第二章飛行原理.ppt

1、,2.2.1 相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理,相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理圖,2.2.2 穩(wěn)定氣流,要研究空氣動(dòng)力，首先要了解氣流的特性。氣流特性是指空氣在流動(dòng)中各點(diǎn)的速度、壓力和密度等參數(shù)的變化規(guī)律。而穩(wěn)定氣流是指空氣在流動(dòng)時(shí)，空間各點(diǎn)上的參數(shù)不隨時(shí)間而變化。反之就是不穩(wěn)定氣流。 在穩(wěn)定氣流中，空氣微團(tuán)流動(dòng)的路線叫做流線。流體流過(guò)不同形狀的物體時(shí)有不同的“流線譜”。,2.2.2 穩(wěn)定氣流,翼剖面流線譜,圓柱體流線譜,2.2.2 穩(wěn)定氣流,斜立平板流線譜,流管,2.2.3 連續(xù)性定理,當(dāng)流體連續(xù)不斷而穩(wěn)定地流過(guò)一個(gè)粗細(xì)不等的變截面管道時(shí)，在管道粗的地方流速比較慢，在管道細(xì)的地方流速比較快。 這是由于管道中任一部分的流體不能中斷

2、也不能堆積，因此在同一時(shí)間，流進(jìn)任一截面的流體質(zhì)量和從另一截面的流出的流體質(zhì)量應(yīng)該相等。這就是質(zhì)量守恒定律。,返回,2.2.3 連續(xù)性定理,單位時(shí)間內(nèi)流過(guò)截面的流體質(zhì)量，即質(zhì)量流量qm: qm=vA 流體密度，kg/m3； v 流體流速，m/s ； A 所取截面面積，m2； 單位時(shí)間內(nèi)通過(guò)截面A-A和B-B的流體的質(zhì)量流量應(yīng)相等 qm1=qm2=常數(shù) 1v1A12v2A2常數(shù) 這就是質(zhì)量方程或連續(xù)方程。,2.2.3 連續(xù)性定理,2.2.4 伯努利定理,伯努利定理是描述流體的壓強(qiáng)和速度之間的關(guān)系可以用實(shí)驗(yàn)說(shuō)明。如圖在粗細(xì)不均的管道中在不同截面積處安裝三根一樣粗細(xì)的玻璃管，首先把容器和管道的進(jìn)口和

3、出口開(kāi)頭都關(guān)閉，此時(shí)管道中的流體沒(méi)有流動(dòng)，不同截面處（A-A、B-B、C-C）的流體流速均為零，三根玻璃管中的液面高度同容器中的液面高度一樣。 這表明，不同截面處的流體的壓強(qiáng)都是相等的?，F(xiàn)在把進(jìn)口和出口的開(kāi)頭同時(shí)都打開(kāi)，使管道中的流體穩(wěn)定地流動(dòng)，并保持容器中的液面高度不變。此時(shí)三根玻璃管中的液面高度都降低了，且不同截面處的液面高度各不相同，這說(shuō)明流體在流動(dòng)過(guò)程中，不同截面處的壓強(qiáng)也不相同。,2.2.4 伯努利定理,2.2.4 伯努利定理,同過(guò)以上實(shí)驗(yàn)我們可以得到一個(gè)數(shù)學(xué)表達(dá)式來(lái)表示： =常數(shù) 式中： 靜壓力； 動(dòng)壓； 全壓。 因當(dāng)注意，以上定理在下述條件下才成立： （1） 氣流是連續(xù)的、穩(wěn)定的

4、。 （2） 流動(dòng)中的空氣與外界沒(méi)有能量交換。 （3） 氣流中沒(méi)有摩擦，或變化很小，可以忽略不計(jì)。 （4） 空氣的密度沒(méi)有變化，或變化很小，可以認(rèn)為不變。,飛行器的分類、構(gòu)成與功用,2.3 升力與阻力的產(chǎn)生,重力,阻力,推力,飛行受力圖,2.2.4 伯努利定理,同過(guò)以上實(shí)驗(yàn)我們可以得到一個(gè)數(shù)學(xué)表達(dá)式來(lái)表示： =常數(shù) 式中： 靜壓力； 動(dòng)壓； 全壓。 因當(dāng)注意，以上定理在下述條件下才成立： （1） 氣流是連續(xù)的、穩(wěn)定的。 （2） 流動(dòng)中的空氣與外界沒(méi)有能量交換。 （3） 氣流中沒(méi)有摩擦，或變化很小，可以忽略不計(jì)。 （4） 空氣的密度沒(méi)有變化，或變化很小，可以認(rèn)為不變。,2.3.1 機(jī)翼的形狀,從空

