空气动力学PPT课件

1、第1页/共230页 作用在飞机上的空气动力取决于飞机和空气之间的相对运动情况。而与观察、研究时所选用的参考坐标无关。 空气相对飞机的运动称为相对气流， 相对气流的方向与飞机运动的方向相反 。 只要相对气流速度相同 ， 产生的空气动力也就相等。 （非定常流动转换为定常流动）第2页/共230页 将飞机的飞行转换为空气的流动 ，使空气动力问题的研究大大简化。 风洞实验就是根据这个原理建立起来的。第3页/共230页风洞应用第4页/共230页 相对气流的方向与飞机运动的方向相反 。飞行速度方向飞行速度方向相对气流方向相对气流方向平飞时：第5页/共230页爬升时：爬升时：飞行速度方向飞行速度方向相对气流方

2、向相对气流方向第6页/共230页爬升时：爬升时：飞行速度方向飞行速度方向相对气流方向相对气流方向第7页/共230页飞行速度方向飞行速度方向相对气流方向相对气流方向飞行速度方向飞行速度方向相对气流方向相对气流方向飞行速度方向飞行速度方向相对气流方向相对气流方向第8页/共230页 连续性假设：在进行空气动力学研究时，将大量的、单个分子组成的大气看成是连续的介质。 连续介质：组成介质的物质连成一片，内部没有任何空隙。在其中任意取一个微团都可看成是由无数分子组成。微团表现出来的特性体现了众多分子的共同特性。第9页/共230页对大气采用连续性假设的理由： 自由行程：一个气体分子一次碰撞到下一次再碰撞时所

3、走过的距离。平均自由行程：气体中所有分子自由行程的平均值。 海平面，标准大气压条件下，空气的平均自由行程为： 空气分子的平均自由行程要比飞机的尺寸小得多。空气流过飞机表面时，与飞机之间产生的相互作用不是单个分子所为。而是无数分子共同作用的结果。 流体微团在宏观上无限小，在微观上无限大。毫米810l第10页/共230页 流场：流体流动所占据的空间称为流场。 流场的选取可根据研究的需要进行确定。可大可小。第11页/共230页 非定常流与非定常流场：在流场中的任何一点处，如果流体微团流过时的流动参数速度、压力、温度、密度等随时间变化，这种流动就称为非定常流，这种流场被称为非定常流场。 定常流与定常流

4、场：如果流体微团流过时的流动参数速度、压力、温度、密度等不随时间变化，这种流动就称为定常流，这种流场被称为定常流场。 第12页/共230页第13页/共230页第14页/共230页 在某一瞬时t，从流场中某点出发，顺着这一点的速度指向画一个微分段到达邻点，再按邻点在同一瞬时的速度指向再画一个微分段，一直画下去，当取微分段趋于零时，便得到一条光滑的曲线。在这条曲线上，任何一点的切线方向均与占据该点的流体质点速度方向指向一致，这样曲线称为流线。 在任何瞬时，在流场中可绘制无数条这样的流线。流线的引入，对定性刻画流场具有重要意义。第15页/共230页 流线是反映流场瞬时流速方向的曲线。其是同一时刻，由

5、不同流体质点组成的。 与迹线相比，迹线是同一质点不同时刻的轨迹线。第16页/共230页1. 在定常流动中，流体质点的迹线与流线重合。在非定常流动中， 流线和迹线一般是不重合的。2. 在定常流动中，流线是流体不可跨越的曲线。3. 在常点处，流线不能相交、分叉、汇交、转折，流线只能是一条光滑的曲线。也就是，在同一时刻，一点处只能通过一条流线。4. 在奇点和零速度点例外。第17页/共230页流线谱 在流场中，用流线组成的描绘流体微团流动情况的图画称为流线谱。 如果流线谱不随时间变化，它所描绘的就是定常流。第18页/共230页第19页/共230页 在流场中取一条不是流线的封闭曲线，通过曲线上各点的流线

6、形成的管形曲面称为流管。 流管内流体流动的特点：因为通过曲线上各点流体微团的速度都与通过该点的流线相切，所以只有流管截面上有流体流过，而不会有流体通过管壁流进或流出。 流管也像一根具有实物管壁一样的一根管子，管内的流体不会越过流管流出来，管外的流体也不会越过管壁流进去。第20页/共230页 流体的质量流量：单位时间流过截面的流体质量。Avqm第21页/共230页第22页/共230页 常见的自然现象：p 在河道宽而深的地方, 河水流得比较慢; 而在河道窄而浅的地方, 却流得比较快。p 夏天乘凉时, 我们总喜欢坐在两座房屋之间的过道中, 因为那里常有“ 穿堂风”。p 在山区你可以看到山谷中的风经常

7、比平原开阔的地方来得大。第23页/共230页第24页/共230页 质量守恒定律是自然界基本的定律之一, 它说明物质既不会消失, 也不会凭空增加。 应用在流体的流动上: 在定常流动中，当流体低速、稳定、连续不断地流动时, 流进任何一个截面的流体质量和从另一个截面流出的流体质量应当相等。第25页/共230页 qm1 =qm2= qm3 即 ： 1A1v1=2A2v2 =3A3v3 连续方程可以表述为: 在定常流动中 ， 流体连续并稳定的在流管中流动， 通过流管各截面的质量流量相等。 第26页/共230页 对不可压缩流体（Ma0.4），密度等于常数，连续方程可简化为： 基本结论：流体的流速与流管的横

