飞行原理02V3.0

1、飞行原理飞行原理/CAFUC第二章第二章飞机的低速空气动力飞机的低速空气动力第二章第二章 第第 页页2本章主要内容本章主要内容2.1 空气流动的描述空气流动的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 飞机的低速空气动力特性飞机的低速空气动力特性2.5 增升装置的增升原理增升装置的增升原理飞行原理飞行原理/CAFUC飞行原理飞行原理/CAFUC2.1 空气空气流动的描述流动的描述第二章第二章 第第 页页4 空气动力是空气相对于飞机运动时产生的，要学习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。本

2、规律。第二章第二章 第第 页页52.1.1 流体模型化流体模型化理想流体理想流体，不考虑流体粘性的影响。不考虑流体粘性的影响。不可压流体不可压流体，不考虑流体密度的变化，不考虑流体密度的变化，Ma0.4。绝热流体绝热流体，不考虑流体温度的变化，不考虑流体温度的变化，Ma0.4。第二章第二章 第第 页页62.1.2 相对气流相对气流运动方向运动方向相对气流方向相对气流方向自然风方向自然风方向第二章第二章 第第 页页7MotionRelative WindMotionRelative WindMotionRelative WindMotionRelative Wind飞机的相对气流方向与飞行速度方

3、向相反飞机的相对气流方向与飞行速度方向相反如果相对气流速度相同，飞机产生的空气如果相对气流速度相同，飞机产生的空气动力就可能相同。动力就可能相同。第二章第二章 第第 页页8对相对气流的现实应用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第二章第二章 第第 页页9对相对气流的现实应用对相对气流的现实应用脉冲式超音速风洞脉冲式超音速风洞第二章第二章 第第 页页10风洞实验段及实验模型风洞实验段及实验模型第二章第二章 第第 页页11风洞的其它功用风洞的其它功用第二章第二章 第第 页页122.1.3 迎角迎角迎角就是相对气流方向与翼弦之间的夹角。迎角就是相对气流方向与翼弦之间的夹角。第

4、二章第二章 第第 页页13机翼的安装角机翼的安装角 机翼的翼弦通常不与机身纵轴平行。翼根处翼弦与纵轴的夹角机翼的翼弦通常不与机身纵轴平行。翼根处翼弦与纵轴的夹角称为机翼安装角。称为机翼安装角。第二章第二章 第第 页页14相对气流方向是判断迎角大小的依据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。行状态中，则不可以采用这种判断方式。第二章第二章 第第 页页15水平飞行、上升、下降时的迎角水平飞行、上升、下降时的迎角上升上升平飞平飞下降下降第二章第二章 第第 页页16CJ1的迎角探

5、测装置的迎角探测装置第二章第二章 第第 页页172.1.4 流线和流线谱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。空气流动的情形一般用流线、流管和流线谱来描述。流线流线：流场中一条空间曲线，：流场中一条空间曲线，在该曲线上流体微团的速度与在该曲线上流体微团的速度与曲线在该点的切线重合。曲线在该点的切线重合。lV定常流的流线是流体微团流动定常流的流线是流体微团流动的路线。的路线。第二章第二章 第第 页页18流管流管：由许多流线所围成的管状曲面。：由许多流线所围成的管状曲面。二维流动的流管由两条相邻流线组成。二维流动的流管由两条相邻流线组成。第二章第二章 第第 页页19流线和流线谱

6、流线和流线谱流线谱是所有流线的集合。流线谱是所有流线的集合。第二章第二章 第第 页页20流线和流线谱流线和流线谱流线谱是所有流线的集合。流线谱是所有流线的集合。第二章第二章 第第 页页21流线和流线谱的实例流线和流线谱的实例第二章第二章 第第 页页22流线的特点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。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。流线不可能相交，不可能分叉。第二章第二章 第第 页页23流线谱的特点流线谱的特点流线谱的形状与流动速度无关。流线谱的形状

7、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。流线谱不同。气流受阻，流管扩张气流受阻，流管扩张变粗，气流流过物体变粗，气流流过物体外凸处或受挤压外凸处或受挤压 ，流管收缩变细。流管收缩变细。气流流过物体时，气流流过物体时，在物体的后部都要在物体的后部都要形成涡流区。形成涡流区。第二章第二章 第第 页页24不同迎角下的流线谱不同迎角下的流线谱第二章第二章 第第 页页252.1.5 连续性定理连续性定理 流体流过流管时，在同一时间流过

