空氣動力學基礎

1、第二章第二章低速空氣動力學基礎低速空氣動力學基礎第二章第二章 第第 頁頁2本章主要內(nèi)容本章主要內(nèi)容2.1 低速空氣動力學低速空氣動力學2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理2.1 空氣空氣流動的描述流動的描述第二章第二章 第第 頁頁4 空氣動力是空氣相對于飛機運動時產(chǎn)生的，要學習空氣動力是空氣相對于飛機運動時產(chǎn)生的，要學習和研究飛機的升力和阻力，首先要研究空氣流動的基和研究飛機的升力和阻力，首先要研究空氣流動的基本規(guī)律。本規(guī)律。第二章第二章 第第 頁頁52.1.1 流體模型化流體模型化理想流體理想流體，不考慮流體粘性的影響。不考慮流體粘性的影響。不可壓流體

2、不可壓流體，不考慮流體密度的變化，不考慮流體密度的變化，Ma0.4。絕熱流體絕熱流體，不考慮流體溫度的變化，不考慮流體溫度的變化，Ma0.4。第二章第二章 第第 頁頁62.1.2 相對氣流相對氣流運動方向運動方向相對氣流方向相對氣流方向自然風方向自然風方向第二章第二章 第第 頁頁7飛機的相對氣流方向與飛行速度方向相反飛機的相對氣流方向與飛行速度方向相反只要相對氣流速度相同，飛機產(chǎn)生的空氣動力就相同。只要相對氣流速度相同，飛機產(chǎn)生的空氣動力就相同。第二章第二章 第第 頁頁8對相對氣流的現(xiàn)實應用對相對氣流的現(xiàn)實應用直流式風洞直流式風洞回流式風洞回流式風洞第二章第二章 第第 頁頁9風洞實驗段及實驗模

3、型風洞實驗段及實驗模型第二章第二章 第第 頁頁10風洞的其它功用風洞的其它功用第二章第二章 第第 頁頁112.1.3 迎角迎角迎角就是相對氣流方向與翼弦之間的夾角。迎角就是相對氣流方向與翼弦之間的夾角。第二章第二章 第第 頁頁12相對氣流方向就是飛機速度的反方向相對氣流方向就是飛機速度的反方向第二章第二章 第第 頁頁13相對氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù)相對氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù) 平飛中，可以通過機頭高低判斷迎角大小。而其他飛平飛中，可以通過機頭高低判斷迎角大小。而其他飛行狀態(tài)中，則不可以采用這種判斷方式。行狀態(tài)中，則不可以采用這種判斷方式。第二章第二章 第第 頁頁14水平飛行、上升、下降

4、時的迎角水平飛行、上升、下降時的迎角上升上升平飛平飛下降下降第二章第二章 第第 頁頁15迎角探測裝置迎角探測裝置第二章第二章 第第 頁頁162.1.4 流線和流線譜流線和流線譜空氣流動的情形一般用流線、流管和流線譜來描述?？諝饬鲃拥那樾我话阌昧骶€、流管和流線譜來描述。流線流線：流場中一條空間曲線，在該曲線上流體微團的：流場中一條空間曲線，在該曲線上流體微團的速度與曲線在該點的切線重合。對于定常流，流線是速度與曲線在該點的切線重合。對于定常流，流線是流體微團流動的路線。流體微團流動的路線。第二章第二章 第第 頁頁17流管流管：由許多流線所圍成的管狀曲面。：由許多流線所圍成的管狀曲面。第二章第二章

5、 第第 頁頁18流線和流線譜流線和流線譜流線譜是所有流線的集合。流線譜是所有流線的集合。第二章第二章 第第 頁頁19流線和流線譜的實例流線和流線譜的實例第二章第二章 第第 頁頁20流線的特點流線的特點該曲線上每一點的流體微團速度與曲線在該點的切線該曲線上每一點的流體微團速度與曲線在該點的切線重合。重合。流線每點上的流體微團只有一個運動方向。流線每點上的流體微團只有一個運動方向。流線不可能相交，不可能分叉。流線不可能相交，不可能分叉。第二章第二章 第第 頁頁21流線譜的特點流線譜的特點流線譜的形狀與流動速度無關。流線譜的形狀與流動速度無關。物體形狀不同，空氣流過物體的流線譜不同。物體形狀不同，空

