熟练运用MATLAB进行数据分析，因此Matlab编程就是很关键的一个环节。由于原来接触的Matlab只是简单的几句语句，因此，这次编程对我来说是有着很大的困难，但是经过不懈的努力和与同学们的讨论，我终于编出了用于解决这个问题的程序来，这大大加深了我对龙格库塔差值方法的理解和掌握，以及认识了它的应用。在进行大作业的整个过程中需要各方面的知识的融会贯通，才能进行初步的程序设计。 然后，在数据分析的阶段，我设计了很多组机翼，分析每个参数对机翼的影响，因此我耗费了大量的时间，但是我从中也学到了许多东西，加深了在课堂上学习内容的理解。 这次机翼的设计对我来说可以认为是一种挑战，但它真正的培养了我们所需的工程设计的基本本领，让我们学到了很多课堂上无法学到了知识。 0207105班 粘性流体力学大作业报告 15