8、流管任意截面的流体流过流管时，在同一时间流过流管任意截面的流体质量相等。流体质量相等。质量守恒定律是连续性定理的基础。质量守恒定律是连续性定理的基础。第二章第二章 第第 页页26连续性定理连续性定理1 12 2A A1 1,v,v1 1A A2 2,v,v2 211vA单位时间内流过截面单位时间内流过截面1的流体体积为的流体体积为111vA单位时间内流过截面单位时间内流过截面1的流体质量为的流体质量为222vA同理，单位时间内流过截面同理，单位时间内流过截面2的流体质量为的流体质量为则根据质量守恒定律可得：则根据质量守恒定律可得：111222vAvA1122vAvAC常数即即结论：空气流过一流

9、管时，流速大小与截面积成反比。结论：空气流过一流管时，流速大小与截面积成反比。第二章第二章 第第 页页27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得快，河水在河道窄的地方流得快，河道宽的地方流得慢河道宽的地方流得慢日常的生活中的连续性定理日常的生活中的连续性定理高楼大厦之间的风通常比高楼大厦之间的风通常比空旷地带大空旷地带大第二章第二章 第第 页页282.1.6 伯努利定理伯努利定理 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利定理的基础。能量守恒定律是伯努利定理的基础。第二章第二章 第第

10、页页29伯努利定理伯努利定理 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。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。 第二章第二章 第第 页页30伯努利定理伯努利定理2102vPP动压，单位体积空气所具有的动能。

11、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。静压等于当时当地的大气压。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。第二章第二章 第第 页页31深入理解动压、静压和总压深入理解动压、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。

12、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。第二章第二章 第第 页页32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、静压和总压深入理解动压、静压和总压第二章第二章 第第 页页33伯努利定理适用条件伯努利定理适用条件气流是连续、稳定的，即流动是定常的。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。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。空气没有粘性，即空气为理想流体。空气密度保持不变，即空

13、气为不可压流。空气密度保持不变，即空气为不可压流。在同一条流线或同一条流管上。在同一条流线或同一条流管上。第二章第二章 第第 页页342.1.7 连续性定理和伯努利定理的应用连续性定理和伯努利定理的应用用文邱利管测流量用文邱利管测流量2 2A1, v1 ,P1A2, v2 ,P21 122212212/1/vPPAA21212211221122AvvAvPvP第二章第二章 第第 页页35空速管测飞行速度的原理空速管测飞行速度的原理2102vPP02()PPv第二章第二章 第第 页页36与动压、静压相关的仪表与动压、静压相关的仪表空速表空速表高度表高度表升降速度表升降速度表第二章第二章 第第 页

14、页37空速表空速表第二章第二章 第第 页页38升降速度表升降速度表第二章第二章 第第 页页39高度表高度表第二章第二章 第第 页页40本章主要内容本章主要内容2.1 空气流动的描述空气流动的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 飞机的低速空气动力特性飞机的低速空气动力特性2.5 增升装置的增升原理增升装置的增升原理飞行原理飞行原理/CAFUC飞行原理飞行原理/CAFUC2.2 升力升力第二章第二章 第第 页页42升力升力重力重力拉力拉力阻力阻力LiftPullWeightDrag 升力垂直于飞行速度方向，它将飞机支托在空中，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

15、响，使其自由翱翔。克服飞机受到的重力影响，使其自由翱翔。第二章第二章 第第 页页432.2.1 升力的产生原理升力的产生原理 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。流过，一部分从下表面流过。流过机翼上表面的气流，比流过下表面的气流的流过机翼上表面的气流，比流过下表面的气流的速度更快。速度更快。第二章第二章 第第 页页44文邱利管文邱利管2121vvAA2211AvAvA2, v2 ,P2A1, v1 ,P112第二章第二章 第第 页页45翼型的上表面形状与文邱利管内壁相似，所以流经翼型的上表面形状与文邱利管内壁相似，所以流

16、经上表面的气流速度会比下表面气流速度更快。上表面的气流速度会比下表面气流速度更快。第二章第二章 第第 页页462211112222PvPv 12vv12PP211102PvP 212202PvP 升力的产生原理升力的产生原理P1 v1P2 v2P0 v0第二章第二章 第第 页页47 上下表面出现的压力差，在垂直于（远前方）相对气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。流方向的分量，就是升力。机翼升力的着力点，称为压力中心机翼升力的着力点，称为压力中心(Center of Pressure)升力的产生原理升力的产生原理第二章第二章 第第 页页48压力中心的移动压力中

17、心的移动 非对称翼型，在迎角非对称翼型，在迎角小于临界迎角的范围内，小于临界迎角的范围内，迎角增大，压力中心前迎角增大，压力中心前移。移。 迎角大于临界迎角时，迎角大于临界迎角时，迎角增大压力中心后移。迎角增大压力中心后移。第二章第二章 第第 页页492.2.2 翼型的压力分布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。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。力的方向。矢量表示法矢量表示法第二章第二章