8、截面积成反比。 流体流动速度的快慢, 可用流管中流线的疏密程度来表示, 流线密的地方, 表示流管细, 流体流速快, 反之就慢。 流管变细、流线变密、流速变快； 流管变粗、流线变疏、流速变慢。 332211vAvAvA第27页/共230页第28页/共230页 在日常生活中, 我们会观察到一些在流体的速度发生变化时, 压力也跟着变化的情况。 例如：a.在两张纸片中间吹气, 两张纸不是分开, 而是相互靠近; b.两条船在水中并行, 也会互相靠拢;c.当台风吹过房屋时, 往往会把屋顶掀掉,第29页/共230页 能量守恒定律：在一个与外界隔绝的系统中，不论发生什么变化和过程，能量可以由一种形式转变为另一

9、种形式，但能量的总和保持恒定 。 对于不可压缩的、理想的流体( 没有粘性) 表示为：静压：单位体积流体具有的压力能。在静止的空气中， 静压等于大气压力。动压：单位体积流体具有的功能。总压：静压和动压之和。常数0221pvp静压静压动压动压总压总压第30页/共230页 上式即为：不可压缩的、理想的流体( 没有粘性) 的伯努利方程。 粗略地说：流速小的地方, 压强大; 流速大的地方压强小。 注意适用条件：不可压缩的、理想的流体，做定常流动。常数0221pvp第31页/共230页 由连续性定理和伯努利方程，可得结论如下： 不可压缩的、理想的流体，做低速(Ma时第79页/共230页4、气流流过机翼时压

10、力分布 将表示机翼表面压力矢量的外端点用光滑曲线连接起来就得到了机翼表面的压力分布图。 在机翼的前缘有一点(A)，气流速度减小到零，正压达到最大值，此点称为驻点。 机翼上表面有一点(B)，气流速度最大，负压达到最大值，称为最低压力点。 第80页/共230页升力的产生 将作用在机翼上、下表面分布的气动力合成就得到了作用在机翼上的气动力的合力Rj。 气动力在垂直来流方向上的分量就是升力，用Lj表示。 在平行气流方向的分量叫阻力，用Dj，来表示。 合力Rj，的作用点就叫做机冀的压力中心。压力中心第81页/共230页升力升力三要素既然升力是一种力，就必须满足力的“三要素”：p大 小：气动力在垂直来流方

11、向上的分量。 （机翼上下翼面压力差的总和）p方 向：垂直于相对气流方向；p作用点：压力中心。第82页/共230页升力表示法 机翼的升力主要是靠机翼上翼面吸力产生的，一般占总升力的60%80%, 而不是靠下翼面压力产生的(占总升力的2040)，所以机翼的上壁板比下壁板厚。第83页/共230页在低速飞行时，飞机的阻力类型：在低速飞行时，飞机的阻力类型：诱导阻力压差阻力压差阻力摩擦阻力摩擦阻力干扰阻力干扰阻力 废阻废阻力力粘性粘性升力升力高速飞行时，还应再加上一个激波阻力。高速飞行时，还应再加上一个激波阻力。机翼可以产生升力，也可以产生阻力，飞机的其他部件也会产生阻力，机翼可以产生升力，也可以产生阻

12、力，飞机的其他部件也会产生阻力，机翼所产生的阻力占总阻力的机翼所产生的阻力占总阻力的25253030左右。左右。第84页/共230页（1）附面层p空气流过机体表面时， 由于空气的粘性产生阻滞力，在机体表面形成了沿机体表面法向方向 ， 流速由零逐渐增加到外界气流流速的薄薄的一层空气层， 这就叫做附面层 。p 由机体表面到附面层边界 ( 流速增大到外界气流流速 99% 处 ) 的距离为附面层的厚度 ， 用来表示。p 沿机体表面流动的距离越长， 附面层的厚度就越来越厚。观看视频第85页/共230页 附面层的形成 受粘性影响第86页/共230页 层流附面层：流体微团层次分明地沿机体表面向后流动，上下各

13、层之间的微团相互不混淆，这是层流附面层。 紊流附面层：气体微团除了向前流动外，还上下乱窜、互相掺和，已分不清流动的层次了，这就形成了紊流附面层。 附面层出层流状态转变为紊流状态叫转捩， 流动状态的转变区域叫转捩段 ，转换段是很窄 的区域 ，可近似看成一点 ， 称为 转捩点 。第87页/共230页第88页/共230页第89页/共230页转捩原因 附面层稳定性分析p 附面层流动是不稳定的。第90页/共230页 转捩点靠前，说明紊流附面层区域较大，摩擦阻力较大，转捩点靠后，说明层流附面层区域较大，摩擦阻力较小。 转捩点的位置随气流速度、气流原始的紊乱程度以及物体表面的光洁度而改变。 为了减小飞机在飞

14、行中的摩擦阻力，尽可能的保持大的层流附面层区域，减少紊流附面层区域。第91页/共230页层流与紊流附面层的比较紊流附面层厚度要比层流附面层的厚。在紊流附面层的底部，气流的横向速度梯度比层流附面层大得多；在紊流附面层内，流体微团杂乱无章的上下运动也使气流的能量大量损耗。在紊流附面层的底层，机体表面对气流的阻滞作用要比层流附面层大得 第92页/共230页附面层特点1.附面层内，沿物面法向方向压强不变，等于法线主流压强。第93页/共230页（3）附面层的分离 顺压梯度：A到B，气流逐渐加速，静压之逐渐减小，前面的压力大于后面的压力。 逆压梯度 ：从B点C，附面层外界的气流逐渐减速，静压也随之逐渐加大