5、氣動(dòng)力角度看，飛機(jī)的幾何外型由機(jī)翼 、機(jī)身和尾翼（分水平尾翼和垂直尾翼）等主要部件的外型共同構(gòu)成。 機(jī)翼是產(chǎn)生升力和阻力的主要部件。作用于機(jī)翼上的空氣動(dòng)力情況與飛機(jī)的性能密切相關(guān)，而機(jī)翼的空氣動(dòng)力特性受到機(jī)翼外型的影響。機(jī)翼的幾何外型可以分為機(jī)翼平面幾何形狀和翼剖面幾何形狀。,2.3.1 機(jī)翼的形狀,1、機(jī)翼平面幾何參數(shù) 如圖所示，平面幾何形狀中最重要的幾何尺寸有： 翼展長(zhǎng) b 表征機(jī)翼左右翼梢之間最大的橫向距離； 外露翼根弦長(zhǎng)C0 和翼梢弦長(zhǎng)C1； 前緣后掠角A0 機(jī)翼前緣線同垂直于翼根 對(duì)稱平面的直線之間的夾角； 毛機(jī)翼根弦長(zhǎng) 沿前緣與后緣線作延長(zhǎng)線與機(jī)身中心線相交時(shí)所得的長(zhǎng)度，這是一個(gè)假

6、想的弦長(zhǎng)。,2.3.1 機(jī)翼的形狀,1.2.1 我國(guó)的航空工業(yè),殲-5,1.2.1 我國(guó)近代先進(jìn)的戰(zhàn)斗飛機(jī),梟-龍 FC-1,2.3.1 機(jī)翼的形狀,1、機(jī)翼平面幾何參數(shù) 對(duì)于直邊形機(jī)翼， 稱為外露機(jī)翼的幾何平均弦長(zhǎng)；如果機(jī)身和外露機(jī)翼連接段的寬度為D，則外露機(jī)翼的翼展為(b-D)；外露機(jī)翼的平面面積為： 外露機(jī)翼是氣流真實(shí)流過(guò)的，產(chǎn)生空氣動(dòng)力的機(jī)翼。,2.3.1 機(jī)翼的形狀,2.3.1 機(jī)翼的形狀,1、機(jī)翼平面幾何參數(shù) 除了以上的幾個(gè)參數(shù)外還有兩個(gè)重要的平面參數(shù)，即機(jī)翼的展弦比和梯形比。展弦比是指機(jī)翼展長(zhǎng)與平均幾何弦長(zhǎng)之比，梢根比是指機(jī)翼梢弦長(zhǎng)之比。就毛機(jī)翼而言，它的展弦比和梯形比分別為：,

7、2.3.1 機(jī)翼的形狀,2、翼形幾何外型的參數(shù) 用平行于對(duì)稱平面的切平面切割機(jī)翼所得的剖面，如圖2.8上的e-e剖面，稱為翼剖面（簡(jiǎn)稱翼型）。 一般，翼型的幾何形狀可分為兩大類。一類是圓頭尖尾翼型，另一類是尖頭尖尾翼型。 飛機(jī)上采用的絕大多數(shù)為圓頭尖尾翼型。在每類翼形中又分對(duì)稱翼型和非對(duì)稱翼型，如圖2-9所示。平板和彎板是最古老、最簡(jiǎn)單的尖頭尖尾翼型，但他們的空氣動(dòng)力性能太差，結(jié)構(gòu)受力情況也不好，只在航空發(fā)展的初期被采用過(guò)，目前只有理論研究?jī)r(jià)值。,2.3.1 機(jī)翼的形狀,2、翼形幾何外型的參數(shù),圖2.9 翼型的幾何形狀,對(duì)稱翼型,非對(duì)稱翼型,圓頭尖尾型,尖頭尖尾型,（菱形翼型）,（平板翼型）,

8、（彎板翼型）,2.3.1 機(jī)翼的形狀,2、翼形幾何外型的參數(shù) 現(xiàn)在討論翼型幾何外形的參數(shù)： （1）幾何弦長(zhǎng) c。即連接翼形的前緣點(diǎn)（x=0）和后緣點(diǎn)（x=c）的直線長(zhǎng)度，這是一個(gè)基準(zhǔn)長(zhǎng)度。 （2）厚度分布 yt 。稱為有厚度的對(duì)稱翼型。它的上下翼面坐標(biāo)如用y u和y1表示，則有 y1 = -yu 。 （3）有厚度的非對(duì)稱尾翼。構(gòu)造非對(duì)稱翼型的“骨架”，稱為中弧線的彎板，它的高度 yt 的分布稱為彎度分布。,2.3.1 機(jī)翼的形狀,x,2、翼形幾何外型的參數(shù),2.3.1 機(jī)翼的形狀,2、 翼形幾何外型的參數(shù) 得到有厚度的非對(duì)稱翼形，上下翼面的坐標(biāo)值的表達(dá)式為： yu = yf+ yt y1 =

9、yf - yt yf = 1/2(yu + y1) yt = 1/2(yu y1) 按機(jī)身橫截面積Ssh (x)沿軸線的分布如下式:,2.3.1 機(jī)翼的形狀,2.3.2 升 力,2.3.2 升 力,1、 機(jī)翼升力的產(chǎn)生 空氣流過(guò)機(jī)翼的流線譜如圖，這樣機(jī)翼上、下表面產(chǎn)生壓力差。垂直于相對(duì)氣流方向的壓力差的總和，就是升力。 機(jī)翼升力的著眼點(diǎn)，即升力作用線與翼弦的交點(diǎn)叫壓力中心。,2.3.2 升 力,2、 機(jī)翼表面的壓力分布 機(jī)翼表面上各個(gè)點(diǎn)的壓力大小，可以用箭頭長(zhǎng)短來(lái)表示如圖。 箭頭方向朝外，表示比大氣壓力低的吸力或叫負(fù)壓力； 箭頭指向機(jī)翼表面，表示比大氣壓力高的正壓力，簡(jiǎn)稱壓力。 把各個(gè)箭頭的外

