第二章 空氣動力學

1、 作用在飛機上的空氣動力取決于飛機和空氣之間的相對運作用在飛機上的空氣動力取決于飛機和空氣之間的相對運動情況。而與觀察、研究時所選用的參考坐標無關。動情況。而與觀察、研究時所選用的參考坐標無關。 空氣相對飛機的運動稱為空氣相對飛機的運動稱為相對氣流相對氣流， 相對氣流的方向與相對氣流的方向與飛機運動的方向相反飛機運動的方向相反 。 只要相對氣流速度相同只要相對氣流速度相同 ， 產生的空氣動力也就相等。產生的空氣動力也就相等。 （非定常流動轉換為定常流動）（非定常流動轉換為定常流動） 將飛機的飛行轉換為空氣的流動將飛機的飛行轉換為空氣的流動 ，使空氣動力問題的研，使空氣動力問題的研究大大簡化。究

2、大大簡化。 風洞實驗就是根據(jù)這個原理建立起來的。風洞實驗就是根據(jù)這個原理建立起來的。風洞應用風洞應用相對氣流的方向與相對氣流的方向與飛機運動飛機運動的方向相反的方向相反 。飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向平飛時：爬升時：飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向爬升時：飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向 連續(xù)性假設：連續(xù)性假設：在進行空氣動力學研究時，將大量的、單個分子組成的大在進行空氣動力學研究時，將大量的、單個分

3、子組成的大氣看成是連續(xù)的介質。氣看成是連續(xù)的介質。 連續(xù)介質：連續(xù)介質：組成介質的物質連成一片，內部沒有任何空隙。在其中任組成介質的物質連成一片，內部沒有任何空隙。在其中任意取一個微團都可看成是由無數(shù)分子組成。微團表現(xiàn)出來意取一個微團都可看成是由無數(shù)分子組成。微團表現(xiàn)出來的特性體現(xiàn)了眾多分子的共同特性。的特性體現(xiàn)了眾多分子的共同特性。對大氣對大氣采用采用連續(xù)性假設的理由：連續(xù)性假設的理由： 自由行程：自由行程：一個氣體分子一次碰撞到下一次再碰撞時所走一個氣體分子一次碰撞到下一次再碰撞時所走過的距離。過的距離。 平均自由行程：平均自由行程：氣體中所有分子自由行程的平均值。氣體中所有分子自由行程的

4、平均值。 海平面，標準大氣壓條件下，空氣的平均海平面，標準大氣壓條件下，空氣的平均自由行程為：自由行程為： 空氣分子的平均自由行程要比飛機的尺寸小得多。空氣流空氣分子的平均自由行程要比飛機的尺寸小得多?？諝饬鬟^飛機表面時，與飛機之間產生的相互作用不是單個分子過飛機表面時，與飛機之間產生的相互作用不是單個分子所為。而是無數(shù)分子共同作用的結果。所為。而是無數(shù)分子共同作用的結果。 流體微團在宏觀上無限小，在微觀上無限大。流體微團在宏觀上無限小，在微觀上無限大。毫米810l 流場：流體流動所占據(jù)的空間稱為流場：流體流動所占據(jù)的空間稱為流場流場。 流場的選取可根據(jù)研究的需要進行確定。可大可小。流場的選取

5、可根據(jù)研究的需要進行確定?？纱罂尚?。非定常流與非定常流場：非定常流與非定常流場：在流場中的任何一點處，如果流體微團流過時的流動參在流場中的任何一點處，如果流體微團流過時的流動參數(shù)數(shù)速度、壓力、溫度、密度等隨時間變化，這種流動速度、壓力、溫度、密度等隨時間變化，這種流動就稱為非定常流，這種流場被稱為非定常流場。就稱為非定常流，這種流場被稱為非定常流場。定常流與定常流場：定常流與定常流場：如果流體微團流過時的流動參數(shù)如果流體微團流過時的流動參數(shù)速度、壓力、溫度、速度、壓力、溫度、密度等不隨時間變化，這種流動就稱為定常流，這種流場密度等不隨時間變化，這種流動就稱為定常流，這種流場被稱為定常流場。被稱

6、為定常流場。 在某一瞬時在某一瞬時t t，從流場中某點出發(fā)，順著這一點的速度指向畫一個微，從流場中某點出發(fā)，順著這一點的速度指向畫一個微分段到達鄰點，再按鄰點在同一瞬時的速度指向再畫一個微分段，一分段到達鄰點，再按鄰點在同一瞬時的速度指向再畫一個微分段，一直畫下去，當取微分段趨于零時，便得到一條光滑的曲線。在這條曲直畫下去，當取微分段趨于零時，便得到一條光滑的曲線。在這條曲線上，任何一點的切線方向均與占據(jù)該點的流體質點速度方向指向一線上，任何一點的切線方向均與占據(jù)該點的流體質點速度方向指向一致，這樣曲線稱為致，這樣曲線稱為流線流線。 在任何瞬時，在流場中可繪制無數(shù)條這樣的流線。流線的引入，對定

7、在任何瞬時，在流場中可繪制無數(shù)條這樣的流線。流線的引入，對定性刻畫流場具有重要意義。性刻畫流場具有重要意義。 流線是反映流場流線是反映流場瞬時瞬時流速方向的曲線。其是同一時刻，由流速方向的曲線。其是同一時刻，由不同流體質點組成的。不同流體質點組成的。 與與跡線跡線相比，跡線是同一質點不同時刻的軌跡線。相比，跡線是同一質點不同時刻的軌跡線。1.1. 在定常流動中，流體質點的跡線與流線重合。在非定常在定常流動中，流體質點的跡線與流線重合。在非定常流動中，流動中， 流線和跡線一般是不重合的。流線和跡線一般是不重合的。2.2. 在定常流動中，流線是流體不可跨越的曲線。在定常流動中，流線是流體不可跨越的

8、曲線。3.3. 在常點處，流線不能相交、分叉、匯交、轉折，流線只在常點處，流線不能相交、分叉、匯交、轉折，流線只能是一條光滑的曲線。也就是，在同一時刻，一點處只能是一條光滑的曲線。也就是，在同一時刻，一點處只能通過一條流線。能通過一條流線。4.4. 在奇點和零速度點例外。在奇點和零速度點例外。流線譜 在流場中，用流線組成的描繪流體微團流動情況的圖畫稱在流場中，用流線組成的描繪流體微團流動情況的圖畫稱為流線譜。為流線譜。 如果流線譜不隨時間變化，它所描繪的就是定常流。如果流線譜不隨時間變化，它所描繪的就是定常流。 在流場中取一條不是流線的封閉曲線，通過曲線上各點的在流場中取一條不是流線的封閉曲線

