空气动力学基础02空气动力学

1、空气动力学和飞行原理，第2章空气动力学，知识要求掌握流体流动的基本规律，掌握机体几何参数的表示和概念，根据相关知识分析飞机上的气动力，掌握高速飞行理论，2.1流体流动的基本概念，研究作用在飞机上的空气动力气流。空气相对于物体的流动称为相对气流。2.1.1相对运动原理，作用在飞机上的气动力取决于飞机与空气之间的相对运动，与选择用于观察和研究的参考坐标无关。通过将飞机的飞行转化为空气流，空气动力学问题的研究大大简化了。风洞实验就是基于这一原理。2.1.2连续性假设，连续性假设在研究空气动力学时，由大量单个分子组成的大气被视为连续介质。连续介质。构成介质的材料连接在一起，没有任何间隙。任何胶束都可以

2、被看作是由无数分子组成的，而胶束的特征反映了许多分子的共同特征。微小的部分也可以代表整体，2.1.3流场，稳定流和非稳定流，以及流场中流体流动所占据的空间。非稳定流在流动中的任何一点，如果流体被截留，大部分流动随时间变化，这就是所谓的非稳定流；这种流场称为非定常流场。稳流如果流速、压力、温度和密度等流动参数不随时间变化，这种流动称为稳流，这种流场称为稳流场。2.1.4流线、流线谱、流管和流速、流线和流线谱在稳定流中，空气胶束流过的路径(轨迹)称为流线。由许多流线组成的图叫做流线谱。一般来说，流线不能相交。因此，被许多流线包围的管道称为流管。流线间距减小，表明流管收缩；相反，流管是膨胀的。体积流

3、量，质量流量，2.2流体流动基本定律，2.2.1连续方程连续方程是质量守恒定律在稳定流体流动中的应用。连续性方程：对于不可压缩流体，连续性方程可以简化为：流体的流速与流管的横截面积成反比。注意：质量流量是恒定的！伯努利方程伯努利方程是能量守恒定律在流体流动中的应用。前提：不可压缩，无粘性，流管的高度基本不变，与外界没有能量交换。然后，流体的能量可以在压力能和动能之间转换，但是能量的总和保持恒定的静压力。单位体积流体的压力能。动态压力。每单位体积流体的动能。伯努利定理表明，当理想流体沿流管的速度增加时，静压将不可避免地降低，反之亦然。这个定理不能应用于高速气流！结合连续方程和伯努利方程，可以得出

4、以下结论：当不可压缩的理想流体稳定流动时，流速将增大，动压将增大，静压将减小；当流管变厚时，流体速度将降低，流体动压将降低，静压将增加。飞机机翼气动升力的产生：当空气流过机翼表面时，由于气流的方向和机翼采用的翼型，机翼表面形成的流管变薄或变厚，如图2-5所示，流体中的压力能和作用发生变化，机翼表面形成不同的压力分布，从而产生升力。，2.3机身的几何形状和参数，2。3.1机翼的几何形状和参数、机翼轮廓、机翼的平面形状、机翼相对于机身的安装位置，1。机翼外形，机翼剖面形状，通过切割机翼获得的与机身对称平面平行的平面，翼型参数弦线，弦长，B厚度，相对厚度，最大厚度，最大厚度位置，外倾角，相对外倾角，

5、最大外倾角，相对外倾角，最大外倾角位置，A平面翼型B曲面翼型C超临界翼型D哥廷根398 e低亚音速翼型f g对称翼型，常用于尾翼h i超音速菱形翼型J超音速双曲面翼型，2。机翼平面形状和参数，机翼平面(b)梯形；椭圆形；后掠翼；(e)(f)和(g)是三角形和双三角形。参数机翼面积的叶尖根部比翼展长度l展弦比后掠角平均气动弦长3。机翼相对于机身的安装位置，(1)机翼相对于机身中心线的高度位置上的上翼、下翼和中翼，(2)机翼相对于机身的安装角度机翼弦和机身中心线之间的角度称为安装角度。增加安装角度称为“洗入”，通过调整外支撑廊的长度来减小安装角度称为“洗出”二面角和二面角机翼底面与垂直于机身垂直轴

6、的平面之间的角度。具有纵向二面角的机翼的安装角和水平尾翼的安装角之间的差异称为纵向二面角。2.3.2机身的几何形状和参数，为了减小阻力，一般来说，机身的前部是一个圆锥面，后部是一个尖锥面，中间较长的部分是一个等截面的圆柱体。表示机身长度Lah最大等效直径Dah长细比ah=Lah/Dah的形状特征的参数，2.4作用在飞机上的空气动力，2.4.1空气动力学，升力和阻力2.4.2升力产生2.4.3阻力2.4.4升力和阻力2.4.5升力系数曲线，阻力系数曲线和升阻比曲线，极曲线2.4.6机翼压力中心和焦点(空气动力学中心)，2.4.1空气动力学，升力和阻力，空气当飞机飞行时， 作用在飞机各部件上的气动