10、端用平滑的曲線連接起來(lái)，這就是用向量表示的機(jī)翼壓力分布圖。 圖上吸力用“-”表示，壓力用“+”表示。,2.3.2 升 力,圖2.15 用向量法表示機(jī)翼壓力分布,2.3.2 升 力,3、機(jī)翼的迎角 相對(duì)氣流與機(jī)翼之間的相對(duì)位置，用迎角表示如圖。 迎角 ：翼弦與相對(duì)氣流方向所夾的角叫迎角。 相對(duì)氣流方向指向機(jī)翼上表面，為負(fù)迎角；反之,為正迎角. 相對(duì)氣流方向與翼弦重合，迎角為零。 飛行中，飛行員可通過(guò)前后移動(dòng)駕駛盤來(lái)改變迎角的大小或者正負(fù)。正常飛行中經(jīng)常使用的是正迎角。,2.3.2 升 力,圖2.15機(jī)翼迎角,圖2.15機(jī)翼迎角,2.3.2 升 力,3、機(jī)翼的迎角 飛機(jī)在飛行中，會(huì)有不同的飛行姿態(tài)

11、。飛行姿態(tài)不同，迎角的正、負(fù)、大、小一般也不同。 判斷迎角的正、負(fù)、大、小，應(yīng)當(dāng)根據(jù)迎角本身的含義，即相對(duì)氣流方向和翼弦平面下表面的夾角為正迎角，相對(duì)氣流方向和翼弦平面上表面的夾角為負(fù)迎角。 機(jī)翼的迎角改變后，流線譜會(huì)改變，壓力分布也隨之改變，壓力中心發(fā)生前后移動(dòng)，如圖2.16。,2.3.2 升 力,3、機(jī)翼的迎角,壓力中心,Y,2.3.2 升 力,3、機(jī)翼的迎角,2.3.3 阻 力,1、摩擦阻力 空氣是有粘性的，當(dāng)它流過(guò)飛機(jī)表面時(shí)，就要產(chǎn)生摩擦阻力。 空氣流過(guò)飛機(jī)時(shí)，在貼近表面的地方，由于空氣粘性的影響，有一層氣流速度逐漸降低的空氣流動(dòng)層，叫做附面層。 如圖可以看出附面層的底部速度為零，往外

12、速度逐漸增大，到附面層邊界，速度不再變化，等于附面層外主流的速度。,2.3.3 阻 力,2、壓差阻力 凡是運(yùn)動(dòng)的物體因前后壓差而形成的阻力，叫做壓差阻力。 飛行中，空氣流過(guò)機(jī)翼時(shí)，在機(jī)翼前緣受到阻擋，流速減慢，壓力增大；在機(jī)翼的后緣，由于氣流分離形成渦流區(qū)，壓力減小如圖。因此形成壓差阻力。,2.3.3 阻 力,2、壓差阻力,2.3.3 阻 力,2、壓差阻力,（a）,（c）,2.3.3 阻 力,3、誘導(dǎo)阻力 誘導(dǎo)阻力是隨升力而產(chǎn)生的，如果沒(méi)有升力，也就不存在誘導(dǎo)阻力。 飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力主要來(lái)自機(jī)翼，當(dāng)機(jī)翼產(chǎn)生升力時(shí)，下面的壓力比上面的大，下表面的空氣就會(huì)繞過(guò)翼尖向上表面流去，這樣就會(huì)在翼尖部分形成

13、扭轉(zhuǎn)的翼尖渦流（如圖2.20）。,2.3.3 阻 力,3、誘導(dǎo)阻力,圖2.20 翼尖渦流,2.3.3 阻 力,3、誘導(dǎo)阻力 翼尖渦流使流過(guò)機(jī)翼的空氣產(chǎn)生下洗速度w。流過(guò)機(jī)翼的空氣，沿著相對(duì)氣流速度和下洗速度的合速度方向流動(dòng)，向下傾斜形成下洗流（圖2.21）。 氣流方向向下的傾斜角度，叫下洗角。 我們經(jīng)常可以看到，飛行中的飛機(jī)翼尖處拖著兩條白霧狀的渦流索。這是因?yàn)樾D(zhuǎn)著的翼尖渦流范圍內(nèi)壓力很低，如果空氣中所含水蒸汽因膨脹冷卻，就會(huì)凝結(jié)成水珠，顯示出了翼尖渦流的蹤跡。,2.5.1 高速氣流特性,激波的獨(dú)特流動(dòng)現(xiàn)象,2.5.1 高速氣流特性,激波的獨(dú)特流動(dòng)現(xiàn)象,2.3.3 阻 力,3、誘導(dǎo)阻力,下洗

