飞行控制系统课件[共554页]

1、飞行力学与飞行控制飞行力学与飞行控制授课人：李广文授课人：李广文 刘小雄刘小雄手机号手机号：mail ： 办公室：自动化学院D235参考资料v吴森堂吴森堂 费玉华费玉华 飞行控制系统飞行控制系统 北京航空航天大学出版社北京航空航天大学出版社2005v蔡满意 飞行控制系统 国防工业出版社 2007v郭锁凤 申功璋 吴成富 先进飞行控制系统 国防工业出版社 2003v鲁道夫 布罗克豪斯 著，金长江译 飞行控制，国防工业出版社1999v徐鑫福徐鑫福 飞机飞行操纵系统，北京航空航天大学出版社飞机飞行操纵系统，北京航空航天大学出版社 1989v肖顺达肖顺达 飞机自动控制系统，飞

2、机自动控制系统， 国防工业出版社，国防工业出版社，1980课程的主要内容 飞行力学和飞行控制主要分两部分：描述飞机运动的飞行力学和控制飞机按照预定目标运动的飞行控制系统原理和设计方法。 飞机飞行动力学是力学的一个分支，其任务是建立描述飞机运动动力学(或数学)模型，并在此基础上对所设计飞机稳定性操纵性进行分析。飞行力学主要内容 1.空气动力学基本知识 飞机为什么能够飞起来？ 空气的特性，描述空气的基本方程，低速和高速2.飞机的操纵机构飞机是靠那些机构操纵的？基本的操纵机构及其极性，飞机运动的坐标系和运动参数3.气动力与力矩 操纵机构的运动是如何影响飞机运动的？ 气动力和力矩产生的原因及其影响因素

3、4.刚体飞行器的运动方程 如何来描述飞机的运动？5飞机的操稳特性 如何判断一架飞机是稳定？衡量飞机稳定性的指标有哪些？飞行控制的主要内容 v舵机和舵回路的结构和原理；执行机构v典型飞行控制系统的工作原理v阻尼器、增稳系统、三轴姿态控制系统、航迹控制系统、空速控制系统等v飞行控制系统的设计方法v飞机的飞行品质和基本的控制律结构和控制参数选择。本次课的主要内容v飞机发展简史v飞行控制系统发展史飞机和飞行控制系统发展简史v1903年12月17日上午10时35分：美国北卡罗来纳州。莱特兄弟研制的第一架有动力的飞机-“飞行者一号” 升空飞行，这是是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操纵的重于空

4、气飞行器的首次成功飞行。 飞行持续了12秒，飞了36.6米。 1909年6月，威尔伯莱特（左）和奥维尔莱特兄弟在美国俄亥俄州代顿的家门口航空百年大事记1903年12月17日上午10时35分：美国北卡罗来纳州，奥维尔莱特第一次用比空气重的飞行器“飞行者1号”进行了有动力的持续飞行，飞行持续了12秒，飞了36.6米。1908年：法国飞行员路易斯布莱里奥驾驶单翼飞机飞越英吉利海峡，他从法国加来附近的巴拉克起飞，在英国降落，飞行了40分钟。1927年5月21日：美国著名飞行员查尔斯林德伯格驾驶单翼飞机“圣路易斯精神号”首次完成了不间断单独飞越大西洋。历时33.5小时，飞行3614英里 1939年8月2

5、7日：德国第一次展示了涡轮喷气式飞机亨克尔He178升空，时速700公里。 1939年9月17日，德国直升机设计时H.福克驾驶VS300首飞，这是世界上第一架实用直升机1943年：德国制造出第一种喷气式战斗机“ME262A” 。 1947年：美国人查克耶格尔驾驶贝尔X-1型飞机第一次以超过音速的速度飞行，飞行时速为1.015马赫。 1956年9月27日：美国空军飞行员阿普特上尉驾驶贝尔X2火箭研究机飞行，飞行速度达到每小时3380公里，突破了“热障”，使飞行速度达到前所未有的3.2倍音速。 1967年10月3日，NASA的X-15飞机达到M6.72(7272km/h),这是迄今最快的有人驾驶飞

6、机 1974年1月21日，YF-16意外首飞，这是是世界上第一种全电传静不稳定战斗机；1990年9月29日，YF-22首飞，战斗机进入四代时代 2005年4月27日，空客A380首飞。 2011年1月11日12时50分，歼20首飞，实现中国航空工业从望尘莫及到望其项背的跨越查尔斯林德伯格和“圣路易斯精神号”NASA X-15,1967年M6.7YF-16,第一种采用主动控制技术的飞机初始阶段（初始阶段（1903至至1938年）年） v飞机从采用机翼面积很大的多翼机，发展到张臂式单翼机，飞机从采用机翼面积很大的多翼机，发展到张臂式单翼机，从木布结构到全金属结构，从敞开式座舱到密闭式座舱，从从木布

7、结构到全金属结构，从敞开式座舱到密闭式座舱，从固定式起落架到收放式起落架的过渡，飞机的发展走过了初固定式起落架到收放式起落架的过渡，飞机的发展走过了初始阶段。始阶段。 伊-15 号称世界上最好的双翼战斗机 Bf 109E 完善阶段（完善阶段（1939至至1945年）年） v这一阶段，由于正处在第二次世界大战中，因战争的需要促进了空军迅猛发展，飞机数量、种类以及性能得到空前提高。当时飞机研发的目标：首先是加大发动机的功率，提高效能和高空性能；其次是对亚音速气动布局的精心设计和推敲。在提高发动机功率方面，加大气缸容积，增加气缸数量，加大发动机转速和预压缩工作介质等措施。在改进气动方面，采取了整流措

