飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)

1、低速、亞音速飛機(jī)的空氣動(dòng)力環(huán)境C091 王亞飛飛機(jī)上的空氣動(dòng)力學(xué)和現(xiàn)在的流體力學(xué)有著相同的特點(diǎn)，研究空氣動(dòng)力學(xué)可以間接的學(xué)習(xí)流體力學(xué)，而空氣動(dòng)學(xué)上的最突出的應(yīng)用就是飛機(jī)，所以現(xiàn)在著重講述下飛機(jī)的空氣學(xué)特點(diǎn)，翼型的升力和阻力飛機(jī)之所以能在空中飛行， 最基本的事實(shí)是，有一股力量克服了它的重量把它托舉在空中。而這種力量主要是靠飛機(jī)的機(jī)翼與空氣的相對(duì)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的。迎角的概念 飛行速度（飛機(jī)質(zhì)心相對(duì)于未受飛機(jī)流場(chǎng)影響的空氣的速度）在飛機(jī)參考平面上的投影與某一固定基準(zhǔn)線（一般取機(jī)翼翼根弦線或機(jī)身軸線）之間的夾角，稱為迎角 （圖2.3.5（a）,用“表示。當(dāng)飛行速度沿機(jī)體坐標(biāo)系（見 2.4.1節(jié)）豎軸的分量為

2、正時(shí)，迎角 為正。如果按照相對(duì)氣流（未受飛機(jī)流場(chǎng)影響的氣流）方向，則相對(duì)氣流速度（未受飛機(jī)流場(chǎng)影響的空氣相對(duì)于飛機(jī)質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)速度）在飛機(jī)參考平面上的投影與某一固定基準(zhǔn)線之間的圖2.3.5迎角夾角就是迎角，且當(dāng)相對(duì)速度沿機(jī)體坐標(biāo)系豎軸的分量為負(fù)時(shí)，迎角為正（圖2.3.5（b）。圖2.3.6小迎角a下翼剖面上的空氣動(dòng)力1一壓力中心 2一前緣3后緣4翼弦升力和阻力的產(chǎn)生根據(jù)我們已經(jīng)討論過的運(yùn)動(dòng)的轉(zhuǎn)換原理，可以認(rèn)為在空中飛行的飛機(jī)是不動(dòng)的，而空氣以同樣的速度流過飛機(jī)。如圖 2.3.6所示，當(dāng)氣流流過翼型時(shí)，由于翼 型的上表面凸些，這里的流線變密，流管變細(xì)，相反翼型的下表面平坦些，這里的流線變化不大（與

3、遠(yuǎn)前方流線相比）。根據(jù)連續(xù)性定理和伯努利定理可知，在翼型的上表面，由于流管 變細(xì)，即流管截面積減小，氣流速度增大，故壓強(qiáng)減小；而翼型的下表面，由于流管變化不 大使壓強(qiáng)基本不變。這樣，翼型上下表面產(chǎn)生了壓強(qiáng)差，形成了總空氣動(dòng)力R, R的方向向后向上。根據(jù)它們實(shí)際所起的作用，可把R分成兩個(gè)分力：一個(gè)與氣流速度v垂直，起支托飛機(jī)重量的作用，就是升力 L;另一個(gè)與流速v平行，起阻礙飛機(jī)前進(jìn)的作用，就是阻力 Do此時(shí)產(chǎn)生的阻力除了摩擦阻力外，還有一部分是由于翼型前后壓強(qiáng)不等引起的，稱之為 壓差阻力。總空氣動(dòng)力 R與翼弦的交點(diǎn)叫做壓力中心 （見圖2.3.6）。好像整個(gè)空氣動(dòng)力都集 中在這一點(diǎn)上，作用在翼型

4、上。根據(jù)翼型上下表面各處的壓強(qiáng)，可以繪制出翼型的壓強(qiáng)分布圖（壓力分布圖），如圖2.3.7（a）所示。圖中自表面向外指的箭頭，代表吸力；指向表面的箭頭，代表壓力。箭頭都 與表面垂直，其長短表示負(fù)壓 （與吸力對(duì)應(yīng)）或正壓（與壓力對(duì)應(yīng)）的大小。由圖可看出，上表 面的吸力占升力的大部分?？拷熬壧幭”《茸畲?，即這里的吸力最大。(a)翼型上的壓力分布1翼型2吸力3一壓力(b)不同迎角下翼型壓力分布的變化1尾部漩渦圖2.3.7翼型的壓強(qiáng)分布圖(壓力分布圖)由圖2.3.7(b)可見，機(jī)翼的壓強(qiáng)分布與迎角有關(guān)。在迎角為零時(shí)，上下表面雖然都受到 吸力，但總的空氣動(dòng)力合力R并不等于零。隨著迎角的增加，上表面吸力逐