14、角,2.3.3 阻 力,3、誘導(dǎo)阻力 我們利用圖2.22來(lái)分析產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力的原因。升力是和相對(duì)氣流方向垂直的。空氣流過(guò)機(jī)翼的速度v與下洗速度w合成后的洗流速度v1的方向下傾，機(jī)翼升力也相應(yīng)向后傾斜同一角度。 這時(shí)，升力垂直于飛行速度方向的分力Y實(shí)際起著升力的作用，但其平行于飛機(jī)速度方向的分力則起著阻力的作用。這個(gè)附加阻力就是誘導(dǎo)阻力，它是由于氣流下洗使原來(lái)的升力偏轉(zhuǎn)而引起的。,2.3.3 阻 力,3、誘導(dǎo)阻力,L,v,Dy,w,v1,洗 流,下洗速度,圖2.22 誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生,2.3.3 阻 力,3、誘導(dǎo)阻力 機(jī)翼的平面形狀不同，誘導(dǎo)阻力也不同。在其它因素相同的條件（比如速度和升力）下，橢圓

15、形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小，矩形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最大，梯形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力介于其中。 橢圓形機(jī)翼雖然誘導(dǎo)阻力最小，但制造施工復(fù)雜，一般多使用梯形機(jī)翼。機(jī)翼面積相同，而展弦比不同的兩架飛機(jī)在相同升力的情況下，其誘導(dǎo)阻力也大小不同。展弦比大，則誘導(dǎo)阻力?。徽瓜冶刃?，則誘導(dǎo)阻力大（見(jiàn)圖2.23）。,2.3.3 阻 力,2.3.3 阻 力,3、誘導(dǎo)阻力 來(lái)較大的誘導(dǎo)阻力；大展弦比產(chǎn)生的下洗速度較小，升力傾斜的也小，所以誘導(dǎo)阻力比較小。 翼尖掛有副油箱（圖2-24A），空氣繞翼尖的上下流動(dòng)受到限制。這相當(dāng)于增大了機(jī)翼展弦比，故誘導(dǎo)阻力降低。 還可采取增加展弦比的其它措施，如機(jī)翼上裝翼梢小翼（圖2-24B）。,2.

16、3.3 阻 力,2.3.3 阻 力,4、干擾阻力 飛行中，整架飛機(jī)的阻力往往大于機(jī)翼、機(jī)身、尾翼及其他部件單獨(dú)在同樣氣流中的阻力的總和。這種因?yàn)楦鞑糠謿饬骰ハ喔蓴_所引起的阻力，叫干擾阻力。 機(jī)身與機(jī)翼的結(jié)合部分，機(jī)翼下面懸掛的副油箱或發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙都會(huì)產(chǎn)生干擾阻力。,2.3.3 阻 力,4 、干擾阻力,圖2.25 機(jī)翼和機(jī)身之間形成的氣流通道造成氣流的干擾,2.3.4 影響升力與阻力的因素,升力和阻力是在飛機(jī)與空氣之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)中產(chǎn)生的，影響升力與阻力的基本因素有：,2.3.4 影響升力與阻力的因素,1、迎角對(duì)升力和阻力的因素 （1） 迎角對(duì)升力的影響 在飛行速度等其他條件相同的情況下，得到最大升

17、力的迎角，叫做臨界迎角。 在小于臨界迎角的范圍內(nèi)增大迎角，升力增大；超過(guò)臨界迎角后，再增大迎角升力反而減小。 這是因?yàn)橛窃龃髸r(shí)，一方面在機(jī)翼上表面前部流線更為彎曲、流管變細(xì)、流速加快、壓力降低、吸力增大；同時(shí)，在機(jī)翼的下表面，氣流受到阻擋、流管變粗、流速減慢、壓力增大、使升力增大。,2.3.4 影響升力與阻力的因素,1、迎角對(duì)升力和阻力的因素 （2） 迎角改變對(duì)機(jī)翼阻力的影響 在低速飛行時(shí)，機(jī)翼的阻力有：摩擦阻力、壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。 迎角增大，摩擦阻力一般變化不大。迎角增大，分離點(diǎn)前移，機(jī)翼后部的渦流區(qū)擴(kuò)大，壓力減小、機(jī)翼前后的壓力差增大，故壓差阻力增加。迎角增大到超過(guò)臨界迎角以后，由于分

18、離點(diǎn)迅速前移，渦流區(qū)迅速擴(kuò)大，壓力急劇增加。 迎角小于臨界迎角的情況下，迎角增大時(shí)，由于機(jī)翼上、下表面的壓力差增大，使翼尖渦流的作用更強(qiáng)，下洗角增大，導(dǎo)致實(shí)際升力更向后傾斜，故誘導(dǎo)阻力增大。超過(guò)臨界迎角后，迎角增大，由于升力降低，故誘導(dǎo)阻力隨之減小。,2.3.4 影響升力與阻力的因素,2、飛行速度v和空氣密度對(duì)升力、阻力的影響 （1）飛行速度的影響 飛行速度越大，升力和阻力也越大 在同一迎角下機(jī)翼流線譜，即機(jī)翼周圍的流管形狀基本上是不隨飛行速度而變的。飛行速度愈大，機(jī)翼上表面的氣流速度將增大得愈多，壓力降低愈多；同時(shí)，機(jī)翼下表面的氣流速度減小得愈多，壓力也增加愈多。于是機(jī)翼上、下表面的壓力差相

