第二章飞机的空气动力课件

第二章飞机的空气动力

第二章飞机的空气动力

主要研究飞机在飞行时与空气的相互作用力，以及飞机的气动布局对飞行的影响主要研究飞机在飞行时与空气的相互作用力，以及飞机的气动布局对机翼的组成机翼分为四个部分：翼跟、前缘、后缘、翼尖机翼的前缘和后缘架装了很多改善或控制飞机气动力性能的装置，这些装置包括副翼、襟翼、缝翼和绕流板——控制飞机气动性能的装置。机翼的组成机翼分为四个部分：翼跟、前缘、后缘、翼尖第二章飞机的空气动力课件尾翼（Empennage）包括垂直尾翼和水平尾翼垂直尾翼：垂直安定面+方向舵水平尾翼：水平安定面+升降舵作用：控制飞机的平衡水平尾翼垂直尾翼垂直安定面方向舵水平安定面升降舵尾翼尾翼（Empennage）包括垂直尾翼和水平尾翼水平尾翼垂直第二章飞机的空气动力§1.翼型和机翼的几何参数§2.气动力的合力(矩)及气动力系数§3.低速机翼上的压力分布§4.低速、亚音速的升力特性§5.低速、亚音速的俯仰力矩特性§6.飞机的阻力特性§7.跨音速气动特性简介§8.增升装置§9.飞机极曲线第二章飞机的空气动力§1.翼型和机翼的几何参数飞机各部件当中，机翼是产生空气动力的主要部件2.1翼型和机翼的几何参数飞机各部件当中，机翼是产生空气动力的主要部件2.1翼型和翼型机翼的流向剖面形状机翼剖面示意图翼型机翼剖面示意图常见的翼型有：常见的翼型有：第二章飞机的空气动力课件翼型的参数：后缘——翼型上下表面在后部的交点称后缘（TrailingEdge）。前缘——以后缘为圆心画圆弧和翼型头部相切，切点就是前缘（LeadingEdge）。翼弦——前、后缘的连线称为翼弦，其长度叫弦长，通常用c（或b）表示。中线——翼型各内切圆圆心的连线叫中线或中弧线。翼型的参数：翼型的参数：最大厚度——翼型最大内切圆的直径相对厚度（厚弦比）——最大厚度和弦长的比值最大厚度位置——翼型最大厚度到前缘的距离最大厚度相对位置翼型的参数：翼型的参数：弯度——中线到翼弦的最大垂直距离即最大弧高称为翼型的弯度，用fmax表示。如中弧线在翼弦之上是向上拱起的，称之为正弯度。相对弯度——弯度和弦长的比值。最大弯度位置——翼型最大弯度到前缘的距离。用Xf表示最大弯度位置。最大弯度相对位置。翼型的参数：翼型的参数：攻角（迎角）——翼弦和无穷远来流速度V∞（即飞行速度）的夹角α。图示的α为正。焦点——翼弦上距前缘1/4弦长的点，通常用F表示焦点翼型的参数：矩形机翼梯形机翼椭圆形机翼后掠翼前掠翼三角翼机翼的平面形状及参数机翼的平面形状及参数第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件翼展－－机翼左右翼尖之间的直线距离，用字母L表示机翼面积－－机翼在XOZ平面的投影面积，用S表示焦点线－－机翼各剖面焦点的连线翼型的平面形状及参数翼展－－机翼左右翼尖之间的直线距离，用字母L表示翼型的平面形1947年研制出世界上翼展最大的水上飞机“云杉鹅”

1947年研制出世界上翼展最大的水上飞机“云杉鹅”翼型的平面形状及参数后略角－－焦点线在XOZ平面的投影与OZ轴的夹角，用∧表示翼型的平面形状及参数后略角－－焦点线在XOZ平面的投影与OZ第二章飞机的空气动力课件翼型的平面形状及参数上反角焦点线与XOZ平面的夹角，用ψ表示。如果翼低于XOZ平面，则称下反角翼型的平面形状及参数第二章飞机的空气动力课件翼型的平面形状及参数几何平均弦长－－与所给机翼的面积、翼展相同的矩形机翼的弦长是翼长在翼展区间上的平均值，也叫标准平均弦SMC（StandardMeanChord）矩形翼、梯形翼、三角翼的SMC气动平均弦长－－半个机翼的面积中心的弦长MAC(MeanAerodynamicChord)，用CA矩形翼、三角翼、梯形翼的MAC翼型的平面形状及参数翼型的平面形状及参数展弦比——翼展与几何平均弦长之比，用λ表示。展弦比越大，则机翼越细长。λ=L/C=L2/s根尖比——翼根弦长与翼尖弦长，用η表示：η=Cr/Ct；也有用尖根比做为参数的。三角翼、矩形翼的根尖比为多少？翼型的平面形状及参数第二章飞机的空气动力课件气动力与坐标系(1)机体座标系2.2气动力的合力、力矩及其系数气动力与坐标系2.2气动力的合力、力矩及其系数气动力与坐标系(2)气流座标系2.2气动力的合力、力矩及其系数V∞YXZ气动力与坐标系2.2气动力的合力、力矩及其系数V∞YXZ气动力飞机和空气有相对运动时，空气给飞机的作用力气动力气动力飞机的气动力合力R、合力矩M飞机在空气中飞行的时候，气流流经飞机表面的各个部件，气流对飞机的各部件产生气动力。把这些气动力等效平移到重心，然后矢量求和得到合力R和合力矩M

气动力飞机的气动力合力R 升力是指与飞机速度方向垂直的力不一定在铅垂面内通常用L或Y表示，与气流坐标系的Y轴重合主要有机翼产生阻力是与飞行速度相反的力用D或X表示，与气流坐标系的X轴重合侧向力与气流坐标系的Z轴重合飞机的气动力合力R气动力合力矩M合力矩可沿机体坐标系分解为：滚转力矩：沿机体坐标系X轴的分量，用MX表示偏航力矩：沿机体坐标系Y轴的分量，用MY表示俯仰力矩：沿机体坐标系Z轴的分量，用MZ表示气动力第二章飞机的空气动力课件气动力系数压力系数（压强系数）常用于确定物体表面的压力系数不可压流中驻点的CP=1可压流中驻点的CP>1在Vmax点CP最小合力系数气动力系数气动力系数升力系数CL阻力系数CD侧向力系数CZ因为R2＝X2+Y2+Z2故CR2＝CL2+

CD2+CZ2气动力系数气动力系数滚转力矩系数mx偏航力矩系数my俯仰力矩系数mz气动力系数（风洞工作的原理和条件）流动相似条件（准则）是：几何形状相似（飞机或机翼部件按一定比例缩小做出来的）马赫数相同Re相同流动相似准则注：前两个条件容易满足，做到Re相同很难风洞试验结果必须修正到实际飞行Re后才能用（风洞工作的原理和条件）流动相似准则注：前两个条件容易第二章飞机的空气动力§1.翼型和机翼的几何参数§2.气动力的合力(矩)及气动力系数§3.低速机翼上的压力分布§4.低速、亚音速的升力特性§5.低速、亚音速的俯仰力矩特性§6.飞机的阻力特性§7.跨音速气动特性简介§8.增升装置§9.飞机极曲线第二章飞机的空气动力§1.翼型和机翼的几何参数2.3不可压流机翼上的压力分布机翼的气动特性

