微型飞机机翼设计大作业

能源与动力学院微型飞机机翼设计报告

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2010-4-27

微型飞机机翼设计报告一.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：

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

其中：

采用Thwaites方法：

λ计算的取值范围为[-0.09，+0.25]

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其中：

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);

22

0:0.22 1.57 1.8, H 2.61 3.75 5.24

0.0180.0731

0.090:0.22 1.402, H 2.088

0.1070.14

0.09:

l

l

λλλλλ

λ

λλ

λλ

λ

≥=+-=-+

-<<=++=+

++

<-出现分离

11

22111

111

(,,)

(,,)

(,,)

n n n n

n

n

x R Cf H

x R Cf H

x R Cf H

θθθ

θθθ

θθθ

=+∆⋅

=+∆⋅

=+∆⋅

g g g g g g

步步

步步步步步

步m步m步m-步m-步m-

max

2m m

x

x

-

∆

∆=

步m

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;