8、施，如发动机加整流罩，都大大降低了飞机的废阻力。在翼型研究上也有了突破，出现了层流翼型、尖锋翼型等低阻翼型。在这一时期，由于仍然采用的是活塞式发动机，因受音障限制，飞行速度已经接近这类飞机的极限（时速750千米左右），因此这一时期飞机经过了完善的发展阶段，也可以说是活塞式内燃发动机发展到极限的特殊阶段。英国“喷火 Mk5” 机长9.83米，翼展12.19米，空机重量2983千克，最大起飞重量3648千克，最大飞行速度625千米，升限10850米。武器系统4门机炮外加炸弹 生产商：北美航空公司 P-51野马式战斗机 机长：9.83m 翼展：11.28m 机高：4.17m 空重：3465kg 最大

9、起飞重量：5490kg 最大速度：703km/h 巡航速度：580km/h 最大航程（带副油箱）：2655km 升限：12770m 爬升率（3200英尺）：16.3m/s 武器：6x12.7mm机枪，10 x5 8英寸(127mm)火箭/2000磅(907kg)炸弹突破阶段（突破阶段（1946至至1957年）年） v航空技术发生根本性变革的重要阶段。正当人类将飞机向更高速度推进时，活塞发动机发展到了极限，在第二次世界大战的推动下，燃气轮机技术开始走向实用化，开始制造大批涡轮喷气发动机。“二战”结束后，美、苏两国都利用从德国缴获的资料和设备，在德国技术人员的帮助下，大力研发喷气式飞机。在这一阶段

10、主要解决喷气动力飞机的三大航空科学技术难题，即声障、气动弹性和疲劳断裂问题。声障是指把飞机飞行速度提高到超过音速时遇到的障碍。气动弹性是指飞机由于飞行速度的提高而产生结构变形，通过气动力耦合致使飞机翼面等结构部件发生高频振动。疲劳断裂是高空飞机的气密机舱在升、降过程中，由内外压差交变而引发疲劳、发生断裂。这一问题首先是通过英国“彗星”式喷气客机多次坠毁而发现的，事故原因最终归咎于机身结构在高空发生疲劳断裂。上世纪50年代初，在朝鲜战争中喷气式飞机已大规模用于空战。50年代中期，喷气战斗机的飞行速度已达到音速的两倍。v产生所谓第一代战斗机主要特点是采用后掠翼，飞行速度为亚声速 美国人查克耶格尔驾

11、驶贝尔X-1型飞机第一次以超过音速的速度飞行，飞行时速为1.015马赫性能数据：空重5050千克，正常起飞质量6890千克，最大起飞重量9350千克 最大速度960千米/小时（高度10700米），实用升限15000米，巡航速度850千米/小时，爬升率40米/秒，作战半径750千米（挂两个副油箱），转场航程2460千米，续航时间2.9小时 性能数据最大起飞重量(带副油箱) 6000千克正常起飞重量 5340千克正常着陆重量 4164千克空重 3939千克最大燃油重量(机内) 1170千克最大平飞速度(高度3000米) 1145公里/小时(高度11000米) M0.994巡航速度 800公里/小时

12、实用升限(无外挂，加力) 16000米最大爬升率 4548米/分最大使用过载 8g最大航程(带副油箱) 1560公里最大航程(机内燃油) 1020公里续航时间(带副油箱) 2小时50 高超音速阶段（高超音速阶段（1958至今）至今） v从从1958年开始，航空历史发展到高级阶段，其主要标志是年开始，航空历史发展到高级阶段，其主要标志是人类社会开始进入航空超音速时代（飞机的航速达到或超过人类社会开始进入航空超音速时代（飞机的航速达到或超过2倍音速，即倍音速，即2马赫），航空高新技术不断出现并综合应用。马赫），航空高新技术不断出现并综合应用。由于喷气发动机发展迅速，日益趋向于由于喷气发动机发展迅速

13、，日益趋向于“三高三高”（高涵道比、（高涵道比、高压缩比和高涡轮前温度），不仅使发动机的推力和推重比高压缩比和高涡轮前温度），不仅使发动机的推力和推重比大大提高，而且耗油率和经济性也大为改善。军用飞机出现大大提高，而且耗油率和经济性也大为改善。军用飞机出现了俄罗斯的第五代和欧美的第四代战斗机。它们型式各异，了俄罗斯的第五代和欧美的第四代战斗机。它们型式各异，但气动性能大致相近，在机动性、灵敏性和隐身方面有突出但气动性能大致相近，在机动性、灵敏性和隐身方面有突出表现，航速最高达到表现，航速最高达到3马赫以上；配装制导的空空、空地武马赫以上；配装制导的空空、空地武器后，杀伤威力大大提高。在民用航空

14、领域，最引人注目的器后，杀伤威力大大提高。在民用航空领域，最引人注目的是欧洲联合研制、是欧洲联合研制、22马赫的马赫的“协和协和”式超音速客机。式超音速客机。v战斗机进入所谓第二代、第三代阶段战斗机进入所谓第二代、第三代阶段第二代战斗机（1958-1970）特点：高空高速第三代战斗机（1970-1990年代末）特点：高机动性第四代战斗机（21世纪初-今）隐身、推力矢量、高维护性、多操纵面MFX-1喷气式推进无线电遥控缩比验证机采用柔性蒙皮变形机翼，在185220千米/小时的速度下成功地将翼展改变了30%，翼面积改变了40%，后掠角从15改变到35。其变形机翼技术与变几何机翼（变后掠翼）技术的不