6、氣流過物體的流線譜不同。物體與相對氣流的相對位置（迎角）不同，空氣流物體與相對氣流的相對位置（迎角）不同，空氣流過物體的流線譜不同。過物體的流線譜不同。氣流受阻，流管擴張變粗，氣流流過物體外凸處或氣流受阻，流管擴張變粗，氣流流過物體外凸處或受擠壓受擠壓 ，流管收縮變細。，流管收縮變細。氣流流過物體時，在物體的后部都要形成渦流區(qū)。氣流流過物體時，在物體的后部都要形成渦流區(qū)。第二章第二章 第第 頁頁222.1.5 連續(xù)性定理連續(xù)性定理 流體流過流管時，在同一時間流過流管任意截面的流體流過流管時，在同一時間流過流管任意截面的流體質(zhì)量相等。流體質(zhì)量相等。質(zhì)量守恒定律是連續(xù)性定理的基礎。質(zhì)量守恒定律是連

7、續(xù)性定理的基礎。第二章第二章 第第 頁頁23連續(xù)性定理連續(xù)性定理1 12 2A A1 1,v,v1 1A A2 2,v,v2 211vA單位時間內(nèi)流過截面單位時間內(nèi)流過截面1的流體體積為的流體體積為111vA單位時間內(nèi)流過截面單位時間內(nèi)流過截面1的流體質(zhì)量為的流體質(zhì)量為222vA同理，單位時間內(nèi)流過截面同理，單位時間內(nèi)流過截面2的流體質(zhì)量為的流體質(zhì)量為則根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得：則根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得：111222vAvA1122vAvAC常數(shù)即即結論：空氣流過一流管時，流速大小與截面積成反比。結論：空氣流過一流管時，流速大小與截面積成反比。第二章第二章 第第 頁頁24山谷里的風通常比平原大山谷里

8、的風通常比平原大河水在河道窄的地方流河水在河道窄的地方流得快，河道寬的地方流得快，河道寬的地方流得慢得慢日常的生活中的連續(xù)性定理日常的生活中的連續(xù)性定理高樓大廈之間的對流高樓大廈之間的對流通常比空曠地帶大通常比空曠地帶大第二章第二章 第第 頁頁252.1.6 伯努利定理伯努利定理 同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動壓之和保同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動壓之和保持不變。持不變。能量守恒定律是伯努力定理的基礎。能量守恒定律是伯努力定理的基礎。第二章第二章 第第 頁頁26伯努利定理伯努利定理 空氣能量主要有四種：動能、壓力能、熱能、重力勢能?？諝饽芰恐饕兴姆N：動能、壓力能、熱能、重力勢能。

9、 低速流動，熱能可忽略不計；空氣密度小，重力勢能可忽略不計。低速流動，熱能可忽略不計；空氣密度小，重力勢能可忽略不計。 因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動能因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動能+壓力能壓力能=常值。公式常值。公式表述為：表述為：2102vPP 上式中第一項稱為上式中第一項稱為動壓動壓，第二項稱為，第二項稱為靜壓靜壓，第三項稱為，第三項稱為總壓總壓。 第二章第二章 第第 頁頁27伯努利定理伯努利定理2102vPP動壓，單位體積空氣所具有的動能。這是一種附加的壓動壓，單位體積空氣所具有的動能。這是一種附加的壓力，是空氣在流動中受阻，流速降低時產(chǎn)生的壓力。力，是空氣在流動中受

10、阻，流速降低時產(chǎn)生的壓力。212vP靜壓，單位體積空氣所具有的壓力能。在靜止的空氣中，靜壓，單位體積空氣所具有的壓力能。在靜止的空氣中，靜壓等于當時當?shù)氐拇髿鈮?。靜壓等于當時當?shù)氐拇髿鈮骸?P總壓（全壓），它是動壓和靜壓之和?？倝嚎梢岳斫鉃椋倝海ㄈ珘海?，它是動壓和靜壓之和。總壓可以理解為，氣流速度減小到零之點的靜壓。氣流速度減小到零之點的靜壓。第二章第二章 第第 頁頁28深入理解動壓、靜壓和總壓深入理解動壓、靜壓和總壓同一流線同一流線：總壓保持不變?？倝罕３植蛔?。動壓越大，靜壓越小。動壓越大，靜壓越小。流速為零的靜壓即為總壓。流速為零的靜壓即為總壓。第二章第二章 第第 頁頁29同一流管同一流