15、，形成了后面压力大于前面压力。第94页/共230页附面层分离 在逆压作用下底层气流产生倒流，与顺流而下的气流相撞，气流将被拱起脱离机体表面，并在主流气流的冲击下形成大的旋涡。 气流开始脱离机体表面的点叫做分离点。 在涡流区内，由于空气不停地迅速地旋转，使气流的动能因为摩擦而损耗，气流的压力也就下降了。 第95页/共230页 层流变紊流（转捩），顺流变倒流（分离）。 分离可以发生在层流区，也可以发生在紊流区。 转捩和分离的物理含义不同。第96页/共230页第97页/共230页（1）摩擦阻力的产生：摩擦阻力是由于空气有粘性而产生的阻力，存在于附面层内。机体表面给气体微团向前的阻滞力，使其速度下降，

16、气体微团必定给机体以大小相等方向相反的向后的作用力，这个力就是摩擦阻力。第98页/共230页附面层内流动状态：紊流附面层比层流附面层的摩擦阻力大。空气的粘性：空气粘性越大，摩擦阻力越大飞机表面状况：飞机表面越粗糙，摩擦阻力越大气流接触飞机表面面积：飞机与空气的接触面积越大，摩擦阻力越大。第99页/共230页（3）减小摩擦阻力的措施 机翼采用层流翼型：要减小摩擦阻力就应设法使附面层保持层流状态。 层流翼型的特点：前缘半径小，最大厚度靠后。 古典翼型： 层流翼型：3 . 0bXXcc5 . 0bXXcc第100页/共230页减小摩擦阻力的措施在机翼表面安装一些气动装置。保持机体表面的光滑清洁。要尽

17、量减小机体与气流的接触面积。第101页/共230页第102页/共230页3、压差阻力气流流过飞机时，由机体前后压力差形成的阻力就叫做压差阻力。压差阻力的产生： 在机翼前缘的驻点处速度降为零， 形成最大的正压力点; 在最低压力点之后的逆压作用下附面层分离， 又在机翼的后缘生成低压的涡流区，压力降低。 机翼前缘区域的压力大于后缘区域的压力，形成压差阻力。第103页/共230页压差阻力的产生第104页/共230页 在不改变物体迎风面积的情况下， 将物体做成前头圈钝后面尖细的流线型可以大大减小物体的压差阻力。第105页/共230页影响压力阻力的因素a.物体的迎风面积；b.物体的形状有关；c.物体与相对

18、气流的位置(迎角的大小)有关；流线型物体的轴线与气流平行时，可以使压差阻力减小。第106页/共230页减小压差阻力的措施a.尽量减小飞机机体的迎风面积。b.暴露在空气中的机体各部件外形应采用流线型。c.飞行时，除了起气动作用的部件外，其他机体部件的轴线应尽量与气流方向平行。民用运输机机翼采用一定的安装角就是为了使飞机巡航飞行时，机翼产生所需要升力的同时，机身轴线保持与来流平行，减小压差阻力 。第107页/共230页4. 干扰阻力（1）干扰阻力的产生 干扰阻力是流过机体各部件的气流在部件结合处互相干扰而产生的阻力。 实验表明：整体飞机的阻力并不等于各个部件单独产生的阻力之和，而是多出一个量，这个

19、量就是由于气流流过各部件时，在它们的结合处相互干扰产生的干扰阻力。第108页/共230页减小干扰阻力的措施 干扰阻力与各部件组合时的相对位置有关，也和部件结合部位形成的流管形状有关。适当安排各部件之间的相对位置。对于机翼和机身之间的干扰阻力来说，中单翼干扰阻力最小，下单翼最大，上单翼居中。在部件结合部位安装整流罩，使结合部位较为光滑，减小流管的收缩和扩张。第109页/共230页5、诱导阻力 诱导阻力是伴随升力而产生的一种阻力。20072007年年6 6月月1616日，伦敦盖特威克（日，伦敦盖特威克（ Gatwick Gatwick ）机场，一架波音）机场，一架波音 767-3Y0/ER 767

20、-3Y0/ER 穿云而过。两个云漩涡的形成是因为飞机的翼尖涡流。穿云而过。两个云漩涡的形成是因为飞机的翼尖涡流。第110页/共230页 气流流过机翼产生升力是由于上、下翼面存在压力差。在压力差的作用下，气流会绕过翼梢从下翼面的高压区流向上翼面的低压区。在机翼的翼梢部位形成了由下向上旋转的翼梢旋涡。+ + + + +第111页/共230页 机翼下表面气流的流线由翼根向翼梢偏斜， 使机翼上表面气流的流线由翼梢向翼根偏斜， 而且在机翼的翼梢部位形成了由下向上旋转的翼梢旋涡上翼面气流上翼面气流翼梢旋涡第112页/共230页翼梢旋涡立体形态第113页/共230页第114页/共230页下洗 由于翼梢旋涡的

21、作用， 机翼上下表面的气流在向后流动的同时出现了向下流动的趋势。这种垂直气流方向向下的流动称为下洗， 向下流动的速度称为下洗速度， 用表示 下洗角：Vt tV VVV第115页/共230页升力L 升力L沿来流方向的分量D，这个向后作用阻碍飞机飞行的力叫做诱导阻力。VV VVV升力LLLD如果上下翼面没有压力差，就不会产生升力，也就没有诱如果上下翼面没有压力差，就不会产生升力，也就没有诱导阻力产生。上下翼面压力差越大，升力越大，诱导阻力导阻力产生。上下翼面压力差越大，升力越大，诱导阻力也就越大也就越大 。第116页/共230页采用诱导阻力较小的机翼平面形状：a.椭圆平面形状的机翼诱导阻力最小，其