机翼的气动特性是指机翼产生的升力、阻力、力矩随攻角、来流马赫数的变化情况及其与机翼剖面的形状、平面形状的关系 机翼上的气动特性与机翼上的压力分布密切相关2.3不可压流机翼上的压力分布机翼的气动特性2.3不可压流机翼上的压力分布翼型的压力分布理想流体绕翼型低速流动的压力分布理想流体低速流经对称翼型的绕流谱2.3不可压流机翼上的压力分布翼型的压力分布理想流体低速第二章飞机的空气动力课件翼型的压力分布理想流体绕翼型低速流动的压力分布前驻点：在机翼前端，气流流速减小到0，正压最大的点后驻点：在机翼后缘，有上下两条流线相交，速度必为0前驻点、后驻点其压强为总压Pt翼型的压力分布第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件翼型的压力分布理想流体绕翼型低速流动的压力分布向量表示法剩余压力：翼面各点静压P与大气压P∞之差（△P=P-P∞）称为剩余压力正压：如果翼面上的某点的P>P∞，则△P为正值，叫正压吸力：如果翼面上的某点的P<P∞，则△P为负值，叫吸力（负压）。翼型的压力分布用矢量来表示压力或吸力，矢量线段长度表示吸力或正压力的大小。方向与翼面垂直，箭头由翼面指向外表示吸力；箭头指向翼面表示正压。

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。

B点，称为最低压力点，在最大速度点，压强最小，吸力最大，是机翼上表面负压最大的点用矢量来表示压力或吸力，矢量线段长度表示吸力从前驻点到最小压力点（速度最大点），静压减小，速度增大，称为顺压流动，该段称为顺压区从最小压力点到后驻点，沿流动方向，静压增大，速度减小，则称为逆压流动，该段称为逆压区理想流体绕翼型低速流动的压力分布向量表示法从前驻点到最小压力点（速度最大点），静压减理想流体绕翼型低速流动的压力分布坐标表示法压力系数CP理想流体绕翼型低速流动的压力分布压力系数CP上下翼面压力分布与翼型形状和攻角的大小有关理想流体绕翼型低速流动的压力分布

理想流体绕流时，作用在翼型上的气动力的合力垂直与无穷远来流速度，即只产生升力，没有阻力。

攻角增大使负压峰值增大；逆压梯度增大；升力增大。上下翼面压力分布与翼型形状和攻角的大小有关理实际流体（粘流）中绕翼型的压力分布翼面不再是流线负压峰值下降，相同攻角a时，升力L下降无后驻点出现阻力实际流体（粘流）中绕翼型的压力分布零升弦零升攻角

气动扭转几何扭转

AngleofTwistRootTipAngleofTwistRootTip机翼的压力分布沿翼展方向各剖面的压力系数分布（p39）常用沿展向各剖面升力系数表示（p39，图2－16）三维机翼各剖面的压力分布随攻角的变化与翼型类似对于三维机翼，即使是理想气流，在有升力时也会产生阻力（诱导阻力）机翼的压力分布三维机翼各剖面的压力分布随攻角的变化与翼型类似小结翼型上的压力分布理想流体绕翼型流动的压力分布向量表示法坐标表示法实际流体（粘流）中翼型的压力分布零升攻角与机翼的扭转机翼沿翼展方向各剖面上的升力系数分布2.3不可压流机翼上的压力分布小结2.3不可压流机翼上的压力分布§1.翼型和机翼的几何参数§2.气动力的合力(矩)及气动力系数§3.低速机翼上的压力分布§4.低速、亚音速的升力特性§5.低速、亚音速的俯仰力矩特性§6.飞机的阻力特性§7.跨音速气动特性简介§8.增升装置§9.飞机极曲线第二章飞机的空气动力§1.翼型和机翼的几何参数第二章飞机的空气动力2.4低速、亚音速的升力特性升力特性是指研究升力系数与各种影响因素，如攻角α、M、Re、飞机构形等的关系。2.4低速、亚音速的升力特性升力特性是指研究升力系数与各CL与攻角α的关系翼型在不同迎角下的压强分布CL与攻角α的关系翼型在不同迎角下的压强分布升力系数的变化规律当α<α临界，升力系数随迎角增大而增大。当α=α临界，升力系数为最大当α>α临界，升力系数随迎角的增大而减小，进入失速区。CL与攻角α的关系升力系数的变化规律当α<α临界，升力系数随迎角增大而增大。C零升迎角CL与攻角α的关系零升迎角CL与攻角α的关系最大升力系数与失速攻角:使升力系数取得最大值CLmax的攻角，用st表示CL与攻角α的关系最大升力系数与失速攻角:CL与攻角α的关系在迎角不大时，升力系数与迎角成正比（升力线斜率）其斜率称为升力线斜率，用表示，近似成常数CL与α可表示为：CL＝（α-

）CL与攻角α的关系在迎角不大时，升力系数与迎角成正比（升力线斜率）CL与攻角αSlope2л

失速CLmaxCL=2лCL与攻角α的关系大攻角下，升力系数曲线的弯曲和失速现象与附面层分离有关Slope2л附面层分离和失速附面层分离和失速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。ABC附面层分离和失速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。分离点附面层分离和失速附面层分离在逆压梯度作用下，附面层底层出现倒流，分离区的特点附面层分离后，涡流区的压强降低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P1P2P3P4P分离点=P1=P2=P3=P4附面层分离和失速分离区的特点附面层分离后，涡流区的压强降低P分离点P1P2P分离点与最小压力点的位置ABC最小压力点分离点附面层分离和失速分离点与最小压力点的位置ABC最小压力点分离点附面层分离和失200迎角绕流(c)150迎角绕流附面层分离和失速攻角增大下的气流分离200迎角绕流(c)150迎角绕流附面层分离和失速附面层分离和失速附面层分离会使：上翼面后部分离区压强比理想绕流小（负压增大）没有出现减速、增压过程上翼面前部负压峰值比理想流体绕流小分离使流线弯曲减小、前缘附近的绕流程度减小，上翼面头部速度减小对下翼面影响不大攻角增大，前驻点后移，下翼面基本上是顺压区，不发生附面层分离附面层分离和失速附面层分离会使：附面层分离和失速出现气流分离后，攻角再增大，对升力系数曲线的影响：对下翼面影响不大对上翼面的影响攻角增大不多时，分离区扩大不多，则上翼面总的升力增大，但比理想流体绕流增加的少，故升力系数曲线开始弯曲攻角逐渐增大，逆压梯度增加，分离点前移，分离区逐渐扩大，升力增加越来越小，升力系数曲线越来越弯曲攻角增大到一定程度，升力系数达到最大。攻角再增大，分离区进一步扩大，升力系数减小，翼型失速。附面层分离和失速出现气流分离后，攻角再增大，对升力系数曲线的三维机翼的附面层分离矩形机翼：根部； 梯形机翼：中部；椭圆形机翼：同时分离； 后掠翼：尖部附面层分离和失速三维机翼的附面层分离附面层分离和失速附面层分离和失速机翼失速