18、第第 页页50B B驻点和最低压力点驻点和最低压力点 B点，称为最低压力点点，称为最低压力点，是，是机翼上表面负压最大的点。机翼上表面负压最大的点。 A点，称为驻点点，称为驻点，是正压最大的点，位于，是正压最大的点，位于机翼前缘附近，该处气流机翼前缘附近，该处气流流速为零流速为零。第二章第二章 第第 页页51汽车的压力分布汽车的压力分布在车尾加装扰在车尾加装扰流板，增加对流板，增加对地面的正压力地面的正压力, ,改善操控性。改善操控性。第二章第二章 第第 页页52坐标表示法坐标表示法221VPPCP 驻点的压力系数驻点的压力系数=1=1，且为整个翼面的最高点。且为整个翼面的最高点。翼面其他各点

19、的压力系翼面其他各点的压力系数均小于等于数均小于等于1 1。 从机翼的压力分布图从机翼的压力分布图可看出：可看出：机翼升力主要机翼升力主要是由上表面前段的吸力是由上表面前段的吸力所产生的所产生的，一般约占总，一般约占总升力的升力的60-80%60-80%，因此，因此，维护机翼上表面前段的维护机翼上表面前段的光滑至关重要。光滑至关重要。第二章第二章 第第 页页53赛车的赛车的CFD压力系数分布压力系数分布第二章第二章 第第 页页54飞机的飞机的CFD压力系数分布压力系数分布Boeing 787第二章第二章 第第 页页552.2.3 升力公式升力公式212LLCVS飞机的升力系数飞机的升力系数LC

20、212V飞机的飞行动压飞机的飞行动压S机翼的面积。机翼的面积。第二章第二章 第第 页页56升力公式的物理意义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。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。的影响。 212LLCVS第二章第二章 第第 页页57本章主要内容本章主要内容2.1 空气流动的描述空气流动的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 飞机的低速空气动力特性飞机的低速空气动力特性2.5 增升装置的增升原理增升装置的增升原理飞行原理飞行原理/CAFUC飞行原

21、理飞行原理/CAFUC2.3 阻力阻力第二章第二章 第第 页页59 阻力是与飞机运动轨迹平行，与飞行速度方向相反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。稳定飞行。升力升力重力重力拉力拉力阻力阻力LiftPullWeightDrag第二章第二章 第第 页页60阻力的分类阻力的分类 对于低速飞机，根据阻力的形成原因，可将阻力对于低速飞机，根据阻力的形成原因，可将阻力分为：分为：摩擦阻力摩擦阻力(Skin Friction Drag)压差阻力压差阻力(Form Drag)干扰阻力干扰阻力(Int

22、erference Drag)诱导阻力诱导阻力(Induced Drag)废阻力废阻力(Parasite Drag)升力升力粘性粘性第二章第二章 第第 页页612.3.1 低速附面层低速附面层 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。主流速度的很薄的空气流动层。速度速度不受干扰的主流不受干扰的主流附面层边界附面层边界物体表面物体表面附面层的形成附面层的形成第二章第二章 第第 页页62附面层厚度较薄附面层厚度较薄第二章第二章 第第 页页63无粘流动无粘流动沿物面法线方向速度一致沿物面法线方向速度一致粘性流动粘性流动

23、沿物面法线方向速度不一致沿物面法线方向速度不一致“附面层附面层”无粘流动和粘性流动无粘流动和粘性流动附面层的形成是受到粘性的影响。附面层的形成是受到粘性的影响。第二章第二章 第第 页页64附面层的特点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附面层内沿物面法向方向压强不变且等于法线主流压强。流压强。P1P2 只要测出附面层边界主流的静压，便可得到物面各点的静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。压，它使理想流体的结论有了现实意义。第二章第二章 第第 页页65附面层厚度随气流流经物面的距离增长而增厚。附面层厚度随气流流经物面的距离增长而

24、增厚。ll第二章第二章 第第 页页66附面层的特点三附面层的特点三 附面层分为层流附面层和紊流附面层，层流在前，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。紊流在后。层流与紊流之间的过渡区称为转捩点。转捩点转捩点层流附层流附面层面层紊流附面层紊流附面层第二章第二章 第第 页页67层流的不稳定性层流的不稳定性123abcIIIAvPIIIIIIAvPIIIAAIIIvvIIIPP第二章第二章 第第 页页68层流附面层和紊流附面层的速度型层流附面层和紊流附面层的速度型第二章第二章 第第 页页692.3.2 阻力的产生阻力的产生摩擦阻力摩擦阻力(Skin