22、次是梯形机翼，矩形机翼的诱导阻力最大。b.加大机翼的展弦比也可以减小诱导阻力。 无论是椭圆形机翼还是大展弦比机翼，都使机翼翼梢部位的面积在机翼总面积中所占比例下降，从而减小诱导阻力。第117页/共230页大展弦比飞机第118页/共230页诱导阻力与飞行速度的关系 在得到相同升力的情况下，飞机飞行速度越小，所需要的迎角越大，迎角的增加会使上下翼面气流的流速相差较大。压力差加大，翼梢旋涡随之加强，诱导阻力也就增加了。所以低速飞机大多采用大展弦比的机翼来减小诱导阻力。第119页/共230页在机翼安装翼梢小翼在机翼翼梢部位安装翼梢小翼或副油箱等外挂物都可以阻止气流由下翼面向上翼面的流动，从而减弱翼梢旋

23、涡，减小诱导阻力。翼梢小翼在减小诱导阻力，节省燃油，加大航程方面有着明显的作用。第120页/共230页翼梢小翼A380波音747第121页/共230页低速飞行时飞机的阻力摩擦阻力压差阻力干扰阻力诱导阻力总阻力应是诱导阻力和废阻力之和。这四种阻力对飞行总阻力的贡献随着飞行速度和迎角的不同而变化 。废阻力废阻力总阻力诱导阻力速度阻力742974451334第122页/共230页诱导阻力是随着飞行速度的提高而逐渐减小 。废阻力是随着速度的增加而增大 。小迎角飞行时，主要的废阻力是摩擦阻力；迎角的增大，压差阻力逐渐在废阻力中占了主导地位。 诱导阻力曲线和废阻力曲线相交点总阻力最小，此时的飞行速度称为有

24、利飞行速度。 第123页/共230页第124页/共230页1、升力公式、阻力公式飞机的升力公式可以表示为： 飞机的阻力公式可以表示为： 式中：CL、CD升力系数、阻力系数 飞机的飞行动压 S 机翼的面积。 SvCLL221SvCDD221221v第125页/共230页空气密度、飞行速度和机翼面积 升力和阻力都与空气的密度成正比，与飞机飞行速度的平方成正比，与机翼的面积成正比。a.空气密度：大气温度、飞行高度。b.飞行速度：与飞机飞行速度的平方成正比。c.机翼面积：可以增加升力，同时也会增加阻力。低速飞机，往往加大机翼的面积，甚至采用双翼机。高速飞机，获得飞行所需升力已不成问题，主要的矛盾又转化

25、为如何减小阻力提高飞行速度，所以，随着飞机飞行速度的提高，飞机机翼的面积逐渐减小。超音速飞机的机翼面积就很小了。第126页/共230页 升力系数和阻力系数都是无量纲参数，在飞行马赫数小于一定值时，它们只与机翼的形状和迎角的大小有关，所以，这两个系数综合反映了机翼形状、迎角对飞机升力和阻力的影响。 机翼翼型对机翼升力系数和阻力系数的影响：a.相对厚度与最大厚度位置：相对厚度较大，最大厚度位置靠前的翼型，可以使流过上翼面的气流迅速加速，压力下降，产生较大的气动吸力，因此可以得到较大的升力系数。b.翼型的弯度与最大弯度位置：加大翼型的弯度，适当地将最大弯度位置前移，同样可以提高最大升力系数。低速飞机

26、机翼多采用这样的翼型。c.增加翼型厚度和弯度也会使阻力系数加大，从而增加飞机的飞行阻力。所以高速飞机都采用相对厚度较小，最大厚度位置靠后的薄翼型，或相对弯度为零的对称薄翼型 第127页/共230页 升阻比和升力系数、阻力系数一样都是无量纲参数， 在飞行马赫数小于一定值时， 只与机翼的形状( 机翼翼型、机翼平面形状) 和迎角的大小有关。 当迎角改变时， 气流在机翼表面的流动情况和机翼表面的压力分布都会随之发生变化， 结果导致了机翼升力和阻力的变化， 压力中心位置的前后移动。第128页/共230页1 1、升力系数、升力系数C CL L随迎角的变化随迎角的变化 升力系数曲线: 最大升力系数：CLma

27、x 临界迎角：max 零升力迎角：0C CLmaxLmax maxmax0816243200.40.81.21.6CL第129页/共230页max时，升力系数与迎角近似成线性关系，随着迎角的增加而增加。max时,随着迎角的增加而减小。升力系数曲线的斜率:CL=CL 表示了升力系数CL随着迎角变化的快慢。CLCLmax maxmax816243200.40.81.21.6第130页/共230页零升力迎角：0 对 称 翼 型： 00 非对称翼型：0 非对称翼型：0时 CL0第131页/共230页第132页/共230页第133页/共230页 阻力系数曲线不与阻力系数CD =0的横线相交，说明在任何情

28、况下飞机的阻力都不等于零。 在迎角等于零度附近，阻力系数最小，然后随着迎角绝对值的增加而增大，变化近似按抛物线规律。81624320.080.160.240.320.400.48CD 第134页/共230页4、升阻比曲线 升力为零时(=0)，对应的阻力系数叫做零升阻力系数，用CD0表示。 升阻比：升阻比是升力和阻力之比，也就是升力系数和阻力系数之比。 K=L/D=CLCD 升阻比曲线：升阻比随着迎角的曲线。升阻比的最大值(Kmax）并不是在升力系数等于最大值时达到，而是在迎角等于4左右范围内达到。在升阻比达到最大值的状态下飞行是最有利的，因为，这时产生相同的升力，阻力最小，飞行效率最高。 升阻