一边减速，一边掉高度附面层分离和失速机翼失速

一边减速，一边掉高度附面层分离和失速机翼失速附面层分离和失速机翼失速附面层分离和失速抖动攻角和抖动升力系数使飞机发生明显抖动的攻角称为抖动攻角，此时的升力系数称为抖动升力系数民航飞机以抖动攻角和抖动升力系数作为允许使用的最大攻角和最大升力系数附面层分离和失速抖动攻角和抖动升力系数附面层分离和失速后掠翼升力特性附面层分离和失速后掠翼升力特性●后掠翼与后掠角后掠角是机翼¼弦长的连线与飞机横轴之间的夹角。附面层分离和失速后掠翼升力特性●后掠翼与后掠角后掠角是机翼¼弦长的连线与飞机横轴之●对称气流经过直机翼时的M数变化气流经过直机翼后,马赫数M会增加。亚音速下对称气流流经后掠翼附面层分离和失速后掠翼升力特性●对称气流经过直机翼时的M数变化气流经过直机翼后,●亚音速下对称气流流经后掠翼对称气流经过后掠翼,可以将气流速度分解到垂直于机翼前缘和平行于机翼前缘。附面层分离和失速后掠翼升力特性●亚音速下对称气流流经后掠翼对称气流经过后掠翼,可以在气流向后的流动过程中，平行于前缘的气流分速不发生变化，而垂直于前缘的有效分速则发生先减速、后加速、再减速的变化，导致总的气流方向发生左右偏斜。●后掠翼的翼根效应和翼尖效应后掠翼的升力大小由垂直于前缘的有效分速所决定。附面层分离和失速后掠翼升力特性在气流向后的流动过程中，平行于前缘的气流分速不发生变翼根效应亚音速气流条件下，上翼面前段流管扩张变粗,流速减慢，压强升高，吸力降低；后段流管收缩变细,流速加快，压强减小,吸力有所增加。流管最细的位置后移，最低压力点向后移动。翼尖效应亚音速气流条件下，上翼面前段流管收缩变细，流速加快，压强降低，吸力变大；在后段，流管扩张，流速减慢，压强升高，吸力减小。流管最细位置前移，最低压力点向前移动。气流流过后掠翼时，流线左右偏移的分析●后掠翼的翼根效应和翼尖效应翼根效应亚音速气流条件下，上翼面前段流管扩张变粗,流速减后掠翼的翼根和翼尖效应对升力的影响翼根效应使翼根部位机翼的吸力峰值减弱，升力降低，翼尖效应使翼尖部位的吸力峰增强，升力增加。附面层分离和失速后掠翼升力特性后掠翼的翼根和翼尖效应对升力的影响翼根效应使翼根部位机后掠翼在大迎角下的失速特性原因：翼尖部分的剖面升力系数最大翼根效应和翼尖效应，使机翼上表面翼根部位压力大于翼尖部位压力，压力差促使气流展向流动，使附面层在翼尖部位变厚，容易产生气流分离。展向压力梯度的作用使附面层内的气流流向翼尖。翼尖先失速附面层分离和失速后掠翼升力特性后掠翼在大迎角下的失速特性原因：翼尖先失速附面层分离和失速后后掠角失速的产生与发展附面层分离和失速后掠翼升力特性后掠角失速的产生与发展附面层分离和失速后掠翼升力特性推迟气流分离采取的措施：翼尖部分向下扭转翼尖部分采用失速攻角大的翼型加装翼刀（附面层、展向压力梯度）翼尖小翼涡流发生器或前缘锯齿附面层分离和失速后掠翼飞机改善翼尖先失速的措施主要方法:阻止气流在机翼上表面的展向流动后掠翼升力特性推迟气流分离采取的措施：附面层分离和失速后掠翼飞机改善翼尖先翼上表面翼刀翼上表面翼刀前缘翼刀前缘翼下翼刀前缘翼刀前缘翼下翼刀前缘锯齿前缘锯齿涡流发生器涡流发生器涡流发生器涡流发生器第二章飞机的空气动力课件翼尖小翼翼尖小翼翼尖小翼翼尖小翼升力系数的影响因素αCL弯度增大翼型的弯度弯度增大：零升攻角绝对值增大，升力系数曲线向左平移，相同攻角下升力系数增大。升力系数的影响因素αCL弯度增大翼型的弯度升力系数的影响因素展弦比高展弦比低展弦比展弦比越大，斜率越大，相同攻角下升力系数越大。升力系数的影响因素展弦比高展弦比低展弦比升力系数的影响因素厚度对升力系数没有影响无后掠的直机翼，椭圆机翼的升力系数曲线斜率最大后掠角对升力系数曲线的斜率影响较大：后略角越大，斜率越小，最大升力系数也越小αCL后略角增大升力系数的影响因素厚度对升力系数没有影响αCL后略角增大升力系数的影响因素机翼的构形对升力系数的影响升力系数的影响因素机翼的构形对升力系数的影响襟翼、缝翼

襟翼、缝翼第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件升力系数的影响因素机翼的构形对升力系数的影响是指襟翼、前缘缝翼、起落架的位置对升力系数的影响αCL放下襟翼襟翼收上αCL缝翼打开缝翼收上升力系数的影响因素机翼的构形对升力系数的影响是指襟翼、前缘缝升力系数的影响因素马赫数对升力系数的影响马赫数对斜率的影响：在亚音速范围内，M越大，斜率越大马赫数对最大升力系数的影响：M越大，CLmax越小，失速攻角越小，抖动升力系数和抖动攻角越小升力系数的影响因素马赫数对升力系数的影响马赫数对斜率的影响：升力系数的影响因素粘性对升力系数的影响Re越大，粘性越小，失速攻角越大，最大升力系数越大αCL雷诺数增大升力系数的影响因素粘性对升力系数的影响Re越大，粘性越小，失2.4低速、亚音速的升力特性小结CL与攻角α的关系附面层分离和失速翼型的附面层分离及分离区特点翼型的附面层分离与失速三维翼型的附面层分离与失速推迟分离采取的措施升力系数的影响因素机翼平面形状、剖面形状对升力特性的影响飞机构形对对升力特性的影响马赫数和粘性对升力特性的影响2.4低速、亚音速的升力特性小结§1.翼型和机翼的几何参数§2.气动力的合力(矩)及气动力系数§3.低速机翼上的压力分布§4.低速、亚音速的升力特性§5.低速、亚音速的俯仰力矩特性§6.飞机的阻力特性§7.跨音速气动特性简介§8.增升装置§9.飞机极曲线第二章飞机的空气动力§1.翼型和机翼的几何参数第二章飞机的空气动力§5.低速、亚音速的俯仰力矩特性焦点是升力增量的作用点，又称为气动中心MF等于零升力矩理论分析，在低速、亚音速时，翼型焦点在1/4弦长处实验结果表明，焦点坐标在23%~27%范围内焦点LMF§5.低速、亚音速的俯仰力矩特性焦点LMF压力中心：气动合力的作用点气动力对压力中心的力矩为0对称翼型，压力中心与焦点重合；正弯度翼型，压力中心在焦点之后LMFFCP压力中心压力中心：气动合力的作用点LMFFCP压力中心压力中心（CP）位置随迎角改变的变化压力中心（CP）位置随迎角改变的变化飞机的纵向力矩特性平尾的作用飞机的俯仰力矩特性与升力系数的关系平尾的位置飞机的纵向力矩特性平尾的作用§1.翼型和机翼的几何参数§2.气动力的合力(矩)及气动力系数§3.低速机翼上的压力分布§4.低速、亚音速的升力特性§5.低速、亚音速的俯仰力矩特性§6.飞机的阻力特性§7.跨音速气动特性简介§8.增升装置§9.飞机极曲线第二章飞机的空气动力§1.翼型和机翼的几何参数第二章飞机的空气动力阻力：作用在飞机上的空气动力的合力在来流速度方向（或飞行速度方向）的分量，与飞行速度方向相反阻力阻碍飞机的飞行，但没有阻力飞机又无法稳定飞行阻力：作用在飞机上的空气动力的合力在来流速度方向（或飞行速度阻力计算公式飞机的阻力系数CD与攻角、M、Re、飞机构型、表面质量等相关。阻力计算公式飞机的阻力系数CD与攻角、M、Re、飞机构型、表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)激波阻力废阻力(ParasiteDrag)升力粘性飞行M数>Mcr阻力的分类对于低速飞机，根据阻力的形成原因，可将§6.飞机的阻力特性翼型的阻力理想流体中翼型的阻力实际流体中翼型的阻力飞机的阻力摩擦阻力压差阻力诱导阻力干扰阻力波阻§6.飞机的阻力特性翼型的阻力翼型的阻力理想流体中翼型的阻力低速、亚音速理想流体绕流时，作用在翼型上的气动力的合力垂直与无穷远来流速度，即只产生升力，没有阻力当M>Mcr时，会产生波阻翼型的阻力理想流体中翼型的阻力低速、亚音速理想流体绕流时，作实际流体中翼型的阻力翼型的阻力无论是否有升力，都有阻力压差阻力摩擦阻力波阻（M>Mcr）型阻实际流体中翼型的阻力翼型的阻力无论是否有升力，都有阻力型阻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。飞机的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。摩擦阻力飞机的阻力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。摩擦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超音速战斗机25-30%大型运输机40%小型公务机50%水下物体70%船舶90%飞机的阻力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压差阻力