11、管：截面積大，流速小，壓力大。截面積大，流速小，壓力大。截面積小，流速大，壓力小。截面積小，流速大，壓力小。深入理解動壓、靜壓和總壓深入理解動壓、靜壓和總壓第二章第二章 第第 頁頁30伯努利定理適用條件伯努利定理適用條件氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動是定常的。氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動是定常的。流動的空氣與外界沒有能量交換，即空氣是絕熱的。流動的空氣與外界沒有能量交換，即空氣是絕熱的?？諝鉀]有粘性，即空氣為理想流體?？諝鉀]有粘性，即空氣為理想流體?？諝饷芏仁遣蛔?，即空氣為不可壓流。空氣密度是不變，即空氣為不可壓流。在同一條流線或同一條流管上。在同一條流線或同一條流管上。第二章第二章 第第 頁頁31

12、2.1.7 連續(xù)性定理和伯努利定理的應用連續(xù)性定理和伯努利定理的應用用文邱利管測流量用文邱利管測流量2 2A A1 1, v, v1 1 ,P ,P1 1A A2 2, v, v2 2 ,P ,P2 21 1文邱利管測流量22212212/1/vPPAA21212211221122AvvAvPvP第二章第二章 第第 頁頁32空速管測飛行速度的原理空速管測飛行速度的原理2102vPP02()PPv第二章第二章 第第 頁頁33與動壓、靜壓相關的儀表與動壓、靜壓相關的儀表空速表空速表高度表高度表升降速度表升降速度表第二章第二章 第第 頁頁34空速表空速表第二章第二章 第第 頁頁35升降速度表升降速度

13、表第二章第二章 第第 頁頁36高度表高度表第二章第二章 第第 頁頁37本章主要內(nèi)容本章主要內(nèi)容2.1 空氣流動的描述空氣流動的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 飛機的低速空氣動力特性飛機的低速空氣動力特性2.5 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理2.2 升力升力第二章第二章 第第 頁頁39升力升力重力重力拉力拉力阻力阻力LiftPullWeightDrag 升力垂直于飛行速度方向，它將飛機支托在空中，升力垂直于飛行速度方向，它將飛機支托在空中，克服飛機受到的重力影響，使其自由翱翔。克服飛機受到的重力影響，使其自由翱翔。第二章第二章 第第 頁頁402.2.1 升力的產(chǎn)生原理升力的產(chǎn)生

14、原理起點終點 相同的時間，相同的起點和終點，小狗的速度和人相同的時間，相同的起點和終點，小狗的速度和人的速度哪一個更快？的速度哪一個更快？第二章第二章 第第 頁頁41升力的產(chǎn)生原理升力的產(chǎn)生原理前方來流被機翼分為前方來流被機翼分為了兩部分，一部分從了兩部分，一部分從上表面流過，一部分上表面流過，一部分從下表面流過。從下表面流過。由連續(xù)性定理或小狗由連續(xù)性定理或小狗與人速度對比分析可與人速度對比分析可知，流過機翼上表面知，流過機翼上表面的氣流，比流過下表的氣流，比流過下表面的氣流的速度更快。面的氣流的速度更快。第二章第二章 第第 頁頁42P1 v1P2 v22211112222PvPv 12vv

15、12PP211102PvP 212202PvP 升力的產(chǎn)生原理升力的產(chǎn)生原理第二章第二章 第第 頁頁43 上下表面出現(xiàn)的壓力差，在垂直于（遠前方）相對氣上下表面出現(xiàn)的壓力差，在垂直于（遠前方）相對氣流方向的分量，就是升力。流方向的分量，就是升力。機翼升力的著力點，稱為壓力中心機翼升力的著力點，稱為壓力中心(Center of Pressure)升力的產(chǎn)生原理升力的產(chǎn)生原理第二章第二章 第第 頁頁442.2.2 翼型的壓力分布翼型的壓力分布當機翼表面壓強低于大氣壓，稱為吸力。當機翼表面壓強低于大氣壓，稱為吸力。當機翼表面壓強高于大氣壓，稱為壓力。當機翼表面壓強高于大氣壓，稱為壓力。 用矢量來表示

16、壓力或吸力，矢量線段長度為力的大小，方向為用矢量來表示壓力或吸力，矢量線段長度為力的大小，方向為力的方向。力的方向。矢量表示法矢量表示法第二章第二章 第第 頁頁45駐點和最低壓力點駐點和最低壓力點 B點，稱為最低壓力點點，稱為最低壓力點，是，是機翼上表面負壓最大的點。機翼上表面負壓最大的點。 A點，稱為駐點點，稱為駐點，是正壓最大的點，位于，是正壓最大的點，位于機翼前緣附近，該處氣流機翼前緣附近，該處氣流流速為零流速為零。第二章第二章 第第 頁頁46坐標表示法坐標表示法 從右圖可以看出，機翼升力的產(chǎn)從右圖可以看出，機翼升力的產(chǎn)生主要是靠機翼上表面吸力的作用，生主要是靠機翼上表面吸力的作用，尤其

