空气动力学基础.ppt

第二章,低速空气动力学基础,第二章第页,2,本章主要内容,2.1低速空气动力学2.2升力2.3阻力2.4增升装置的增升原理,2.1空气流动的描述,第二章第页,4,空气动力是空气相对于飞机运动时产生的，要学习和研究飞机的升力和阻力，首先要研究空气流动的基本规律。,第二章第页,5,2.1.1流体模型化,理想流体，不考虑流体粘性的影响。不可压流体，不考虑流体密度的变化，Ma0.4。绝热流体，不考虑流体温度的变化，Ma0.4。,第二章第页,6,2.1.2相对气流,运动方向,相对气流方向,自然风方向,第二章第页,7,飞机的相对气流方向与飞行速度方向相反,只要相对气流速度相同，飞机产生的空气动力就相同。,第二章第页,8,对相对气流的现实应用,直流式风洞,回流式风洞,第二章第页,9,风洞实验段及实验模型,第二章第页,10,风洞的其它功用,第二章第页,11,2.1.3迎角,迎角就是相对气流方向与翼弦之间的夹角。,第二章第页,12,相对气流方向就是飞机速度的反方向,第二章第页,13,相对气流方向是判断迎角大小的依据,平飞中，可以通过机头高低判断迎角大小。而其他飞行状态中，则不可以采用这种判断方式。,第二章第页,14,水平飞行、上升、下降时的迎角,上升,平飞,下降,第二章第页,15,迎角探测装置,第二章第页,16,2.1.4流线和流线谱,空气流动的情形一般用流线、流管和流线谱来描述。,流线：流场中一条空间曲线，在该曲线上流体微团的速度与曲线在该点的切线重合。对于定常流，流线是流体微团流动的路线。,第二章第页,17,流管：由许多流线所围成的管状曲面。,第二章第页,18,流线和流线谱,流线谱是所有流线的集合。,第二章第页,19,流线和流线谱的实例,第二章第页,20,流线的特点,该曲线上每一点的流体微团速度与曲线在该点的切线重合。,流线每点上的流体微团只有一个运动方向。,流线不可能相交，不可能分叉。,第二章第页,21,流线谱的特点,流线谱的形状与流动速度无关。,物体形状不同，空气流过物体的流线谱不同。,物体与相对气流的相对位置（迎角）不同，空气流过物体的流线谱不同。,气流受阻，流管扩张变粗，气流流过物体外凸处或受挤压，流管收缩变细。,气流流过物体时，在物体的后部都要形成涡流区。,第二章第页,22,2.1.5连续性定理,流体流过流管时，在同一时间流过流管任意截面的流体质量相等。,质量守恒定律是连续性定理的基础。,第二章第页,23,连续性定理,1,2,A1,v1,A2,v2,单位时间内流过截面1的流体体积为,单位时间内流过截面1的流体质量为,同理，单位时间内流过截面2的流体质量为,则根据质量守恒定律可得：,即,结论：空气流过一流管时，流速大小与截面积成反比。,第二章第页,24,山谷里的风通常比平原大,河水在河道窄的地方流得快，河道宽的地方流得慢,日常的生活中的连续性定理,高楼大厦之间的对流通常比空旷地带大,第二章第页,25,2.1.6伯努利定理,同一流管的任意截面上，流体的静压与动压之和保持不变。,能量守恒定律是伯努力定理的基础。,第二章第页,26,伯努利定理,空气能量主要有四种：动能、压力能、热能、重力势能。低速流动，热能可忽略不计；空气密度小，重力势能可忽略不计。,因此，沿流管任意截面能量守恒，即为：动能+压力能=常值。公式表述为：,上式中第一项称为动压，第二项称为静压，第三项称为总压。,第二章第页,27,伯努利定理,第二章第页,28,深入理解动压、静压和总压,同一流线：总压保持不变。动压越大，静压越小。流速为零的静压即为总压。,第二章第页,29,同一流管：截面积大，流速小，压力大。截面积小，流速大，压力小。,深入理解动压、静压和总压,第二章第页,30,伯努利定理适用条件,气流是连续、稳定的，即流动是定常的。,流动的空气与外界没有能量交换，即空气是绝热的。,空气没有粘性，即空气为理想流体。,空气密度是不变，即空气为不可压流。,在同一条流线或同一条流管上。