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。飞机的阻力压差阻力气流流过机翼后，在机翼的后缘部分产生附面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。ABCC’飞机的阻力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。ABC影响压差阻力的因素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。飞机的阻力影响压差阻力的因素飞机压差阻力与迎风面积、形状和迎角有关。飞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。飞机的阻力干扰阻力飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼的单独第二章飞机的空气动力课件干扰阻力的减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。通过改进飞机的气动布局，可以减小干扰阻力。飞机的阻力干扰阻力的减小飞机各部件之间的平滑过渡和整流包皮，激波阻力当飞行马赫数超过临界马赫数（出现超音速区域），产生激波阻力波阻的产生与粘性无关飞机的阻力激波阻力当飞行马赫数超过临界马赫数（出现超音速区域），产生二、飞机空气动力学

6、飞机的阻力特性

5激波阻力二、飞机空气动力学

6、飞机的阻力特性

5激波阻力激波阻力

飞机的阻力后掠翼可以提高临界马赫数，推迟激波的出现；超临界翼型可以提高阻力发散马赫数，推迟阻力的增加。激波阻力飞机的阻力

飞机的低速抖动：失速飞机的高速抖动：激波分离飞机的低速抖动：失速诱导阻力与粘性（RE）无关，只要产生升力，就会产生诱导阻力飞机的阻力诱导阻力与粘性（RE）无关，只要产生升力，就会产生诱导阻力飞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）诱导阻力翼尖涡的形成正常飞行时，下翼面的压强比上翼面高，在正常飞行时，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。翼尖涡的形成诱导阻力正常飞行时，下翼面的压强比上翼面高，在上下翼面压强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。诱导阻力翼尖涡的形成由于上、下翼面气流在后缘处具有不同的流翼尖涡的立体形态诱导阻力翼尖涡的立体形态诱导阻力翼尖涡的形态诱导阻力翼尖涡的形态诱导阻力翼尖涡形成的进一步分析注意旋转方向诱导阻力下洗速度上洗速度翼尖涡形成的进一步分析注意旋转方向诱导阻力下洗速度上洗速度下洗流（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。下洗流：诱导阻力下洗流（DownWash）和下洗角由于两个翼尖涡的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ε。诱导阻力下洗角下洗速度的存在，改变了翼型的气流方向，使流过诱导阻力的产生由于下洗的存在，使机翼受的实际空气动力是由下洗流产生的，下洗流使机翼产生的升力垂直于下洗流，而不是来流，即L’。L’产生两个效果：升力和诱导阻力诱导阻力平行于相对气流方向，起着阻碍飞机前行的作用LL’D诱导阻力诱导阻力的产生由于下洗的存在，使机翼受的实际空气动力是由下洗影响诱导阻力的因素升力越大，诱导阻力越大展弦比越大，诱导阻力越小机翼平面形状：在展弦比和升力系数都相同的时候，椭圆形机翼的诱导阻力最小诱导阻力影响诱导阻力的因素升力越大，诱导阻力越大诱导阻力诱导阻力系数公式：δ取决于机翼平面形状椭圆机翼δ＝0，否则δ>0机翼平面形状偏离椭圆机翼越远δ越大。诱导阻力系数公式：δ取决于机翼平面形状高展弦比飞机诱导阻力高展弦比飞机诱导阻力翼尖小翼诱导阻力翼尖小翼诱导阻力翼尖小翼诱导阻力翼尖小翼诱导阻力winglet翼尖小翼诱导阻力winglet翼尖小翼诱导阻力第二章飞机的空气动力课件翼尖小翼可以减小诱导阻力诱导阻力翼尖小翼可以减小诱导阻力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沿展向分布的翼载荷。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沿展向分诱导阻力翼尖窝（尾流）的影响诱导阻力翼尖窝（尾流）的影响尾流对后面飞机的影响诱导阻力尾流对后面飞机的影响诱导阻力尾流对管制的影响基本原理尾流的运行方向向下飘，300米的垂直间隔无影响影响特点机型越大，尾流强度越大静风影响最大速度越慢，影响越大水平间隔，前重后轻12km尾流对管制的影响基本原理第二章飞机的空气动力课件诱导阻力诱导阻力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)回顾阻力组成摩擦阻力(SkinFrictionDrag)阻力相关资料典型飞机阻力构成阻力名称亚音速运输机超音速战斗机单旋翼直升机摩擦阻力45%23%25%诱导阻力40%29%25%干扰阻力7%6%40%激波阻力3%35%5%其他阻力5%7%5%阻力相关资料典型飞机阻力构成阻力名称亚音速运输机超音速战斗机飞机的阻力特性计算飞机的性能时，只需要要知道总阻力及其变化各种阻力成份的影响因素也会影响到总的阻力系数飞机的阻力系数CD与攻角、M、Re、飞机构型、表面质量等相关。飞机的阻力特性计算飞机的性能时，只需要要知道总阻力及其变化飞机的阻力特性阻力系数的变化规律飞机的阻力特性阻力系数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，飞机阻力主要为摩擦阻力。在迎角较大时，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。在接近或超过临界迎角时，阻力系数随迎角的增大而急剧增大，飞机阻力主要为压差阻力。飞机的阻力特性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最小阻力系数和零升阻力系数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。问题：飞机没有升力的时候，是否有阻力存在？飞机的阻力特性最小阻力系数和零升阻力系数飞机的最小阻力系数非常接飞行M数增大，一方面前缘压强由于空气压缩性的影响而有额外增加，压差阻力系数增大。但增大很有限。另一方面飞行M数增大(或者飞行速度增大，或者音速减小一气温降低，粘性系数μ减小)，雷诺数Re增大，导致摩擦阻力系数减小。但减小也很有限。于是，随着飞行M数的增大，压差阻力系数的增大和摩擦阻力系数的减小相抵，机翼型阻系数(压差阻力系数与摩擦阻力系数之和)基本不随飞行M数而变化。飞机的阻力特性亚音速范围，阻力系数随M的变化飞行M数增大，一方面前缘压强由于空气压缩性的影响而有额外增加CDMMcMDD摩擦阻力压差阻力激波激波阻力临界马赫数阻力发散马赫数M>Mc飞机的阻力特性在M数大于Mcr后，CD开始增加，最初增长缓慢，之后随着超音速区域的扩大、激波的产生，尤其是激波分离后，阻力系数急剧增长，直到M∞≈1开始平缓减小。CDMMcMDD摩擦阻力压差阻力激波激波阻力临界马赫数阻力发飞机的阻力特性阻力发散马赫数（MDD）：dCD/dM=0.1时的马赫数，当M>MDD时，CD急剧增大超临界翼型：出现超音速区后不能产生或只产生弱激波，波阻小阻力发散马赫数比较大飞机的阻力特性阻力发散马赫数（MDD）：dCD/dM=0.翼型的阻力理想流体和实际流体中翼型的阻力飞机的阻力摩擦阻力压差阻力诱导阻力翼尖涡及其对飞机的影响诱导阻力的产生和诱导阻力的影响因素干扰阻力波阻阻力系数随攻角的变化关系§6.飞机的阻力特性阻力重重步履维艰翼型的阻力§6.飞机的阻力特性阻力重重§1.翼型和机翼的几何参数§2.气动力的合力(矩)及气动力系数§3.低速机翼上的压力分布§4.低速、亚音速的升力特性§5.低速、亚音速的俯仰力矩特性§6.飞机的阻力特性§7.跨音速气动特性简介§8.增升装置§9.飞机极曲线第二章飞机的空气动力§1.翼型和机翼的几何参数第二章飞机的空气动力§7.跨音速气动特性简介§7.跨音速气动特性简介知识回顾临界M数临界M数的大小，表示机翼最低压强点处产生局部超音速气流继而形成激波(局部激波)的早晚大表示该机翼产生局部超音速气流晚小产生局部超音速气流早跨音速飞行Mcr<