29、比也叫做气动效率 。第135页/共230页 极曲线是升力系数对阻力系数的曲线。对每一个迎角都可以得到一个升力系数和一个阻力系数。 最大升阻比： 最大升力系数： 最小阻力系数： 零升力系数：第136页/共230页临界迎角：对应最大升力系数(CLmax)的迎角叫做临界界迎角(max)，也叫做失速迎角。由升力系数曲线和阻力系数曲线可以看到，当迎角大于临界迎角时，升力系数急剧下降，阻力系数急剧增加，这种现象就叫做失速。飞机失速主要原因：由于迎角过大，造成机翼上翼面的附面层大部分分离，形成了大面积的涡流区，上、下翼面的压力差合成的气动力对升力贡献很小，却产生了很大的压差阻力。 第137页/共230页飞机

30、大迎角失速 失速的危害：速度减小，高度降低，机头下沉：大面积涡流区的出现不但使升力和阻力发生急剧的变化；机翼、尾翼振动：因为气流的分离不稳定，周期性地形成分离旋涡，使升力忽大忽小。稳定性和操纵性下降：使飞机难以保持正常的飞行。 迎角过大造成的飞机失速也叫做大迎角失速。在任何空速和飞行姿态下，只要迎角超过飞机的临界迎角都可能发生失速。飞机的临界迎角一般为16左右 。第138页/共230页飞机的失速速度 飞机迎角刚达到临界迎角时的飞行速度就叫做失速速度。当飞机以临界迎角飞行时，升力系数CL=Cmax，由此得出： 飞机平飞时的失速速度：飞机平飞时，L=W。所以，飞机平飞时的失速速度为 ： 其他的飞行

31、状态下的失速速度：L=WnySCWvLsmax2平SCLvLsmax2平sYSvnv第139页/共230页影响失速速度的因素从失速速度的计算公式，可以得出：a.飞机重量：重量增加，飞机的失速速度也会增加。b.增升装置：飞机起飞着陆过程中，使用增升装置可以提高最大升力系数，从而降低飞机的失速速度，使飞机可以以更低的速度起飞和着陆。c.载荷系数：载荷系数越大，对应的失速速度也就越大。 第140页/共230页失速警告 飞机失速时出现的一些现象，威胁到飞机的飞行安全，所以，必须在飞机接近失速时，给驾驶员一个准确的失速警告，防止飞机进入失速。a. 飞行员自我判断：当飞机接近临界迎角时，飞机发生抖振，也会

32、使驾驶杆和脚蹬产生抖动，有一种操纵失灵的感觉。飞机已接近失速。在大迎角状态下飞行时，驾驶员若感觉到这些现象，就应及时向前推杆减小迎角，防止飞机失速。b. 失速警告设备：失速警告喇叭，失速警告灯和抖杆器。这些人工失速警告设备都是用迎角探测器探测飞机的迎角，当迎角增大到接近临界迎角的某个值时(飞行速度比失速速度大7)，向驾驶员发出失速警告。第141页/共230页1、机翼压力中心和焦点的定义及所在位置的表示方法机翼压力中心：作用在机翼上的气动力合力的作用点。机翼的焦点：迎角改变时，机翼气动升力增量的作用机 翼 焦 点 的 位 置XFj = (XFj / bA )100 机翼压力中心的位置XPj =

33、(XPj / bA )100 第142页/共230页2、机翼压力中心和焦点的区别(1)物理意义不一样。压力中心是机翼气动力合力的作用点，而焦点则是机翼迎角变化时，机翼气动升力增量的作用点。因此，它们在研究机翼气动力特性时有着完全不同的作用。(2) 机翼压力中心的位置随着机翼迎角的变化而前后移动。而机翼的焦点位置却不随迎角改变。 (3)机翼焦点及焦点位置对研究飞机的稳定性和操纵性有着重要的意义。第143页/共230页 机翼是飞机的主要气动力部件， 它用来产生飞机飞行时所需要的升力。如果机冀的形状、表面状态或机翼和其他部件的相对位置不符合要求， 都会使飞机的飞行性能变坏， 甚至造成飞行事故。1.机

34、翼表面结冰会改变机翼翼型的形状，也就改变了翼型的气动特性，因而使飞机性能和品质下降。结冰使阻力增加，最大平飞速度变小，耗油增加，航程减小。巡航性能变坏 。2.机翼表面结冰破坏了翼型，使升力减小，给起飞爬升带来困难。如果两侧机翼结冰不对称，还给飞机横侧操纵带来困难。3.机翼表面结冰使附面层过早分离，减小CLmax和max，使飞机过早失速，导致事故发生。CLmax减小。增大了Vmin，对飞机着陆不利。第144页/共230页空气的可压缩性和飞行马赫数气流流动的加速、 减速特性激波 、波阻和膨胀波临界马赫数临界音速速度局部激波和激被分离亚音速 、跨音速和超音速飞行 以及气动力系数的变化高速飞机气动外形

35、的特点空气动力加热第145页/共230页空气的可压缩性和飞行马赫数 大气层中，空气的温度随时间、地点而变化，音速也随之改变，这就表示在大气层中各处空气的可压缩性是不一样的。ddpaTa1 .20第146页/共230页第147页/共230页 在飞机飞行中， 空气所表现出来的可压缩程度就取决于：飞机的飞行速度( 空速) 飞机飞行当地的音速大小。 马赫数：是一个无量纲的量。 Ma越大，说明飞行速度越大，或者音速越小。空气越容易被压缩。 计算飞机空气动力是否考虑空气压缩性的影响，以Ma确定 Ma0.4： 压缩性可以忽略不计 0.4Ma1.0： 须用考虑压缩性的高速空气动力学计算。 aVMa第148页/

36、共230页气流流动的加速、 减速特性质量守恒定律： 气体流动，参数变化规律：在考虑密度变化时，流管截面面积如何变化就变得比较复杂了。流速流速 空气密度空气密度 流管截面积之间的关系流管截面积之间的关系MMa a0.20.40.60.81.01.21.41.6v/vv/v皆 为 1%/-0.04%-0.04%-0.16%-0.16%-0.36%-0.36%-0.64%-0.64%-1%-1%-1.14%-1.14%-1.96%-1.96%-2.56%-2.56%A/AA/A-0.96%-0.96%-0.84%-0.84%-0.64%-0.64%-0.36%-0.36%0 00.44%0.44%0