,第二章第页,31,2.1.7连续性定理和伯努利定理的应用,用文邱利管测流量,文邱利管测流量,第二章第页,32,空速管测飞行速度的原理,第二章第页,33,与动压、静压相关的仪表,第二章第页,34,空速表,第二章第页,35,升降速度表,第二章第页,36,高度表,第二章第页,37,本章主要内容,2.1空气流动的描述2.2升力2.3阻力2.4飞机的低速空气动力特性2.5增升装置的增升原理,2.2升力,第二章第页,39,升力垂直于飞行速度方向，它将飞机支托在空中，克服飞机受到的重力影响，使其自由翱翔。,第二章第页,40,2.2.1升力的产生原理,相同的时间，相同的起点和终点，小狗的速度和人的速度哪一个更快？,第二章第页,41,升力的产生原理,前方来流被机翼分为了两部分，一部分从上表面流过，一部分从下表面流过。,由连续性定理或小狗与人速度对比分析可知，流过机翼上表面的气流，比流过下表面的气流的速度更快。,第二章第页,42,升力的产生原理,第二章第页,43,上下表面出现的压力差，在垂直于（远前方）相对气流方向的分量，就是升力。,机翼升力的着力点，称为压力中心(CenterofPressure),升力的产生原理,第二章第页,44,2.2.2翼型的压力分布,当机翼表面压强低于大气压，称为吸力。当机翼表面压强高于大气压，称为压力。,用矢量来表示压力或吸力，矢量线段长度为力的大小，方向为力的方向。,矢量表示法,第二章第页,45,驻点和最低压力点,B点，称为最低压力点，是机翼上表面负压最大的点。,A点，称为驻点，是正压最大的点，位于机翼前缘附近，该处气流流速为零。,第二章第页,46,坐标表示法,从右图可以看出，机翼升力的产生主要是靠机翼上表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正压的作用。,第二章第页,47,2.2.3升力公式,飞机的升力系数,飞机的飞行动压,机翼的面积。,第二章第页,48,升力公式的物理意义,飞机的升力与升力系数、来流动压和机翼面积成正比。,升力系数综合的表达了机翼形状、迎角等对飞机升力的影响。,第二章第页,49,本章主要内容,2.1空气流动的描述2.2升力2.3阻力2.4增升装置的增升原理,2.3阻力,第二章第页,51,阻力是与飞机运动轨迹平行，与飞行速度方向相反的力。阻力阻碍飞机的飞行，但没有阻力飞机又无法稳定飞行。,第二章第页,52,阻力的分类,对于低速飞机，根据阻力的形成原因，可将阻力分为：,摩擦阻力(SkinFrictionDrag)压差阻力(FormDrag)干扰阻力(InterferenceDrag)诱导阻力(InducedDrag),废阻力(ParasiteDrag),升力,粘性,第二章第页,53,2.3.1低速附面层,附面层，是气流速度从物面处速度为零逐渐增加到99%主流速度的很薄的空气流动层。,附面层的形成,第二章第页,54,附面层厚度较薄,第二章第页,55,无粘流动和粘性流动,附面层的形成是受到粘性的影响。,第二章第页,56,附面层的特点,附面层内沿物面法向方向压强不变且等于法线主流压强。,只要测出附面层边界主流的静压，便可得到物面各点的静压，它使理想流体的结论有了现实意义。,第二章第页,57,附面层厚度随气流流经物面的距离增长而增厚。,l,第二章第页,58,附面层厚度随气流流经物面的距离增长而增厚。,l,第二章第页,59,附面层的特点三,附面层分为层流附面层和紊流附面层，层流在前，紊流在后。层流与紊流之间的过渡区称为转捩点。,第二章第页,60,层流的不稳定性,第二章第页,61,层流附面层和紊流附面层的速度型,第二章第页,62,2.3.2阻力的产生,摩擦阻力(SkinFrictionDrag)压差阻力(FormDrag)干扰阻力(InterferenceDrag)诱导阻力(InducedDrag),废阻力(ParasiteDrag),升力,粘性,第二章第页,63,摩擦阻力,由于紧贴飞机表面的空气受到阻碍作用而流速降低到零，根据作用力与反作用力定律，飞机必然受到空气的反作用。这个反作用力与飞行方向相反，称为摩擦阻力。,第二章第页,64,影响摩擦阻力的因素,紊流附面层的摩擦阻力比层流附面层的大。飞机的表面积越大，摩擦阻力越大。飞机表面越粗糙，摩擦阻力越大。