19、應(yīng)增大，升力也相應(yīng)增大。,2.3.4 影響升力與阻力的因素,2、飛行速度v和空氣密度對(duì)升力、阻力的影響 （2）空氣密度 空氣密度的增大，空氣動(dòng)力大，升力和阻力自然也大。這是因?yàn)椋諝饷芏仍龃?，則當(dāng)空氣流過(guò)機(jī)翼，速度發(fā)生變化時(shí)，動(dòng)壓變化也大，作用在機(jī)翼上表面的吸力和下表面的正壓力也都增大。所以，機(jī)翼的升力和阻力隨空氣密度的增大而增大。,2.3.4 影響升力與阻力的因素,2、飛行速度v和空氣密度對(duì)升力、阻力的影響 （3）機(jī)翼面積、機(jī)翼形狀和表面質(zhì)量對(duì)升力、阻力的影響 1）機(jī)翼面積 機(jī)翼面積大，上下表面壓力差的總和增大，升力增加，另外與空氣摩擦的面積也大。 2）機(jī)翼形狀 機(jī)翼形狀對(duì)升、阻力的影響很大

20、。 機(jī)翼的相對(duì)厚度大，機(jī)翼的升力和阻力也大。因?yàn)橄鄬?duì)厚度大機(jī)翼的上表面彎曲程度也會(huì)大，因?yàn)檫@樣一方面使空氣流過(guò)機(jī)翼上表面流速增快得多，壓力也降低的多，升力大；另一方面最低壓力點(diǎn)的壓力小，分離點(diǎn)靠前，渦流區(qū)變大，壓差阻力大。,2.3.4 影響升力與阻力的因素,2、飛行速度v和空氣密度對(duì)升力、阻力的影響 （3）機(jī)翼面積、機(jī)翼形狀和表面質(zhì)量對(duì)升力、阻力的影響 3）飛機(jī)表面質(zhì)量 飛機(jī)表面光滑與否對(duì)摩擦阻力影響很大。飛機(jī)表面越粗糙，附面層越厚，轉(zhuǎn)折點(diǎn)越靠前，層流段縮短，紊流段增長(zhǎng)，粘性摩擦急劇，摩擦阻力增大。因此，保持好飛機(jī)表面光滑，就能減小飛機(jī)阻力。減小飛機(jī)阻力可采取的措施有以下： 要減小摩擦阻力,設(shè)

21、計(jì)時(shí)應(yīng)盡可能縮小飛機(jī)與空氣相接觸的表面積。 要減小壓差阻力，應(yīng)盡可能將暴露在空氣中的各個(gè)部件或零件做成流線型的外型，并減小迎風(fēng)面積。 要減小誘導(dǎo)阻力，低速飛機(jī)可增大展弦比和采用梯形翼 要減小干擾阻力，設(shè)計(jì)時(shí)要妥善按排飛機(jī)各部件的相對(duì)位置， 同時(shí)在各部件連接處安裝整流包皮。,2.3.4 影響升力與阻力的因素,2、飛行速度v和空氣密度對(duì)升力、阻力的影響 歸納影響升、阻力大小的因素，可寫成升力和阻力的計(jì)算 公式如下： 升力公式 阻力公式 升 、阻力公式綜合表達(dá)了影響升、阻力的諸因素與升、阻力大小的關(guān)系。式中，空氣密度、飛行速度和機(jī)翼面積對(duì)升、阻力大小的影響，已在前面敘述過(guò)，這里著重分析升力系數(shù)和阻力

22、系數(shù)。,2.3.5 空氣動(dòng)力的實(shí)驗(yàn)設(shè)備 風(fēng)洞,飛機(jī)的升力和阻力大小及其相對(duì)關(guān)系，對(duì)于飛機(jī)性能有很大的影響，要提高飛機(jī)的飛行性能，應(yīng)是升力大、阻力小，從而使得飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性良好。怎樣知道飛機(jī)升力和阻力的變化數(shù)量的大小呢？ 除了進(jìn)行必要的計(jì)算之外，最重要的途徑是通過(guò)實(shí)驗(yàn)的方法，獲得必要的數(shù)據(jù)。目前應(yīng)用最廣泛的是風(fēng)洞技術(shù)。 為了保證風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果盡可能與飛行實(shí)際情況相符，必須做到下列幾點(diǎn)：,2.3.5 空氣動(dòng)力的實(shí)驗(yàn)設(shè)備 風(fēng)洞,第一、必須把試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃驼鎸?shí)飛機(jī)的形狀做到盡可能相似，即把模型各部分的幾何尺寸按真實(shí)飛機(jī)的尺寸以同一比例縮小。 第二、必須使真實(shí)飛機(jī)同模型的各對(duì)應(yīng)部分的氣流速度大小做成同一比