37、.96%0.96%1.65%1.65%TPV? 333222111VAVAVA第149页/共230页拉瓦尔喷管 为了使亚音速气流加速到音速，必须使用先收缩后扩张的流管。叫做拉瓦尔喷管，也叫做超音速喷管。第150页/共230页从表中可以看到：当MaO.4时：流速增加1，空气密度的变化很小，认为=常数，这样，流管的截面面积就必须减小，才能使vA保持常数，使气流加速。所以，低速流动的气流是通过流管变细来实现加速的。当0.4Ma1.0时：流速每增加1，空气密度的碱小开始大于1，这时，为了保持质量流量不变，流管的截面面积必须加大，也就是超音速气流通过流管扩张来加速的。 第151页/共230页流管面积与流

38、速的关系考虑空气的压缩性, 从气流流动的最基本规律( 连续方程和能量方程) 出发, 可以推导出下面的公式:1 .亚音速气流, 即 M a 1 的情况：( M a2- 1) 0 时,v 0 , 即流管截面积扩大时, 气流减速; l 当F 0 , 即流管截面积缩小时, 气流加速。l 当气流亚音速流动时, 流管缩小, 流速增大; 流管扩大, 流速减小。2 .超音速气流, 即 M a 1 的情况：l ( M a2- 1) 0 , /与/ 符号相同。在超音速气流中, 流速与流管截面积一同增加或减小。l 即流管扩大, 流速也增大; 流管缩小, 流速也减小, 这和低速情况正好相反。VVMAAa)1(2第15

39、2页/共230页 质量守恒定律：常数 气体流动，参数变化规律： 流速与密度对流管截面的变化起着相反的影响。究竟流管截面增大还是减小，取决于的增减。流速和密度的关系可用： (M a .)时, Ma2 远小于 1 (M a 1)时, Ma2 大于 1 TPVAAVVdVMda2AVAV第153页/共230页收缩的流管 扩张的流管 第154页/共230页1、激波、波阻弱扰动的传播当飞机停留在机场时 (v0)此时扰动源本身不动，只位于固定“O” 不断扰动。扰动波以同心球面向四周传播，只要经过相当长的时间，整个空间都会受到扰动的影响。球面波的半径Ra球面波的半径R2a球面波的半径R3a球面波的半径R4a

40、第155页/共230页飞机以小于音速的速度向前飞行时 (va)(Va) 飞机领先它所发出的扰动波跑到了前面。 无数扰动波在圆锥面上集中，形成了弱扰动边界波， 这个圆锥叫弱拢动锥或称扰动锥。锥体角 扰动锥就成为受扰动和末受扰动空气的分界面。 圆锥以外的空气未受扰动，圆锥以内空气则受到了扰动。马赫锥第159页/共230页马赫锥第160页/共230页综上所述第161页/共230页 激波是气流以超音速流过带有内折角物体表面时，受到强烈压缩而形成的强扰动波。第162页/共230页 气流通过激波后参数的变化： 速度下降， 温度，压力、密度上升。 参数的剧烈变化说明激波是一种强扰动波。 激波在空气中的传播速

41、度大于音速。激波的强度越大传播的速度越快。 通过激波后，空气的温度上升，说明空气的部分能量不可逆转地变为热能，能量的损失说明气流通过激波时受到了阻力，这个阻力就叫做波阻。 压力压力密度密度温度温度速度速度第163页/共230页激波前后温度分布第164页/共230页第165页/共230页激波的分类激波的分类激激 波波 按按 照照 波波 面面 分分 类类正激波正激波斜激波斜激波激激 波波 角角9090度度9090度度气流流速气流流速MaMa1 1可能可能MaMa1 1，也可能，也可能MaMa1 1气流参数气流参数压力、密度、温度压力、密度、温度突然升高突然升高压力、密度、温度压力、密度、温度升高（

42、但稍弱）升高（但稍弱）气流方向气流方向不变化不变化向外转折向外转折第166页/共230页Ma1Ma1时，在物体的头部肯定会产生一层被压缩的空气层，即头部激波当MaMa临界开始，CL是先升高后急剧下降，然后略有上升，又再次下降。呈现出剧烈的上下震荡。C CL LMMa aABCFG1第180页/共230页 a Ma 临 以后, 由于上翼面出现了超音速区, 致使吸力增大, 虽然局部超音速区激波后的压力提高一些, 但由于波前吸力的增加大于波后吸力的损失, 所以 C y 随 M a 数的增加而增加, 直到 C 点。第183页/共230页 C-F段： 在 Ma MaC 以后, 上翼面的局部激波强度变强,

43、 波后吸力损失加大。与此同时, 下翼面也出现超音速区, 并扩张得比上翼面迅速, 产生向下的附加吸力。这样机翼上下翼面的压力差减小, 导致升力系数下降。第184页/共230页 FG 段： 当 Ma MaF 以后, 下翼面局部激波移至后缘, 而上翼面局部激波则继续缓慢后移,超音速区继续扩大, 因而上翼面吸力继续加大, 于是上下翼面的压力差不断提高, 升力系数重新增大。第185页/共230页 超音速阶段: 所谓超音速阶段, 是指 M a Ma 上 临 以后的 M a 数范围, 整个翼型附近全部为超音速气流。第186页/共230页第187页/共230页阻力系统变化：CD则是随着Ma的增加而迅速增大，当

