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航空名词的解释航空名词的解释气流气流 一、名词解释 1．气流 流动的空气称为气流 2．空气动力 空气流过物体或物体在空气中运动时,空气对物体的作用力称为空气动力如风吹 动红旗 飘摆,跑步时风迎面吹来 3．流线 表示空气微团流动路线的线称为流线 4．流管 两条相邻流线组成的空间称为流管 5．流线谱 流体流过物体时整个流线组成的图象称为流线谱根据流线谱可从理论上对空气动力作定 性的分析图 1—1—1 所示为垂直平板,斜置平板和流线体的流线谱 6．静压 静压是压能,是势能的一种它是空气垂直作用于物体单位表面积上的压力,用压强表示,在 静止的气流中其大小为空气的大气压 7．动压 动压是单位体积空气包含的动能,由于流速产生的附加压力不作用在物体表面 可用下 式表示 g=1/2ρv2 式中: g—动压;ρ—空气密度;v—气流速度 8．全压 气流的静压与动压之和称为全压 二、气流特性 1．可逆性原理 物体在静止的空气中运动或气流流过静止的物体,如果两者相对速度相等,物体上 所受的空 气动力完全相等 一般在研究,分析和实验时,采用气流流过物体的方法较为直观和简单根据此原 理只要相 对速度相等,它的结果与物体在空气中运动时所受的空气动力就一样。

2．连续性定理 这是描述流速与气流截面关系的定理气流稳定地流过直径变化的管子时,图 1—1—2,每秒 流入多少空气,也流出等量的空气所以管径粗处的气流速度较小,而管径细处较大可用下 式表示 S1V1＝S2V2＝常数 式中: S—管子截面积;V—流速 3．伯努利定理 是能量不灭定理在空气动力学中的应用,它描述空气动压、静压和总压之间的关系 1/2ρv12+p1=1/2ρv22+p2=p0(常数) 式中:1/2ρv2—动压;p—静压;p0—总压 流体在截面较大处(Ⅰ)仍流速较小,动压较小,静压较大,而 在截面较小处(Ⅱ)流速较大,动压 较大,静压较小 升力和阻力升力和阻力 一、名词解释 1．机翼 飞机上产生升力的部件称为机翼单翼机有左、右翼,图 1—1—3,双翼机有上、下翼2．翼尖 机翼的左右两个尖端部位称为翼尖 3．翼根 机翼的根部(通常是与机身连接处)称为翼根 4．前缘 机翼的前部边缘称为前线 5．后缘 机翼的后部边缘称为后缘 6．翼展 左、右两翼尖之间的距离称为翼展 7．翼型 机翼的横断面形状称为翼型,图 1—1—48．翼弦 翼型的前缘与后缘之间的连线称翼弦 9．弦长 前后缘的距离称为弦长(b)。

对于长方形机翼,弦长沿展向是不变的,其它形状的 机翼弦长沿 展向是变化的,此时用平均气动弦长(b平均)来表示,它可用下式计算 b平均=S/L式中: b平均—平均气动弦长;S—面积;L—翼展 10．展弦比 翼展与平均气动弦长之比称为展弦比(λ)可用下式计算 λ=L/b平均=L2/S 式中: λ—展弦比;L—翼展;b平均—平均气动弦长;S—面积 11．迎角 翼弦与相对气流的夹角称为迎角 12．付翼: 在机翼外侧后部可活动的舵面称为付翼 二、升力二、升力 从翼型流线谱中看出:相对气流稳定而连续地流过翼型时,上下表面的流线情况不 同上表 面流线密集流管细,其气流流速快、压力小;而下表面流线较稀疏,流管粗, 其气流流速慢,压 力较大因此,产生了上下压力差这个压力差就是空气动力(R), 它垂直流速方向的分力就 是升力(Y)如图 1—1—5 所示流过各个剖面升力总合就是机翼的升力升力维持飞机在 空中飞行三、阻力的产生三、阻力的产生 空气动力沿气流方向的分力阻碍飞机在空气中前进的力称为阻力,图 1—1—5 中 “X”机翼 的阻力包括压差阻力、摩擦阻力和诱导阻力 1．压差阻力: 相对气流流过机翼时,机翼前缘的气流受阻,流速减慢,压力增大;而机翼后缘气 流分离,形成 涡流区,压力减小。