17、是上表面的前段，而不是主要尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正壓的作用?？肯卤砻嬲龎旱淖饔谩５诙碌诙?第第 頁頁472.2.3 升力公式升力公式212LLCVS飛機的升力系數(shù)飛機的升力系數(shù)LC212V飛機的飛行動壓飛機的飛行動壓S機翼的面積。機翼的面積。第二章第二章 第第 頁頁48升力公式的物理意義升力公式的物理意義飛機的升力與升力系數(shù)、來流動壓和機翼面積成正比。飛機的升力與升力系數(shù)、來流動壓和機翼面積成正比。 升力系數(shù)綜合的表達了機翼形狀、迎角等對飛機升升力系數(shù)綜合的表達了機翼形狀、迎角等對飛機升力的影響。力的影響。 212LLCVS第二章第二章 第第 頁頁49本章主要內(nèi)容本章主要內(nèi)

18、容2.1 空氣流動的描述空氣流動的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理2.3 阻力阻力第二章第二章 第第 頁頁51 阻力是與飛機運動軌跡平行，與飛行速度方向相反阻力是與飛機運動軌跡平行，與飛行速度方向相反的力。阻力阻礙飛機的飛行，但沒有阻力飛機又無法的力。阻力阻礙飛機的飛行，但沒有阻力飛機又無法穩(wěn)定飛行。穩(wěn)定飛行。升力升力重力重力拉力拉力阻力阻力LiftPullWeightDrag第二章第二章 第第 頁頁52阻力的分類阻力的分類 對于低速飛機，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力對于低速飛機，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：分為：摩擦阻力摩擦阻力(Skin

19、 Friction Drag)壓差阻力壓差阻力(Form Drag)干擾阻力干擾阻力(Interference Drag)誘導阻力誘導阻力(Induced Drag)廢阻力廢阻力(Parasite Drag)升力升力粘性粘性第二章第二章 第第 頁頁532.3.1 低速附面層低速附面層 附面層，是氣流速度從物面處速度為零逐漸增加到附面層，是氣流速度從物面處速度為零逐漸增加到99%主流速度的很薄的空氣流動層。主流速度的很薄的空氣流動層。速度速度不受干擾的主流不受干擾的主流附面層邊界附面層邊界物體表面物體表面附面層的形成附面層的形成第二章第二章 第第 頁頁54附面層厚度較薄附面層厚度較薄第二章第二章

20、 第第 頁頁55無粘流動無粘流動沿物面法線方向速度一致沿物面法線方向速度一致粘性流動粘性流動沿物面法線方向速度不一致沿物面法線方向速度不一致“附面層附面層”無粘流動和粘性流動無粘流動和粘性流動附面層的形成是受到粘性的影響。附面層的形成是受到粘性的影響。第二章第二章 第第 頁頁56附面層的特點附面層的特點附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強不變且等于法線主附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強不變且等于法線主流壓強。流壓強。P1P2 只要測出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點的靜只要測出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點的靜壓，它使理想流體的結論有了現(xiàn)實意義。壓，它使理想流體的結論有了現(xiàn)實意義。第二章第二章

21、第第 頁頁57附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。ll第二章第二章 第第 頁頁58附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。ll第二章第二章 第第 頁頁59附面層的特點三附面層的特點三 附面層分為層流附面層和紊流附面層，層流在前，附面層分為層流附面層和紊流附面層，層流在前，紊流在后。層流與紊流之間的過渡區(qū)稱為轉(zhuǎn)捩點。紊流在后。層流與紊流之間的過渡區(qū)稱為轉(zhuǎn)捩點。轉(zhuǎn)捩點轉(zhuǎn)捩點層流附層流附面層面層紊流附面層紊流附面層第二章第二章 第第 頁頁60層流的不穩(wěn)定性層流的不穩(wěn)定性123abcIIIAvPIIIIIIAv

22、PIIIAAIIIvvIIIPP第二章第二章 第第 頁頁61層流附面層和紊流附面層的速度型層流附面層和紊流附面層的速度型第二章第二章 第第 頁頁622.3.2 阻力的產(chǎn)生阻力的產(chǎn)生摩擦阻力摩擦阻力(Skin Friction Drag)壓差阻力壓差阻力(Form Drag)干擾阻力干擾阻力(Interference Drag)誘導阻力誘導阻力(Induced Drag)廢阻力廢阻力(Parasite Drag)升力升力粘性粘性第二章第二章 第第 頁頁63摩擦阻力摩擦阻力 由于緊貼飛機表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)由于緊貼飛機表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)作用力與反作用力