9、，通過曲線上各點的流線形成的管形曲面稱為流線形成的管形曲面稱為流管流管。 流管內流體流動的特點：流管內流體流動的特點：因為通過曲線上各點流體微團的因為通過曲線上各點流體微團的速度都與通過該點的流線相切，所以只有流管截面上有流速度都與通過該點的流線相切，所以只有流管截面上有流體流過，而不會有流體通過管壁流進或流出。體流過，而不會有流體通過管壁流進或流出。 流管也像一根具有實物管壁一樣的一根管子，管內的流體流管也像一根具有實物管壁一樣的一根管子，管內的流體不會越過流管流出來，管外的流體也不會越過管壁流進去。不會越過流管流出來，管外的流體也不會越過管壁流進去。 流體的質量流量：單位時間流過截面的流體

10、質量。流體的質量流量：單位時間流過截面的流體質量。Avqm 常見的自然現(xiàn)象：常見的自然現(xiàn)象：p 在河道寬而深的地方在河道寬而深的地方, , 河水流得比較慢河水流得比較慢; ; 而在河道窄而淺而在河道窄而淺的地方的地方, , 卻流得比較快。卻流得比較快。p 夏天乘涼時夏天乘涼時, , 我們總喜歡坐在兩座房屋之間的過道中我們總喜歡坐在兩座房屋之間的過道中, , 因因為那里常有為那里常有“ “ 穿堂風穿堂風”。p 在山區(qū)你可以看到山谷中的風經常比平原開闊的地方來得在山區(qū)你可以看到山谷中的風經常比平原開闊的地方來得大。大。 質量守恒定律是自然界基本的定律之一質量守恒定律是自然界基本的定律之一, , 它

11、說明物質既不它說明物質既不會消失會消失, , 也不會憑空增加。也不會憑空增加。 應用在流體的流動上應用在流體的流動上: : 在定常流動中，在定常流動中，當流體當流體低速、穩(wěn)低速、穩(wěn)定、連續(xù)不斷定、連續(xù)不斷地流動時地流動時, , 流進任何一個截面的流體質量流進任何一個截面的流體質量和從另一個截面流出的流體質量應當相等。和從另一個截面流出的流體質量應當相等。 q qm1m1 =q =qm2m2= q= qm3 m3 即即 ： 1 1A A1 1v v1 1=2 2A A2 2v v2 2 = =3 3A A3 3v v3 3 連續(xù)方程可以表述為連續(xù)方程可以表述為: : 在定常流動中在定常流動中 ，

12、 流體連續(xù)并穩(wěn)定的流體連續(xù)并穩(wěn)定的在流管中流動，在流管中流動， 通過流管各截面的質量流量相等。通過流管各截面的質量流量相等。 對不可壓縮流體（對不可壓縮流體（Ma0.4Ma0.4），密度），密度 等于常數(shù)，連續(xù)方等于常數(shù)，連續(xù)方程可簡化為：程可簡化為： 基本結論：基本結論：流體的流速與流管的橫截面積成反比。流體的流速與流管的橫截面積成反比。 流體流動速度的快慢流體流動速度的快慢, , 可用流管中流線的疏密程度來表示可用流管中流線的疏密程度來表示, , 流線密的地方流線密的地方, , 表示流管細表示流管細, , 流體流速快流體流速快, , 反之就慢。反之就慢。 流管變細、流線變密、流速變快；流管

13、變細、流線變密、流速變快； 流管變粗、流線變疏、流速變慢。流管變粗、流線變疏、流速變慢。 332211vAvAvA 在日常生活中在日常生活中, , 我們會觀察到一些在流體的速度發(fā)生變化我們會觀察到一些在流體的速度發(fā)生變化時時, , 壓力壓力也跟著變化的情況。也跟著變化的情況。 例如：例如：a.a.在兩張紙片中間吹氣在兩張紙片中間吹氣, , 兩張紙不是分開兩張紙不是分開, , 而是相互靠近而是相互靠近; ; b.b.兩條船在水中并行兩條船在水中并行, , 也會互相靠攏也會互相靠攏; ;c.c.當臺風吹過房屋時當臺風吹過房屋時, , 往往會把屋頂掀掉往往會把屋頂掀掉, , 能量守恒定律：能量守恒定

14、律：在一個與外界隔絕的系統(tǒng)中，不論發(fā)生什在一個與外界隔絕的系統(tǒng)中，不論發(fā)生什么變化和過程，能量可以由一種形式轉變?yōu)榱硪环N形式，么變化和過程，能量可以由一種形式轉變?yōu)榱硪环N形式，但能量的總和保持恒定但能量的總和保持恒定 。 對于不可壓縮的、理想的流體對于不可壓縮的、理想的流體( ( 沒有粘性沒有粘性) ) 表示為：表示為： 靜壓靜壓：單位體積流體具有的壓力能。在靜止的空氣中，單位體積流體具有的壓力能。在靜止的空氣中， 靜壓等于大氣壓力。靜壓等于大氣壓力。 動壓：單位體積流體具有的功能。動壓：單位體積流體具有的功能。 總壓：靜壓和動壓之和?？倝海红o壓和動壓之和。常數(shù)0221pvp靜壓靜壓動壓動壓總

15、壓總壓 上式即為：不可壓縮的、理想的流體上式即為：不可壓縮的、理想的流體( ( 沒有粘性沒有粘性) ) 的伯努的伯努利方程。利方程。 粗略地說：流速小的地方粗略地說：流速小的地方, , 壓強大壓強大; ; 流速大的地方壓強小。流速大的地方壓強小。 注意適用條件：注意適用條件：不可壓縮的、理想的流體，不可壓縮的、理想的流體，做定常流動。做定常流動。常數(shù)0221pvp 由連續(xù)性定理和伯努利方程，可得結論如下：由連續(xù)性定理和伯努利方程，可得結論如下： 不可壓縮的、理想的流體，做低速不可壓縮的、理想的流體，做低速(Ma0.4)(Ma 時時4 4、氣流流過機翼時壓力分布氣流流過機翼時壓力分布 將表示機翼

16、表面壓力矢量的外端點將表示機翼表面壓力矢量的外端點用光滑曲線連接起來就得到了機翼用光滑曲線連接起來就得到了機翼表面的表面的壓力分布圖壓力分布圖。 在機翼的前緣有一點在機翼的前緣有一點(A)(A)，氣流速，氣流速度減小到零，正壓達到最大值，此度減小到零，正壓達到最大值，此點稱為點稱為駐點駐點。 機翼上表面有一點機翼上表面有一點(B)(B)，氣流速度，氣流速度最大，負壓達到最大值，稱為最大，負壓達到最大值，稱為最低最低壓力點壓力點。 升力的產生升力的產生 將作用在機翼上、下表面分布將作用在機翼上、下表面分布的氣動力合成就得到了作用在的氣動力合成就得到了作用在機翼上的機翼上的氣動力氣動力的合力的合力