这样,机翼前后产生压力差形成阻力这个阻力称为压差阻力(图 1—1— 6)2．摩擦阻力 在飞行中,空气贴着飞机表面流过,由于空气具有粘性,与飞机表面发生摩擦,产 生了阻止飞机 前进的摩擦阻力(图 1—1—7)3．诱导阻力 伴随升力的产生而产生的阻力称为诱导阻力,图 1—1—8机翼产生升力时,下表面的压力比上表面的压力大空气从下表面绕过翼尖向上表面流去使 翼尖气流发生扭转而形成翼尖涡流(如图 1—1—8A)翼尖气流扭转,产生下洗速度,气流方向向下倾斜,形成洗流(如图 1—1—8B)升力亦随之向后倾斜实际有效的升力应与飞行速 度垂直,可求出“有效”升力和诱导阻力(X诱导),(如图 1—1—9)四、影响升力和阻力的因素四、影响升力和阻力的因素 1．机翼迎角的影响 (1)在一定范围内,机翼迎角增加,升力则增大因为机翼迎角增加后,机翼上表面气流的流线 更加密集,流速更块,压力更小(吸力更大),压差更大 (2)机翼迎角增加,阻力随之增大因为随着机翼迎角的增加,机翼后部的涡流区也不断扩大, 压力减小;而机翼前部气流压力增大,前后压力差(阻力)增大机翼升力增加诱导阻力页随之 增加 2．速度的影响 相对气流的速度越大,升力和阻力就越大。

实验证明:升力和阻力与速度的平方成正比 (1)根据柏努利定理,机翼上表面的相对气流流速越快,静压越小,上下压力差则越大,升力就越 大 (2)气流流速越快,机翼前部的气流动压越大,受档后转换成的静压也就越大,前后压力差也越 大压差阻力越大．另外由于相对速度大摩擦阻力也随之增大 3．空气密度的影响: 空气密度越大,升力和阻力越大升力、阻力的大小与空气密度成正比根据动压公式 (g=1/2ρv2),空气密度增大后,气流流过机翼时的动压变化大所以机翼上下的压力差和机翼 前后的压力差变化也大 4．机真的影响 (1)面积:升力和阻力与面积成正比 (2)平面形状:机翼产生升力后出现涡流,使上翼面压强增加,下翼面压强减小,机翼升力受到损 失,并产生诱导阻力当机翼平面形状接近椭圆形时,升力损失最小,诱导阻力也较小,平面形 状为矩形的机翼升力损失较大,诱导阻力也较大而梯形机翼居两者之间,因此椭圆形机翼空 气动力性能最好 (3)展弦比:展弦比越大涡流影响所占的比例越小,升力损失和诱导阻力也越小 5．翼型的影响 相对厚度:翼型的最大厚度(c)占翼弦(b)的百分比,称作相对厚度(C-),表示翼型的厚薄程度 公式:s-=c/b×100% 中弧线弯度:翼型中线与冀弦之间的最大距离(f)占翼弦(b)的百分比,叫做中弧 线相对弯度(f-),表 示翼型的弯曲程度。

公式:f-=f/b×100% 在一定范围内,翼型的相对厚度、中弧线弯度越大,机翼上表面的流线越密,流速越快,压力越 小,因而上下压力差越大,升力也越大,阻力也随之增大 6．表面质量的影响 飞机表面越光滑,摩擦阻力越小;表面越粗糙,摩擦阻力则越大 飞机各部外形的流线型越好,则阻力越小 五、升力和阻力公式五、升力和阻力公式 根据升力、阻力与上述诸因素的关系,升力、阻力公式如下: 升力:Y=Cy 1/2 ρv2s 阻力:X=Cx 1/2 ρv2s 式中:Y—升力;X—阻力;ρ—空气密度;s—机翼面积;Cy—升力系数;Cx—阻力系数;v—气流速 度 Cy、Cx是翼型、迎角、机翼形状、飞机表面光滑和流线性对升力、阻力大小的影响其数 值通过实验测得 飞行中,机翼翼型、面积和形状及飞机状况等一般是不变的在同一高度飞行时,空气密度也 可看成相对不变那么,升力和阻力的大小就取决于速度和迎角在飞行中,是用改变速度、 改变迎角来改变升力和阻力 六、升力系数曲线和阻力系数曲线六、升力系数曲线和阻力系数曲线 1．升力系数曲线 是表示机翼迎角对升力影响的曲线翼型确定后升力系数的大小与迎角有关升力系数随 迎角的变化可用风洞实验测定。