25、Friction Drag)压差阻力压差阻力(Form Drag)干扰阻力干扰阻力(Interference Drag)诱导阻力诱导阻力(Induced Drag)废阻力废阻力(Parasite Drag)升力升力粘性粘性第二章第二章 第第 页页70摩擦阻力摩擦阻力 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。用力与飞行方向相反，称为摩擦阻力。第二章第二章 第第 页页71影响摩擦阻力的因

26、素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。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。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。气与飞机的接触面积和飞机的表面状况。第二章第二章 第第 页页72摩擦阻力在飞机总阻力构成中占的比例较大摩擦阻力在飞机总阻力构成中占的比例较大摩擦阻力占总阻力的比例摩擦阻力占总阻力的比例超音速战斗机超音速战斗机25-30%大型运输机大型运输

27、机40%小型公务机小型公务机50%水下物体水下物体70%船舶船舶90%第二章第二章 第第 页页73压差阻力压差阻力 压差阻力是由于流动空气中的物体的前后的压力压差阻力是由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。差，导致气流附面层分离，从而产生的阻力。第二章第二章 第第 页页74顺压梯度与逆压梯度顺压梯度与逆压梯度顺压：顺压：A到到B，沿流向压力逐渐减小，如机翼上表面前段。，沿流向压力逐渐减小，如机翼上表面前段。逆压：逆压：B到到C，沿流向压力逐渐增加，如机翼上表面后段。，沿流向压力逐渐增加，如机翼上表面后段。ABC第二章第二章 第第 页页75附面层分离附面层分离

28、在逆压梯度作用下，附面层底层出现倒流，与上层顺流在逆压梯度作用下，附面层底层出现倒流，与上层顺流 相相互作用，形成漩涡脱离物体表面的现象。互作用，形成漩涡脱离物体表面的现象。分离点分离点第二章第二章 第第 页页76分离区的特点一分离区的特点一 分离区内漩涡是一个个单独产生的，它导致机翼的振动。分离区内漩涡是一个个单独产生的，它导致机翼的振动。第二章第二章 第第 页页77分离区的特点二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。分离区内压强几乎相等，并且等于分离点处的压强。P分离点分离点P1P2P3P4P分离点分离点 = P1 = P2 = P3 = P4第二章第二章 第第 页页

29、78分离区的特点三分离区的特点三 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。出现的逆压梯度。ABCABCPPP第二章第二章 第第 页页79分离点与最小压力点的位置分离点与最小压力点的位置ABC最小压力点最小压力点分离点分离点第二章第二章 第第 页页80分离点与转捩点的区别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）。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。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。转捩和分离的物理含义完全不同。第

30、二章第二章 第第 页页81压差阻力的产生压差阻力的产生 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。机翼前后缘就产生了压力差，从而使机翼产生压差阻力。第二章第二章 第第 页页82分离点位置与压差阻力大小的关系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。分离点靠前，压差阻力大。 分离点靠后，压差阻力小。分离点靠后，压差阻力小。ABCCBCCPPP第二章第二章 第第

31、页页83影响压差阻力的因素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。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。压差阻力在飞机总阻力构成中所占比例较小。第二章第二章 第第 页页84干扰阻力干扰阻力 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

32、扰而产生的额外阻力，称为干扰阻力。相互干扰而产生的额外阻力，称为干扰阻力。第二章第二章 第第 页页85干扰阻力的消除干扰阻力的消除干扰阻力在飞机总阻力中所占比例较小。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。地减小干扰阻力的大小。第二章第二章 第第 页页86诱导阻力诱导阻力 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。现阻碍飞机前进的力，这就是诱导阻力。第二章第二章 第第 页页87 翼尖涡的

33、形成翼尖涡的形成 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，下，下翼面的气流就会绕过翼尖流向上翼面，第二章第二章 第第 页页88 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。翼的翼根向翼尖倾斜，上翼面反之。 翼尖涡的形成翼尖涡的形成第二章第二章 第第 页页89

34、翼尖涡的形成翼尖涡的形成 由于上、下翼面气流在后由于上、下翼面气流在后缘处具有不同的流向，于是缘处具有不同的流向，于是就形成旋涡，并在翼尖卷成就形成旋涡，并在翼尖卷成翼尖涡，翼尖涡向后流即形翼尖涡，翼尖涡向后流即形成翼尖涡流。成翼尖涡流。第二章第二章 第第 页页90翼尖涡形成的进一步分析翼尖涡形成的进一步分析注意旋转方向注意旋转方向第二章第二章 第第 页页91翼尖涡的立体形态翼尖涡的立体形态第二章第二章 第第 页页92翼尖涡的形态翼尖涡的形态第二章第二章 第第 页页93CFD翼尖涡模拟翼尖涡模拟第二章第二章 第第 页页94翼尖涡的形态翼尖涡的形态第二章第二章 第第 页页95翼尖涡的形态翼尖涡的