M∞<1.2，部分超音速区，部分亚音速区知识回顾临界M数临界M数的大小，表示机翼最低压§7.跨音速气动特性简介局部激波的产生与发展跨音速气动特性翼型升力特性俯仰力矩特性压力中心的变化阻力特性激波分离临界马赫数的影响因素和超临界翼型飞机的跨音速飞行特性介绍§7.跨音速气动特性简介局部激波的产生与发展局部激波的产生和发展图3-2-2机翼局部激波的产生局部激波的产生和发展图3-2-2机翼局部激波的产当M∞=0.75时，只在上表面有很小的超音速区，尚未形成局部激波。当M∞稍大于0.75时，在机翼上表面就会形成激波，随着M∞增大，局部超音速区扩大，等音速点前移，局部激波后移。由0.81增至0.89过程中，翼型的下表面形成局部激波。位置较靠后，且随M∞增大，激波迅速移到后缘。之后变化不大。M∞继续增大到0.89时，上表面局部激波继续后移，直到后缘。

局部激波的产生和发展当M∞=0.75时，只在上表面有很小的超音速M∞稍大于 1时，将出现头部脱体激波，后缘激波更向后倾斜。随M∞的增大曲面激波逐渐向头部靠近，增大到某一程度时，激波附体。之后全场为超音速流，跨音速范围结束。局部激波的产生和发展M∞稍大于 1时，将出现头部脱体激波，后缘激波更向后倾斜。翼型的跨音速特性升力系数随飞行M效的变化压力中心位置随飞行M数的变化翼型俯仰力矩系数翼型的跨音速阻力特性翼型的跨音速特性升力系数随飞行M效的变化翼型的跨音速升力特性翼型的升力系数随M数的变化曲线翼型的跨音速升力特性翼型的升力系数随M数的变化曲线压力中心位置随飞行M数的变化(图2-47)俯仰力矩系数随飞行M数的变化（图2-46）压力中心位置随飞行M数的变化(图2-47)翼型的跨音速阻力特性翼型的跨音速阻力特性激波分离激波分离激波分离激波分离激波分离与大攻角下气流分离的区别激波分离是由激波引起的，小攻角下就可以分离。激波分离与大攻角下气流分离的区别激波分离是由激波引起的，小临界马赫数的影响因素Mcr与攻角的关系：攻角越大，Mcr越小，激波出现的越早，激波分离越早，分离区越大。Mcr与翼型形状有关

超临界翼型：不出现激波或只产生弱激波，阻力增大不多，有较大的MDD临界马赫数的影响因素Mcr与攻角的关系：飞机的跨音速特性跨音速范围内，升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数发生剧烈变化，飞机难以操纵。

大后掠翼、小厚度、小弯度的机翼可以减少波阻、减小升力系数和力矩系数的起伏变化，改善操纵性，同时可以提高临界马赫数。飞机的跨音速特性跨音速范围内，升力系数、阻§7.跨音速气动特性简介小结跨音速飞行时局部超音速区的扩展情况跨音速气动特性飞机升力特性俯仰力矩特性压力中心的变化阻力特性激波分离临界马赫数的影响因素和超临界翼型飞机的跨音速飞行特性介绍§7.跨音速气动特性简介小结§1.翼型和机翼的几何参数§2.气动力的合力(矩)及气动力系数§3.低速机翼上的压力分布§4.低速、亚音速的升力特性§5.低速、亚音速的俯仰力矩特性§6.飞机的阻力特性§7.跨音速气动特性简介§8.增升装置§9.飞机极曲线第二章飞机的空气动力§1.翼型和机翼的几何参数第二章飞机的空气动力§8.增升装置

增升装置是用来增大飞机的最大升力系数的装置§8.增升装置增升装置是用来增大飞机的最大升力系迎角与速度的关系速度迎角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。迎角与速度的关系速度迎角飞机的升力主要随飞行速度和迎角变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，即受到VS限制。飞机起降时，为保证安全，必须到达一定速度：1.2VS、1.3VS。

VS越大，飞机起降滑跑越长，需要跑道越长。为了保证飞机在起飞和着陆时，减小滑跑距离而产生足够的升力，有必要在机翼上装设增大升力系数的装置。这样可以减小跑道长度，降低机场建设费用，或使飞机在较小的机场起降。为什么要使用增升装置用增大迎角的方法来增大升增升原理