44、飞行Ma接近1时，达到最大，然后又有所下降。p原因：局部激波：对气流的流动产生很大的阻力。激波分离：形成较大的附加压差阻力，跨音速激波的阻力大大增加了，也就导致了阻力系数迅速增大。 第188页/共230页附面层分离 超音速气流流过机翼表面时, 附面层气流按其速度大小可分为两层： 最贴近机翼表面的亚音速底层和稍靠外的超音速外层。在这两层分界线上, 空气以音速流动。 因为在亚音速气流中不会有激波存在, 所以局部激波只能达到附面层的超音速外层。 当激波前后压力差很大时, 激波后的压力增高使得附面层底层的气流倒流, 形成在激波处的气流分离。这就是激波与附面层之间干扰而引起的附面层分离。第189页/共2

45、30页焦点位置的变化：从MaMa临界开始，随着Ma数的提高，焦点的位置先是略向后移，然后向前移，最后又再次向后移，移到XF=50附近就基本保持不动了 。第190页/共230页激波失速激波失速：当MaMa临界，Ma，出现了局部激波和激波诱导的附面层分离，CL迅速下降，阻力迅速增大，出现失速现象，称激波失速。激波失速与大迎角失速的区别：大迎角失速是迎角过大造成的，出现在大迎角小速度情况激波失速是飞行速度过大（ MaMa临界）造成的，出现在大速度小迎角情况。第191页/共230页3、音 障亚音速飞机一旦飞行马赫数接近临界马赫数，除了阻力突然增大使飞机难以加速外，还会出现飞机自动低头俯冲，飞机抖振、操

46、纵效率下降和自动横滚等现象，使飞机失去控制，甚至会造成严重的飞行事故。即使加大亚音速飞机发动机的功率或推力，也不可能克服这些现象进行跨音速飞行。这些现象也就是所谓的“音障”。为了飞行安全，亚音速飞机的飞行仪表上都有临界马赫数的指示。驾驶员要随时注意飞行速度，防止飞行马赫数接近临界马赫数，以保证飞行的安全。第192页/共230页音障现象的出现使人们认识到：由于空气的压缩性，按照低速空气动力学原理设计的低速飞机是不可能突破临界马赫数进行更高速度飞行的，从而促进了高速空气动力学的研究和更大推力的动力装置的设计和制造，最终使人们实现了突破音障，越跨音速区域，进行超音速飞行的梦想。第193页/共230页

47、第194页/共230页第195页/共230页1、采用薄翼型 低亚音速飞机，飞行速度小，主要解决升力问题。 高速飞行，飞行速度大，升力足够，主要解决激波阻力问题。SVCCyL221第196页/共230页 低亚音速飞机翼型：采用相对厚度、相对弯度比较大，最大厚度点靠前, 大约为30的翼型。这种翼型可以使气流很快加速到最大速度，在低速飞行时得到比较大的升力系数。第197页/共230页高速飞机的机翼应采用相对厚度比较小(即比较扁平的)，最大厚度点位置向后移， 大约为50的薄翼型。p相对厚度越小，上翼面的气流加速就越缓慢，可以有效地提高飞机的临界马赫数和飞机的最大平飞速度。p薄翼型对减小跨音速飞行的波阻

48、也是非常有利的。 CX第198页/共230页 前缘半径比较小，最大厚度的位置靠后，Xc约为4050，上翼面气流加速比较缓慢，压力分布比较平坦，对提高临界马赫数也有作用。 层流翼型比较适合高亚音速飞行，是高亚音速飞机采用较多的翼型。 第199页/共230页 翼型特点：前缘半径较大，上翼面比较平坦，后部略向下弯。 气动特性：临界马赫数比较大。局部激波的位置靠后；局部激波强度大大降低；可以缓和激波诱导的附面层分离，大大减小跨音速激波的阻力。第200页/共230页 采用前缘尖削、相对厚度更小即更薄的翼型。 超音速飞行时在尖削的前缘会形成斜激波，有利于减小波阻力。 翼型相对厚度的减小也会使波阻大大减小。

49、菱形翼型减小波阻的效果最好。 协和：15000米的高空以2.02倍音速巡航图144： 18000，M2.35第201页/共230页后掠机翼的作用：提高飞机的临界马赫数，减小波阻。 后掠机翼提高飞机临界马赫数的原理： 产生升力的的效力：VsinVcosVVVcos第202页/共230页 当气流流过此机翼时, 由于展向分速不变而法向分速不断改变, 使得流线会产生倾斜。第203页/共230页 在根部上表面前段, 流线偏离对称面, 流管扩张变粗; 而在后段流线向内偏斜, 流管收缩变细。在亚音速条件下, 前段变粗, 于是流速减慢, 压力升高; 后段变细, 流速加快, 压力降低( 即吸力增大) 。流管的最

50、小截面位置后移, 故最小压力点后移。第204页/共230页 翼尖外侧气流是径直向后流动。而翼尖部分的前段流线向外偏斜, 故流管收缩变细, 流速加快, 压力降低( 即吸力增加) ; 而在后段, 因流线向内偏斜, 故流管扩张变粗, 流速减慢, 压力升高。 因流管最小截面位置前移( 相对于后掠翼的中段来讲) , 虽然在翼尖部分下翼面压力大于上翼面, 造成向上翻的气流, 增加了一些上翼面的压力。但由于流线偏斜的影响是主要的, 最低压力点还是前移。这种现象称为翼尖效应。第205页/共230页 来流马赫数不断增加, 达到平直翼的临界马赫数时, 在后掠翼上还不致出现局部法向分速等于音速的点。 只有当 M a