35、形态第二章第二章 第第 页页96水汽凝结而出现的翼尖涡水汽凝结而出现的翼尖涡第二章第二章 第第 页页97下洗流（下洗流（DownWash）和下洗角）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。飞机所处空间范围。第二章第二章 第第 页页98下洗角下洗角 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

36、流称为下洗流，下洗流与相对气流之间下倾斜，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的夹角称为下洗角。翼弦翼弦第二章第二章 第第 页页99下洗速度沿翼展分布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。不同平面形状的机翼，沿展向下洗速度的分布是不一样的。第二章第二章 第第 页页100诱导阻力的产生诱导阻力的产生 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

37、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。增加的阻力即为诱导阻力。LLD翼弦翼弦第二章第二章 第第 页页101影响诱导阻力的因素影响诱导阻力的因素机翼平面形状：机翼平面形状：椭圆形机翼的诱导阻力最小。椭圆形机翼的诱导阻力最小。展弦比越大，诱导阻力越小展弦比越大，诱导阻力越小升力越大，诱导阻力越大升力越大，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翼梢小翼可以减小诱导阻力第二章第二章 第第 页页102低展弦比使翼尖涡变低展弦比

38、使翼尖涡变强，诱导阻力增加。强，诱导阻力增加。高展弦比使翼尖涡减高展弦比使翼尖涡减弱，诱导阻力变小。弱，诱导阻力变小。展弦比对诱导阻力的影响展弦比对诱导阻力的影响第二章第二章 第第 页页103展弦比对诱导阻力的影响展弦比对诱导阻力的影响机翼展弦比倒数机翼展弦比倒数诱导阻力系数减少的百分比诱导阻力系数减少的百分比升力系数不变升力系数不变第二章第二章 第第 页页104高展弦比飞机高展弦比飞机第二章第二章 第第 页页105空速大小对诱导阻力大小的影响空速大小对诱导阻力大小的影响阻力阻力诱导阻力诱导阻力空速空速空速小，下洗角空速小，下洗角大，诱导阻力大大，诱导阻力大空速大，下洗角空速大，下洗角小，诱导

39、阻力小小，诱导阻力小第二章第二章 第第 页页106翼梢小翼翼梢小翼第二章第二章 第第 页页107翼梢小翼翼梢小翼第二章第二章 第第 页页108翼梢小翼可以减小诱导阻力翼梢小翼可以减小诱导阻力第二章第二章 第第 页页109翼梢小翼可以减小诱导阻力翼梢小翼可以减小诱导阻力 翼梢小翼改变了机翼翼梢小翼改变了机翼沿展向分布的翼载荷。沿展向分布的翼载荷。第二章第二章 第第 页页110翼梢小翼可以减小总阻力翼梢小翼可以减小总阻力第二章第二章 第第 页页111翼梢小翼可以减小总阻力翼梢小翼可以减小总阻力747-400747-400：翼梢小翼使翼梢小翼使总阻力减小总阻力减小2.5%2.5%，TOWTOW增增加

40、加9.59.5吨吨第二章第二章 第第 页页112阻力公式阻力公式飞机的阻力系数飞机的阻力系数DC212V飞机的飞行动压飞机的飞行动压S机翼的面积。机翼的面积。212DDCvS第二章第二章 第第 页页113回顾阻力组成回顾阻力组成摩擦阻力摩擦阻力(Skin Friction Drag)压差阻力压差阻力(Form Drag)干扰阻力干扰阻力(Interference Drag)诱导阻力诱导阻力(Induced Drag)废阻力废阻力(Parasite Drag)第二章第二章 第第 页页114阻力相关资料阻力相关资料典型飞机阻力构成典型飞机阻力构成阻力名称阻力名称亚音速运输亚音速运输机机超音速战斗超

41、音速战斗机机单旋翼直升单旋翼直升机机摩擦阻力摩擦阻力45%23%25%诱导阻力诱导阻力40%29%25%干扰阻力干扰阻力7%6%40%激波阻力激波阻力3%35%5%其他阻力其他阻力5%7%5%第二章第二章 第第 页页115总空气动力总空气动力 升力和阻力之和称为总空气动力。升力和阻力之和称为总空气动力。第二章第二章 第第 页页116本章主要内容本章主要内容2.1 空气流动的描述空气流动的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 飞机的低速空气动力特性飞机的低速空气动力特性2.5 增升装置的增升原理增升装置的增升原理飞行原理飞行原理/CAFUC飞行原理飞行原理/CAFUC2.4 飞机的低速空气

