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作用在飞机上的空气动力,升力 更大的重量 阻力 更小发动机功率,问题：如何增大升力、减小阻力,迎角,相对气流方向与翼弦之间的夹角,Angle of Attack (AoA),不同于飞机的姿态,升力,气流翼型上表面流线变密流管变细 下表面平坦流线变化不大(与远前方流线相比) 连续性定理、伯努利定理翼型的上表面流管变细流管截面积减小气流速度增大故压强减小 翼型的下表面流管变化不大压强基本不变 上下表面产生了压强差总空气动力R R的方向向后向上分力：升力L、阻力D,不同迎角对应的压力分布,失速,通常，机翼的升力与迎角成正比。迎角增加，升力随之增大(图1、图2)。但是，当迎角增大到某一值时，则会出现相反的情况，即迎角增加升力反而急剧下降。这个迎角就称为临界迎角。 当机翼迎角超过临界点时，流经上翼面的气流会出现严重分离，形成大量涡流，升力大幅下降，阻力急剧增加。飞机减速并抖动，各操纵面传到杆、舵上的外力变轻，随后飞机下坠，机头下俯，这种现象称为失速。,视频演示,风洞,失速,流线,空气动力系数,升力系数 Cy ( CL ) 阻力系数 Cx ( CD ),无因次量,升力特性曲线,Cy-曲线的特点,Cy=0 的迎角(用0表示)一般为负值(04)； Cy- 曲线在一个较大的范围内是直线段； Cy有一个最大值Cy max，而在接近最大值Cy max前曲线上升的趋势就已减缓。,弯度和迎角的作用,改变后缘弯度的作用,增升装置,襟翼（前、后缘）,简单襟翼,富勒襟翼,Boeing 727 三缝襟翼,Boeing 727 Triple-Slotted Fowler Flap System,F-14全翼展的前缘缝翼与后缘襟翼,前缘缝翼,缝翼和襟翼对升力系数的影响,力矩特性及焦点,规定：使翼型抬头的力矩为正 升力的力矩 MzP = -Y1 ( x压 - xP ),用力矩系数的形式表示为,零升力矩系数 mz0,焦点 mzP不随Cy而变化的点 升力增量作用点,阻力,摩擦阻力 压差阻力 干扰阻力,诱导阻力,激波阻力,阻力1：摩擦阻力,由空气的粘性造成 附面层 ( 层流附面层 紊流附面层 ) 层流流动，摩擦阻力小；紊流流动，摩擦阻力大的多 - 尽量使物体表面的流动保持层流状态,附面层,阻力2：压差阻力,运动着的物体前后所形成的压强差所产生的 同物体的迎风面积、形状和在气流中的位置都有很大的关系,迎面阻力,摩擦阻力和压差阻力合起来叫做“迎面阻力”一个物体究竟哪种阻力占主要部分，主要取决于物体的形状 流线体，迎面阻力中主要是摩擦阻力 远离流线体的式样，压差阻力占主要部分，摩擦阻力则居次要位置，且总的迎面阻力也较大,机翼的三元效应,上翼面压强低，下翼面压强高 - 压差 - 漩涡 - 下洗,阻力3：诱导阻力,翼尖涡使流过机翼的气流向下偏转一个角度（下洗）。升力与气流方向垂直（向后倾斜），产生了向后的分力（阻力） 诱导阻力同机翼的平面形状，翼剖面形状，展弦比，特别是同升力有关。,伴随升力而产生的,阻力4：干扰阻力,气流流过翼-身连接处，由于部件形状的关系，形成了一个气流的通道。B处高压区形成气流阻塞，使气流开始分离，产生旋涡，能量消耗 和飞机不同部件之间的相对位置有关,阻力5：激波阻力,属于压差阻力,激波,飞机飞行 - 对空气产生扰动 扰动(以扰动波的形式)以音速传播,积聚,激波形成原理,激波照片(M=3),飞行速度小于音速时 扰动波的传播速度大于飞机前进速度 传播向四面八方 飞行速度等于或超过音速时 扰动波的传播速度等于或小于飞机前进速度 后续时间的扰动就会同已有的扰动波叠加在 一起形成较强的波， 空气受到强烈的压缩、而形成了激波,波阻,能量的观点 空气通过激波时，受到薄薄一层稠密空气的阻滞，使得气流速度急骤降低，由阻滞产生的热量来不及散布，于是加热了空气。加热所需的能量由消耗的动能而来。在这里，能量发生了转化-由动能变为热能。动能的消耗表示产生了一种特别的阻力。这一阻力由于随激波的形成而来，所以就叫做“波阻“,激波前后气流物理参数的变化,机翼上压强分布的观点 亚音速，最大稀薄度靠前，压强分布沿着与飞行相反的方向上的合力，不是很大，即阻力不是很大。 超音速情况下，最大稀薄度向后远远地移动到尾部，而且向后倾斜得很厉害，同时它的绝对值也有增加。因此，如果再考虑机翼头部压强的升高，那么压强分布沿与飞行相反方向的合力，急剧增大，使得整个机翼的总阻力相应有很大的增加。这附加部分的阻力就是波阻。,John Gay拍摄 1999年7月7日 F/A 18-C Hornet 在航母附近低高度（75英尺）超音速飞行的场面,正激波和斜激波,Ma=1 正激波 Ma1 钝头：正激波 尖头：斜激波,正激波的波阻大，空气被压缩很厉害，激波后的空气压强、温度和密度急剧上升，气流通过时，空气微团受到的阻滞强烈，速度大大降低，动能消耗很大，这表明产生的波阻很大。 斜激波波阻较小，倾斜的越厉害，波阻就越小。,临界马赫数,上翼面流管收缩局部流速加快，大于远前方来流速度 局部流速的加快 局部温度降低 局部音速下降 当翼型上最大速度点的速度增加到等于当地音速时，远前方来流速度v就叫做此翼型的临界速度（对应临界马赫数）,局部激波,当MMcr以后，在翼型上表面等音速点后面，由于翼型表面的连续外凸，流管扩张，空气膨胀加速，出现局部超音速区。,通常机翼上表面会首先达到当地音速，局部激波首先出现在上翼面。随着速度的增加，下翼面也会出现局部激波，而且当速度进一步增加时，机翼上下表面的局部激