23、例，而且流速方向也要相同。 第三、實(shí)驗(yàn)時(shí)風(fēng)洞中的氣流擾動(dòng)情況，也要與實(shí)際飛行時(shí)的氣流擾動(dòng)情況相同。 第四、還必須使作用于模型上的空氣動(dòng)力同作用于真實(shí)飛機(jī)上的空氣動(dòng)力的大小成比例。,2.3.5 空氣動(dòng)力的實(shí)驗(yàn)設(shè)備 風(fēng)洞,“雷諾”數(shù) “雷諾”數(shù)是用來(lái)表明摩擦阻力在模型或真飛機(jī)的總阻力中所占比例大小的一個(gè)系數(shù)?！袄字Z”數(shù)與摩擦阻力在總阻力中所占的比例大小成反比，即“雷諾”大，則摩擦阻力所占的比例?。环粗畡t大。因?yàn)椤袄字Z”數(shù)與空氣粘性系數(shù)成反比，用數(shù)學(xué)形式表示，則“雷諾”數(shù)可表示為： 式中為空氣密度；v為風(fēng)洞中的風(fēng)速或飛行速度；L為飛機(jī)或模型的某一具有代表性的幾何尺寸，如機(jī)翼翼弦弦長(zhǎng)。飛機(jī)各部分的幾何

24、尺寸之間有一定的比例，從任何一部分的長(zhǎng)度可以看出其它尺寸，以至整個(gè)飛機(jī)或模型尺寸的大??； 為空氣的粘性系數(shù)。,2.3.5 空氣動(dòng)力的實(shí)驗(yàn)設(shè)備 風(fēng)洞,1、低速風(fēng)洞 低速風(fēng)洞是一種結(jié)構(gòu)最簡(jiǎn)單的直流式風(fēng)洞。風(fēng)洞的人造風(fēng)是由風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生的，風(fēng)洞則由電動(dòng)機(jī)帶動(dòng)；調(diào)整電動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速，就可改變風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速，從而改變風(fēng)洞中氣流的速度。,2.3.5 空氣動(dòng)力的實(shí)驗(yàn)設(shè)備 風(fēng)洞,1、低速風(fēng)洞,1-電動(dòng)機(jī)；2-風(fēng)扇；3-防護(hù)網(wǎng)；4-支架；5-模型；6-銅絲網(wǎng)；7-整流格 ；8-天平；9-空速管；10-空速表；11-收斂段；12-實(shí)驗(yàn)段；13-擴(kuò)張段,圖2.26 直流式低速風(fēng)洞,2.3.5 空氣動(dòng)力的實(shí)驗(yàn)設(shè)備 風(fēng)洞,2、

25、高速風(fēng)洞 高速風(fēng)洞包括亞聲速、跨聲速、超聲速以及高超聲速風(fēng)洞。風(fēng)洞的尺寸和速度的加大，使風(fēng)洞所需的動(dòng)力隨著增加。 早期風(fēng)洞的功率只有幾十千瓦，目前某些大型的超聲速風(fēng)洞，其動(dòng)力可達(dá)十幾萬(wàn)千瓦。人造風(fēng)的速度是超聲速的，超聲速氣流則由超聲速噴管產(chǎn)生。,2.3.5 空氣動(dòng)力的實(shí)驗(yàn)設(shè)備 風(fēng)洞,1-電動(dòng)機(jī)；2-壓縮機(jī)；3-儲(chǔ)氣罐；4-整流格；5-超聲速噴管； 6-實(shí)驗(yàn)段；7-模型；8-擴(kuò)散段；9-快速閥門,2、高速風(fēng)洞,圖2.27 暫沖式超音速風(fēng)洞,2.3.6 空氣動(dòng)力的特性曲線,以下著些特性曲線都是由風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)獲得他們表示了飛機(jī)在不同的參數(shù)下的不同的飛行狀態(tài)。可分為以下幾種：,2.3.6 空氣動(dòng)力的特性曲

26、線,1、升力系數(shù)曲線（CL-曲線） 如圖(2.28)是某飛機(jī)的升力系數(shù)曲線，圖中橫坐標(biāo)表示迎角的大小，縱坐標(biāo)表示升力系數(shù)CL的大小。從CL- 曲線可以看出，這種飛機(jī)的迎角為-3時(shí)的CL為零。升力系數(shù)為零，叫做無(wú)升力迎角。翼型不同，無(wú)升力迎角的大小也不等，變化范圍一般為-4 0。對(duì)稱翼型的無(wú)升力迎角為。 隨著迎角的增大，在一定范圍內(nèi)，升力系數(shù)也隨之增大。當(dāng)迎角增大到臨界迎角時(shí)，如果迎角繼續(xù)增大，升力系數(shù)不但不增大，反而會(huì)減小。臨界迎角所對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)，叫做最大升力系數(shù)。,2.3.6 空氣動(dòng)力的特性曲線,2.3.6 空氣動(dòng)力的特性曲線,2.3.6 空氣動(dòng)力的特性曲線,2、阻力系數(shù)曲線（CD- 曲線