7、力的合力称为飞机的总气动力，用R表示。总气动力的作用点称为压力中心。 垂直于来流方向的总气动力分量称为升力，平行于来流方向的分量用L表示，称为阻力，阻力用D 2 . 4 . 2升力的产生表示。飞机的升力主要由机翼产生。迎角相对于气流和翼弦之间的角度是“正负”。当气流以某一正攻角流过某一翼型的机翼时，流管变薄，机翼上表面的流线分布更密集；在机翼下表面，流管变粗，流线分布稀疏。机翼上表面的气流速度应增大，大于前面的气流速度，静压应减小，小于前面气流的大气压力；机翼下表面的气流速度应降低，低于前部气流的速度，静压应增加，高于前部气流的大气压力。在机翼的前缘有一个点(a)，在那里气流速度下降到零，正压

8、达到最大值。这一点是停滞点。在机翼的上表面有一个点(b)，在这里气流速度最大，负压达到最大，这就是所谓的最低压力点。2.4.3阻力，飞机在低速飞行时的阻力摩擦阻力压力阻力干扰阻力诱导阻力废弃阻力主要是由空气粘度引起的在介绍飞机阻力之前，我们应该先了解一些与空气粘度有关的气流状态。1.机身表面气流的流动状态(1)边界层(2)层流边界层和紊流边界层(3)边界层的分离(1)边界层，一薄层空气，其速度沿机身表面法线方向从零逐渐增加到外部气流的速度；从机身表面到边界层的距离(速度增加到99%边界层从层流变为湍流，这称为过渡。过渡段是一个非常狭窄的区域，可以近似看作一个点，称为“过渡点”。过渡的原因流动距

9、离越长，边界层中的分层流动越不稳定。在湍流边界层底部，气流对物体表面的阻挡作用远大于层流边界层。(3)边界层分离，有正向压力梯度和反向压力梯度的边界层分离，分离点，分离点，非转折点，转折点，分离点前，分离点后，形成涡流区，气压下降，2。摩擦阻力(1)摩擦阻力是由空气粘度引起的阻力，它存在于边界层中，当空气流过机身表面时，即机身表面。根据牛顿第三定律，作用力和反作用力总是大小相等，方向相反，同时作用于两个物体。机体表面给气体胶束一个正向的阻挡力，使其速度降低。气体胶束必须给机体一个大小相同、方向相反的反向作用力，这就是摩擦阻力。湍流边界层引起的摩擦阻力远大于层流边界层引起的摩擦阻力。摩擦阻力不仅

10、与边界层中的气流状态有关，还与机体的接触面积(暴露面积)和机体的表面状态有关。(2)降低摩擦阻力的措施。机翼采用层流翼型。尽量保持边界层层流，在机翼表面安装一些气功装置，并不断向边界层输入能量，以保持机体表面的光滑和清洁。尽量减少机身和气流之间的接触面积。3.压力阻力，(1)压力阻力产生涡流区，在机翼后缘产生低压，机翼前缘区的压力大于后缘区的压力，从而形成压力阻力；(2)减小压力阻力的措施使飞机机身的迎风面积最小化。暴露在空气中的机身各部分的形状应该是流线型的。在飞行过程中，除了空气动力部件外，其他机身部件的铀成本应尽可能与气流方向平行。抗扰性(1)抗扰性在零件的接合处，由流过机器主体各部分的

11、空气的干扰引起的抗扰性与各部分结合时的相对位置有关，也与零件接合处形成的流管的形状有关。(2)降低抗干扰措施合理安排各部件的相对位置。中翼的干扰阻力小，下翼最大，上翼在中间。整流罩安装在部件的连接部分，以使连接部分更平滑，并减少流管的收缩和膨胀。5.诱导阻力：(1)翼尖涡的上下翼面与下洗流之间存在压差，使得下翼面气流流线从翼尖向翼尖偏转，翼尖部分形成自下而上旋转的翼尖涡；(2)诱导阻力产生如果上下机翼表面之间没有压差，就不会有升力和诱导阻力产生。上下机翼之间的压差越大，升力和诱导阻力就越大。(3)减小诱导阻力的措施采用诱导阻力较小的机翼平面形状：椭圆形平面形状诱导阻力最小，其次是梯形机翼，矩形