15、同之处在于，前者的机翼面积可通过弦长的增减独立于后掠角改变，而后者是通过改变后掠角，使一部分翼面收入或移出机翼固定部分或机身来实现机翼面积的改变。 X-48B依靠多个操纵面来实现稳定和控制，机翼和机身的融合弯曲形后缘上设计有20个操纵面，并在每侧翼尖小翼上设计有方向舵。中央机体内装有一台数字式电传飞控系统计算机，控制一个或两个致动器驱动每个操纵面。飞行器发展趋势v气动布局新颖，控制舵面多；v飞行器飞行包线越来越大，机动性增强 ；v采用创新控制手段 ；v任务环境复杂 。飞机的操纵面飞机的气动布局v常规布局v特点是有主机翼和水平尾翼，大的主机翼在前，小机翼也就是水平尾翼在后，有一个或者两个垂直尾翼

16、 常规布局中还有一个另类变后掠翼布局 v主翼的后掠角度可以改变，高速飞行可以加大后掠角，相当于飞鸟收起翅膀，低速飞行时减小后掠角，展开翅膀。这种布局的优势在于可以适应高速和低速时的不同要求，起降性能好，缺点是结构的复杂性严重增加了飞机重量，随着发动机技术特别是矢量推力技术的不断发展和鸭翼的应用，这种布局逐渐趋于淘汰。 无尾布局v无尾布局的最大优点是高速飞行时性能优异，阻力小，结构强度大。由于没有水平尾翼，无尾布局大大减少了空气阻力，无尾布局的缺点是低速性能不好，这影响到飞机的低速机动无尾布局的缺点是低速性能不好，这影响到飞机的低速机动性能和起降能力性能和起降能力。另外无尾布局因为只能依靠主翼控

17、制飞行，所以稳定性也不理想。 鸭式布局 v这种气动布局其实就是无尾布局加个鸭翼，或者说是主翼缩小水平尾翼放大的常规布局。有了这个鸭翼，无尾布局的缺点得到明显改善，高速飞行时更加稳定，起降距离明显缩短，甚至机动性能比常规布局更加出色。 三翼面布局 v这种布局其实就是常规布局加个鸭翼，或者说鸭式布局加个水平尾翼。这种气动布局的优势是又多了一个可以控制飞机的部位，三个机翼更好的平衡分配载重，机动性能更好，对飞机的操控也更精准更灵活，可以缩短起降距离。缺点是会增加阻力，降低空气动力效率，增加操控系统复杂程度和生产成本。 飞翼布局 v这种布局简单说就是只有飞机翅膀的布局，看上去只有机翼，没有机身，机身和

18、机翼融为一体。无疑这种布局是空气动力效率最高的布局，因为所有机身结构都是机翼，都是用于产生升力，而且最大程度低降低了阻力。空气阻力最小所以雷达波反射自然也是最小，所以飞翼布局是隐身性能最好的气动布局。飞翼布局的最大缺陷是操控性能极差，完全依赖电子传感控制机翼和发动机的矢量推力 。前掠翼布局 v这种布局的特点是主翼前掠而不是后掠，不过虽然很早就开展了这种气动布局的研制工作，但是因为机翼前掠致命的稳定性问题导致这种技术一直只停留在研发阶段，没有得到实际应用。 二、飞行控制系统发展简史v飞行控制系统的基本构成v飞行控制系统的作用v飞行控制系统的发展历程（功能、传输介质）v典型飞行控制系统的概念(阻尼

19、器、增稳系统、控制增稳系统、电传系统)典型飞行控制系统的回路构成飞行控制系统的作用v改善飞机飞行品质-阻尼器、增稳系统v进行航迹控制 飞行指引v监控和任务规划 飞行管理或战术管理系统飞行控制系统历史v从传统的意义上讲, 飞行控制的基本目的是改善飞机的稳定性和操纵性, 减轻飞行员驾驶飞机的工作负担, 从而提高执行任务的能力、效率和效果。在人机关系上, 人始终处于主导地位,飞控系统处于辅助地位。控制系统在飞机设计过程中地位的变迁主动控制控制信号传输介质的变化控制功能的变迁v阻尼器增稳控制增稳主动控制综合控制智能控制 具有推力矢量的火/飞/推综合IFFPC系统结构图 阻尼器v由三轴速率陀螺测量、反馈

20、飞机三轴角速率，v改善飞机的阻尼增稳系统(SAS ) / 控制增稳系统(CSAS ) v增稳/ 控制增稳系统原理如图 所示, 其中,人工(机械) 系统旨在传递指令, 反馈系统旨在改善稳定性和操纵性, 自动控制与人工控制形成一种互补和谐的控制机制。v特点: 与人工控制系统并行工作v(1) 单纯的SAS 属于调节器设计。v(2) CSAS 则属于跟踪器设计。v(3) 指令由人工发生。v(4) 由人工控制和反馈控制混合。v(5) 由开环控制和闭环控制混合。电传飞行控制(FBW ) 系统 v电传飞控系统原理如所示, 其中, 自动和人工模式都是反馈闭环控制, 所不同的只是指令产生的方式。前者由预先设定的

21、参考输入或实时测量值为指令, 后者的指令则由人工实时产生。控制器输出由反馈控制的误差驱动, 总是自动地驱使飞机达到期望的响应。部分飞机的飞行控制系统配置生产国飞机型号飞行控制系统配置美国F-86阻尼器美国XB-70三轴阻尼器美国F-105D三轴增稳系统美国F-15二余度三轴控制增稳系统美国F-16四余度电传飞行控制系统美国Boeing737控制增稳系统美国Boeing747带机械备份的四余度电传飞行控制系统法国幻影2000电传飞行控制系统前苏联米格23三轴增稳系统前苏联苏-27模拟式电传飞行控制系统欧洲A320电传飞行控制系统中国歼轰七控制增稳系统中国歼十电传飞行控制系统A380飞行控制系统结