27、） 從阻力系數(shù)曲線圖2.29可以看出，在小迎角下，迎角增大，阻力系數(shù)增大得較慢；在大迎角下，阻力系數(shù)增大得較快；超過(guò)臨界迎角以后，阻力系數(shù)急劇增大。 這是因?yàn)闄C(jī)翼后部渦流區(qū)擴(kuò)大，壓力減小，壓差阻力增大的緣故。當(dāng)超過(guò)臨界迎角以后，由于氣流分離點(diǎn)迅速前移，渦流區(qū)擴(kuò)大到機(jī)翼的前部，壓力降低更多，壓差阻力也就更大。,2.3.6 空氣動(dòng)力的特性曲線,3、升力比和升阻力比曲線 （1）升阻力的意義 升力和阻力時(shí)互相聯(lián)系和互相影響的。研究飛機(jī)的飛機(jī)的飛行性能事，不能單從升力，或單從阻力一個(gè)方面著手，有必要把二者結(jié)合起來(lái)，分析升力和阻力之間的對(duì)比關(guān)系。通常以升阻比來(lái)表達(dá)如下：,2.3.6 空氣動(dòng)力的特性曲線,3

28、、升力比和升阻力比曲線 （2）升力比曲線 把 K 值與對(duì)應(yīng)的迎角a繪成曲線就是升阻比曲線。它表達(dá)了升阻比隨迎角而變化的規(guī)律?？梢灾苯涌闯鋈〉米畲笊璞鹊挠?，即有利迎角（圖中為）。此外，也可以看出無(wú)升力迎角（圖中為）。從無(wú)升力迎角開(kāi)始，逐漸增大迎角，因升力系數(shù)比阻力系數(shù)增加得快，所以升阻比增大，曲線幾乎直線上升，增至有利迎角，曲線到達(dá)最高點(diǎn)，再增大迎角，因升力系數(shù)比阻力系數(shù)增加得慢，升阻比便減小，曲線向下彎曲。 升阻比曲線的橫坐標(biāo)也可以用升力系數(shù)來(lái)代替迎角，如圖2-30（B），其意義和作用是一樣的。,2.3.6 空氣動(dòng)力的特性曲線,3、升力比和升阻力比曲線,2.4 飛機(jī)主要的飛行性能和飛行科目

29、,飛機(jī)的飛行性能是評(píng)價(jià)飛機(jī)優(yōu)劣的主要指標(biāo)。主要的飛行性能和飛行科目包括下列幾項(xiàng)：,2.4.1 飛機(jī)的主要飛行性能,2.4.1 飛機(jī)的主要飛行性能,1、最大平飛速度(Vmax) 最大平飛速度是飛機(jī)在一定高度上做水平飛行時(shí),在發(fā)動(dòng)機(jī)最大功率（或最大推力）時(shí)飛機(jī)所獲得的平飛速度。 影響飛機(jī)最大平飛速度的主要因素是發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和飛機(jī)的阻力。由于發(fā)動(dòng)機(jī)推力、飛機(jī)阻力與高度有關(guān)，所以在說(shuō)明最大平飛速度時(shí)，要明確是在什么高度上達(dá)到。 通常飛機(jī)不用最大平飛速度長(zhǎng)時(shí)間飛行，因?yàn)楹挠吞啵野l(fā)動(dòng)機(jī)容易損壞，縮短使用壽命。除作戰(zhàn)或特殊需要外，一般以比較省油的巡航速度飛行。,2、最小平飛速度：是指飛機(jī)在一定的飛行高

30、度上維持飛機(jī)定常水平飛行的最小速度。 飛機(jī)的最小平飛速度越小，它的起飛、著陸和盤旋性能就越好。,2.4.1 飛機(jī)的主要飛行性能,3、巡航速度(Vc) 巡航速度是指發(fā)動(dòng)機(jī)每千米消耗燃油最少情況下的飛行速度。 這時(shí)飛機(jī)的飛行最經(jīng)濟(jì)，航程也最運(yùn)，發(fā)動(dòng)機(jī)也 不大“吃力”。對(duì)于運(yùn)程轟炸機(jī)和運(yùn)輸機(jī)，巡航速度也是一項(xiàng)重要的性能指標(biāo)。其單位也是km/h。,2.4.1 飛機(jī)的主要飛行性能,4、爬升率（VL) 飛機(jī)的爬升率是指單位時(shí)間內(nèi)飛機(jī)所上升的高度（即飛行速度的垂直分量），其單位是m/min或m/s。 爬升率大，說(shuō)明飛機(jī)爬升的快，上升到預(yù)定高度所需的時(shí)間短。爬升率是殲擊機(jī)的一項(xiàng)重要性能。 爬升率與飛行高度有關(guān)