23、定律，飛機必然受到空氣的反作用。這個反作作用力與反作用力定律，飛機必然受到空氣的反作用。這個反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。第二章第二章 第第 頁頁64影響摩擦阻力的因素影響摩擦阻力的因素紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。飛機的表面積越大，摩擦阻力越大。飛機的表面積越大，摩擦阻力越大。飛機表面越粗糙，摩擦阻力越大。飛機表面越粗糙，摩擦阻力越大。 摩擦阻力的大小與附面層的類型密切相關，此外還取決于空摩擦阻力的大小與附面層的類型密切相關，此外還取決于空氣與飛機的接觸面積和飛機的表面狀況。氣與飛機的接觸面積和飛機的表面

24、狀況。第二章第二章 第第 頁頁65摩擦阻力在飛機總阻力構成中占的比例較大摩擦阻力在飛機總阻力構成中占的比例較大摩擦阻力占總阻力的比例摩擦阻力占總阻力的比例超音速戰(zhàn)斗機超音速戰(zhàn)斗機25-30%大型運輸機大型運輸機40%小型公務機小型公務機50%水下物體水下物體70%船舶船舶90%第二章第二章 第第 頁頁66壓差阻力壓差阻力 壓差阻力是由處于流動空氣中的物體的前后的壓壓差阻力是由處于流動空氣中的物體的前后的壓力差，導致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力。力差，導致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力。第二章第二章 第第 頁頁67順壓梯度與逆壓梯度順壓梯度與逆壓梯度順壓：順壓：A到到B，沿流向壓力逐漸減小，如

25、機翼上表面前段。，沿流向壓力逐漸減小，如機翼上表面前段。逆壓：逆壓：B到到C，沿流向壓力逐漸增加，如機翼上表面后段。，沿流向壓力逐漸增加，如機翼上表面后段。ABC第二章第二章 第第 頁頁68附面層分離附面層分離 在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流 相相互作用，形成漩渦脫離物體表面的現(xiàn)象?；プ饔茫纬射鰷u脫離物體表面的現(xiàn)象。分離點分離點第二章第二章 第第 頁頁69分離區(qū)的特點一分離區(qū)的特點一 分離區(qū)內(nèi)漩渦是一個個單獨產(chǎn)生的，它導致機翼的振動。分離區(qū)內(nèi)漩渦是一個個單獨產(chǎn)生的，它導致機翼的振動。第二章第二章 第第 頁頁70分離區(qū)的特點二分

26、離區(qū)的特點二分離區(qū)內(nèi)壓強幾乎相等，并且等于分離點處的壓強。分離區(qū)內(nèi)壓強幾乎相等，并且等于分離點處的壓強。P分離點分離點P1P2P3P4P分離點分離點 = P1 = P2 = P3 = P4第二章第二章 第第 頁頁71分離區(qū)的特點三分離區(qū)的特點三 附面層分離的內(nèi)因是空氣的粘性，外因是因物體表面彎曲而附面層分離的內(nèi)因是空氣的粘性，外因是因物體表面彎曲而出現(xiàn)的逆壓梯度。出現(xiàn)的逆壓梯度。ABCABCPPP第二章第二章 第第 頁頁72分離點與最小壓力點的位置分離點與最小壓力點的位置ABC最小壓力點最小壓力點分離點分離點第二章第二章 第第 頁頁73分離點與轉(zhuǎn)捩點的區(qū)別分離點與轉(zhuǎn)捩點的區(qū)別層流變?yōu)槲闪鳎ㄞD(zhuǎn)捩

27、），順流變?yōu)榈沽鳎ǚ蛛x）。層流變?yōu)槲闪鳎ㄞD(zhuǎn)捩），順流變?yōu)榈沽鳎ǚ蛛x）。分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可發(fā)生在紊流區(qū)。分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可發(fā)生在紊流區(qū)。轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義完全不同。轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義完全不同。第二章第二章 第第 頁頁74壓差阻力的產(chǎn)生壓差阻力的產(chǎn)生 氣流流過機翼后，在機翼的后緣部分產(chǎn)生附面層分離形成渦氣流流過機翼后，在機翼的后緣部分產(chǎn)生附面層分離形成渦流區(qū)，壓強降低；而在機翼前緣部分，氣流受阻壓強增大，這樣流區(qū)，壓強降低；而在機翼前緣部分，氣流受阻壓強增大，這樣機翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而使機翼產(chǎn)生壓差阻力。機翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而使機翼產(chǎn)生壓差阻力。第二章第二章 第