如表 1—1—1 系实测的某型飞机升力系数数值表 1—1—1α -1°0°2°6°8.9°10°14° 16° 18° 19° 20°Cy00.073 0.222 0.52 0.738 0.822 1.12 1.27 1.36 1.37 1.35从升力系数曲线图中可以看出: ·曲线与横座标的交点,为零升力迎角 ·在一定范围内,升力系数随迎角的增加而增大 ·曲线最高点的升力系数最大,这一点所对应的迎角,叫做临界迎角(即获得最大升力系数的迎 角,如图中 19°)超过临界迎角后,迎角再增大时升力系数反而减小 2．阻力系数曲线 是表示机翼迎角对阻力的影响的曲线阻力系数随迎角的变化数据亦可由风洞实验测得 依据这些数据,即可绘出阻力系数曲线图 在小迎角范围内,迎角增加阻力系数增加很小;而在迎角较大时,阻力系数增加较多超过临 界迎角后,阻力系数急剧增加这是由于,随着迎角增大,涡流区迅速扩大,压差阻力增大的缘 故空气动力特性空气动力特性 一、升阻比与有利迎角一、升阻比与有利迎角: 1．升阻比(K): 同一迎角的升力与阻力之比,叫升阻比升阻比是表示飞机的空气动力性能的参数K=y/x=(1/2Cyρv2s)/(1/2Cxρv2s)=Cy/Cx 从式中看出:升阻比就是升力系数与阻力系数之比,随迎角的改变而改变。

2．有利迎角: 随着迎角的变化,升力和阻力的变化情况有所不同能获得最大升阻比的迎角,叫 有利迎角在小于有利迎角的范围内,随着迎角的增大,升阻比逐渐增加;超过有利迎角后, 迎角再增大, 升阻比反而减小 二、失速二、失速 超过临界迎角后,产生严重的分离,升力急剧下降而不能保持正常飞行的现象,叫失速 1．失速的征候 (1)飞机抖动并左右摇晃:这是因为机翼上表面气流强烈分离而产生大量涡流,引起升力时大 时小,和左、右翼的升力变化不均造成的 (2)杆舵抖动、操纵变轻:飞机超过临界迎角时,机翼上表面的气流强烈分离,产生了大量涡流, 影响到各个舵面,所以杆舵发生抖动;涡流区内的压力较小,所以杆舵变轻 (3)飞机下降、机头下沉:超过临界迎角后,会使气流分离,升力下降;另外,由于阻力增大,速度 减小,也使升力降低当升力不能维持飞机的重力时就会使飞机下降;促使机头下沉 2．失速的处理 判明失速后,应立即推杆减小迎角,恢复升力待飞机获得速度后,即可转入正常飞行 三、空气动力性能曲线三、空气动力性能曲线: 1．性质角(θ) 总空气动力(R)与升力(Y)间的夹角,叫性质角 从图中看出:性质角越小,升阻比越大;反之,性质角越大;升阻比越小。

性质角是由升阻比的决 定的反映升力与阻力的比值所以把它叫做性质角 2．空气动力特性曲线: 飞机的升力系数和阻力系数随迎角变化的关系,在座标中用一条曲线面出来,这条 曲线就是 空气动力特性曲线(又称极曲线)图 1—1—15A)曲线的纵座标代表升力系数,横座标代表阻力系数曲线上的每一点代表一个迎角从曲线 可看到各迎角的升力系数、阻力系数和性质角另外,还可看到几个特殊迎角 ·曲线与横主座标的交点(-4°)是零升力迎角 ·曲线最高点(16°),升力系数最大,对应临界迎角 ·由座标原点(O)向曲线作切线,切点(8°)的性质角最小,升阻比最大,这个迎角 即是有利迎角 四、双翼的空气动力特点四、双翼的空气动力特点: 1．升力 气流流过机翼时,由于下翼处在上翼的下面,其气流流速会受上翼下表面流速减慢 的影响而 变慢,以致使下翼的升力减小 2．阻力 由于双翼机的上下翼之间相隔很近,上下翼的翼尖涡流相互影响,而使总的翼尖涡 流增加,从 而使诱导阻力增大 超轻型飞机的速度很小,欲获得足够的升力,就需要面积较大的机翼为了使结构 重量较轻, 有些超轻型飞机采用双翼的结构形式如“蜜蜂”3 型超轻型飞机 螺旋桨螺旋桨 一、工作原理 可以把螺旋桨看成是一个一面旋转一面前进的机翼进行讨论。

流经桨叶各剖面的气 流由沿旋转轴方向的前进速度和旋转产生的切线速度合成在螺旋桨半径 r1和 r2(r1＜r2)两 处各取极小一段,讨论桨叶上的气流情况V—轴向速度;n—螺旋桨转速;φ。