5、漸變大，下表面由吸力變?yōu)閴毫?，于是空氣?dòng)力合力R迅速上升，與此同時(shí)，翼型上表面后緣的渦流區(qū)也逐漸擴(kuò)大。在一定迎角范圍內(nèi)， R是隨著迎角”的增加而上升的。但當(dāng) a大到某一程度, 再增加迎角，升力不但不增加反而迅速下降，這種現(xiàn)象我們叫做“失速”。失速對(duì)應(yīng)的迎角就叫做“臨界迎角”或“失速迎角” (見圖2.3.8)。Cl來表示升力與迎角的關(guān)系，即2.3.9)。在一定飛行速度下，在迎角 隨著迎角的繼續(xù)增加，升力曲線逐R隨a的變化而變化，它在垂直于迎面氣流方向上的分力L 升力，也隨a的變化而 變化。為了研究問題方便，我們采用無因次的升力系數(shù)1 ：v2S 2升力系數(shù)Cl隨迎角變化的曲線稱為升力曲線(圖 較小

6、的范圍內(nèi)，升力系數(shù) Cl由隨迎角a的呈線性變化;漸變彎，到臨界迎角時(shí)，升力系數(shù)達(dá)到最大值CLmax；之后再增大迎角，升力系數(shù)反而減小。翼型的力矩特性及焦點(diǎn)圖 2.3.11Cm-CL 曲線圖2.3.10氣動(dòng)合力及力矩當(dāng)氣流流過翼型時(shí)，可以把作用在翼型上的空氣動(dòng)力R分解為垂直翼弦的法向力 Li和平行于翼弦的切向力 Di（圖2.3.10）。我們規(guī)定使翼型抬頭的力矩為正，則空氣動(dòng)力對(duì)F點(diǎn)的力矩可寫為MyP=- Li（Xp-XF）=- L（XP-XF）改用力矩系數(shù)的形式表示為CmMyP1 ：v2ScL( XP - XF)"2S c=-Cl (Xp Xf )式中Xp和Xf分別是壓力中心和任意點(diǎn)F

7、到翼型前緣距離與弦長比的百分?jǐn)?shù)（見圖2.3.9）。“不但影響R的大小，同時(shí)還改變其作用點(diǎn)（壓力中心）。為此，變換不同的迎角作實(shí)驗(yàn)， 求出各個(gè)迎角下對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)Cl和力矩系數(shù)Cm,畫出Cm與Cl曲線，如圖2.3.10所示。由該圖可見，當(dāng) Cl不太大時(shí)曲線近似呈直線，不同的 F可得到不同的斜率。因此總能找到 一點(diǎn)，其Cm幾乎不隨Cl而變化，這樣的點(diǎn)在空氣動(dòng)力學(xué)中稱之為焦點(diǎn)（或空氣動(dòng)力中心）。由于升力增加時(shí)，升力對(duì)焦點(diǎn)的力矩不變，因此，焦點(diǎn)實(shí)質(zhì)上是迎角增加時(shí)升力增量的作用點(diǎn)。低速時(shí)，焦點(diǎn)一般在25%機(jī)翼弦長附近（見圖2.3.11）。焦點(diǎn)距前緣的相對(duì)位置用Xf （=Xf /C）,繞該點(diǎn)的力矩系數(shù)用C

8、mo表示。對(duì)于已選定的翼型，它們都是定值（見圖2.3.11）,Cmo =-Cl(Xp -Xf)Xp=Xf -Cmo/Cl可見壓力中心并非焦點(diǎn)，它是隨Cl的增大而前移，并逐漸接近焦點(diǎn)。附面層與摩擦阻力由于空氣是有粘性的，所以當(dāng)它流過翼型時(shí)，就會(huì)有一層很薄的氣流被“粘”在機(jī)翼表面上。這個(gè)流速受到阻滯的空氣流動(dòng)層就叫做附面層。通常取流速達(dá)到0.99v處為附面層邊界，由翼型表面到該處的距離被認(rèn)為是附面層的厚度。受阻滯的空氣必然會(huì)給翼型一個(gè)與飛行方向相反的作用力，這就是摩擦阻力。附面層中氣流的流動(dòng)情況是不同的（見圖2.3.12）。一般翼型大約在最大厚度以前，附面層的氣流不相混淆而成層地流動(dòng)，而且底層的速度梯度較小， 這部分叫做層流附面層。 在這之后，氣流的流動(dòng)轉(zhuǎn)變成雜亂無章，并且出現(xiàn)了旋渦和橫向流動(dòng)，而且貼近翼面的速度梯度也較大，這部分叫做紊流附面層。層流轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞯哪且稽c(diǎn)稱為轉(zhuǎn)握點(diǎn)。在紊流之后，由于分離，附面層脫離了翼面而形成大量的旋渦，這就是尾跡。分離點(diǎn)轉(zhuǎn)攘點(diǎn)圖2.3.12附面層摩擦阻力的大小，取決于空氣的粘性、 飛機(jī)的表面狀況以及同空氣接觸的飛機(jī)表面面積 等。空氣的粘性越大、飛機(jī)的表面狀況越差、 同空氣接觸的飛機(jī)表面面積越大，摩擦阻力也 就越大。為了減小摩擦阻力，就希望