4空气动力学机体形状.ppt

空气动力学,流体流动的基本概念 气流沿物体边缘的流动状态 机体几何外形和参数 作用在飞机上的空气动力 机翼附着物（冰、雪、霜）对翼型的影响 高速飞行的一些特点,流体流动的基本概念* 气流：空气的流动称为气流空气相对物体的流动，称为相对气流 相对运动原理：物体在静止的空气中运动和空气流过静止的物体，会产生同样的相对气流和同样的空气动力应用：对飞机进行试飞或利用飞机模型安装在风洞中来研究飞机空气动力的产生和变化连续性假设 将流体看成由无间隙的连续介质所组成，各种物理量都是空间和时间的连续性函数 0,流线和流线谱：在定常流动中，空气微团流过的路线（轨迹）叫作流线由许多流线所组成的图形，叫做流线谱一般情况下流线不能相交由许多流线所围成的管子称为流管流线间隔缩小，表明流管收缩；反之，表明流管扩张流体流动的两个基本定理1、连续性定理：质量守恒定律在流体力学上的应用形式当气流连续而稳定地流过一根流管时，在同一时间间隔内，流过流管任何切面的空气质量都是相等的 1V1S1 = 2V2S2 = 常数 低速流动的气体近似看作是不可压缩的,即1 = 2则得到低速空气动力学和液体流体动力学中常用的连续性方程。

V1S1 = V2S2 = 常数 上式表明，在不考虑压缩性的情况下，气流速度与流管的切面积成反比2, 伯努利定理：理想流体连续而稳定地在流管内流过时，在与外界没有能量交换情况下，则在流管内任一切面上流体的静压与动压之和为常数，即总压沿程不变伯努利定理实质上是能量守恒定理在流体力学中的应用定理表明，理想流体沿流管流动过程中，流速增大的地方，静压力必然减小，反之亦然这个定理不能用于高速气流中机翼上产生升力的原因：流经机翼上翼面的流管收缩，切面积变小下翼面的流管扩张，切面变大据连续性定理可知，上翼面的空气流速大于来流的流速下翼面的气流流速小于来流流速又据伯努力定理可知，上翼,面处气流的静压低于来流大气压强，而下翼面静压大于来流大气压强作用在机翼上、下表面的压强差的总和在垂直于相对气流方向的分力，就是机翼产生的升力升力方向与相对气流的方向垂直机翼上表面有一个最低压力点（气流流速最大）前缘处有一个最高压力点（气流速度为零）称为‘驻点’气流沿物体边缘的流动状态 附面层 附面层特性 气流分离机理及其危害,附面层：气流流经物体表面时，由于空气粘性影响而使贴近物体表面的气流流速逐渐减慢的空气层。

附面层内在物体表面处的流速为零通常把流速达到外部流速的99%这一点到表面的距离，称为该处附面层的厚度1）附面层的厚度沿气流方向逐渐加厚 （2）附面层内因为摩擦，使气流部分动能转化为热能，所以总压降低，并且沿气流方向各切面的总压均不同附面层外部可视为无粘性流动的气体附面层特性,（3）层流附面层和紊流附面层：在附面层内空气分层流动，各层互不混淆的流动状态称为层流附面层物体前部一般保持层流附面层状态；流经一段距离后，则转成空气微团上、下乱动的紊流状态，形成紊流附面层紊流附面层底部的速度梯度比层流附面层的大，所以造成的摩擦阻力要大得多 （4）转捩点：由层流附面层转变为紊流附面层的临界点对给定的飞机其机翼表面上的转捩点将随飞行速度的提高而前移；另外机翼表面粗糙也将使转捩点前移，从而增加摩擦阻力气流分离及其危害 （1）气流分离：流经物体的气流脱离物体表面，使物体后部形成大量涡流的现象气流开始脱离表面处称为气流分离点 （2）气流分离机理：附面层内流速低，外部高速气流流经翼型最低压力点后，沿途压力逐渐增大致使附面层内流动受到阻滞，甚至发生逆流迫使外部气流脱离翼型表面，并形成大量旋涡 （3）气流分离的危害：机翼气流分离会使升力突然大大下降、阻力剧增（压差阻力）引起飞机失速；机翼和尾翼发生抖振；操纵性和稳定性下降。