,摩擦阻力的大小与附面层的类型密切相关，此外还取决于空气与飞机的接触面积和飞机的表面状况。,2019/11/22,65,可编辑,第二章第页,66,摩擦阻力在飞机总阻力构成中占的比例较大,第二章第页,67,压差阻力,压差阻力是由处于流动空气中的物体的前后的压力差，导致气流附面层分离，从而产生的阻力。,第二章第页,68,顺压梯度与逆压梯度,顺压：A到B，沿流向压力逐渐减小，如机翼上表面前段。逆压：B到C，沿流向压力逐渐增加，如机翼上表面后段。,A,B,C,第二章第页,69,附面层分离,在逆压梯度作用下，附面层底层出现倒流，与上层顺流相互作用，形成漩涡脱离物体表面的现象。,分离点,第二章第页,70,分离区的特点一,分离区内漩涡是一个个单独产生的，它导致机翼的振动。,第二章第页,71,分离区的特点二,分离区内压强几乎相等，并且等于分离点处的压强。,P分离点,P1,P2,P3,P4,P分离点=P1=P2=P3=P4,第二章第页,72,分离区的特点三,附面层分离的内因是空气的粘性，外因是因物体表面弯曲而出现的逆压梯度。,A,B,C,第二章第页,73,分离点与最小压力点的位置,A,B,C,最小压力点,分离点,第二章第页,74,分离点与转捩点的区别,层流变为紊流（转捩），顺流变为倒流（分离）。分离可以发生在层流区，也可发生在紊流区。转捩和分离的物理含义完全不同。,第二章第页,75,压差阻力的产生,气流流过机翼后，在机翼的后缘部分产生附面层分离形成涡流区，压强降低；而在机翼前缘部分，气流受阻压强增大，这样机翼前后缘就产生了压力差，从而使机翼产生压差阻力。,第二章第页,76,分离点位置与压差阻力大小的关系,分离点靠前，压差阻力大。分离点靠后，压差阻力小。,A,B,C,C,第二章第页,77,影响压差阻力的因素,总的来说，飞机压差阻力与迎风面积、形状和迎角有关。迎风面积大，压差阻力大。迎角越大，压差阻力也越大。压差阻力在飞机总阻力构成中所占比例较小。,第二章第页,78,干扰阻力,飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼的单独阻力之和小于把它们组合成一个整体所产生的阻力，这种由于各部件气流之间的相互干扰而产生的额外阻力，称为干扰阻力。,第二章第页,79,干扰阻力的消除,干扰阻力在飞机总阻力中所占比例较小。,飞机各部件之间的平滑过渡和整流包皮，可以有效地减小干扰阻力的大小。,第二章第页,80,诱导阻力,由于翼尖涡的诱导，导致气流下洗，在平行于相对气流方向出现阻碍飞机前进的力，这就是诱导阻力。,第二章第页,81,翼尖涡的形成,正常飞行时，下翼面的压强比上翼面高，在上下翼面压强差的作用下，下翼面的气流就会绕过翼尖流向上翼面。,这样形成的漩涡流称为翼尖涡。（注意旋转方向）,第二章第页,82,正常飞行时，下翼面的压强比上翼面高，在上下翼面压强差的作用下，下翼面的气流就会绕过翼尖流向上翼面，就使下翼面的流线由机翼的翼根向翼尖倾斜，上翼面反之。,翼尖涡的形成,第二章第页,83,翼尖涡的形成,由于上、下翼面气流在后缘处具有不同的流向，于是就形成旋涡，并在翼尖卷成翼尖涡，翼尖涡向后流即形成翼尖涡流。,第二章第页,84,翼尖涡形成的进一步分析,注意旋转方向,第二章第页,85,翼尖涡的立体形态,第二章第页,86,翼尖涡的形态,第二章第页,87,下洗流（DownWash）和下洗角,由于两个翼尖涡的存在，会导致在翼展范围内出现一个向下的诱导速度场，称为下洗。在亚音速范围内，这下洗速度场会覆盖整个飞机所处空间范围。,第二章第页,88,下洗角,下洗速度的存在，改变了翼型的气流方向，使流过翼型的气流向下倾斜，这个向下倾斜的气流称为下洗流，下洗流与相对气流之间的夹角称为下洗角。,第二章第页,89,下洗速度沿翼展分布,不同平面形状的机翼，沿展向下洗速度的分布是不一样的。,第二章第页,90,诱导阻力的产生,有限展长机翼与无限展长机翼相比，由于前者存在翼尖涡和下洗速度场，导致前者的总空气动力较后者更加后斜，即前者总空气动力沿飞行速度方向（即远前方相对气流方向）的分量较后者更大。