增升装置主要是通过三个方面实现增升：改变翼型弯度增大翼型的弯度，提高上下翼面压强差。控制附面层增大附面层内的气流速度延缓上表面气流分离；吹除附面层和吸除附面层动力增升利用喷气式发动机动力改变推力方向来获得动升力。增大机翼面积。增升装置的目的是增大最大升力系数。增升原理增升装置主要是通过三个方面实现增升：增升主要增升装置包括：前缘缝翼后缘襟翼前缘襟翼喷气襟翼增升装置形式主要增升装置包括：增升装置形式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。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，可第二章飞机的空气动力课件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。前缘缝翼下翼面高压气流流过缝隙，贴近上翼面流动。一方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。前缘缝翼对压强分布的影响较大迎角下，使用前缘缝翼可以分裂襟翼（TheSplitFlap）简单襟翼（ThePlainFlap）开缝襟翼（TheSlottedFlap）后退襟翼（TheFowlerFlap）多开缝后退襟翼（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。后缘襟翼分裂襟翼（TheSplitFlap）放下后缘分裂襟翼（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。分裂襟翼（TheSplitFlap）分裂襟翼是放下分裂襟翼后，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）放下分裂襟翼后，在机翼和襟翼之间的楔形区形成涡流，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。简单襟翼（ThePlainFlap）简单襟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，临界迎角降低。简单襟翼（ThePlainFlap）大迎角下放简单襟翼，升力系数及最大升力系数增加，阻开缝襟翼（TheSlottedFlap）

开缝襟翼在简单襟翼的基础上进行了改进。在下偏的同时进行开缝，和简单襟翼相比，可以进一步延缓上表面气流分离，增大机翼弯度，使升力系数提高更多，而临界迎角却降低不多。开缝襟翼（TheSlottedFlap）开开缝襟翼（TheSlottedFlap）下翼面气流经开缝流向上翼面开缝襟翼的流线谱开缝襟翼（TheSlottedFlap）下翼面气流经开后退襟翼（TheFowlerFlap）

后退襟翼在简单襟翼的基础上进行了改进。在下偏的同时向后滑动，和简单襟翼相比，增大了机翼弯度也增加了机翼面积，从而使升力系数以及最大升力系数增大更多，临界迎角降低较少。后退襟翼（TheFowlerFlap）后退襟后退开缝襟翼（TheSlottedFowlerFlap）

后退开缝襟翼结合了后退式襟翼和开缝式襟翼的共同特点，效果最好，结构最复杂。大型飞机普遍使用后退双开缝或三开缝的形式。双开缝三开缝后退开缝襟翼（TheSlottedFowlerFla747的后退开缝襟翼747的后退开缝襟翼前缘襟翼位于机翼前缘。前缘襟翼放下后能延缓上表面气流分离，能增加翼型弯度，使最大升力系数和临界迎角得到提高。前缘襟翼广泛应用于高亚音速飞机和超音速飞机。前缘襟翼前缘襟翼位于机翼前缘。前缘襟翼放下后能延缓上表面气B737-800的前缘襟翼B737-800的前缘襟翼喷气襟翼从喷射的气流中不仅可以得到一部分升力，更重要的是能吸引机翼上表面气流附体，并提高机翼下表面气流中的压力，从而使飞机的升力系数增大很多。喷气襟翼从喷射的气流中不仅可以得到一部分升力增升装置小结增升原理改变翼型的弯度控制附面层动力增升增升装置前缘缝翼后缘襟翼分裂襟翼（TheSplitFlap）简单襟翼（ThePlainFlap）开缝襟翼（TheSlottedFlap）后退襟翼（TheFowlerFlap）后退开缝襟翼（TheSlottedFowlerFlap）前缘襟翼喷气襟翼增升装置小结增升原理§1.翼型和机翼的几何参数§2.气动力的合力(矩)及气动力系数§3.低速机翼上的压力分布§4.低速、亚音速的升力特性§5.低速、亚音速的俯仰力矩特性§6.飞机的阻力特性§7.跨音速气动特性简介§8.增升装置§9.飞机极曲线第二章飞机的空气动力§1.翼型和机翼的几何参数第二章飞机的空气动力极曲线的基本特性在CL—CD平面上针对一定的雷诺数Re画出的以M数为参数的表示CD与CL关系的曲线.

极曲线极曲线的基本特性在CL—CD平面上针对一定的雷诺数第二章飞机的空气动力课件升阻比升阻比是相同迎角下，升力系数与阻力系数之比，用K表示。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。升阻比升阻比是相同迎角下，升力系数与阻力系数之比，升阻比曲线迎角临界迎角升阻比曲线迎角临界迎角性质角极曲线上任意一点和原点的连线与纵轴的夹角称为该店的性质角性质角最小点、升阻比最大点、有利攻角、有利速度（绿点速度）性质角极曲线上任意一点和原点的连线与纵轴的夹角称为性质角性质角越小，总空气动力向后倾斜越少，升阻比越大。性质角性质角越小，总空气动力向后倾斜越少，升阻比越大。极曲线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。极曲线从坐标原点向曲线引切线，切点对应最小阻力迎角从原点所引直线与极曲线交于两点，则两点的升阻比相同，对应的α，一个大于有利攻角，一个小于有利攻角。

极曲线以较小的那个攻角飞行，飞行速度大，属于第一飞行范围（正常操纵范围）以较大的那个攻角飞行，飞行速度小，属于第二飞行范围（反常操纵范围）从原点所引直线与极曲线交于两点，则两点的升阻极曲线的影响因素空气压缩性对极曲线的影响M<0.4，不可压流，CL和CD与M无关，只有一条0.4<M<Mcr，小攻角时，极曲线间隔小，大攻角时极曲线间隔大。M>Mcr后，由于波阻的产生，CD迅速增大，间隔增大。小M数时，CL大的地方间隔大；小CL时，M数大的地方间隔大极曲线的影响因素空气压缩性对极曲线的影响M<0.4，不可压流飞机构型对极曲线的影响放下增升装置时，CL和CD都增大，极曲线向右上方移动放下起落架、减速板等装置增加阻力，升力基本不变，极曲线向右移动飞机构型对极曲线的影响放下增升装置时，CL和CD都增大，极曲飞机重心对极曲线的影响在M数和CL一定时，重心越靠前，CD越大。（P63图）飞机重心对极曲线的影响在M数和CL一定时，重心越靠前，CD越第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件此课件下载可自行编辑修改，供参考！感谢您的支持，我们努力做得更好！此课件下载可自行编辑修改，供参考！第二章飞机的空气动力