（4）影响气流分离的因素：物体外形、来流速度、来流与物体的相对位置及物体表面光洁度等机体几何外形和参数 翼型： 沿着飞机机身纵轴平行的方向剖一刀，所剖开来的剖面形状(通常也称为“翼剖面”) 影响翼型性能的最主要的参数是翼型的厚度和弯度及前缘半径和后缘角机翼剖面形状,层流翼型：具有较小的相对厚度和弯度其最大厚度位于离前缘40—50%的翼弦处，能使翼型上压强的最低点位于翼型靠后的部分有利于提高临界马赫数和延缓气流分离这种翼型用于高亚音速的飞机上菱形翼型：具有尖的前缘和小的相对厚度，用于超音速飞机机翼平面形状,机翼平面形状是飞机处于水平状态时，机翼在水平面上的投影形状（a）矩形；（b）梯形；（c）椭圆形；（d）后掠翼；（e）（f）和（g）为三角形和双三角形机翼平面的特征参数 1、翼展：左右两翼尖之间的距离L 2、平均几何弦长：机翼面积S与翼展L之比 3、平均气动弦长：不同平面形状的机翼对应当量矩形机翼的弦长当量矩形机翼与原机翼的面积及力矩特性相同 4、展弦比：翼展与平均几何弦长之比入 5、梯形比（根梢比）：翼根弦长与翼尖弦长之比 6、后掠角：机翼前缘与垂直于机身纵轴线的平面之间的夹角，称为前缘后掠角。

机翼四分之一弦线的连线与垂直于机身纵轴线的平面之间的夹角，称为后掠角，一般用x表示7、上反角和下反角：翼尖上翘为上反角，反之为下反角均为弦平面沿展向与垂直于飞机立轴的平面之间的夹角在飞机校装时，按给定位置进行测量 8、安装角：机翼翼弦平面与机身纵轴之间所夹的锐角，机翼的安装角为正，前缘上偏在校装时调大安装角称‘内洗’、调小安装角称‘外洗’ 9、纵向上反角：机翼安装角与飞机水平安定面安装角之差一般水平安定面的安装角为负，前缘下偏机身的几何形状和参数 前部：园头锥体 中部：等剖面园柱体 后部：尖削锥体 主要参数：总长、最大当量直径和相对位置、长细比作用在飞机上的空气动力 总空气动力：作用在飞机上的空气动力总和 压力中心：总空气动力作用线与飞机纵轴的交点 升力：在飞机对称面内总空气动力在垂直来流方向上的分量 阻力：在飞机对称面内总空气动力在平行来流方向上的分量v,飞机升力和阻力的计算公式,Y—升力； Q—阻力； ρ—空气密度； v —飞机与气流之间的相对速度； S —机翼面积；—升力系数；—阻力系数影响升力的因素:机翼面积 空气密度 飞行速度 升力系数机翼面积：飞机的升力与机翼面积成正比。

空气密度：飞机飞行环境的温度和高度通过大气密度的变化而体现温度和飞行高度愈高其密度愈小导致升力减小，只有高速飞机才适于高空飞行;高原机场和高的场温不利于飞机起飞飞行速度（相对气流的速度）：其它条件不变时，升力与速度的平方成正比当飞机有偏航角速度时，由于左右机翼的相对气流速度不同，会使飞机产生滚转力矩飞机的升力,升力系数：其它条件不变时升力与升力系数成正比升力系数是个综合参数，它是翼型、攻角、机翼平面形状等的函数翼型对升力系数的影响：弯度和厚度越大，升力系数越大升力系数随迎角的变化关系,1、攻角：翼弦与迎面气流(相对气流)之间所夹的锐角攻角通常也称为迎角2、升力系数随迎角的变化关系,2、 升力系数曲线 ：随着攻角的增大升力系数与迎角呈线性增大，当升力系数达到最大值后随迎角的增大而迅速减小 零升攻角：升力系数（升力）等于零时对应的攻角对称翼型的零升攻角等于零非对称翼型的零升攻角不等于零具有正弯度的翼型其零升攻角为一个小的负攻角临界攻角（失速攻角）：升力系数最大值所对应的攻角展弦比和梯形比越大，升力系数越大飞机机翼的翼展是有限的，在两翼尖附近，下翼面压强高的气流会绕过翼尖，旋向上翼面降低尖部上、下翼面的压强差，使机翼升力系数降低。