28、第 頁頁75分離點位置與壓差阻力大小的關系分離點位置與壓差阻力大小的關系分離點靠前，壓差阻力大。分離點靠前，壓差阻力大。分離點靠后，壓差阻力小。分離點靠后，壓差阻力小。ABCCBCCPPP第二章第二章 第第 頁頁76影響壓差阻力的因素影響壓差阻力的因素 總的來說，飛機壓差阻力與迎風面積、形狀和迎角有關。迎風總的來說，飛機壓差阻力與迎風面積、形狀和迎角有關。迎風面積大，壓差阻力大。迎角越大，壓差阻力也越大。面積大，壓差阻力大。迎角越大，壓差阻力也越大。 壓差阻力在飛機總阻力構成中所占比例較小。壓差阻力在飛機總阻力構成中所占比例較小。第二章第二章 第第 頁頁77干擾阻力干擾阻力 飛機的各個部件，如

29、機翼、機身、尾翼的單獨阻力之和小于把飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼的單獨阻力之和小于把它們組合成一個整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的它們組合成一個整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。第二章第二章 第第 頁頁78干擾阻力的消除干擾阻力的消除干擾阻力在飛機總阻力中所占比例較小。干擾阻力在飛機總阻力中所占比例較小。 飛機各部件之間的平滑過渡和整流包皮，可以有效飛機各部件之間的平滑過渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。地減小干擾阻力的大小。第二章第二章 第第 頁頁79誘導阻力誘導阻力 由于翼尖渦

30、的誘導，導致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出由于翼尖渦的誘導，導致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機前進的力，這就是誘導阻力?，F(xiàn)阻礙飛機前進的力，這就是誘導阻力。第二章第二章 第第 頁頁80 翼尖渦的形成翼尖渦的形成 正常飛行時，下翼面的壓強比上翼面高，在上下翼面壓強差的作用正常飛行時，下翼面的壓強比上翼面高，在上下翼面壓強差的作用下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面。下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面。這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（注意旋轉(zhuǎn)方向注意旋轉(zhuǎn)方向）第二章第二章 第第 頁頁81 正常飛行時，下翼面的壓強比上翼面高，在上下翼面壓強差的作用正常

31、飛行時，下翼面的壓強比上翼面高，在上下翼面壓強差的作用下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。 翼尖渦的形成翼尖渦的形成第二章第二章 第第 頁頁82 翼尖渦的形成翼尖渦的形成 由于上、下翼面氣流在后由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流向，于是緣處具有不同的流向，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。成翼尖渦流。第二章第二章 第第 頁頁83翼尖渦形成的進一步分析翼尖渦形成的進一步

32、分析注意旋轉(zhuǎn)方向注意旋轉(zhuǎn)方向第二章第二章 第第 頁頁84翼尖渦的立體形態(tài)翼尖渦的立體形態(tài)第二章第二章 第第 頁頁85翼尖渦的形態(tài)翼尖渦的形態(tài)第二章第二章 第第 頁頁86下洗流（下洗流（DownWash）和下洗角）和下洗角 由于兩個翼尖渦的存在，會導致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個向下的誘由于兩個翼尖渦的存在，會導致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個向下的誘導速度場，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場會覆蓋整個導速度場，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場會覆蓋整個飛機所處空間范圍。飛機所處空間范圍。第二章第二章 第第 頁頁87下洗角下洗角 下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過翼型的氣流向下洗速度的存在，

33、改變了翼型的氣流方向，使流過翼型的氣流向下傾斜，這個向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對氣流之間下傾斜，這個向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對氣流之間的夾角稱為下洗角的夾角稱為下洗角。第二章第二章 第第 頁頁88下洗速度沿翼展分布下洗速度沿翼展分布 不同平面形狀的機翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。不同平面形狀的機翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。第二章第二章 第第 頁頁89誘導阻力的產(chǎn)生誘導阻力的產(chǎn)生 有限展長機翼與無限展長機翼相比，由于前者存在翼尖渦和下洗有限展長機翼與無限展長機翼相比，由于前者存在翼尖渦和下洗速度場，導致前者的總空氣動力較后者更加后斜，即前者總空氣動力速度場，導

