超音速翼型气动力特性研究

超音速翼型气动力特性研究摘要:本文研究方程为的轴对称超音速翼形在马赫数为2，攻角分别为0°，2°情形下的气动力特性，基于对翼型进行离散化处理得到该翼型的物理参数及气动力的近似解，并逐步减小空间步长来提

超音速翼型气动力特性研究 摘要 : 本文研究方程为的轴对称超音速翼形在马赫数为2，攻角 分别为0°，2°情形下的气动力特性，基于对翼型进行离散化处理得到该翼型的物理 参数及气动力的近似解，并逐步减小空间步长来提高解的精度。在步长数分别为5、 20、50及攻角为0°、2°的条件下，计算求得翼型头部斜激波后的流动参数，并由 此求解各分区相应参数，列出：表面压力Cp分布曲线Cp－x，及表面密度、温度分布 曲线/-x、T/T-x。在不同条件下得出的轴向力Ca、法向力Cn、升力Cl、阻力Cd及绕 头部顶点俯仰力矩Cm的表格。最终分析了编程计算的准确性与精度，分析了压力系 数、温度、密度沿该翼型的分布特性，并分析了不同攻角对该翼型气动特性的影响。 问题描述 已知方程为的薄翼形，求该翼型在来流马赫数为2，攻角 分别为0°，2°情形下的受力情况。对x范围（0，1）内分别按5等份、20等份和 50等份进行离散计算，得到表面压力Cp分布曲线Cp－x，表面密度、温度分别曲线/、 T/T。计算得出出轴向力Ca、法向力Cn、绕头部顶点俯仰力矩Cm及升力Cl、阻力 Cd。 计算方案 : （一）计算思路： 超音速来流以一定攻角遇到类似于楔形体的机翼前缘，在上下面都有可能产生附 体斜激波，要是攻角过大也有可能不产生附体斜激波，这里首先需要根据斜激波的 关系曲线图来作出判断。经判断，如果顶点处产生斜激波，即使用斜激波前后