第二章飞机的空气动力

主要研究飞机在飞行时与空气的相互作用力，以及飞机的气动布局对飞行的影响主要研究飞机在飞行时与空气的相互作用力，以及飞机的气动布局对机翼的组成机翼分为四个部分：翼跟、前缘、后缘、翼尖机翼的前缘和后缘架装了很多改善或控制飞机气动力性能的装置，这些装置包括副翼、襟翼、缝翼和绕流板——控制飞机气动性能的装置。机翼的组成机翼分为四个部分：翼跟、前缘、后缘、翼尖第二章飞机的空气动力课件尾翼（Empennage）包括垂直尾翼和水平尾翼垂直尾翼：垂直安定面+方向舵水平尾翼：水平安定面+升降舵作用：控制飞机的平衡水平尾翼垂直尾翼垂直安定面方向舵水平安定面升降舵尾翼尾翼（Empennage）包括垂直尾翼和水平尾翼水平尾翼垂直第二章飞机的空气动力§1.翼型和机翼的几何参数§2.气动力的合力(矩)及气动力系数§3.低速机翼上的压力分布§4.低速、亚音速的升力特性§5.低速、亚音速的俯仰力矩特性§6.飞机的阻力特性§7.跨音速气动特性简介§8.增升装置§9.飞机极曲线第二章飞机的空气动力§1.翼型和机翼的几何参数飞机各部件当中，机翼是产生空气动力的主要部件2.1翼型和机翼的几何参数飞机各部件当中，机翼是产生空气动力的主要部件2.1翼型和翼型机翼的流向剖面形状机翼剖面示意图翼型机翼剖面示意图常见的翼型有：常见的翼型有：第二章飞机的空气动力课件翼型的参数：后缘——翼型上下表面在后部的交点称后缘（TrailingEdge）。前缘——以后缘为圆心画圆弧和翼型头部相切，切点就是前缘（LeadingEdge）。翼弦——前、后缘的连线称为翼弦，其长度叫弦长，通常用c（或b）表示。中线——翼型各内切圆圆心的连线叫中线或中弧线。翼型的参数：翼型的参数：最大厚度——翼型最大内切圆的直径相对厚度（厚弦比）——最大厚度和弦长的比值最大厚度位置——翼型最大厚度到前缘的距离最大厚度相对位置翼型的参数：翼型的参数：弯度——中线到翼弦的最大垂直距离即最大弧高称为翼型的弯度，用fmax表示。如中弧线在翼弦之上是向上拱起的，称之为正弯度。相对弯度——弯度和弦长的比值。最大弯度位置——翼型最大弯度到前缘的距离。用Xf表示最大弯度位置。最大弯度相对位置。翼型的参数：翼型的参数：攻角（迎角）——翼弦和无穷远来流速度V∞（即飞行速度）的夹角α。图示的α为正。焦点——翼弦上距前缘1/4弦长的点，通常用F表示焦点翼型的参数：矩形机翼梯形机翼椭圆形机翼后掠翼前掠翼三角翼机翼的平面形状及参数机翼的平面形状及参数第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件翼展－－机翼左右翼尖之间的直线距离，用字母L表示机翼面积－－机翼在XOZ平面的投影面积，用S表示焦点线－－机翼各剖面焦点的连线翼型的平面形状及参数翼展－－机翼左右翼尖之间的直线距离，用字母L表示翼型的平面形1947年研制出世界上翼展最大的水上飞机“云杉鹅”

1947年研制出世界上翼展最大的水上飞机“云杉鹅”翼型的平面形状及参数后略角－－焦点线在XOZ平面的投影与OZ轴的夹角，用∧表示翼型的平面形状及参数后略角－－焦点线在XOZ平面的投影与OZ第二章飞机的空气动力课件翼型的平面形状及参数上反角焦点线与XOZ平面的夹角，用ψ表示。如果翼低于XOZ平面，则称下反角翼型的平面形状及参数第二章飞机的空气动力课件翼型的平面形状及参数几何平均弦长－－与所给机翼的面积、翼展相同的矩形机翼的弦长是翼长在翼展区间上的平均值，也叫标准平均弦SMC（StandardMeanChord）矩形翼、梯形翼、三角翼的SMC气动平均弦长－－半个机翼的面积中心的弦长MAC(MeanAerodynamicChord)，用CA矩形翼、三角翼、梯形翼的MAC翼型的平面形状及参数翼型的平面形状及参数展弦比——翼展与几何平均弦长之比，用λ表示。展弦比越大，则机翼越细长。λ=L/C=L2/s根尖比——翼根弦长与翼尖弦长，用η表示：η=Cr/Ct；也有用尖根比做为参数的。三角翼、矩形翼的根尖比为多少？翼型的平面形状及参数第二章飞机的空气动力课件气动力与坐标系(1)机体座标系2.2气动力的合力、力矩及其系数气动力与坐标系2.2气动力的合力、力矩及其系数气动力与坐标系(2)气流座标系2.2气动力的合力、力矩及其系数V∞YXZ气动力与坐标系2.2气动力的合力、力矩及其系数V∞YXZ气动力飞机和空气有相对运动时，空气给飞机的作用力气动力气动力飞机的气动力合力R、合力矩M飞机在空气中飞行的时候，气流流经飞机表面的各个部件，气流对飞机的各部件产生气动力。把这些气动力等效平移到重心，然后矢量求和得到合力R和合力矩M

气动力飞机的气动力合力R 升力是指与飞机速度方向垂直的力不一定在铅垂面内通常用L或Y表示，与气流坐标系的Y轴重合主要有机翼产生阻力是与飞行速度相反的力用D或X表示，与气流坐标系的X轴重合侧向力与气流坐标系的Z轴重合飞机的气动力合力R气动力合力矩M合力矩可沿机体坐标系分解为：滚转力矩：沿机体坐标系X轴的分量，用MX表示偏航力矩：沿机体坐标系Y轴的分量，用MY表示俯仰力矩：沿机体坐标系Z轴的分量，用MZ表示气动力第二章飞机的空气动力课件气动力系数压力系数（压强系数）常用于确定物体表面的压力系数不可压流中驻点的CP=1可压流中驻点的CP>1在Vmax点CP最小合力系数气动力系数气动力系数升力系数CL阻力系数CD侧向力系数CZ因为R2＝X2+Y2+Z2故CR2＝CL2+

CD2+CZ2气动力系数气动力系数滚转力矩系数mx偏航力矩系数my俯仰力矩系数mz气动力系数（风洞工作的原理和条件）流动相似条件（准则）是：几何形状相似（飞机或机翼部件按一定比例缩小做出来的）马赫数相同Re相同流动相似准则注：前两个条件容易满足，做到Re相同很难风洞试验结果必须修正到实际飞行Re后才能用（风洞工作的原理和条件）流动相似准则注：前两个条件容易第二章飞机的空气动力§1.翼型和机翼的几何参数§2.气动力的合力(矩)及气动力系数§3.低速机翼上的压力分布§4.低速、亚音速的升力特性§5.低速、亚音速的俯仰力矩特性§6.飞机的阻力特性§7.跨音速气动特性简介§8.增升装置§9.飞机极曲线第二章飞机的空气动力§1.翼型和机翼的几何参数2.3不可压流机翼上的压力分布机翼的气动特性

机翼的气动特性是指机翼产生的升力、阻力、力矩随攻角、来流马赫数的变化情况及其与机翼剖面的形状、平面形状的关系 机翼上的气动特性与机翼上的压力分布密切相关2.3不可压流机翼上的压力分布机翼的气动特性2.3不可压流机翼上的压力分布翼型的压力分布理想流体绕翼型低速流动的压力分布理想流体低速流经对称翼型的绕流谱2.3不可压流机翼上的压力分布翼型的压力分布理想流体低速第二章飞机的空气动力课件翼型的压力分布理想流体绕翼型低速流动的压力分布前驻点：在机翼前端，气流流速减小到0，正压最大的点后驻点：在机翼后缘，有上下两条流线相交，速度必为0前驻点、后驻点其压强为总压Pt翼型的压力分布第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件第二章飞机的空气动力课件翼型的压力分布理想流体绕翼型低速流动的压力分布向量表示法剩余压力：翼面各点静压P与大气压P∞之差（△P=P-P∞）称为剩余压力正压：如果翼面上的某点的P>P∞，则△P为正值，叫正压吸力：如果翼面上的某点的P<P∞，则△P为负值，叫吸力（负压）。翼型的压力分布用矢量来表示压力或吸力，矢量线段长度表示吸力或正压力的大小。方向与翼面垂直，箭头由翼面指向外表示吸力；箭头指向翼面表示正压。