17、R Rj j。 氣動力氣動力在垂直來流方向上的分在垂直來流方向上的分量就是量就是升力升力，用，用L Lj j表示表示。 在在平行氣流方向的分量叫平行氣流方向的分量叫阻力阻力，用用DDj j，來表示，來表示。 合力合力R Rj j，的作用點就叫做機冀的，的作用點就叫做機冀的壓力中心壓力中心。壓力中心升力升力三要素既然升力是一種力，就必須滿足力的既然升力是一種力，就必須滿足力的“三要素三要素”：p大大 ?。盒。簹鈩恿υ诖怪眮砹鞣较蛏系姆至?。氣動力在垂直來流方向上的分量。 （機翼上下翼面壓力差的總和）機翼上下翼面壓力差的總和）p方方 向：向：垂直于相對氣流方向；垂直于相對氣流方向；p作用點：作用點：

18、壓力中心。壓力中心。升力表示法 機翼的升力主要是靠機翼機翼的升力主要是靠機翼上翼面吸力產生的，一般上翼面吸力產生的，一般占總升力的占總升力的60%80%,60%80%, 而不是靠下翼面壓力產生而不是靠下翼面壓力產生的的( (占總升力的占總升力的20204040) )，所以機翼的上，所以機翼的上壁板比壁板比下壁板厚。下壁板厚。在低速飛行時，飛機的阻力類型：在低速飛行時，飛機的阻力類型：誘導阻力壓差阻力壓差阻力摩擦阻力摩擦阻力干擾阻力干擾阻力 廢阻廢阻力力粘性粘性升力升力高速飛行時，還應再加上一個激波阻力。高速飛行時，還應再加上一個激波阻力。機翼可以產生升力，也可以產生阻力，飛機的其他部件也會產生

19、阻力，機翼可以產生升力，也可以產生阻力，飛機的其他部件也會產生阻力，機翼所產生的阻力占總阻力的機翼所產生的阻力占總阻力的25253030左右。左右。（1 1）附面層）附面層p空氣流過機體表面時，空氣流過機體表面時， 由于空氣的粘性產生阻滯力，在機體表面由于空氣的粘性產生阻滯力，在機體表面形成了沿機體表面法向方向形成了沿機體表面法向方向 ， 流速由零逐漸增加到外界氣流流速流速由零逐漸增加到外界氣流流速的薄薄的一層空氣層，的薄薄的一層空氣層， 這就叫做附面層這就叫做附面層 。p 由機體表面到附面層邊界由機體表面到附面層邊界 ( ( 流速增大到外界氣流流速流速增大到外界氣流流速 99% 99% 處處

20、 ) ) 的距離為的距離為附面層的厚度附面層的厚度 ， 用用 來表示。來表示。p 沿機體表面流動的距離越長，沿機體表面流動的距離越長， 附面層的厚度就越來越厚。附面層的厚度就越來越厚。觀看視頻 附面層的形成附面層的形成 受粘性影響受粘性影響 層流附面層：層流附面層：流體微團層次分明地沿機體表面向后流動，上下各層之流體微團層次分明地沿機體表面向后流動，上下各層之間的微團相互不混淆，這是間的微團相互不混淆，這是層流附面層層流附面層。 紊流附面層：紊流附面層：氣體微團除了向前流動外，還上下亂竄、互相摻和，已氣體微團除了向前流動外，還上下亂竄、互相摻和，已分不清流動的層次了，這就形成了分不清流動的層次

21、了，這就形成了紊流附面層紊流附面層。 附面層出層流狀態(tài)轉變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)叫轉捩，附面層出層流狀態(tài)轉變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)叫轉捩， 流動狀態(tài)的轉變區(qū)域叫流動狀態(tài)的轉變區(qū)域叫轉捩段轉捩段 ，轉換段是很窄，轉換段是很窄 的區(qū)域的區(qū)域 ，可近似看成一點，可近似看成一點 ， 稱為稱為 轉捩點轉捩點 。轉捩原因 附面層穩(wěn)定性分析附面層穩(wěn)定性分析p 附面層流動是不穩(wěn)定的。附面層流動是不穩(wěn)定的。 轉捩點靠前，說明紊流附面層區(qū)域較大，摩擦阻力較大，轉捩點靠前，說明紊流附面層區(qū)域較大，摩擦阻力較大，轉捩點靠后，說明層流附面層區(qū)域較大，摩擦阻力較小。轉捩點靠后，說明層流附面層區(qū)域較大，摩擦阻力較小。 轉捩點的位置隨氣流速度、氣流

22、原始的紊亂程度以及物體轉捩點的位置隨氣流速度、氣流原始的紊亂程度以及物體表面的光潔度而改變。表面的光潔度而改變。 為了減小飛機在飛行中的摩擦阻力，盡可能的保持大的層為了減小飛機在飛行中的摩擦阻力，盡可能的保持大的層流附面層區(qū)域，減少紊流附面層區(qū)域。流附面層區(qū)域，減少紊流附面層區(qū)域。層流與紊流附面層的比較 紊流附面層厚度要比層流附面層的厚。紊流附面層厚度要比層流附面層的厚。 在紊流附面層的底部，氣流的橫向速在紊流附面層的底部，氣流的橫向速度梯度比層流附面層大得多；度梯度比層流附面層大得多； 在紊流附面層內，流體微團雜亂無章在紊流附面層內，流體微團雜亂無章的上下運動也使氣流的能量大量損耗。的上下運

23、動也使氣流的能量大量損耗。 在紊流附面層的底層，機體表面對氣在紊流附面層的底層，機體表面對氣流的阻滯作用要比層流附面層大得流的阻滯作用要比層流附面層大得 附面層特點1.1. 附面層內，沿物面法向方向壓強不變，等于法線主流壓附面層內，沿物面法向方向壓強不變，等于法線主流壓強。強。（3）附面層的分離 順壓梯度：順壓梯度：A A到到B B，氣流逐漸加速，靜壓之逐漸減小，前面的壓力大，氣流逐漸加速，靜壓之逐漸減小，前面的壓力大于后面的壓力。于后面的壓力。 逆壓梯度逆壓梯度 ：從從B B點點C C，附面層外界的氣流逐漸減速，靜壓也隨之逐漸，附面層外界的氣流逐漸減速，靜壓也隨之逐漸加大，形成了后面壓力大于