22、构图 自动飞行指引系统的结构飞行管理系统飞行管理系统功能描述自动驾驶仪(AP ) v自动驾驶仪是一个常规的自动控制系统, 它代替的是那些简单的、参考输入类型相对确定且变化(动态) 缓慢的控制任务, 主要目的是减轻驾驶员工作负担(长时而单一的飞行任务) ,是自动控制(机器功能) 对人的驾驶功能的部分替代。v特点: 与人工控制可互相转换(但不同时工作但不同时工作)v(1) 一般属于调节器设计(保持一种状态) 。v(2) 特殊状态(如航向给定、高度截获等) 属于指令跟踪(变化相对缓慢) 。v(3) 工作模式预先确定工作模式预先确定。v(4) 指令类型及特征预先确定指令类型及特征预先确定。v(5) 控

23、制律相对简单控制律相对简单。SAS AP CSAS FBW 的异同 共同之处: 都具有反馈控制器的2 种控制方式, 即:v(1) 调节器控制(按指令保持稳定) 。v(2) 跟踪器控制(跟随指令的变化) 。不同之处:v(1)在AP模态, 人不介入过程, 自动工作模式+ 人工设置或转换。v(2) 其它模式/ 模态, 人介入, 自动工作模式与人工操纵并行。总结v飞机的发展史（了解）v飞行控制系统的发展史（了解）v需要掌握的概念阻尼器、增稳系统、控制增稳系统、电传系统的基本构成及其区别典型飞行控制系统的构成（稳定回路、制导回路）空气动力学空气动力学1.空气的物理性质、状态参数和状态方程2.音速、马赫数

24、、流管、流线的概念3.低速流体流动的基本规律4.高速流体流动的基本规律5.低速和高速流体流动的区别1 大气环境介绍大气的分层kg/m3hPaKftKmKg/m3对流层平流层(同温层)中间层电离层(暖层)温度苏联，重83.6kg 1957年10月4日，228.5/946 km美国，重14kg 1958年1月31日，360.4/2531km日本，重9.4kg, 1970年2月11日，339/5138km中国，重173kg 1970年4月24日，439km/2384km大气环境介绍-大气的特性高度增加，空气密度减小。高度增加，空气密度减小。随着高度增加，空气压力减小。随着高度增加，空气压力减小。高度

25、增加，气温近似线性降低（高度增加，气温近似线性降低（11000米对流层内）。米对流层内）。 空气的湿度越大，空气的密度越小。空气的湿度越大，空气的密度越小。大气环境介绍-国际标准大气 所谓国际标准大气，简称所谓国际标准大气，简称ISAISA，就是人为地规定，就是人为地规定一个不变的大气环境，作为计算和试验飞机的统一一个不变的大气环境，作为计算和试验飞机的统一标准。标准。国际标准大气参数国际标准大气参数海平面高度为海平面高度为0，气温为，气温为288.15 K、15 C或或59 F。海平面气压为海平面气压为1013.2mBar(毫巴毫巴)或或1013.2hPa(百帕百帕)或或29.92inHg(

26、英寸汞柱英寸汞柱)。对流层顶高度为对流层顶高度为11km或或36089ft，对流层内标准温度递减率为，每增对流层内标准温度递减率为，每增加加1000m温度递减温度递减6.5 C，或每增，或每增加加1000ft温度递减温度递减2 C。从。从11km到到20km之间的平流层底部气体温度之间的平流层底部气体温度为常值。为常值。国际标准大气表国际标准大气表大气环境介绍高度的表示绝对高度绝对高度真实高度真实高度标高标高压力高度压力高度绝对高度绝对高度（True AltitudeTrue Altitude） 相对海平面高度相对海平面高度真实高度真实高度（Absolute AltitudeAbsolute

27、Altitude）相对地面的高度）相对地面的高度压力高度压力高度（Pressure AltitudePressure Altitude）相对标准气压平面的高度）相对标准气压平面的高度压力高度 气压降低，压力高度增加。气压降低，压力高度增加。2、研究飞机相对气流运动的假设2.1相对运动原理大气静止-飞机运动 等价于飞机静止-空气运动限定条件：水平等速直线运动对相对气流的现实应用直流式风洞直流式风洞回流式风洞回流式风洞自由飞实验自由飞实验风洞实验段及实验模型2.2 流体和连续介质假设将空气看作连续介质地面 气体分子自由行程约6*10-8 m40km高度以下 可以认为稠密大气、连续120150km

28、气体分子自由行程与飞行器相当200km以上 气体分子自由行程有几公里随着海拔高度的增加，空气密度变小，空气分子的自由行程越来越大。 RTp3.1状态参数和状态方程R 气体常数大气的状态参数： 密度 （kg/m3） 温度 T （K） 压强 p （Pa）。状态方程： 对于一定量的气体，它的压强p、密度和温度T等三个参数就可以决定它的状态。它们之间的关系，可以用气体的状态方程表示 。3 空气的物理性质q可压缩性 （压强改变时其密度和体积改变的性质） 空气为可压缩流体 q粘性但当速度很低时，改变量很小，可认为其不可压缩空气流过飞行器表面时，压强会发生变化，密度也随之改变内摩擦 气体分子不规则运动的结果