51、 再继续增大时, 才会出现局部法向分速等于音速的情况。 亦即后掠翼的临界马赫数总比具有同样翼型和展弦比的平直翼的临界马赫数要高。 显然后掠角越大, 法向分速越小, 则临界马赫数越高。第206页/共230页翼尖失速 在大迎角下飞行时, 容易在翼尖处引起气流分离。 原因主要有两个方面：在机翼上表面, 因翼根效应, 翼根部分平均吸力较小; 因翼尖效应, 翼尖部分吸力较大, 于是,沿翼展方向, 从翼根到翼尖存在压力差, 这个压力差促使附面层内气流向翼尖方向流动。翼尖附面层逐渐增厚, 使后缘容易分离。由于翼尖效应, 在翼尖部分上表面前段, 吸力增加, 造成弦向逆压梯度的增大, 增强了附面层内气流向前的倒

52、流作用。 由于上述两个原因, 当迎角增加到一定程度时, 后掠翼翼尖部分就会首先产生气流分离, 称为翼尖失速。第207页/共230页在机翼前缘和后缘形成的激波相对气流也向后倾斜一个角度。激波产生的波阻要比平直机翼上激波产生的波阻小一些。能起到减小波阻作用的后掠机翼后掠角都比较大，一般在35 60之间。第208页/共230页第209页/共230页低速特性不好：后掠机翼用来产生升力的有效速度减小了，起飞和着陆的速度大，滑跑距离长。 失速特性不好：附面层翼分离首先发生在翼梢部位：a. 使机翼压力中心心前移，造成机头自动上仰，迎角增大，附面层进一步分离，最后导致飞机大迎角失速。b. 是大大降低了副翼的操

53、纵效率，造成飞机的横向操纵性能不足。 机翼结构受力形式不好：特别是机翼根部三角区的结构受力复杂，承受扭矩比较大，机翼后粱与机身的接头受力比较大 第210页/共230页第211页/共230页亚音速飞机通常采用大展弦比机翼。以减小诱导阻力，可达89。跨音速和超音速飞行的飞机，为小展弦比机翼。当机翼展弦比4时：a.临界马赫数可以得到较大的提高，b.波阻得到减缓翼型的弦长加长，展长缩短。最大厚度不变的情况下，翼型的相对厚度减小。气流在翼型表面加速缓慢 ，从而提高临界马赫数。机翼展长缩短使沿机翼前，后缘产生的激波也缩短了 ，气流流过机翼时要穿透的激波长度减小了 ，波阻 自 然也就小 了。第212页/共2

54、30页小展弦比机翼不足：在低速飞行时，诱导阻力大，起飞着陆性能也不太好。除了小展弦比机翼外，超音速飞机还可以采用大后掠机翼和三角形机翼。第213页/共230页（1）涡流发生器 工作原理：利用旋涡从外部气流中将能量带进附面层，加快附面层内气流流动，防止气流分离的装置。 构造：是一种低展弦比小翼段，垂直地安装在它们起作用的气动力面上。 低速飞机面上 ：起到 防止附面层分离和增升的效果。 高亚音速和跨音速飞机上 ：防止或减弱激波诱导的附面层分离 。推迟波阻增加的趋势 ， 改善飞机的跨音速空气动力特性。第214页/共230页涡流发生器可以安装在低速飞机的气动力面上，起到防止附面层分离和增升的效果。用在

55、高亚音速和跨音速飞机上，防止或减弱激波诱导的附面层分离。第215页/共230页(2) 翼 刀 翼刀是一种较窄的刀条，平行于飞机的对称面，垂直地安装在机翼的表面上。在小迎角飞行时，翼刀不影响升力沿展向的分布。在迎角比较大，特别是接近临界迎角时，翼刀起到了阻止后掠翼附面层气流沿展向流动，防止翼梢部位附面层分离，改善后掠翼失速特性的作用。 第216页/共230页图16第217页/共230页延缓后掠机翼的翼尖失速 延缓后掠机翼的翼尖失速, 通常采取下列措施。1.使机翼沿展向具有一定的几何扭转, 减小翼尖部分的迎角, 推迟翼尖的气流分离。2.在翼尖部分选用临界迎角比较大的翼型。3.在机翼上翼面装置翼刀、

56、机翼前缘锯齿以防止附面层气流的横向流动。4.在机翼翼尖部分, 设置前缘缝翼。第218页/共230页 气流流过机体时，由于空气的粘性在机体表面形成了附面层。附面层内的空气受到摩擦阻滞和压缩，速度下降，温度升高，气流的动能转变为热能，对机体表面进行加热，这就是空气动力加热。 飞机飞行克服了“音障”进入超音速飞行后，由于空气动力加热出现的“热障”问题就成了进一步提高飞行速度的主要障碍。第219页/共230页 超音速飞机长时间进行超音速飞行，长时间的空气动力加热使机体加热升温。座舱的温度太高使机务人员和乘客无法忍受。机上的设备比如无线电、航空仪表等也无法正常工作。机体的温度也会超过机上一些非金属材料的

57、极限工作温度。飞机机体被热透，铝合金的机械性能大大下降，飞机结构的强度和刚度降低。达不到飞机设计要求。无法进行正常飞行。飞机飞行速度的进一步提高还要依靠新型结构材料(比如，先进复合材料等)的研制和新工艺方法的开发。 第220页/共230页第221页/共230页米格-25第222页/共230页第223页/共230页复复 习习 思思 考考 题题1. 什么是相对气流？相对气流的方向如何确定？2. 什么是相对运动原理？3. 连续性假设的内容？对大气采用连续性假设的理由？4. 什么是连续介质？有何特点？5. 什么是定常流动？6. 流线上某点的速度方向如何表示？7. 流体内流体流动有何特点？8. 连续方程是根据什么定律得出