24、前面壓力。加大，形成了后面壓力大于前面壓力。附面層分離 在逆壓作用下底層氣流產生倒流，與順流而下的氣流相撞，氣流將被在逆壓作用下底層氣流產生倒流，與順流而下的氣流相撞，氣流將被拱起脫離機體表面，并在主流氣流的沖擊下形成大的旋渦。拱起脫離機體表面，并在主流氣流的沖擊下形成大的旋渦。 氣流開始脫離機體表面的點叫做氣流開始脫離機體表面的點叫做分離點分離點。 在渦流區(qū)內，由于空氣不停地迅速地旋轉，使氣流的動能因為摩擦而在渦流區(qū)內，由于空氣不停地迅速地旋轉，使氣流的動能因為摩擦而損耗，氣流的壓力也就下降了。損耗，氣流的壓力也就下降了。 層流變紊流（轉捩），順流變倒流（分離）。層流變紊流（轉捩），順流變倒

25、流（分離）。 分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可以發(fā)生在紊流區(qū)。分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可以發(fā)生在紊流區(qū)。 轉捩和分離的物理含義不同。轉捩和分離的物理含義不同。（1 1）摩擦阻力的產生：）摩擦阻力的產生：摩擦阻力是由于空氣有粘性而產生的阻力，存在于附面摩擦阻力是由于空氣有粘性而產生的阻力，存在于附面層內。層內。機體表面給氣體微團向前的阻滯力，使其速度下降，氣機體表面給氣體微團向前的阻滯力，使其速度下降，氣體微團必定給機體以大小相等方向相反的向后的作用力，體微團必定給機體以大小相等方向相反的向后的作用力，這個力就是摩擦阻力。這個力就是摩擦阻力。附面層內流動狀態(tài)：紊流附面層比層流附面層的摩擦阻附面層內流動

26、狀態(tài)：紊流附面層比層流附面層的摩擦阻力大。力大。空氣的粘性：空氣粘性越大，摩擦阻力越大空氣的粘性：空氣粘性越大，摩擦阻力越大飛機表面狀況：飛機表面越粗糙，摩擦阻力越大飛機表面狀況：飛機表面越粗糙，摩擦阻力越大氣流接觸飛機表面面積：飛機與空氣的接觸面積越大，氣流接觸飛機表面面積：飛機與空氣的接觸面積越大，摩擦阻力越大。摩擦阻力越大。（3 3）減小摩擦阻力的措施）減小摩擦阻力的措施 機翼采用層流翼型：機翼采用層流翼型：要減小摩擦阻力就應設法使附面層保持層流狀態(tài)。要減小摩擦阻力就應設法使附面層保持層流狀態(tài)。 層流翼型的特點：層流翼型的特點：前緣半徑小，最大厚度靠后前緣半徑小，最大厚度靠后。 古典翼型

27、：古典翼型： 層流翼型：層流翼型：3 . 0bXXcc5 . 0bXXcc減小摩擦阻力的措施減小摩擦阻力的措施 在機翼表面安裝一些氣動裝置。在機翼表面安裝一些氣動裝置。 保持機體表面的光滑清潔。保持機體表面的光滑清潔。 要盡量減小機體與氣流的接觸面積。要盡量減小機體與氣流的接觸面積。3 3、壓差阻力、壓差阻力氣流流過飛機時，由機體前后壓力差形成的阻力就叫做壓差阻力。氣流流過飛機時，由機體前后壓力差形成的阻力就叫做壓差阻力。壓差阻力的產生：壓差阻力的產生：在機翼前緣的駐點處速度降為零，在機翼前緣的駐點處速度降為零， 形成最大的正壓力點形成最大的正壓力點; ; 在最低壓力點之后的逆壓作用下附面層分

28、離，在最低壓力點之后的逆壓作用下附面層分離， 又在機翼的后緣生成又在機翼的后緣生成低壓的渦流區(qū)，壓力降低。低壓的渦流區(qū)，壓力降低。機翼前緣區(qū)域的壓力大于后緣區(qū)域的壓力，形成壓差阻力。機翼前緣區(qū)域的壓力大于后緣區(qū)域的壓力，形成壓差阻力。壓差阻力的產生壓差阻力的產生 在不改變物體迎風面積的在不改變物體迎風面積的情況下，情況下， 將物體做成前頭將物體做成前頭圈鈍后面尖細的流線型可圈鈍后面尖細的流線型可以大大減小物體的壓差阻以大大減小物體的壓差阻力。力。影響壓力阻力的因素影響壓力阻力的因素a.a.物體的迎風面積；物體的迎風面積；b.b.物體的形狀有關；物體的形狀有關；c.c.物體與相對氣流的位置物體與

29、相對氣流的位置( (迎角迎角的大小的大小) )有關；有關；流線型物體的軸線流線型物體的軸線與氣流平行時，可以使壓差阻力減小。與氣流平行時，可以使壓差阻力減小。減小壓差阻力的措施減小壓差阻力的措施a.a.盡量減小飛機機體的迎風面積。盡量減小飛機機體的迎風面積。b.b.暴露在空氣中的機體各部件外形應采用流線型。暴露在空氣中的機體各部件外形應采用流線型。c.c.飛行時，除了起氣動作用的部件外，其他機體部件的軸飛行時，除了起氣動作用的部件外，其他機體部件的軸線應盡量與氣流方向平行。線應盡量與氣流方向平行。民用運輸機機翼采用一定的安裝角就是為了使飛機巡航飛行時，機翼產生所需要升力的同時，機身軸線保持與來

30、流平行，減小壓差阻力 。4. 干擾阻力（1 1）干擾阻力的產生）干擾阻力的產生 干擾阻力是流過機體各部件的氣流在干擾阻力是流過機體各部件的氣流在部件結合處互相干擾而產生的阻力。部件結合處互相干擾而產生的阻力。 實驗表明：整體飛機的阻力并不等于實驗表明：整體飛機的阻力并不等于各個部件單獨產生的阻力之和，而是各個部件單獨產生的阻力之和，而是多出一個量，這個量就是由于氣流流多出一個量，這個量就是由于氣流流過各部件時，在它們的結合處相互干過各部件時，在它們的結合處相互干擾產生的干擾阻力。擾產生的干擾阻力。減小干擾阻力的措施 干擾阻力與各部件組合時的相對位置有關，也和部件結合部位形成的干擾阻力與各部件組

31、合時的相對位置有關，也和部件結合部位形成的流管形狀有關。流管形狀有關。 適當安排各部件之間的相對位置。對于機翼和機身之間的干擾阻力適當安排各部件之間的相對位置。對于機翼和機身之間的干擾阻力來說，來說，中單翼干擾阻力最小，下單翼最大，上單翼居中。中單翼干擾阻力最小，下單翼最大，上單翼居中。 在部件結合部位安裝整流罩，使結合部位較為光滑，減小流管的收在部件結合部位安裝整流罩，使結合部位較為光滑，減小流管的收縮和擴張。縮和擴張。5、誘導阻力 誘導阻力是伴隨升力而產生的一種阻力。誘導阻力是伴隨升力而產生的一種阻力。20072007年年6 6月月1616日，倫敦蓋特威克（日，倫敦蓋特威克（ Gatwic