29、动粘性系数 内摩擦力与相邻流层特性参数之间的关系3.2 空气的压缩性和粘性流动状态(a) 流体成层状流动，称为层流状态。 (b) 流动呈高度非定常状态，非常紊乱，称为紊流态或湍流态。雷诺发现，出现湍流状态的条件取决于组合量Re= U d/ m，式中 为流体密度，U为管内平均流速，d为圆管直径，m为流体的粘性系数。雷诺数小，意味着流体流动时各质点间的粘性力占主要地位，流体各质点平行于管路内壁有规则地流动，呈层流流动状态。雷诺数大，意味着惯性力占主要地位，流体呈紊流流动状态，一般管道雷诺数Re2000为层流状态，Re4000为紊流状态，Re20004000为过渡状态 3.3 音速（声速）v音波-疏

30、密波(压缩波、膨胀波相间)音波在流体中传播速度（是扰动在介质中的传播速度，不是介质的运动速度）。 水中：1440 m/s； 海平面标准大气状态下空气中：340 m/s； 12km高空标准大气状态下空气中：295 m/s。 流体的可压缩性越大，音速越小；而流体的可压缩性越小，音速越大； 音速a可以作为压缩性的指标。音速（声速）音速（声速）T是空气的热力学温度。随着飞行高度的增加，空气的温度是变化的，音速a也将随之变化，空气的压缩性也是变化的。Ta20理论上推知，在绝热过程中，大气中的音速为2dpad气体弹性的定义：压强增量对气体单位比容增量之比(比容是单位质量所占的体积，等于密度的倒数)dpEd

31、3.4 马赫数VdMVadp真空速与当地音速之比 无量纲量 表征空气可压缩性影响的大小M越大，空气被压缩的越厉害(作用的压力大)a越大，空气越难压缩(可压缩性小)( M , Ma , Mach Number )2dpad有用的常识 飞机常用的三种速度v真空速(TAS) ，飞机相对于空气的运动速度，是考虑了空气密度影响的速度。v指示空速(IAS)，折算到海平面高度的真空速，忽略了空气密度的变化，又称表速，是空速管测出的速度，也是表征飞机升力的速度。v地速，飞机相对于地面运动速度的水平分量，是真空速与风速水平分量的矢量和。v垂直速度，飞机相对于地面运动速度的垂直分量，即升降速度v真空速与表速的关系

32、0HTASIASM数是空气密度变化程度或压缩性影响大小 的衡量标志M 0.3的流动 低速流动(空气可看作是不可压缩的)0.3 M 0.85 亚音速流动0.85 M 1.3 跨音速流动(由于局部激波的存在)1.3 M 5 超音速流动M 5 高超音速流动压缩性 马赫数d/ = - M2 dv/v2dpad4 流体的概念4.1 流场流体所占据的空间。大气层就是一个很大的流场。 流场中任一点的任一个流动参数（如速度、压强、密度等）随时间而变化的流动称为非定常流动。流场中任一固定点的所有流动参数都不随时间而变化的流动称为定常流动。 定常流动与非定常流动4.2流线特征：(i) 定常流动时，流场中各点流速不

33、随时间改变，所以同一点的流线始终保持不变，且流线与迹线(流场中流体质点在段时间内运动的轨迹线)重合。(ii) 流线不能相交，也不能折转。因为空间每一点只能有一个速度方向，所以不能有两条流线同时通过同一点。 流场中某一瞬时的一族假想曲线，曲线上任一点的切线方向就是同一瞬时当地速度矢量的方向。3种例外： 在速度为零的点上，通常称为驻点 在速度为无限大的点上，奇点 流线相切点。流管：在流场中通过一封闭曲线上每一点的所有流线所形成的管，且每一条流线与该封闭曲线只有一个交点。在给定瞬时，流管中的流体就好像在一个固体管中流动一样，因为流线上的流体质点总是沿着流线的方向流动，它是不会穿过由流线形成的管壁的。

34、定常流动时，流管不随时间而变；在非定常流动的情况下，流管随时间而变。 充满在流管内的流体，称为流束。 4.3 流管和流束 4.4 流线 流谱 流管5. 低速流体流动的基本规律q质量守恒与连续方程q能量方程q伯努利方程5.1 质量守恒与连续方程质量守恒（入=出） ： qm,1 = qm,2 1 v1 A1 =2 v2 A2 气流在不同管径中流速的变化定常流动 流管内的气体不会穿过管壁（内外气体没有交换）不可压流体（=常数） v1 A1 = v2 A2 山谷里的风通常比平原大山谷里的风通常比平原大河水在河道窄的地方流河水在河道窄的地方流得快，河道宽的地方流得快，河道宽的地方流得慢得慢日常的生活中的

35、连续性定理高楼大厦之间的对流高楼大厦之间的对流通常比空旷地带大通常比空旷地带大5.2 能量方程gz+ gz+ v v2 2 + p/+ p/= =常值常值假设流管内外没有能量交换能量守恒质量为qm =1v1A1的流体 势能为 qmgz 动能为 qmv2 内能 (流体具有以压力形式存在的能量。压强越大能量越大，压力所作的功 p1v1A1 )VdV=-dp流体微元的加速度v在某条流线中，取长度为“S”的一段微元v微元的流速V=dS/dt，沿流线方向可能变化v在二维流场中，加速度被分解为两部分：沿流线方向的加速度as和沿法线方向的加速度anv沿直线流线移动的微元,an=02nVaR2nVaR实际气体

36、元流的加速度v微元的速度V(s,t)是t和s的函数v全微分形式为v在恒定流中，v加速度 0;and( )VVV stsdVV dsVdVaVVdts dtsdsVVdVdsdtstdVV dsVdts dtt伯努利方程的推导过程（1）()sindVPdAP dPdA WmVdssin=dz/ds-dzdVdpdAgdAdsdAdsVdsds,dpgdzVdV21()02dpd Vgdz应用线性动力的牛顿第二定律质量mVdAds流体的重力WmggdA代入，联立得21()2VdVd V将dA消去，简化为注意到 ，同除以得伯努利方程的推导过程（2）v积分v对于恒定流v 对于恒定不可压缩流体2tan2