12、机翼诱导阻力最大。增加机翼的展弦比也可以减少诱导阻力。翼梢小翼安装在机翼上。6.飞机低速飞行时的阻力，由摩擦阻力、压力阻力、干扰阻力和诱导阻力组成。诱导阻力随着飞行速度的增加而逐渐减小。阻力随着飞行速度的增加而增加。诱导阻力曲线和废弃阻力曲线相交处的总阻力最小。此时的飞行速度称为有利飞行速度。随着攻角的变化，阻力中的摩擦阻力和压力阻力起着不同的作用。2.4.4升力和阻力，1。升力公式，阻力公式，2。影响升力和阻力的因素(1)空气密度、飞行速度和机翼面积(2)升力系数和阻力系数升力系数和阻力系数都是无量纲参数。当飞行马赫数小于一定值时，它们只与机翼形状(机翼外形和平面形状)和迎角有关。2.4.5

13、升力系数曲线、阻力系数曲线、升阻比曲线和极曲线是升力系数和阻力系数等无量纲参数。当飞行马赫数小于一定值时，它们只与机翼形状(机翼外形和平面形状)和迎角有关。当迎角改变时，机翼表面的气流和机翼表面的压力分布将相应地改变，导致机翼升力和阻力的变化以及压力中心的前后运动。1。升力系数C1随迎角变化。当零升力迎角a0时升力系数为零时，机翼升力为零。非对称翼型：A0 A0: cl0，升力方向指向机翼上表面(图c)，最大升力系数对应于迎角amax amax: cl随着a. 2的增加而减小。机翼压力中心位置随迎角变化，机翼气动力合力的作用点称为机翼压力中心。随着迎角的变化，机翼压力中心的位置将沿飞机的纵向来

14、回移动(对称翼型除外)。当攻角较小时，机翼前缘上表面没有形成很薄的流管，气流在机翼前缘上表面缓慢加速，机翼前缘没有吸力面，机翼上表面的最低压力点向后；此时，机翼的升力系数相对较小，压力中心相对向后。随着攻角的增大，机翼前缘上表面的流管变薄，机翼前缘上表面的气流加速速度加快，机翼上表面的最低压力点前移，机翼升力系数增大，压力中心也前移。随着迎角的增加，在机翼前缘的上表面形成一个非常薄的流管。机翼的升力系数继续增加，压力中心继续向前移动。当迎角超过amax边界层时，分离点迅速向前移动，涡流区迅速扩展到整个机翼上表面。机翼前缘的吸力峰值急剧下降，机翼升力急剧下降，压力中心再次移向后部位置。3.阻力系

15、数随迎角变化，阻力系数曲线不与阻力系数等于零的水平线相交，表明飞机阻力在任何情况下都不等于零。当攻角等于零时，阻力系数最小，然后随着攻角绝对值的增大而增大，变化近似为抛物线。在一定攻角范围内，随着攻角的增大，CL和CD均呈线性增加，CD按抛物线规律增加。在小迎角范围内，迎角增加缓慢，然后比迎角增加快。CL达到最大值后，CL开始减小，而CD不仅继续增大，而且随着零升阻系数CD0的增大而急剧增大，4升阻比曲线、极曲线和升阻比K随着迎角的增大而增大，从负值到零再到最大值，然后随着迎角的增大而逐渐减小。当升力系数等于最大值时，升阻比没有达到最大值，但当迎角约为4时，升阻比达到最大值。升阻比也被称为空气

16、动力效率。对于每个迎角，可以得到升力系数和阻力系数。以升力系数为纵坐标，阻力系数为横坐标，在曲线的每一点标出迎角，得到极坐标图。极曲线从原点到曲线的切线的交点是达到最大升阻比的迎角，切线的斜率是最大升阻比。曲线最高点的纵坐标值是最大升力系数。最小阻力系数和迎角可以通过使用平行于纵坐标和tan的直线来获得当攻角大于临界攻角时，升力系数急剧减小，阻力系数急剧增大。这种现象被称为失速。失速导致机翼上表面的边界层大部分被分离，形成一个大的涡流区，造成很大的压力阻力失速。结果，飞机的速度和高度下降，机头下沉，机翼和尾翼振动，飞机的稳定性和机动性下降。(2)失速速度当飞机以临界迎角飞行时，飞机的失速速度vs为：当飞机水平飞行时，飞机的升力等于飞机的重力。在其他飞行条件下，飞机的升力等于飞机重力乘以载荷系数ny。从失速速度的计算公式可以得出，随着