32、k Gatwick ）機場，一架波音）機場，一架波音 767-3Y0/ER 767-3Y0/ER 穿云而過。兩個云漩渦的形成是因為飛機的翼尖渦流。穿云而過。兩個云漩渦的形成是因為飛機的翼尖渦流。 氣流流過機翼產生升力是由于上、下翼面存在壓力差。在壓力差的作氣流流過機翼產生升力是由于上、下翼面存在壓力差。在壓力差的作用下，氣流會繞過翼梢從下翼面的高壓區(qū)流向上翼面的低壓區(qū)。在機用下，氣流會繞過翼梢從下翼面的高壓區(qū)流向上翼面的低壓區(qū)。在機翼的翼梢部位形成了由下向上旋轉的翼的翼梢部位形成了由下向上旋轉的翼梢旋渦翼梢旋渦。+ + + + + 機翼下表面氣流的流線由翼根向翼梢機翼下表面氣流的流線由翼根向翼

33、梢偏斜，偏斜， 使機翼上表面氣流的流線由使機翼上表面氣流的流線由翼梢向翼根偏斜，翼梢向翼根偏斜， 而且在機翼的翼而且在機翼的翼梢部位形成了由下向上旋轉的梢部位形成了由下向上旋轉的翼梢旋翼梢旋渦渦上翼面氣流上翼面氣流翼梢旋渦翼梢旋渦立體形態(tài)下洗 由于翼梢旋渦的作用，由于翼梢旋渦的作用， 機翼上下表面的氣流在向后流動機翼上下表面的氣流在向后流動的同時出現(xiàn)了向下流動的趨勢。這種垂直氣流方向向下的的同時出現(xiàn)了向下流動的趨勢。這種垂直氣流方向向下的流動稱為下洗，流動稱為下洗， 向下流動的速度稱為下洗速度，向下流動的速度稱為下洗速度， 用用 表表示示 下洗角：下洗角： Vt tV VVV升力L 升力升力L

34、L沿來流方向的分量沿來流方向的分量DD，這個向后作用阻礙飛機飛行的力叫做，這個向后作用阻礙飛機飛行的力叫做誘導阻力誘導阻力。VV VVV升力LLLD如果上下翼面沒有壓力差，就不會產生升力，也就沒有誘如果上下翼面沒有壓力差，就不會產生升力，也就沒有誘導阻力產生。上下翼面壓力差越大，升力越大，誘導阻力導阻力產生。上下翼面壓力差越大，升力越大，誘導阻力也就越大也就越大 。 采用誘導阻力較小的機翼平面形狀：采用誘導阻力較小的機翼平面形狀：a.a.橢圓平面形狀的機翼誘導阻力最小，其次是梯形機翼，矩形機翼的誘導橢圓平面形狀的機翼誘導阻力最小，其次是梯形機翼，矩形機翼的誘導阻力最大。阻力最大。b.b.加大機

35、翼的展弦比也可以減小誘導阻力。加大機翼的展弦比也可以減小誘導阻力。 無論是橢圓形機翼還是大展弦比機翼，都使機翼翼梢部位的面積在機翼總面無論是橢圓形機翼還是大展弦比機翼，都使機翼翼梢部位的面積在機翼總面積中所占比例下降，從而減小誘導阻力。積中所占比例下降，從而減小誘導阻力。大展弦比飛機誘導阻力與飛行速度的關系 在得到相同升力的情況下，飛機飛行速度越小，所需要的迎角越大，在得到相同升力的情況下，飛機飛行速度越小，所需要的迎角越大，迎角的增加會使上下翼面氣流的流速相差較大。壓力差加大，翼梢旋迎角的增加會使上下翼面氣流的流速相差較大。壓力差加大，翼梢旋渦隨之加強，誘導阻力也就增加了。所以低速飛機大多采

36、用大展弦比渦隨之加強，誘導阻力也就增加了。所以低速飛機大多采用大展弦比的機翼來減小誘導阻力。的機翼來減小誘導阻力。 在機翼安裝翼梢小翼在機翼安裝翼梢小翼在機翼翼梢部位安裝翼梢小翼或副油箱等外掛物都可以阻止氣流由在機翼翼梢部位安裝翼梢小翼或副油箱等外掛物都可以阻止氣流由下翼面向上翼面的流動，從而減弱翼梢旋渦，減小誘導阻力。翼梢下翼面向上翼面的流動，從而減弱翼梢旋渦，減小誘導阻力。翼梢小翼在減小誘導阻力，節(jié)省燃油，加大航程方面有著明顯的作用。小翼在減小誘導阻力，節(jié)省燃油，加大航程方面有著明顯的作用。翼梢小翼A380波音747 低速飛行時飛機的阻力低速飛行時飛機的阻力 摩擦阻力摩擦阻力 壓差阻力壓差

37、阻力 干擾阻力干擾阻力 誘導阻力誘導阻力 總阻力應是誘導阻力和廢總阻力應是誘導阻力和廢阻力之和。阻力之和。 這四種阻力對飛行總阻力這四種阻力對飛行總阻力的貢獻隨著飛行速度和迎的貢獻隨著飛行速度和迎角的不同而變化角的不同而變化 。廢阻力廢阻力廢阻力總阻力總阻力誘導阻力誘導阻力速度速度阻力阻力742974451334 誘導阻力是隨著飛行速度的提高而逐漸減小誘導阻力是隨著飛行速度的提高而逐漸減小 。 廢阻力是隨著速度的增加而增大廢阻力是隨著速度的增加而增大 。 小迎角飛行時，主要的廢阻力是摩擦阻力；迎角的增大，小迎角飛行時，主要的廢阻力是摩擦阻力；迎角的增大，壓差阻力逐漸在廢阻力中占了主導地位。壓差

38、阻力逐漸在廢阻力中占了主導地位。 誘導阻力曲線和廢阻力曲線相交點總阻力最小，此時的飛誘導阻力曲線和廢阻力曲線相交點總阻力最小，此時的飛行速度稱為行速度稱為有利飛行速度有利飛行速度。 1 1、升力公式、阻力公式、升力公式、阻力公式飛機的升力公式可以表示為：飛機的升力公式可以表示為： 飛機的阻力公式可以表示為：飛機的阻力公式可以表示為： 式中：式中：C CL L、C CDD升力系數(shù)、阻力系數(shù)升力系數(shù)、阻力系數(shù) 飛機的飛行動壓飛機的飛行動壓 S S 機翼的面積。機翼的面積。 SvCLL221SvCDD221221v 空氣密度、飛行速度和機翼面積空氣密度、飛行速度和機翼面積 升力和阻力都與空氣的密度成