37、dpVgzconst2tan2pVgzconst沿同一流线沿同一流线5.3 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同一流管的任意截面上，流体的静压与动压之和保持不变。持不变。能量守恒定律是伯努力定理的基础。能量守恒定律是伯努力定理的基础。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。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。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：动能因此，沿流管任意截面能量守恒，即为：动能+压力能压力能=常值。公式常值。

38、公式表述为：表述为：2102vPP 上式中第一项称为上式中第一项称为动压动压，第二项称为，第二项称为静压静压，第三项称为，第三项称为总压总压。 伯努利定理2102vPP动压，单位体积空气所具有的动能。这是一种附加的压动压，单位体积空气所具有的动能。这是一种附加的压力，是空气在流动中受阻，流速降低时产生的压力。力，是空气在流动中受阻，流速降低时产生的压力。212vP静压，单位体积空气所具有的压力能。在静止的空气中，静压，单位体积空气所具有的压力能。在静止的空气中，静压等于当时当地的大气压。也是流体在流动时产生的垂直静压等于当时当地的大气压。也是流体在流动时产生的垂直于流体运动方向的压力于流体运动

39、方向的压力 0P总压（全压），它是动压和静压之和。总压可以理解为，总压（全压），它是动压和静压之和。总压可以理解为，气流速度减小到零之点的静压。气流速度减小到零之点的静压。深入理解动压、静压和总压同一流线同一流线：总压保持不变。总压保持不变。动压越大，静压越小。动压越大，静压越小。流速为零的静压即为总压。流速为零的静压即为总压。同一流管同一流管：截面积大，流速小，压力大。截面积大，流速小，压力大。截面积小，流速大，压力小。截面积小，流速大，压力小。深入理解动压、静压和总压伯努利方程应用条件(1) 理想流体(2) 不可压缩流（M 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

40、激波照片OdMa1图图6-3 6-3 气流经膨胀波后的折转气流经膨胀波后的折转 超声速直匀流沿如图所示的外凸壁流动，在壁面转折处，产生一道马赫波，其马赫角 。气流通过马赫波之后，流动方向将沿波后壁面折转一个d ，称为气流折转角。通常规定相对于来流方向逆时针方向折转为正，而顺气流方向折转角为负。 1sin (1/)aMm 除了超声速气流沿外凸壁流动外，在其它一些情况下，如扰动源为压强差，也可能会产生膨胀波。 膨胀波膨胀波激波激波l和膨胀波相反，当超声速气流被压缩时，即当超声速气流沿内凹壁流动，或自低压区流向高压区时，就会在折转点产生强压缩波即激波(壁面内折,流向高压区为两种扰动源)。l斜激波波面

41、与波前来流方向的夹角定义为激波角，用 表示，如图所示。当 ，斜激波变为正激波，激波强度最大。当激波逐渐减弱，即当 时，激波强度最小，此时激波退化为微弱压缩波。一般斜激波的激波角变化范围是0901arcsin(1/)aM11arcsin2aMO OMa111,2aM2压缩波聚集成的激波1d2d1o2o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。幻影2000战斗机，进气口前面有隔板

42、，用来把边界层给分离掉，然后让边界层气流从上下两个方向泄掉。而在他的进气口处，还有两个突出的圆锥，用来引发激波，这样气流经过激波后就减速为亚音速气流了 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、而形成了激波激波特性1.激波是一种强扰动波，以超声速传播2.经过激波时，气流的压力、温度和密度升高，速度下降3.上述变化以突跃形式发生4.激波发生在爆炸、超声速气流流过障碍物时临界马赫数波阻能量的观点 空气通过激波时，受到薄薄一层稠密空气的阻滞，

43、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激波前后气流物理参数的变化 随着飞机速度的增加，飞机对前方空气压缩形成的压力波不断被压紧，在音速的时候被压到一起，阻力急剧增加。超过音速后，飞机把压力波甩到身后，阻力反而减小波导阻力在音速达到最高马赫锥 风洞里 F-14 的激波图像NASA 的 T-38 在空气中飞行时形成激波的照片超音速飞行时，激波后的空气压力和温度急剧下降，导致水汽冷凝，形成雾化现象

44、拉瓦尔喷管收敛段收敛段扩张段扩张段Ma1产生超音速的气流 A rocket engine at the Smithsonian, cut open to show convergent-divergent De Laval nozzle.总结v1.空气的物理性质、状态参数和状态方程v2.音速、马赫数、流管、流线的概念v3.流体流动的基本规律u质量守恒与连续方程u能量方程u伯努利方程u气流截面积与马赫数的关系v4.超音速流动的基本规律：激波、膨胀波v4. 低速和高速流体流动的区别作用在翼型上的气动力作用在翼型上的气动力和气动力矩和气动力矩1.飞机机翼的几何外形和几何参数2.升力和阻力的产生机理和

45、影响因素3.影响升力、阻力的因素一、机翼的几何外形一、机翼的几何外形v当飞机在空中飞行时，作用在飞机上的升力主要是由机翼产生；同时机翼上也会产生阻力。机翼上的空气动力的大小和方向，在很大程度上又决定于机翼的外形，即机翼翼型（或翼剖面）几何形状、机翼平面几何形状等。描述机翼的几何外形，主要从这两方面加以说明。 1. 机翼翼型的几何参数%100/maxctctt前缘厚度中弧线后缘弯度弦线弦长c 后缘角后缘角v 弦长弦长 连接翼型前缘(翼型最前面的点)和后缘(翼型最后面的点)的直线段称为翼弦（也称为弦线），其长度称为弦长，用c表示。v相对厚度相对厚度 翼型的厚度是垂直于翼弦的翼型上下表面之间的直线段