42、动力性能飞机的低速空气动力性能第二章第二章 第第 页页118飞机飞机的主要空气动力性能包括的主要空气动力性能包括：升力特性升力特性阻力特性阻力特性升阻比特性升阻比特性主要空气动力性能参数包括：主要空气动力性能参数包括：最大升力系数最大升力系数最小阻力系数最小阻力系数最大升阻比最大升阻比第二章第二章 第第 页页1192.4.1 升力特性升力特性升力系数的变化规律升力系数的变化规律第二章第二章 第第 页页120升力系数随迎角的变化规律升力系数随迎角的变化规律当当临界临界，升力，升力系数系数随迎角的增大而减小，进入失速区。随迎角的增大而减小，进入失速区。第二章第二章 第第 页页121烟风洞翼型绕流实

43、验烟风洞翼型绕流实验小迎角小迎角较大迎角较大迎角大迎角大迎角第二章第二章 第第 页页122翼型在不同迎角下的压强分布翼型在不同迎角下的压强分布第二章第二章 第第 页页123翼型在不同迎角下的压强分布翼型在不同迎角下的压强分布第二章第二章 第第 页页124压力中心（压力中心（CP）位置随迎角改变的变化）位置随迎角改变的变化第二章第二章 第第 页页125压力中心（压力中心（CP）位置随迎角改变的变化）位置随迎角改变的变化第二章第二章 第第 页页126升力特性参数升力特性参数0 零升迎角零升迎角0第二章第二章 第第 页页127翼型在零升迎角下的压强分布翼型在零升迎角下的压强分布压强高于压强高于环境气

44、压环境气压压强低于压强低于环境气压环境气压压强低于压强低于环境气压环境气压焦点焦点前半部分合力前半部分合力后半部分合力后半部分合力第二章第二章 第第 页页128升力系数曲线斜率升力系数曲线斜率0()LLCCLCAOA=8AOA=4AOA=12第二章第二章 第第 页页129临界迎角和最大升力系数临界迎角和最大升力系数ljmaxLC第二章第二章 第第 页页130相对厚度对升力特性的影响相对厚度对升力特性的影响相对厚度增加相对厚度增加 相对厚度增加，最大升力系数增加，临界迎角减小。相对厚度增加，最大升力系数增加，临界迎角减小。第二章第二章 第第 页页131翼型前缘半径对升力特性的影响翼型前缘半径对升

45、力特性的影响半径小半径小半径大半径大 前缘半径增加，临界迎角增加。前缘半径增加，临界迎角增加。第二章第二章 第第 页页132展弦比对升力特性的影响展弦比对升力特性的影响展弦比高展弦比高展弦比低展弦比低 展弦比越高，最大升力系数越大，临界迎角越小。展弦比越高，最大升力系数越大，临界迎角越小。第二章第二章 第第 页页133后掠翼对升力特性的影响后掠翼对升力特性的影响平直机翼平直机翼后掠翼后掠翼 平直机翼的最大升力系数更大，升力系数曲线斜率越大，临界迎角平直机翼的最大升力系数更大，升力系数曲线斜率越大，临界迎角越小。越小。第二章第二章 第第 页页134翼型前缘粗糙度对升力特性的影响翼型前缘粗糙度对升

46、力特性的影响光滑光滑粗糙粗糙 翼型前缘越光滑，最大升力系数越高，临界迎角越大。翼型前缘越光滑，最大升力系数越高，临界迎角越大。第二章第二章 第第 页页1352.4.2 阻力特性阻力特性 阻力系数的变化规律阻力系数的变化规律ljminDC第二章第二章 第第 页页136阻力系数随迎角的变化规律阻力系数随迎角的变化规律在中小迎角范围，阻力系数随迎角增大而缓慢增大，飞机阻在中小迎角范围，阻力系数随迎角增大而缓慢增大，飞机阻力主要为摩擦力主要为摩擦阻力。阻力。在迎角较大时，在迎角较大时，阻力系数随迎角增大而较快增大，飞机阻力阻力系数随迎角增大而较快增大，飞机阻力主要为压差阻力和诱导阻力。主要为压差阻力和

47、诱导阻力。在接近或超过临界迎角时，阻力在接近或超过临界迎角时，阻力系数系数随迎角的增大而急剧增随迎角的增大而急剧增大，飞机阻力主要为压差阻力。大，飞机阻力主要为压差阻力。第二章第二章 第第 页页137 阻力特性参数阻力特性参数最小阻力系数最小阻力系数minDC和零升阻力系数和零升阻力系数0DCminDC 飞机的最小阻力系数非常接近零升阻力系数，一般认为二者为同飞机的最小阻力系数非常接近零升阻力系数，一般认为二者为同一个值。一个值。第二章第二章 第第 页页138中小迎角时的阻力公式中小迎角时的阻力公式 在中小迎角时，阻力公式可以表示为：在中小迎角时，阻力公式可以表示为：20LDDCACC A是诱