39、正比，與飛機飛行速度的平升力和阻力都與空氣的密度成正比，與飛機飛行速度的平方成正比，與機翼的面積成正比。方成正比，與機翼的面積成正比。a.a. 空氣密度：空氣密度：大氣溫度、飛行高度。大氣溫度、飛行高度。b.b. 飛行速度：飛行速度：與飛機飛行速度的平方成正比。與飛機飛行速度的平方成正比。c.c. 機翼面積：機翼面積：可以增加升力，同時也會增加阻力。可以增加升力，同時也會增加阻力。低速飛機，往往加大機翼的面積，甚至采用雙翼機。低速飛機，往往加大機翼的面積，甚至采用雙翼機。高速飛機，獲得飛行所需升力已不成問題，主要的矛盾又轉化為如高速飛機，獲得飛行所需升力已不成問題，主要的矛盾又轉化為如何減小阻

40、力提高飛行速度，所以，隨著飛機飛行速度的提高，飛機何減小阻力提高飛行速度，所以，隨著飛機飛行速度的提高，飛機機翼的面積逐漸減小。超音速飛機的機翼面積就很小了。機翼的面積逐漸減小。超音速飛機的機翼面積就很小了。 升力系數(shù)和阻力系數(shù)都是無量綱參數(shù)，在飛行馬赫數(shù)小于一定值時，它們只升力系數(shù)和阻力系數(shù)都是無量綱參數(shù)，在飛行馬赫數(shù)小于一定值時，它們只與與機翼的形狀和迎角機翼的形狀和迎角的大小有關，所以，這兩個系數(shù)綜合反映了機翼形狀、的大小有關，所以，這兩個系數(shù)綜合反映了機翼形狀、迎角對飛機升力和阻力的影響。迎角對飛機升力和阻力的影響。 機翼翼型對機翼升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響：機翼翼型對機翼升力系數(shù)和阻力

41、系數(shù)的影響：a.a.相對厚度與最大厚度位置：相對厚度與最大厚度位置：相對厚度較大，最大厚度位置靠前的翼型，可以使流過上翼面的氣流迅速加相對厚度較大，最大厚度位置靠前的翼型，可以使流過上翼面的氣流迅速加速，壓力下降，產生較大的氣動吸力，因此可以得到較大的升力系數(shù)。速，壓力下降，產生較大的氣動吸力，因此可以得到較大的升力系數(shù)。b.b.翼型的彎度與最大彎度位置：翼型的彎度與最大彎度位置：加大翼型的彎度，適當?shù)貙⒆畲髲澏任恢们耙疲瑯涌梢蕴岣咦畲笊ο禂?shù)。加大翼型的彎度，適當?shù)貙⒆畲髲澏任恢们耙疲瑯涌梢蕴岣咦畲笊ο禂?shù)。低速飛機機翼多采用這樣的翼型。低速飛機機翼多采用這樣的翼型。c.c.增加翼型厚度

42、和彎度也會使阻力系數(shù)加大，從而增加飛機的飛行阻力。所以增加翼型厚度和彎度也會使阻力系數(shù)加大，從而增加飛機的飛行阻力。所以高速飛機都采用相對厚度較小，最大厚度位置靠后的薄翼型，或相對彎度為高速飛機都采用相對厚度較小，最大厚度位置靠后的薄翼型，或相對彎度為零的對稱薄翼型零的對稱薄翼型 升阻比和升力系數(shù)、阻力系數(shù)一樣都是無量綱參數(shù)，升阻比和升力系數(shù)、阻力系數(shù)一樣都是無量綱參數(shù)， 在在飛行馬赫數(shù)小于一定值時，飛行馬赫數(shù)小于一定值時， 只與機翼的形狀只與機翼的形狀( ( 機翼翼型、機翼翼型、機翼平面形狀機翼平面形狀) ) 和迎角的大小有關。和迎角的大小有關。 當迎角改變時，當迎角改變時， 氣流在機翼表面

43、的流動情況和機翼表面氣流在機翼表面的流動情況和機翼表面的壓力分布都會隨之發(fā)生變化，的壓力分布都會隨之發(fā)生變化， 結果導致了機翼升力和結果導致了機翼升力和阻力的變化，阻力的變化， 壓力中心位置壓力中心位置的前后移動。的前后移動。1 1、升力系數(shù)、升力系數(shù)C CL L隨迎角的變化隨迎角的變化 升力系數(shù)曲線升力系數(shù)曲線: :最大升力系數(shù)：最大升力系數(shù)：C CLmaxLmax臨界迎角：臨界迎角： maxmax零升力迎角：零升力迎角： 0 0C CLmaxLmax maxmax0816243200.40.81.21.6CL maxmax時，升力系數(shù)時，升力系數(shù)與迎角近似成線性關系，與迎角近似成線性關系，

44、隨著迎角的增加而增加。隨著迎角的增加而增加。 maxmax時時, ,隨著迎角的隨著迎角的增加而減小。增加而減小。 升力系數(shù)曲線的斜率升力系數(shù)曲線的斜率: :C CLL= =C CL L 表示了升力系數(shù)表示了升力系數(shù)C CL L隨著隨著迎角迎角 變化的快慢。變化的快慢。CLCLmax maxmax816243200.40.81.21.6零升力迎角：0 對對 稱稱 翼翼 型：型： 0 00 0 非對稱翼型：非對稱翼型： 0 0 非對稱翼型：非對稱翼型： 0 0時時 C CL L00 阻力系數(shù)曲線不與阻力系阻力系數(shù)曲線不與阻力系數(shù)數(shù)C CDD =0 =0的橫線相交，說明的橫線相交，說明在任何情況下飛

45、機的阻力在任何情況下飛機的阻力都不等于零都不等于零。 在迎角等于零度附近，阻在迎角等于零度附近，阻力系數(shù)最小，然后隨著迎力系數(shù)最小，然后隨著迎角絕對值的增加而增大，角絕對值的增加而增大，變化近似按拋物線規(guī)律。變化近似按拋物線規(guī)律。81624320.080.160.240.320.400.48CD 4、升阻比曲線 升力為零時升力為零時(=(=0 0) )，對應的阻力系數(shù)，對應的阻力系數(shù)叫做零升阻力系數(shù)，用叫做零升阻力系數(shù)，用C CD0D0表示。表示。 升阻比：升阻比是升力和阻力之比，升阻比：升阻比是升力和阻力之比，也就是升力系數(shù)和阻力系數(shù)之比。也就是升力系數(shù)和阻力系數(shù)之比。 K=L/D=CK=L