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。

B点，称为最低压力点，在最大速度点，压强最小，吸力最大，是机翼上表面负压最大的点用矢量来表示压力或吸力，矢量线段长度表示吸力从前驻点到最小压力点（速度最大点），静压减小，速度增大，称为顺压流动，该段称为顺压区从最小压力点到后驻点，沿流动方向，静压增大，速度减小，则称为逆压流动，该段称为逆压区理想流体绕翼型低速流动的压力分布向量表示法从前驻点到最小压力点（速度最大点），静压减理想流体绕翼型低速流动的压力分布坐标表示法压力系数CP理想流体绕翼型低速流动的压力分布压力系数CP上下翼面压力分布与翼型形状和攻角的大小有关理想流体绕翼型低速流动的压力分布

理想流体绕流时，作用在翼型上的气动力的合力垂直与无穷远来流速度，即只产生升力，没有阻力。

攻角增大使负压峰值增大；逆压梯度增大；升力增大。上下翼面压力分布与翼型形状和攻角的大小有关理实际流体（粘流）中绕翼型的压力分布翼面不再是流线负压峰值下降，相同攻角a时，升力L下降无后驻点出现阻力实际流体（粘流）中绕翼型的压力分布零升弦零升攻角

气动扭转几何扭转

AngleofTwistRootTipAngleofTwistRootTip机翼的压力分布沿翼展方向各剖面的压力系数分布（p39）常用沿展向各剖面升力系数表示（p39，图2－16）三维机翼各剖面的压力分布随攻角的变化与翼型类似对于三维机翼，即使是理想气流，在有升力时也会产生阻力（诱导阻力）机翼的压力分布三维机翼各剖面的压力分布随攻角的变化与翼型类似小结翼型上的压力分布理想流体绕翼型流动的压力分布向量表示法坐标表示法实际流体（粘流）中翼型的压力分布零升攻角与机翼的扭转机翼沿翼展方向各剖面上的升力系数分布2.3不可压流机翼上的压力分布小结2.3不可压流机翼上的压力分布§1.翼型和机翼的几何参数§2.气动力的合力(矩)及气动力系数§3.低速机翼上的压力分布§4.低速、亚音速的升力特性§5.低速、亚音速的俯仰力矩特性§6.飞机的阻力特性§7.跨音速气动特性简介§8.增升装置§9.飞机极曲线第二章飞机的空气动力§1.翼型和机翼的几何参数第二章飞机的空气动力2.4低速、亚音速的升力特性升力特性是指研究升力系数与各种影响因素，如攻角α、M、Re、飞机构形等的关系。2.4低速、亚音速的升力特性升力特性是指研究升力系数与各CL与攻角α的关系翼型在不同迎角下的压强分布CL与攻角α的关系翼型在不同迎角下的压强分布升力系数的变化规律当α<α临界，升力系数随迎角增大而增大。当α=α临界，升力系数为最大当α>α临界，升力系数随迎角的增大而减小，进入失速区。CL与攻角α的关系升力系数的变化规律当α<α临界，升力系数随迎角增大而增大。C零升迎角CL与攻角α的关系零升迎角CL与攻角α的关系最大升力系数与失速攻角:使升力系数取得最大值CLmax的攻角，用st表示CL与攻角α的关系最大升力系数与失速攻角:CL与攻角α的关系在迎角不大时，升力系数与迎角成正比（升力线斜率）其斜率称为升力线斜率，用表示，近似成常数CL与α可表示为：CL＝（α-

）CL与攻角α的关系在迎角不大时，升力系数与迎角成正比（升力线斜率）CL与攻角αSlope2л

失速CLmaxCL=2лCL与攻角α的关系大攻角下，升力系数曲线的弯曲和失速现象与附面层分离有关Slope2л附面层分离和失速附面层分离和失速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。ABC附面层分离和失速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。分离点附面层分离和失速附面层分离在逆压梯度作用下，附面层底层出现倒流，分离区的特点附面层分离后，涡流区的压强降低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P1P2P3P4P分离点=P1=P2=P3=P4附面层分离和失速分离区的特点附面层分离后，涡流区的压强降低P分离点P1P2P分离点与最小压力点的位置ABC最小压力点分离点附面层分离和失速分离点与最小压力点的位置ABC最小压力点分离点附面层分离和失200迎角绕流(c)150迎角绕流附面层分离和失速攻角增大下的气流分离200迎角绕流(c)150迎角绕流附面层分离和失速附面层分离和失速附面层分离会使：上翼面后部分离区压强比理想绕流小（负压增大）没有出现减速、增压过程上翼面前部负压峰值比理想流体绕流小分离使流线弯曲减小、前缘附近的绕流程度减小，上翼面头部速度减小对下翼面影响不大攻角增大，前驻点后移，下翼面基本上是顺压区，不发生附面层分离附面层分离和失速附面层分离会使：附面层分离和失速出现气流分离后，攻角再增大，对升力系数曲线的影响：对下翼面影响不大对上翼面的影响攻角增大不多时，分离区扩大不多，则上翼面总的升力增大，但比理想流体绕流增加的少，故升力系数曲线开始弯曲攻角逐渐增大，逆压梯度增加，分离点前移，分离区逐渐扩大，升力增加越来越小，升力系数曲线越来越弯曲攻角增大到一定程度，升力系数达到最大。攻角再增大，分离区进一步扩大，升力系数减小，翼型失速。附面层分离和失速出现气流分离后，攻角再增大，对升力系数曲线的三维机翼的附面层分离矩形机翼：根部； 梯形机翼：中部；椭圆形机翼：同时分离； 后掠翼：尖部附面层分离和失速三维机翼的附面层分离附面层分离和失速附面层分离和失速机翼失速

一边减速，一边掉高度附面层分离和失速机翼失速

一边减速，一边掉高度附面层分离和失速机翼失速附面层分离和失速机翼失速附面层分离和失速抖动攻角和抖动升力系数使飞机发生明显抖动的攻角称为抖动攻角，此时的升力系数称为抖动升力系数民航飞机以抖动攻角和抖动升力系数作为允许使用的最大攻角和最大升力系数附面层分离和失速抖动攻角和抖动升力系数附面层分离和失速后掠翼升力特性附面层分离和失速后掠翼升力特性●后掠翼与后掠角后掠角是机翼¼弦长的连线与飞机横轴之间的夹角。附面层分离和失速后掠翼升力特性●后掠翼与后掠角后掠角是机翼¼弦长的连线与飞机横轴之●对称气流经过直机翼时的M数变化气流经过直机翼后,马赫数M会增加。亚音速下对称气流流经后掠翼附面层分离和失速后掠翼升力特性●对称气流经过直机翼时的M数变化气流经过直机翼后,●亚音速下对称气流流经后掠翼对称气流经过后掠翼,可以将气流速度分解到垂直于机翼前缘和平行于机翼前缘。附面层分离和失速后掠翼升力特性●亚音速