鄧鵬 張斌

摘 要

本文主要通過(guò)用Matlab建立翼型的升力系數(shù)和氣動(dòng)中心計(jì)算程序，并通過(guò)與Profili翼型數(shù)據(jù)庫(kù)和已有實(shí)驗(yàn)翼型數(shù)據(jù)進(jìn)行分析對(duì)比，驗(yàn)證本程序計(jì)算的可靠性和準(zhǔn)確性。之后，通過(guò)使用該程序預(yù)測(cè)國(guó)內(nèi)某公司新研發(fā)的無(wú)人直升機(jī)SUV翼型的升力系數(shù)和壓力中心位置。

關(guān)鍵詞

升力系數(shù);氣動(dòng)中心;MATLAB

中圖分類(lèi)號(hào)： ?TP273.3 ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2020.07.073

1 Matlab程序計(jì)算與23012翼型進(jìn)行對(duì)比分析

1.1 profili翼型數(shù)據(jù)庫(kù)中23012升力系數(shù)和壓力中心位置

在profili數(shù)據(jù)庫(kù)中查找到翼型23012，并輸入計(jì)算條件弦長(zhǎng)17cm，雷諾數(shù)1150000和1600000分別對(duì)應(yīng)槳尖附近和0.7倍半徑處的數(shù)據(jù)，計(jì)算迎角變化從Alfa 0至10°的結(jié)果，部分?jǐn)?shù)據(jù)見(jiàn)表一。另外通過(guò)有關(guān)文獻(xiàn)可以查找到23012壓力中心位置x_cp= 0.24[1]。

1.2 Matlab程序計(jì)算

首先由profili數(shù)據(jù)庫(kù)生成23012翼型坐標(biāo)，以dat文件格式輸出，命名為23012.dat;在Matlab程序中手動(dòng)輸入23012.dat文件路徑;Matlab程序讀取文件后，將計(jì)算對(duì)稱(chēng)中心曲線(xiàn)即翼型弦線(xiàn)并顯示，見(jiàn)圖1。之后選擇多項(xiàng)式次數(shù)由程序生成擬合曲線(xiàn)，最后計(jì)算0-10°迎角下的升力系數(shù)，見(jiàn)圖2。

其他計(jì)算結(jié)果如下：

升力為0時(shí)的攻角：a_0 = -1.1139°

四分之一弦長(zhǎng)處的扭矩系數(shù)：cm_quater = -0.008617

翼型壓力中心坐標(biāo)：x_cp = 0.25707

1.3 結(jié)果分析

通過(guò)對(duì)比圖2和表1數(shù)據(jù)，可以得出以下結(jié)論：

（1）Matlab程序計(jì)算結(jié)果與Profili數(shù)據(jù)庫(kù)在大雷諾數(shù)Re=1600000的數(shù)據(jù)比較接近，在5°前的升力系數(shù)偏小5%，5°后計(jì)算結(jié)果接近。扭矩系數(shù)比較接近4-5°的迎角值。

（2）23012翼型氣動(dòng)中心位為0.24，程序的氣動(dòng)中心位置x_cp =0.25707結(jié)果比較接近。

2 某無(wú)人直升機(jī)使用的翼型升力系數(shù)和壓力中心位置計(jì)算

2.1 Matlab程序計(jì)算

首先導(dǎo)出某無(wú)人直升機(jī)旋翼翼型坐標(biāo)，命名為SVU.dat;在Matlab程序中手動(dòng)輸入SVU.dat文件路徑;Matlab程序讀取文件后，將計(jì)算對(duì)稱(chēng)中心曲線(xiàn)即翼型弦線(xiàn)并顯示，見(jiàn)圖3，之后選擇多項(xiàng)式次數(shù)由程序生成擬合曲線(xiàn)，最后計(jì)算0-10°迎角下的升力系數(shù)，見(jiàn)圖4。

其他計(jì)算結(jié)果如下：

升力為0時(shí)的攻角：a_0=0°

四分之一弦長(zhǎng)處的扭矩系數(shù)：cm_quater=0

翼型壓力中心坐標(biāo)：x_cp=0.26

2.2 結(jié)果分析

通過(guò)有關(guān)文獻(xiàn)可以查找到NACA0012壓力中心位置x_cp =0.25[1]，與計(jì)算結(jié)果對(duì)比可知，SVU翼型壓力中心位置0.26與NACA0012翼型相當(dāng)接近。這個(gè)是因?yàn)镾VU翼型是由NACA0012修改了前緣部分而來(lái)。

3 結(jié)論

（1）Matlab計(jì)算程序結(jié)果通過(guò)與非對(duì)稱(chēng)翼型23012數(shù)據(jù)庫(kù)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比后，結(jié)果都比較接近，有一定的參考價(jià)值，能為設(shè)計(jì)過(guò)程省去大量的人工計(jì)算過(guò)程。

（2）NACA0012翼型的數(shù)據(jù)可以作為國(guó)內(nèi)某型無(wú)人直升機(jī)翼型的參考。在直升機(jī)后期設(shè)計(jì)采用。

4 Matlab計(jì)算程序的部分程序

% 通過(guò)翼型數(shù)據(jù)文件求中弧線(xiàn)camber的方程，最終求出翼型壓力中心

% 將翼型數(shù)據(jù)分為ss面數(shù)據(jù)（x1，y1）和ps面數(shù)據(jù)（x2，y2），要求y1和y2對(duì)應(yīng)相同的x

% camber坐標(biāo)為 （x，0.5*（y1+y2））

% 但若y1和y2對(duì)應(yīng)不同的x時(shí)，需對(duì)ss面進(jìn)行插值，得到x2坐標(biāo)下的yy1值。

% 使用方法：需輸入翼型文件的完整路徑。

% 讀取一個(gè)第一行為符號(hào)的文件，將第一行去掉得到翼型ss面x1，y1;ps面x2，y2 坐標(biāo)

% 如果x1， x2 數(shù)據(jù)一一對(duì)應(yīng)相等，那么得到x0，y0;x0，y2 坐標(biāo)

clear

disp（'輸入翼型文件的完整路徑，如：d：＼airfoil.dat （注意要加單引號(hào)?。?'）;

datafile = input（'data file path： '）;

[data]=textread（datafile，'%s'，'delimiter'，'＼n'，'emptyvalue'，NaN，'whitespace'，''）;

% delimiter 定界符， 分隔符//whitespace 保留行初空格.

[H，L] = size（data）;

data（2：H，1）;

fid = fopen（'D：＼out_data.dat'，'wt'）;

fprintf（fid，'%s＼n'，data{2：H，1}）;

fclose（fid）;

[x，y] = textread（'D：＼out_data.dat'，'%f %f'）; ?% x 坐標(biāo)值 ， y 坐標(biāo)值

%delete（'D：＼out_data.dat'）;

參考文獻(xiàn)

[1] 飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)二編制委員會(huì)，《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》第19本直升機(jī)設(shè)計(jì)，航空工業(yè)出版社，2005：695～700.