46、/D=CL LC CD D 升阻比曲線：升阻比隨著迎角的曲升阻比曲線：升阻比隨著迎角的曲線。線。升阻比的最大值升阻比的最大值( (KmaxKmax）并不是在）并不是在升力系數(shù)等于最大值時達到，而是升力系數(shù)等于最大值時達到，而是在迎角等于在迎角等于4 4左右范圍內達到。左右范圍內達到。在升阻比達到最大值的狀態(tài)下飛行在升阻比達到最大值的狀態(tài)下飛行是最有利的，因為，這時產生相同是最有利的，因為，這時產生相同的升力，阻力最小，飛行效率最高。的升力，阻力最小，飛行效率最高。 升阻比也叫做升阻比也叫做氣動效率氣動效率 。 極曲線是升力系數(shù)對阻力系數(shù)極曲線是升力系數(shù)對阻力系數(shù)的曲線。對每一個迎角都可以的曲線

47、。對每一個迎角都可以得到一個升力系數(shù)和一個阻力得到一個升力系數(shù)和一個阻力系數(shù)。系數(shù)。 最大升阻比：最大升阻比： 最大升力系數(shù)：最大升力系數(shù)： 最小阻力系數(shù)：最小阻力系數(shù)： 零升力系數(shù)：零升力系數(shù)：臨界臨界迎角：迎角：對應最大升力對應最大升力系數(shù)系數(shù)( (C CLmaxLmax) )的迎角叫做的迎角叫做臨界界迎角臨界界迎角(maxmax) )，也叫做也叫做失速迎角失速迎角。由由升力系數(shù)曲線和阻力系數(shù)曲線可以看到，當迎角大于升力系數(shù)曲線和阻力系數(shù)曲線可以看到，當迎角大于臨界迎角時，升力系數(shù)急劇下降，阻力系數(shù)急劇增加，臨界迎角時，升力系數(shù)急劇下降，阻力系數(shù)急劇增加，這種現(xiàn)象就叫做這種現(xiàn)象就叫做失速失

48、速。飛機失速主要原因飛機失速主要原因：由于由于迎角過大，造成機翼上翼面的迎角過大，造成機翼上翼面的附面層大部分分離，形成了大面積的渦流區(qū)，上、下翼附面層大部分分離，形成了大面積的渦流區(qū)，上、下翼面的壓力差合成的氣動力對升力貢獻很小，卻產生了很面的壓力差合成的氣動力對升力貢獻很小，卻產生了很大的壓差阻力。大的壓差阻力。 飛機大迎角失速飛機大迎角失速 失速的危害失速的危害： 速度減小，高度降低，機頭下沉：速度減小，高度降低，機頭下沉：大面積大面積渦流區(qū)的出現(xiàn)不但使升力渦流區(qū)的出現(xiàn)不但使升力和阻力發(fā)生急劇的和阻力發(fā)生急劇的變化；變化； 機翼、尾翼振動：機翼、尾翼振動：因為因為氣流的分離不穩(wěn)定，周期性

49、地形成分離旋渦，氣流的分離不穩(wěn)定，周期性地形成分離旋渦，使升力使升力忽大忽小。忽大忽小。 穩(wěn)定性穩(wěn)定性和操縱性和操縱性下降下降：使：使飛機難以保持正常的飛行。飛機難以保持正常的飛行。 迎角迎角過大造成的飛機失速也叫做過大造成的飛機失速也叫做大迎角失速大迎角失速。在在任何空速和飛行姿態(tài)下，只要迎角超過飛機的臨界迎角都可能發(fā)生失速。飛機任何空速和飛行姿態(tài)下，只要迎角超過飛機的臨界迎角都可能發(fā)生失速。飛機的臨界迎角一般為的臨界迎角一般為1616左右左右 。飛機的失速速度飛機的失速速度 飛機飛機迎角剛達到臨界迎角時的飛行速度就叫做失速速度。當飛機以臨迎角剛達到臨界迎角時的飛行速度就叫做失速速度。當飛機

50、以臨界迎角飛行時，升力系數(shù)界迎角飛行時，升力系數(shù)C CL L=C=Cmaxmax，由此得出：，由此得出： 飛機飛機平飛時的失速速度：平飛時的失速速度：飛機平飛時，飛機平飛時，L=WL=W。所以，飛機平飛時的失。所以，飛機平飛時的失速速度為速速度為 ： 其他其他的飛行狀態(tài)下的失速速度：的飛行狀態(tài)下的失速速度：L=WL=Wn ny ySCWvLsmax2平SCLvLsmax2平sYSvnv影響失速速度的因素從失速速度的計算公式，可以得出：從失速速度的計算公式，可以得出：a.a.飛機飛機重量：重量：重量增加重量增加，飛機的失速速度也會增加，飛機的失速速度也會增加。b.b.增升裝置：增升裝置：飛機飛機

51、起飛著陸過程中，使用增升裝置可以提高最大起飛著陸過程中，使用增升裝置可以提高最大升力系數(shù)，從而降低飛機的失速速度，使飛機可以以更低的速升力系數(shù)，從而降低飛機的失速速度，使飛機可以以更低的速度起飛和著陸。度起飛和著陸。c.c.載荷系數(shù)：載荷系數(shù)：載荷系數(shù)載荷系數(shù)越大，對應的失速速度也就越大。越大，對應的失速速度也就越大。 失速警告失速警告 飛機飛機失速時出現(xiàn)的一些現(xiàn)象，威脅到飛機的飛行安全，失速時出現(xiàn)的一些現(xiàn)象，威脅到飛機的飛行安全，所以，必須在飛機接近失速時，給駕駛員一個準確的失所以，必須在飛機接近失速時，給駕駛員一個準確的失速警告，防止飛機進入失速。速警告，防止飛機進入失速。a.a. 飛行員

52、自我判斷飛行員自我判斷：當當飛機接近臨界迎角時，飛機發(fā)生抖振，也會使駕駛桿和腳蹬產生飛機接近臨界迎角時，飛機發(fā)生抖振，也會使駕駛桿和腳蹬產生抖動，有一種操縱失靈的感覺。飛機已接近失速。在大迎角狀態(tài)下抖動，有一種操縱失靈的感覺。飛機已接近失速。在大迎角狀態(tài)下飛行時，駕駛員若感覺到這些現(xiàn)象，就應及時向前推桿減小迎角，飛行時，駕駛員若感覺到這些現(xiàn)象，就應及時向前推桿減小迎角，防止飛機失速防止飛機失速。b.b. 失速警告設備：失速警告設備：失速警告喇叭，失速警告燈和抖桿器失速警告喇叭，失速警告燈和抖桿器。這些這些人工失速警告設備都是用迎角探測器探測飛機的迎角，當迎角人工失速警告設備都是用迎角探測器探測