同面积的机翼选用大展弦比和梯形比，能减小翼尖的影响程度展弦比和梯形比对升力系数的影响：,飞机的阻力飞机阻力的表达式为：式中Cx—阻力系数，由实验得到是机翼翼型、平面形状、迎角及机身机翼等各部件布局的综合参数飞机的总阻力可分为：摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力和高速飞行时产生的波阻其中摩擦阻力、压差阻力和干扰阻力之和总称为‘废阻’影响飞机阻力的因素：阻力系数、机翼面积、空气密度及飞行速度摩擦阻力空气的粘性是产生摩擦阻力的原因摩擦阻力的大小取决于飞机表面面积、飞机表面的粗糙度及附面层的流动状态紊流附面层的摩擦阻力较大，在飞行速度较高的飞机上多采用层流翼型 压差阻力物体在空气中运动时，在物体前后产生的压强差引起的阻力压差阻力的大小取决于飞机的迎风面积、外形和飞机的攻角气流分离会使压差阻力急剧增大流线型物体可减少后部气流分离，明显降低压差阻力机翼采用合适的安装角和飞机在飞行中进行配平，其目的就是减小压差阻力提高经济性干扰阻力是由于流经飞机各部分之间的气流相互干扰而产生的一种额外阻力图所示为机身与机翼连接处，形成一个先收缩再扩张的流管，使翼根后部形成旋涡造成能量损失，产生干扰阻力情况正确布局飞机各部件之间的相对位置和在各部件连接处加装合适的“整流片”是减小干扰阻力的有效措施。

中单翼飞机的干扰阻力最小，下单翼最大，上单翼居中1,干扰阻力,诱导阻力诱导阻力是伴随着机翼上的升力产生而产生的一种升力面上特有的阻力升力愈大（迎角增大），诱导阻力愈大它是机翼翼尖涡流和机翼上翼面气流流过翼型后部产生下洗速度，使相对气流产生下洗角，总气动力向后倾斜而造成的为减小下洗的影响，可采取大的展弦比、椭园形或梯形机翼及增设翼尖小翼等措施低速飞机各种阻力随飞行速度和迎角的变化情况,1、废阻随速度提高而增大高速飞行时废阻占主导地位 2、诱导阻力随速度提高（迎角减小的过程）而减小低速飞行时诱导阻力占主导地位 3、小迎角飞行时废阻中的摩擦阻力占主导地位，大迎角飞行时压差阻力占主导地位l1,一,,飞机阻力系数随迎角的变化,1、在迎角等于零附近阻力系数最小，但不为零 2、阻力系数随迎角的绝对值增大而增大 3、升力系数为零（零升迎角）对应的阻力系数叫作‘零升阻力系数’飞机的升阻比,1、飞机的升阻比（K）：升力系数和阻力系数之比 2、K值的大小表示飞机气动效率的高低 3、在小迎角范围内，升阻比随迎角的增加而增大;升阻比的最大值对应的迎角约为4度左右，远远小于临界迎角是机翼的安装角确定的依据 4、超过最大升阻比对应的迎角后，由于阻力系数随迎角的增大而迅速增大，使升阻比减小。

飞机的极曲线 1、飞机的极曲线：在不同迎角下，升力系数随阻力系数的变化关系曲线 2、从坐标原点作极曲线的切线，切点即为最大升阻比对应的迎角值切线的斜率即为最大升阻比值 3、曲线的最高点即为最大升力系数值和对应的临界迎角 4、平行纵坐标作极曲线的切线，可得到最小阻力系数和对应的迎角飞机大攻角失速在飞机飞行中，机翼攻角大于临界攻角引起的失速机翼攻角大于临界攻角后，气流严重分离，升力系数迅速下降，并伴随有阻力剧增飞行中的飞机就会发生不能即刻阻止的机头下沉、飞机滚转、机翼尾翼抖动，并使飞机的操纵和稳定性下降各型飞机在使用中都规定一个 升力系数（小于最大升力系数）或迎角（小于临界迎角）的限制值，并且当飞机迎角探测器探测到其迎角达到限制值（大于失速速度7％）时，失速警告设备发出警告：警告喇叭、警告灯、抖杆器飞机的失速速度 1、定义（CCAR-25部）：‘飞机可以操纵的定常飞行的最小速度’此时飞机的迎角达到最大迎角的限制值 2、使用中影响飞机失速速度的主要因素：飞机重量：重量愈大失速速度越高载荷系数：载荷系数愈大失速速度越高增升装置：使用增升装置可降低失速速度向上垂直突风：向上垂直突风引起附加迎角，使失速速度提高。

压力中心和焦点,压力中心 ：作用在飞机上的总空气动力的作用线与飞机纵轴的交点在攻角不大的情况下，常近似地把总升力在纵轴上的作用点作为全机的压力中心在一定迎角范围内，压力中心位置随迎角的增大而前移 焦点 （空气动力中心）升力增量（迎角变化量引起的升力变化量）作用点焦点位置不随攻角改变，飞机从亚音速进入超音速时焦点位置将后移。