48、导阻力因子，大小与机翼形状有关。是诱导阻力因子，大小与机翼形状有关。第二章第二章 第第 页页1392.4.3 升阻比特性升阻比特性 升阻比升阻比 升阻比是相同迎角下，升力系数与阻力系数之比，用升阻比是相同迎角下，升力系数与阻力系数之比，用K表示。表示。 升阻比的大小主要随迎角变化而变化。升阻比的大小主要随迎角变化而变化。 升阻比越大，飞机的空气动力性能越好。升阻比越大，飞机的空气动力性能越好。LDCLKDC第二章第二章 第第 页页140 升阻比曲线升阻比曲线迎角迎角临界迎角临界迎角MAXK最小阻力最小阻力迎角迎角LDCLKDC第二章第二章 第第 页页141升阻比随迎角的变化规律升阻比随迎角的变

49、化规律从零升迎角到最小阻力迎角，升力增加较快，阻力增加缓慢，从零升迎角到最小阻力迎角，升力增加较快，阻力增加缓慢，因此升阻比增大。在最小阻力迎角处，升阻比最大。因此升阻比增大。在最小阻力迎角处，升阻比最大。从最小阻力迎角到临界迎角，从最小阻力迎角到临界迎角，升力增加缓慢，阻力增加较快，升力增加缓慢，阻力增加较快，因此升阻比减小。因此升阻比减小。超过临界迎角，压差阻力急剧增大，升阻比急剧减小。超过临界迎角，压差阻力急剧增大，升阻比急剧减小。第二章第二章 第第 页页142性质角性质角LDCLctgDC性质角是总空气动力与升力之间的夹角。性质角是总空气动力与升力之间的夹角。性质角越小，总空气动力向后

50、倾斜越少，升阻比越大。性质角越小，总空气动力向后倾斜越少，升阻比越大。第二章第二章 第第 页页1432.4.4 飞机的极曲线飞机的极曲线 极曲线将飞机的极曲线将飞机的升力系数、阻力系升力系数、阻力系数、升阻比随迎角数、升阻比随迎角变化的关系综合起变化的关系综合起来用一条曲线表示来用一条曲线表示出来，以便于综合出来，以便于综合衡量飞机的空气动衡量飞机的空气动力性能。力性能。. 极曲线极曲线第二章第二章 第第 页页144极曲线的深入理解极曲线的深入理解 从坐标原点向曲线引切线，切点对应最小阻力迎角和最大升阻比。从坐标原点向曲线引切线，切点对应最小阻力迎角和最大升阻比。00DC第二章第二章 第第 页

51、页145 从原点所引直线与极曲线交于两点，则两点的升阻比相同，较从原点所引直线与极曲线交于两点，则两点的升阻比相同，较高者的迎角较大，较高者的平飞速度较小。高者的迎角较大，较高者的平飞速度较小。极曲线的深入理解极曲线的深入理解第二章第二章 第第 页页146螺旋桨滑流螺旋桨滑流不同滑流状态的极曲线不同滑流状态的极曲线第二章第二章 第第 页页147不同滑流状态的极曲线不同滑流状态的极曲线 滑流使得升力系数和最大升力系数增大，最大升阻比增大，极曲线滑流使得升力系数和最大升力系数增大，最大升阻比增大，极曲线向右上偏移。向右上偏移。第二章第二章 第第 页页148不同展弦比机翼的极曲线不同展弦比机翼的极曲

52、线 展弦比越大，低速空气动力性能越好。展弦比越大，低速空气动力性能越好。第二章第二章 第第 页页149飞机的低速空气动力性能曲线总结飞机的低速空气动力性能曲线总结第二章第二章 第第 页页1502.4.5 地面效应地面效应 飞机在起飞和着陆贴近地面时，由于流过飞机的气飞机在起飞和着陆贴近地面时，由于流过飞机的气流受地面的影响，使飞机的空气动力和力矩发生变化。流受地面的影响，使飞机的空气动力和力矩发生变化。这种效应称为地面效应。这种效应称为地面效应。第二章第二章 第第 页页151地面效应的产生原因地面效应的产生原因 上下翼面压差增加上下翼面压差增加 地面阻碍使下洗流减小地面阻碍使下洗流减小 下洗角