这一增加的阻力即为诱导阻力。,第二章第页,91,影响诱导阻力的因素,机翼平面形状：椭圆形机翼的诱导阻力最小。,展弦比越大，诱导阻力越小升力越大，诱导阻力越大平直飞行中，诱导阻力与飞行速度平方成反比翼梢小翼可以减小诱导阻力,第二章第页,92,展弦比对诱导阻力的影响,第二章第页,93,展弦比对诱导阻力的影响,第二章第页,94,高展弦比飞机,第二章第页,95,空速大小对诱导阻力大小的影响,空速小，下洗角大，诱导阻力大,空速大，下洗角小，诱导阻力小,第二章第页,96,翼梢小翼,第二章第页,97,翼梢小翼可以减小诱导阻力,第二章第页,98,翼梢小翼可以减小诱导阻力,翼梢小翼改变了机翼沿展向分布的翼载荷。,第二章第页,99,翼梢小翼可以减小总阻力,第二章第页,100,阻力公式,飞机的阻力系数,飞机的飞行动压,机翼的面积。,第二章第页,101,回顾阻力组成,摩擦阻力(SkinFrictionDrag)压差阻力(FormDrag)干扰阻力(InterferenceDrag)诱导阻力(InducedDrag),废阻力(ParasiteDrag),第二章第页,102,阻力相关资料,第二章第页,103,总空气动力,升力和阻力之和称为总空气动力。,第二章第页,104,本章主要内容,2.1空气流动的描述2.2升力2.3阻力2.4增升装置的增升原理,2.5增升装置的增升原理,第二章第页,106,迎角与速度的关系,飞机的升力主要随飞行速度和迎角变化。在大速度飞行时，只要求较小迎角，机翼就可以产生足够的升力维持飞行。在小速度飞行时，则要求较大的迎角，机翼才能产生足够的升力来维持飞行。,第二章第页,107,为什么要使用增升装置,用增大迎角的方法来增大升力系数从而减小速度是有限的，飞机的迎角最多只能增大到临界迎角。因此，为了保证飞机在起飞和着陆时，仍能产生足够的升力，有必要在机翼上装设增大升力系数的装置。,增升装置用于增大飞机的最大升力系数，从而缩短飞机在起飞着陆阶段的地面滑跑距离。,第二章第页,108,主要增升装置包括：前缘缝翼后缘襟翼前缘襟翼,第二章第页,109,2.5.1前缘缝翼,前缘缝翼位于机翼前缘，在大迎角下打开前缘缝翼，可以延缓上表面的气流分离，从而使最大升力系数和临界迎角增大。在中小迎角下打开前缘缝翼，会导致机翼升力性能变差。,第二章第页,110,前缘缝翼,下翼面高压气流流过缝隙，贴近上翼面流动。一方面降低逆压梯度，延缓气流分离，增大最大升力系数和临界迎角。另一方面，减小了上下翼面的压强差，减小升力系数。,第二章第页,111,前缘缝翼对压强分布的影响,较大迎角下，使用前缘缝翼可以增加升力系数。,第二章第页,112,2.5.2后缘襟翼,分裂襟翼（TheSplitFlap）简单襟翼（ThePlainFlap）开缝襟翼（TheSlottedFlap）后退襟翼（TheFowlerFlap）后退开缝襟翼（TheSlottedFowlerFlap）,放下后缘襟翼，使升力系数和阻力系数同时增大。因此，在起飞时放小角度襟翼，着陆时，放大角度襟翼。,第二章第页,113,分裂襟翼（TheSplitFlap）,分裂襟翼是一块从机翼后段下表面向下偏转而分裂出的翼面，它使升力系数和最大升力系数增加，但临界迎角减小。,第二章第页,114,放下分裂襟翼后，在机翼和襟翼之间的楔形区形成涡流，压强降低，吸引上表面气流流速增加，上下翼面压差增加，从而增大了升力系数，延缓了气流分离。,此外，放下分裂襟翼使得翼型弯度增大，上下翼面压差增加，从而也增大了升力系数。,分裂襟翼（TheSplitFlap）,第二章第页,115,简单襟翼（ThePlainFlap）,简单襟翼与副翼形状相似。放下简单襟翼，增加机翼弯度，进而增大上下翼面压强差，增大升力系数。但是放简单襟翼使得压差阻力和诱导阻力增大，阻力比升力增大更多，使得升阻比降低。,第二章第页,116,大迎角下放简单襟翼，升力系数及最大升力系数增加，阻力系数增加，升阻比降低（即空气动力性能降低），临界迎角降低。,简单襟翼（ThePlainFlap）,第二章第页,117,TB200的简单襟翼,第二章第页,118,开缝襟翼（T