34、致前者的總空氣動力較后者更加后斜，即前者總空氣動力沿飛行速度方向（即遠前方相對氣流方向）的分量較后者更大。這一沿飛行速度方向（即遠前方相對氣流方向）的分量較后者更大。這一增加的阻力即為誘導阻力。增加的阻力即為誘導阻力。LLD第二章第二章 第第 頁頁90影響誘導阻力的因素影響誘導阻力的因素機翼平面形狀：機翼平面形狀： 橢圓形機翼的誘導阻力最小。橢圓形機翼的誘導阻力最小。展弦比越大展弦比越大，誘導阻力越小，誘導阻力越小升力越大，誘導阻力越大升力越大，誘導阻力越大平直飛行中，平直飛行中，誘導阻力與飛行速度平方成反比誘導阻力與飛行速度平方成反比翼梢小翼可以減小誘導阻力翼梢小翼可以減小誘導阻力第二章第二

35、章 第第 頁頁91低展弦比使翼尖渦變低展弦比使翼尖渦變強，誘導阻力增加。強，誘導阻力增加。高展弦比使翼尖渦減高展弦比使翼尖渦減弱，誘導阻力變小。弱，誘導阻力變小。展弦比對誘導阻力的影響展弦比對誘導阻力的影響第二章第二章 第第 頁頁92展弦比對誘導阻力的影響展弦比對誘導阻力的影響機翼展弦比倒數(shù)機翼展弦比倒數(shù)誘導阻力系數(shù)減少的百分比誘導阻力系數(shù)減少的百分比升力系數(shù)不變升力系數(shù)不變第二章第二章 第第 頁頁93高展弦比飛機高展弦比飛機第二章第二章 第第 頁頁94空速大小對誘導阻力大小的影響空速大小對誘導阻力大小的影響阻力阻力誘導阻力誘導阻力空速空速空速小，下洗角空速小，下洗角大，誘導阻力大大，誘導阻力

36、大空速大，下洗角空速大，下洗角小，誘導阻力小小，誘導阻力小第二章第二章 第第 頁頁95翼梢小翼翼梢小翼第二章第二章 第第 頁頁96翼梢小翼可以減小誘導阻力翼梢小翼可以減小誘導阻力第二章第二章 第第 頁頁97翼梢小翼可以減小誘導阻力翼梢小翼可以減小誘導阻力 翼梢小翼改變了機翼沿展向分布的翼載荷。翼梢小翼改變了機翼沿展向分布的翼載荷。第二章第二章 第第 頁頁98翼梢小翼可以減小總阻力翼梢小翼可以減小總阻力第二章第二章 第第 頁頁99阻力公式阻力公式飛機的阻力系數(shù)飛機的阻力系數(shù)DC212V飛機的飛行動壓飛機的飛行動壓S機翼的面積。機翼的面積。212DDCvS第二章第二章 第第 頁頁100回顧阻力組成

37、回顧阻力組成摩擦阻力摩擦阻力(Skin Friction Drag)壓差阻力壓差阻力(Form Drag)干擾阻力干擾阻力(Interference Drag)誘導阻力誘導阻力(Induced Drag)廢阻力廢阻力(Parasite Drag)第二章第二章 第第 頁頁101阻力相關資料阻力相關資料典型飛機阻力構成典型飛機阻力構成阻力名稱阻力名稱亞音速運輸亞音速運輸機機超音速戰(zhàn)斗超音速戰(zhàn)斗機機單旋翼直升單旋翼直升機機摩擦阻力摩擦阻力45%23%25%誘導阻力誘導阻力40%29%25%干擾阻力干擾阻力7%6%40%激波阻力激波阻力3%35%5%其他阻力其他阻力5%7%5%第二章第二章 第第 頁頁

38、102總空氣動力總空氣動力 升力和阻力之和稱為總空氣動力。升力和阻力之和稱為總空氣動力。第二章第二章 第第 頁頁103本章主要內(nèi)容本章主要內(nèi)容2.1 空氣流動的描述空氣流動的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理2.5 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理第二章第二章 第第 頁頁105迎角與速度的關系迎角與速度的關系速度速度迎角迎角 飛機的升力主要飛機的升力主要隨飛行速度和迎角隨飛行速度和迎角變化。在大速度飛變化。在大速度飛行時，只要求較小行時，只要求較小迎角，機翼就可以迎角，機翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維產(chǎn)生足夠的升力維持飛行。在小速度持飛行。在小速度飛