53、减小，使平尾迎角减小下洗角减小，使平尾迎角减小飞机脱离地面飞机脱离地面效应区效应区飞机处于地面飞机处于地面效应区效应区第二章第二章 第第 页页152地面效应的效果地面效应的效果 上下翼面压差增加，从而使升力系数增加。上下翼面压差增加，从而使升力系数增加。 地面阻碍使下洗流减小，使诱导阻力减小，阻力系数减小。地面阻碍使下洗流减小，使诱导阻力减小，阻力系数减小。 下洗角减小，使平尾迎角减小，出现附加下俯力矩（低头力矩）。下洗角减小，使平尾迎角减小，出现附加下俯力矩（低头力矩）。 第二章第二章 第第 页页153地面效应的产生范围地面效应的产生范围 飞机距地面高度在一个翼展以内，地面效应对飞机有飞机距

54、地面高度在一个翼展以内，地面效应对飞机有影响，距地面越近地面效应越强。影响，距地面越近地面效应越强。第二章第二章 第第 页页154地效飞机地效飞机 地效飞机是介于船和普通飞机之间的新型水上快速交通工具地效飞机是介于船和普通飞机之间的新型水上快速交通工具 。地。地效飞机在民用方面使用前景也十分广阔，如可用于海上和内河快速运效飞机在民用方面使用前景也十分广阔，如可用于海上和内河快速运输，海情侦察，水上救生等。输，海情侦察，水上救生等。“小鹰小鹰”地效飞机速度可达地效飞机速度可达556556千米千米/ /小时小时第二章第二章 第第 页页155Beriev Bartini VVA 14地效飞行器地效飞

55、行器第二章第二章 第第 页页156地效飞机（我国的发展情况）地效飞机（我国的发展情况） 我国科学家也早已关注到地效飞行器的研制，发起人便是原国家科我国科学家也早已关注到地效飞行器的研制，发起人便是原国家科委常务副主任、航天专家李绪鄂。委常务副主任、航天专家李绪鄂。19951995年，他领导的中国科技开发院年，他领导的中国科技开发院联合湖北水上飞机研究所、北京空气动力学研究所成立了中国地效飞联合湖北水上飞机研究所、北京空气动力学研究所成立了中国地效飞行器开发中心，经过行器开发中心，经过4 4年的努力，第一架中国的地效飞行器诞生了。年的努力，第一架中国的地效飞行器诞生了。第二章第二章 第第 页页1

56、57本章主要内容本章主要内容2.1 空气流动的描述空气流动的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 飞机的低速空气动力特性飞机的低速空气动力特性2.5 增升装置的增升原理增升装置的增升原理飞行原理飞行原理/CAFUC飞行原理飞行原理/CAFUC2.5 增升装置的增升原理增升装置的增升原理第二章第二章 第第 页页159迎角与速度的关系迎角与速度的关系速度速度迎角迎角 飞机的升力主要飞机的升力主要随飞行速度和迎角随飞行速度和迎角变化。在大速度飞变化。在大速度飞行时，只要求较小行时，只要求较小迎角，机翼就可以迎角，机翼就可以产生足够的升力维产生足够的升力维持飞行。在小速度持飞行。在小速度飞行时，

57、则要求较飞行时，则要求较大的迎角，机翼才大的迎角，机翼才能产生足够的升力能产生足够的升力来维持飞行。来维持飞行。第二章第二章 第第 页页160为什么要使用增升装置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。装置。ljmaxLC 增升装置用于增大飞机增升装置用于增大飞机的最

58、大升力系数的最大升力系数，从而缩，从而缩短飞机在起飞着陆阶段的短飞机在起飞着陆阶段的地面滑跑距离。地面滑跑距离。第二章第二章 第第 页页161主要增升装置包括：主要增升装置包括：前缘缝翼前缘缝翼后缘襟翼后缘襟翼前缘襟翼前缘襟翼第二章第二章 第第 页页1622.5.1 前缘缝翼前缘缝翼 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。中小迎角下打开前缘缝翼，会导致机翼升力性能变差。第

59、二章第二章 第第 页页163前缘缝翼前缘缝翼 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。小了上下翼面的压强差，减小升力系数。第二章第二章 第第 页页164前缘缝翼对压强分布的影响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。较大迎角下，使用前缘缝翼可以增加升力系数。第二章第二章 第第 页页1652.5.2 后缘襟翼后缘襟翼分裂襟翼分裂襟翼 （The Sp

60、lit Flap）简单襟翼简单襟翼 （The Plain Flap）开缝襟翼开缝襟翼 （The Slotted Flap）后退襟翼后退襟翼 （The Fowler Flap）后退开缝襟翼后退开缝襟翼 （The Slotted Fowler Flap） 放下后缘襟翼放下后缘襟翼，使升力系数和阻力系数同时增大。因，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。此，在起飞时放小角度襟翼，着陆时，放大角度襟翼。第二章第二章 第第 页页166分裂襟翼分裂襟翼（The Split Flap） 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，分裂襟翼是一块从机翼后段下