46、长度。翼型最大厚度tmax与弦长c之比，称为翼型的相对厚度t/c或，并常用百分数表示，即1.1.翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展1 1、弦长、弦长 前后缘点的连线称为翼型的几何弦。但对某些下表面前后缘点的连线称为翼型的几何弦。但对某些下表面大部分为直线的翼型，也将此直线定义为几何弦。翼型前、大部分为直线的翼型，也将此直线定义为几何弦。翼型前、后缘点之间的距离，称为翼型的弦长，用后缘点之间的距离，称为翼型的弦长，用c c表示，或者前、表示，或者前、后缘在弦线上投影之间的距离。后缘在弦线上投影之间的距离。 1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展2 2、翼型表面的无

47、量纲坐标、翼型表面的无量纲坐标翼型上、下表面曲线用弦线长度的相对坐标的函数表示：翼型上、下表面曲线用弦线长度的相对坐标的函数表示：( )( )( )( )uuuullllyxyffxccyxyffxcc10 x1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展3 3、弯度、弯度 弯度的大小用中弧线上最高点的弯度的大小用中弧线上最高点的y y向坐标来表示。此值向坐标来表示。此值通常也是相对弦长表示的。通常也是相对弦长表示的。翼型上下表面翼型上下表面y y向高度中点的连线称为翼型中弧线。向高度中点的连线称为翼型中弧线。 如果中弧线是一条直线（与弦线合一），这个翼型是对如果中弧线是一条直线

48、（与弦线合一），这个翼型是对称翼型。称翼型。如果中弧线是曲线，就说此翼型有弯度。如果中弧线是曲线，就说此翼型有弯度。1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展中弧线中弧线y y向坐标（弯度函数）为：向坐标（弯度函数）为：1( )()2ffulyyxyyc相对弯度相对弯度maxfffyc最大弯度位置最大弯度位置ffxxc1.1 1.1 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展厚度分布函数为：厚度分布函数为：1( )()2cculyy xyyc相对厚度相对厚度maxmax22ccycyb最大厚度位置最大厚度位置ccxxc4 4、厚度、厚度以下是用来衡量机翼气动外形的主要几何参

49、数：以下是用来衡量机翼气动外形的主要几何参数： 翼展：翼展是指机翼左右翼尖之间的长度，一般用翼展：翼展是指机翼左右翼尖之间的长度，一般用b表示。表示。 翼弦：翼弦是指机翼沿机身方向的弦长。除了矩形机翼外，翼弦：翼弦是指机翼沿机身方向的弦长。除了矩形机翼外，机翼不同地方的翼弦是不一样的，有翼根弦长机翼不同地方的翼弦是不一样的，有翼根弦长c0、翼尖弦长、翼尖弦长梢梢k弦弦c1。1.2 机翼的平面几何参数机翼的平面几何参数机翼面积：是指机翼在机翼面积：是指机翼在oxz平面上的投影面积，一般用平面上的投影面积，一般用S表示。表示。 几何平均弦长几何平均弦长cpj定义为定义为pjScc展弦比：翼展展弦比

50、：翼展b和平均几何弦长和平均几何弦长cpj的比值叫做展弦比，用的比值叫做展弦比，用表表示，其计算公式可表示为：示，其计算公式可表示为：展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。 展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大。高速飞展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大。高速飞机一般采用小展弦比的机翼机一般采用小展弦比的机翼。 1. 2 机翼的平面几何参数机翼的平面几何参数2bSpjbc根梢比：根梢比是翼根弦长根梢比：根梢比是翼根弦长c0与翼尖弦长与翼尖弦长c1的比值，一般用的比值，一般用表示，表示，01cc梢根比：梢根比是翼尖弦长梢根比：

51、梢根比是翼尖弦长c1与翼根弦长与翼根弦长c0的比值，一般用的比值，一般用表示，表示，10cc上反角上反角(Dihedral angle) 上反角是指机翼基准面和水平面的上反角是指机翼基准面和水平面的夹角，当机翼有扭转时，则是指扭转轴和水平面的夹角。夹角，当机翼有扭转时，则是指扭转轴和水平面的夹角。当上反角为负时，就变成了下反角当上反角为负时，就变成了下反角(Cathedral angle)。低速。低速机翼采用一定的上反角可改善横向稳定性。机翼采用一定的上反角可改善横向稳定性。 1.2 机翼的平面几何参数机翼的平面几何参数后掠角：后掠角是指机翼与机身轴线的垂线之间的夹角。后掠角又包后掠角：后掠角

52、是指机翼与机身轴线的垂线之间的夹角。后掠角又包括前缘后掠角（机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用括前缘后掠角（机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用0表表示）、后缘后掠角（机翼后缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用示）、后缘后掠角（机翼后缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用1表示）及表示）及1/4弦线后掠角（机翼弦线后掠角（机翼1 /4弦线与机身轴线的垂线之间的夹角，弦线与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用一般用0.25表示）。表示）。1.2 机翼的几何参数机翼的几何参数0125. 0如果飞机的机翼向前掠，如果飞机的机翼向前掠，则后掠角就为负值，变则后掠角就为负值，变成了前掠角。成了前

