飛機的空氣動力學(xué)

1、低速、亞音速飛機的空氣動力環(huán)境c091 王亞飛飛機上的空氣動力學(xué)和現(xiàn)在的流體力學(xué)有著相同的特點，研究空氣動力學(xué)可以間接的學(xué)習(xí)流體力學(xué)，而空氣動學(xué)上的最突出的應(yīng)用就是飛機，所以現(xiàn)在著重講述下飛機的空氣學(xué)特點，翼型的升力和阻力飛機之所以能在空中飛行，最基本的事實是，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的機翼與空氣的相對運動產(chǎn)生的。迎角的概念 飛行速度（飛機質(zhì)心相對于未受飛機流場影響的空氣的速度）在飛機參考平面上的投影與某一固定基準(zhǔn)線（一般取機翼翼根弦線或機身軸線）之間的夾角，稱為迎角(圖2.3.5(a)，用表示。當(dāng)飛行速度沿機體坐標(biāo)系（見2.4.1節(jié)）豎軸的分量為正時，迎

2、角為正。如果按照相對氣流（未受飛機流場影響的氣流）方向，則相對氣流速度（未受飛機流場影響的空氣相對于飛機質(zhì)心的運動速度）在飛機參考平面上的投影與某一固定基準(zhǔn)線之間的夾角就是迎角，且當(dāng)相對速度沿機體坐標(biāo)系豎軸的分量為負(fù)時，迎角為正(圖2.3.5(b)。圖2.3.5 迎角 圖2.3.6小迎角下翼剖面上的空氣動力1壓力中心 2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)討論過的運動的轉(zhuǎn)換原理，可以認(rèn)為在空中飛行的飛機是不動的，而空氣以同樣的速度流過飛機。如圖2.3.6所示，當(dāng)氣流流過翼型時，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(與遠(yuǎn)前方流線

3、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，故壓強減小；而翼型的下表面，由于流管變化不大使壓強基本不變。這樣，翼型上下表面產(chǎn)生了壓強差，形成了總空氣動力R，R的方向向后向上。根據(jù)它們實際所起的作用，可把R分成兩個分力：一個與氣流速度v垂直，起支托飛機重量的作用，就是升力L；另一個與流速v平行，起阻礙飛機前進(jìn)的作用，就是阻力D。此時產(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不等引起的，稱之為壓差阻力。總空氣動力R與翼弦的交點叫做壓力中心(見圖2.3.6)。好像整個空氣動力都集中在這一點上，作用在翼型上。根據(jù)翼型上下表面各處的壓

4、強，可以繪制出翼型的壓強分布圖(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(與吸力對應(yīng))或正壓(與壓力對應(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”《茸畲螅催@里的吸力最大。(a) 翼型上的壓力分布1翼型 2吸力 3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 翼型的壓強分布圖(壓力分布圖)由圖2.3.7(b)可見，機翼的壓強分布與迎角有關(guān)。在迎角為零時，上下表面雖然都受到吸力，但總的空氣動力合力R并不等于零。隨著迎角的增加，上表面吸力逐漸變大，下表面由吸力變?yōu)閴毫?/p>

5、，于是空氣動力合力R迅速上升，與此同時，翼型上表面后緣的渦流區(qū)也逐漸擴大。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)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”。失速對應(yīng)的迎角就叫做“臨界迎角”或“失速迎角”(見圖2.3.8)。圖2.3.8翼型的L-曲線 圖2.3.9翼型的CL-曲線R隨的變化而變化，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)CL來表示升力與迎角的關(guān)系，即CL=L12vS2升力系數(shù)CL隨迎角變化的曲線稱為升力曲線（圖2.3.9）。在一定飛行速度下，在迎角較小的范圍內(nèi)，升力系數(shù)CL由

6、隨迎角的呈線性變化；隨著迎角的繼續(xù)增加，升力曲線逐漸變彎，到臨界迎角時，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圖2.3.10氣動合力及力矩當(dāng)氣流流過翼型時，可以把作用在翼型上的空氣動力R分解為垂直翼弦的法向力L1和平行于翼弦的切向力D1(圖2.3.10)。我們規(guī)定使翼型抬頭的力矩為正，則空氣動力對F點的力矩可寫為MyPL1 (xP-xF)L (xP-xF)改用力矩系數(shù)的形式表示為Cm=圖2.3.11 Cm-CL曲線 MyP2v2Sc=-xP-xFL()=-CL(P-F) 2cvS2式中P和F分別是壓力中心和任意點F到翼型前緣距離與弦長比的百分?jǐn)?shù)(見

7、圖2.3.9)。不但影響R的大小，同時還改變其作用點(壓力中心)。為此，變換不同的迎角作實驗，求出各個迎角下對應(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，其Cm幾乎不隨CL而變化，這樣的點在空氣動力學(xué)中稱之為焦點(或空氣動力中心)。由于升力增加時，升力對焦點的力矩不變，因此，焦點實質(zhì)上是迎角增加時升力增量的作用點。低速時，焦點一般在25%機翼弦長附近(見圖2.3.11)。焦點距前緣的相對位置用F(=xF/c)，繞該點的力矩系數(shù)用Cm0表示。對于已選定的翼型，它們都是定值(見圖2.

8、3.11)，Cm0=-CL(P-F)P=F-Cm0/CL可見壓力中心并非焦點，它是隨CL的增大而前移，并逐漸接近焦點。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，就會有一層很薄的氣流被“粘”在機翼表面上。這個流速受到阻滯的空氣流動層就叫做附面層。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給翼型一個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，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，氣流的流動轉(zhuǎn)變成雜亂無章，并且出現(xiàn)了旋渦和橫向流動，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稱為轉(zhuǎn)捩點。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。圖2.3.12附面層摩擦阻力的大小，取決于空氣的粘性、飛機的表面狀況以及同空氣接觸的飛機表面面積等?？諝獾恼承栽酱蟆w機的表面狀況越差、同空氣接觸的飛機表面面積越大，摩擦阻力也就越大。為了減小摩擦阻力，就希望盡