53、飛機的迎角，當迎角增大到接近臨界迎角的某個值時增大到接近臨界迎角的某個值時( (飛行速度比失速速度大飛行速度比失速速度大7 7) )，向駕，向駕駛員發(fā)出失速警告。駛員發(fā)出失速警告。1 1、機翼壓力中心和焦點的、機翼壓力中心和焦點的定義及定義及所在位置的表示所在位置的表示方法方法 機翼壓力機翼壓力中心：中心：作用作用在機翼上的氣動力合力的作用點。在機翼上的氣動力合力的作用點。 機翼的機翼的焦點：焦點：迎角迎角改變時，機翼氣動升力增量的改變時，機翼氣動升力增量的作用作用機機 翼翼 焦焦 點點 的的 位位 置置XXFj Fj = (X= (XFjFj / b / bA A ) )100100 機翼機

54、翼壓力中心的位置壓力中心的位置XXPj Pj = (X= (XPjPj / b / bA A ) )100100 2 2、機翼壓力中心和焦點的區(qū)別、機翼壓力中心和焦點的區(qū)別( (1)1)物理意義不一樣。物理意義不一樣。壓力中心是機翼氣動力合力的作用點，而焦點則是壓力中心是機翼氣動力合力的作用點，而焦點則是機翼迎角變化時，機翼氣動升力增量的作用點。因此，它們在研究機機翼迎角變化時，機翼氣動升力增量的作用點。因此，它們在研究機翼氣動力特性時有著完全不同的作用。翼氣動力特性時有著完全不同的作用。(2) (2) 機翼壓力中心的位置隨著機翼迎角的變化而前后移動。而機翼的焦點機翼壓力中心的位置隨著機翼迎角

55、的變化而前后移動。而機翼的焦點位置卻不隨迎角改變。位置卻不隨迎角改變。 (3)(3)機翼焦點及焦點位置對研究飛機的穩(wěn)定性和操縱性有著重要的意義機翼焦點及焦點位置對研究飛機的穩(wěn)定性和操縱性有著重要的意義。 機翼是飛機的主要氣動力部件，機翼是飛機的主要氣動力部件， 它用來產生飛機飛行時所需要的升它用來產生飛機飛行時所需要的升力。如果機冀的形狀、表面狀態(tài)或機翼和其他部件的相對位置不符合力。如果機冀的形狀、表面狀態(tài)或機翼和其他部件的相對位置不符合要求，要求， 都會使飛機的飛行性能變壞，都會使飛機的飛行性能變壞， 甚至造成飛行事故。甚至造成飛行事故。1.1.機翼表面結冰會改變機翼翼型的形狀，也就改變了翼

56、型的氣動特性，機翼表面結冰會改變機翼翼型的形狀，也就改變了翼型的氣動特性，因而使飛機性能和品質下降。結冰使阻力增加，最大平飛速度變小，因而使飛機性能和品質下降。結冰使阻力增加，最大平飛速度變小，耗油增加，航程減小。巡航性能變壞耗油增加，航程減小。巡航性能變壞 。2.2.機翼表面結冰破壞了翼型，使升力減小，給起飛爬升帶來困難。如機翼表面結冰破壞了翼型，使升力減小，給起飛爬升帶來困難。如果兩側機翼結冰不對稱，還給飛機橫側操縱帶來困難。果兩側機翼結冰不對稱，還給飛機橫側操縱帶來困難。3.3.機翼表面結冰使附面層過早分離，減小機翼表面結冰使附面層過早分離，減小C CLmaxLmax和和 maxmax，

57、使飛機過早，使飛機過早失速，導致事故發(fā)生。失速，導致事故發(fā)生。C CLmaxLmax減小。增大了減小。增大了V Vminmin，對飛機著陸不利。，對飛機著陸不利。2.6.1 2.6.1 空氣的可壓縮性和飛行馬赫數(shù)空氣的可壓縮性和飛行馬赫數(shù)2.6.2 2.6.2 氣流流動的加速、氣流流動的加速、 減速特性減速特性2.6.3 2.6.3 激波激波 、波阻和膨脹波、波阻和膨脹波2.6.4 2.6.4 臨界馬赫數(shù)臨界音速速度臨界馬赫數(shù)臨界音速速度2.6.5 2.6.5 局部激波和激被分離局部激波和激被分離2.6.6 2.6.6 亞音速亞音速 、跨音速和超音速飛行、跨音速和超音速飛行 以及氣動力系數(shù)的變

58、化以及氣動力系數(shù)的變化2.6.7 2.6.7 高速飛機氣動外形的特點高速飛機氣動外形的特點2.6.8 2.6.8 空氣動力加熱空氣動力加熱2.6.1 2.6.1 空氣的可壓縮性和飛行馬赫數(shù)空氣的可壓縮性和飛行馬赫數(shù)ddpaTa1 .20 在飛機飛行中，在飛機飛行中， 空氣所表現(xiàn)出來的可壓縮程度就取決于：空氣所表現(xiàn)出來的可壓縮程度就取決于：飛機的飛行速度飛機的飛行速度( ( 空速空速) ) 飛機飛行當?shù)氐囊羲俅笮?。飛機飛行當?shù)氐囊羲俅笮　?馬赫數(shù)：馬赫數(shù)：是一個無量綱的量。是一個無量綱的量。 MaMa越大，說明飛行速度越大，或者音速越小?？諝庠饺菀妆粔嚎s。越大，說明飛行速度越大，或者音速越小。空

59、氣越容易被壓縮。 計算飛機空氣動力是否考慮空氣壓縮性的影響，以計算飛機空氣動力是否考慮空氣壓縮性的影響，以MMa a確定確定 MMa a0.40.4： 壓縮性可以忽略不計壓縮性可以忽略不計 0.4M0.4Ma a1.01.01.0： 須用考慮壓縮性的高速空氣動力學計算。須用考慮壓縮性的高速空氣動力學計算。 aVMa2.6.2 2.6.2 氣流流動的加速、氣流流動的加速、 減速特性減速特性 質量守恒定律：質量守恒定律： 氣體流動，參數(shù)變化規(guī)律：氣體流動，參數(shù)變化規(guī)律： 在考慮密度變化時，流管截面面積如何變化就變得比較復雜了。在考慮密度變化時，流管截面面積如何變化就變得比較復雜了。流速流速 空氣密

60、度空氣密度 流管截面積之間的關系流管截面積之間的關系MMa a0.20.40.60.81.01.21.41.6v/vv/v皆 為 1%/-0.04%-0.04%-0.16%-0.16%-0.36%-0.36%-0.64%-0.64%-1%-1%-1.14%-1.14%-1.96%-1.96%-2.56%-2.56%A/AA/A-0.96%-0.96%-0.84%-0.84%-0.64%-0.64%-0.36%-0.36%0 00.44%0.44%0.96%0.96%1.65%1.65%TPV? 333222111VAVAVA拉瓦爾噴管拉瓦爾噴管 為了為了使亞音速氣流加速到音速，必須使用先收縮后