53、掠角。1.2 机翼的几何参数机翼的几何参数几何扭转角：机翼上平行于对称面的翼剖面的几何扭转角：机翼上平行于对称面的翼剖面的弦线相对于翼根翼剖面弦线的角度称为机翼的弦线相对于翼根翼剖面弦线的角度称为机翼的几何扭转角几何扭转角 ；如右图所示。若该翼剖面的；如右图所示。若该翼剖面的局部迎角大于翼根翼剖面的迎角，则扭转角为局部迎角大于翼根翼剖面的迎角，则扭转角为正。沿展向翼剖面的局部迎角从翼根到翼梢是正。沿展向翼剖面的局部迎角从翼根到翼梢是减少的扭转称为外洗，扭转角为负。反之成为减少的扭转称为外洗，扭转角为负。反之成为内洗。内洗。 除了几何扭转角之外还有气动扭转角，除了几何扭转角之外还有气动扭转角，指

54、的是平行于机翼对称面任一翼剖面的零升力指的是平行于机翼对称面任一翼剖面的零升力线和翼根翼剖面的零升力线之间的夹角。线和翼根翼剖面的零升力线之间的夹角。 扭扭xyo扭扭安装角安装角 ：机翼安装在机身上时，翼根：机翼安装在机身上时，翼根翼剖面弦线与机身轴线之间的夹角称翼剖面弦线与机身轴线之间的夹角称为安装角。为安装角。安装角1949年2月18日,试飞员威廉米勒驾驶473号XF7U-1 ，消失在试验区上空2100米高度的云层中 1.3 1.3 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展 对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。如对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。如对于低亚声速飞机，为

55、了提高升力系数，翼型形状为圆头对于低亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型形状为圆头尖尾形；而对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散尖尾形；而对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散MaMa数，数，采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头向下凹；对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型。、尖尾形翼型。 通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小。小。1.3 1.3 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展 对翼型的研究最早可追

56、溯到对翼型的研究最早可追溯到1919世纪后期世纪后期，那时的人们已经知道带有一定安装角的平，那时的人们已经知道带有一定安装角的平板能够产生升力，有人研究了鸟类的飞行之板能够产生升力，有人研究了鸟类的飞行之后提出，弯曲的更接近于鸟翼的形状能够产后提出，弯曲的更接近于鸟翼的形状能够产生更大的升力和效率。生更大的升力和效率。鸟翼具有弯度和大展弦比的特征鸟翼具有弯度和大展弦比的特征平板翼型效率较低，失速迎角很小平板翼型效率较低，失速迎角很小将头部弄弯以后的平板翼型，将头部弄弯以后的平板翼型，失速迎角有所增加失速迎角有所增加1.3 1.3 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展 18841884年

57、，年，H.F.H.F.菲利普使用早期的风洞测试了一系列翼型，菲利普使用早期的风洞测试了一系列翼型，后来他为这些翼型申请了专利。后来他为这些翼型申请了专利。早期的风洞早期的风洞1.3 1.3 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展 与此同时，德国人奥托与此同时，德国人奥托利林塔尔设计并测试了许多曲利林塔尔设计并测试了许多曲线翼的滑翔机，他仔细测量了鸟翼的外形，认为试飞成功的线翼的滑翔机，他仔细测量了鸟翼的外形，认为试飞成功的关键是机翼的曲率或者说是弯度，他还试验了不同的翼尖半关键是机翼的曲率或者说是弯度，他还试验了不同的翼尖半径和厚度分布。径和厚度分布。1.3 1.3 翼型的几何参数及其发

58、展翼型的几何参数及其发展 美国的莱特兄弟所美国的莱特兄弟所使用的翼型与利林塔使用的翼型与利林塔尔的非常相似，薄而尔的非常相似，薄而且弯度很大。这可能且弯度很大。这可能是因为早期的翼型试是因为早期的翼型试验都在极低的雷诺数验都在极低的雷诺数下进行，薄翼型的表下进行，薄翼型的表现要比厚翼型好。现要比厚翼型好。1.3 1.3 翼型的几何参数及其发展翼型的几何参数及其发展 随后的十多年里，在反复试验的基础上研制出了大量随后的十多年里，在反复试验的基础上研制出了大量翼型，有的很有名，如翼型，有的很有名，如RAF-6RAF-6， Gottingen 387Gottingen 387，Clark YClar

59、k Y。这些翼型成为这些翼型成为NACANACA翼型家族的鼻祖。翼型家族的鼻祖。 1.4 1.4 翼型的空气动力系数翼型的空气动力系数1 1、翼型的迎角与空气动力、翼型的迎角与空气动力 在翼型平面上，把来流在翼型平面上，把来流V V与翼弦线之间的夹角定义为翼与翼弦线之间的夹角定义为翼型的几何迎角，简称迎角。对弦线而言，来流在下为正，在型的几何迎角，简称迎角。对弦线而言，来流在下为正，在上为负。上为负。 翼型绕流视平面流动，翼型上的气动力视为无限翼展机翼型绕流视平面流动，翼型上的气动力视为无限翼展机翼在展向取单位展长所受的气动力。翼在展向取单位展长所受的气动力。1.4 1.4 翼型的空气动力系数

60、翼型的空气动力系数 当气流绕过翼型时，在翼型表面上每点都作用有压强当气流绕过翼型时，在翼型表面上每点都作用有压强p p（垂直于翼面）和摩擦切应力垂直于翼面）和摩擦切应力 （与翼面相切），它们将产生一（与翼面相切），它们将产生一个合力个合力R R，合力的作用点称为压力中心合力的作用点称为压力中心，合力在来流方向的分，合力在来流方向的分量为阻力量为阻力X X，在垂直于来流方向的分量为升力，在垂直于来流方向的分量为升力Y Y。dspAdspN)sincos()sincos(22NAR1.4 1.4 翼型的空气动力系数翼型的空气动力系数翼型升力和阻力分别为翼型升力和阻力分别为cossinsincosA