31、。隨著飛行高度的增加，空氣密度減少，發(fā)動(dòng)機(jī)推力降低，所以爬升率隨著高度的增加而減少。一般最大爬爬升率在高度為海平面高度時(shí)。,2.4.1 飛機(jī)的主要飛行性能,5、升限（Hm) 飛機(jī)上升所能達(dá)到最大高度，叫做升限?！吧蕖睂?duì)戰(zhàn)斗機(jī)是一項(xiàng)重要性能。殲擊機(jī)升限比敵機(jī)高，就可以居高臨下，取得主動(dòng)權(quán)。 飛機(jī)的升限有兩種。一種叫理論升限，它指爬升率等于零時(shí)的高度，沒(méi)有什么實(shí)際的意義；常用的是實(shí)用升限。所謂實(shí)用升限就是飛機(jī)的爬升率等于5m/s時(shí)的高度。 此外還有動(dòng)力升限，它是靠動(dòng)能向上沖而取得最大高度的。一般創(chuàng)紀(jì)錄的是指動(dòng)力升限。,2.4.1 飛機(jī)的主要飛行性能,6、航程（R） 航程是指飛機(jī)一次加油所能飛越的

32、最大距離。以巡航速度飛行可取最大航程。增加航程的主要辦法是多帶燃料、減少發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料消耗和增大升阻比K。 航程遠(yuǎn)，表示飛機(jī)的活動(dòng)范圍大。對(duì)軍用飛機(jī)來(lái)說(shuō)，可以直接威脅敵人的戰(zhàn)略后方，遠(yuǎn)程作戰(zhàn)能力強(qiáng)；對(duì)民用客機(jī)和運(yùn)輸機(jī)來(lái)說(shuō)，可以把客貨運(yùn)到更遠(yuǎn)的地方，而減少中途停留加油的次數(shù)。,7、續(xù)航時(shí)間：是指飛機(jī)耗盡其可用燃料所能持續(xù)飛行的時(shí)間。 這一性能指標(biāo)對(duì)于海上巡邏機(jī)和反潛機(jī)十分重要，飛得越久就意味著能更好地完成巡邏和搜索任務(wù)。,2.4.1 飛機(jī)的主要飛行性能,8、作戰(zhàn)半徑（Rmis) 飛機(jī)從某一機(jī)場(chǎng)起飛，執(zhí)行作戰(zhàn)任務(wù)后再返回原機(jī)場(chǎng)，機(jī)場(chǎng)至該空域的水平距離就是作戰(zhàn)半徑。 理論上作戰(zhàn)半徑應(yīng)該是航程的一半。但

33、因飛機(jī)在最遠(yuǎn)點(diǎn)處要執(zhí)行作戰(zhàn)任務(wù)，消耗燃料，縮短直線航程，故一般規(guī)定作戰(zhàn)半徑等于航程的25%-40%。,2.4.2 飛機(jī)的主要飛行科目,飛機(jī)科目一般包括飛機(jī)的起飛、著陸，直線飛行（平飛、上升和下滑）和曲線飛行（或稱機(jī)動(dòng)飛行）。 飛機(jī)起飛著陸的性能優(yōu)劣主要是看飛機(jī)在起飛和著陸時(shí)滑跑距離的長(zhǎng)短，距離越短則性能優(yōu)越。,2.4.2 飛機(jī)的主要飛行科目,1、飛機(jī)的起飛和著陸 飛機(jī)的起飛和著陸是飛行最基本的科目。飛機(jī)在這時(shí)是作變速運(yùn)動(dòng)。 （1）飛機(jī)的起飛 飛機(jī)從靜止開(kāi)始滑跑離開(kāi)地面，并上升到h高度的加速運(yùn)動(dòng)過(guò)程，叫做起飛。 飛機(jī)離地升空需要足夠的升力；要獲得足夠的升力，就需要通過(guò)加速滑跑來(lái)增加飛機(jī)的速度?，F(xiàn)

34、代噴氣式飛機(jī)的起飛過(guò)程分成兩個(gè)階段：（1）地面加速滑跑；（2）加速上升到安全高度。如圖2.31。,2.4.2 飛機(jī)的主要飛行科目,圖2.31 飛機(jī)的起飛,1-起飛滑跑；2-加速爬升；3-起飛距離；4-建筑物,2.4.2 飛機(jī)的主要飛行科目,1、飛機(jī)的起飛和著陸 （2）飛機(jī)的著陸 飛機(jī)從安全高度下滑過(guò)渡到接地滑跑直至完全停止的整個(gè)減速運(yùn)動(dòng)過(guò)程。 飛機(jī)的著陸同起飛相反，是一種減速運(yùn)動(dòng)。一般可分為五個(gè)階段：下滑、拉平、平飛減速、飄落觸地和著陸滑跑。如圖2.32。降落之前，飛機(jī)大約在300m左右的高度上飛行員放下起落架,而在200m左右的高度上放下襟翼,同時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速減小到最小轉(zhuǎn)速,并使飛機(jī)轉(zhuǎn)入下滑狀態(tài)。,2.4.2 飛機(jī)的主要飛行科目,圖2.32 飛機(jī)的著陸,1-下滑；2-拉平；3-平飛減速；4-飄落觸地；5-著陸滑跑；6-著陸距離；7-建筑物,2.4.2 飛機(jī)的主要飛行科目,2、機(jī)動(dòng)飛行 飛機(jī)按一定的軌跡作高度、速