39、行時，則要求較飛行時，則要求較大的迎角，機翼才大的迎角，機翼才能產(chǎn)生足夠的升力能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行。來維持飛行。第二章第二章 第第 頁頁106為什么要使用增升裝置為什么要使用增升裝置 用增大迎角的方法來增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，飛機用增大迎角的方法來增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，飛機的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機在起飛和著的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機在起飛和著陸時，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機翼上裝設增大升力系數(shù)的陸時，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機翼上裝設增大升力系數(shù)的裝置。裝置。ljmaxLC 增升裝置用于增大飛機增升裝置用于增大飛

40、機的最大升力系數(shù)的最大升力系數(shù)，從而縮，從而縮短飛機在起飛著陸階段的短飛機在起飛著陸階段的地面滑跑距離。地面滑跑距離。第二章第二章 第第 頁頁107主要增升裝置包括：主要增升裝置包括：前緣縫翼前緣縫翼后緣襟翼后緣襟翼前緣襟翼前緣襟翼第二章第二章 第第 頁頁1082.5.1 前緣縫翼前緣縫翼 前緣縫翼位于機翼前緣，在大迎角下打開前緣縫翼，可以延前緣縫翼位于機翼前緣，在大迎角下打開前緣縫翼，可以延緩上表面的氣流分離，從而使最大升力系數(shù)和臨界迎角增大。在緩上表面的氣流分離，從而使最大升力系數(shù)和臨界迎角增大。在中小迎角下打開前緣縫翼，會導致機翼升力性能變差。中小迎角下打開前緣縫翼，會導致機翼升力性能變

41、差。第二章第二章 第第 頁頁109前緣縫翼前緣縫翼 下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動。一方面降低逆壓梯下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動。一方面降低逆壓梯度，延緩氣流分離，增大最大升力系數(shù)和臨界迎角。另一方面，減度，延緩氣流分離，增大最大升力系數(shù)和臨界迎角。另一方面，減小了上下翼面的壓強差，減小升力系數(shù)。小了上下翼面的壓強差，減小升力系數(shù)。第二章第二章 第第 頁頁110前緣縫翼對壓強分布的影響前緣縫翼對壓強分布的影響 較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。第二章第二章 第第 頁頁1112.5.2 后緣襟翼后緣襟翼分裂襟翼分裂襟翼 （The

42、 Split Flap）簡單襟翼簡單襟翼 （The Plain Flap）開縫襟翼開縫襟翼 （The Slotted Flap）后退襟翼后退襟翼 （The Fowler Flap）后退開縫襟翼后退開縫襟翼 （The Slotted Fowler Flap） 放下后緣襟翼放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時增大。因，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時增大。因此，在起飛時放小角度襟翼，著陸時，放大角度襟翼。此，在起飛時放小角度襟翼，著陸時，放大角度襟翼。第二章第二章 第第 頁頁112分裂襟翼分裂襟翼（The Split Flap） 分裂襟翼是一塊從機翼后段下表面向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面，分裂襟翼是一塊從機翼

43、后段下表面向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面，它使升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增加，但臨界迎角減小。它使升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增加，但臨界迎角減小。第二章第二章 第第 頁頁113 放下分裂襟翼后，在機翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，壓強放下分裂襟翼后，在機翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，壓強降低，吸引上表面氣流流速增加，上下翼面壓差增加，從而增大了降低，吸引上表面氣流流速增加，上下翼面壓差增加，從而增大了升力系數(shù)，延緩了氣流分離。升力系數(shù)，延緩了氣流分離。 此外，放下分裂襟翼使得此外，放下分裂襟翼使得翼型彎度增大，上下翼面壓翼型彎度增大，上下翼面壓差增加，從而也增大了升力差增加，從而也增大了升力系數(shù)。系數(shù)。分裂襟翼

44、分裂襟翼（The Split Flap）第二章第二章 第第 頁頁114簡單襟翼簡單襟翼 （The Plain Flap） 簡單襟翼與副翼形狀相似。放下簡單襟翼，增加機翼彎度，進簡單襟翼與副翼形狀相似。放下簡單襟翼，增加機翼彎度，進而增大上下翼面壓強差，增大升力系數(shù)。但是放簡單襟翼使得壓差而增大上下翼面壓強差，增大升力系數(shù)。但是放簡單襟翼使得壓差阻力和誘導阻力增大，阻力比升力增大更多，使得升阻比降低。阻力和誘導阻力增大，阻力比升力增大更多，使得升阻比降低。第二章第二章 第第 頁頁115 大迎角下放簡單襟翼，升力系數(shù)及最大升力系數(shù)增加，阻力系大迎角下放簡單襟翼，升力系數(shù)及最大升力系數(shù)增加，阻力系數(shù)增加，升阻比降低（即空氣動力性能降低）