《飛行原理》全套教學(xué)課件

1、飛行原理 Principles of Flight前言第一章 第 頁21. 飛行原理課程的主要內(nèi)容理解飛機(jī)飛行的原理-為什么能飛？理解飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)規(guī)律-怎樣操縱以及為什么？理解飛機(jī)的飛行性能-飛機(jī)能飛多快、多遠(yuǎn)/久、多高？2. 飛行原理所涵蓋的學(xué)科范疇空氣動(dòng)力學(xué)空氣與物體相互作用的規(guī)律。飛行力學(xué)研究飛行性能、操縱性與穩(wěn)定性。飛行技術(shù)建于實(shí)踐基礎(chǔ)上的綜合學(xué)科。前言第一章 第 頁33. 本書內(nèi)容涵蓋范圍私照PPL與商照CPL絕大部分知識領(lǐng)域。適用于正常類與實(shí)用類飛機(jī)。涵蓋低速小型螺旋槳飛機(jī)氣動(dòng)、操縱與性能。4. 本書學(xué)習(xí)方法理論與實(shí)際相結(jié)合。重點(diǎn)在于對理論以及結(jié)論的清晰理解。不要過多的試圖探究操縱感

2、覺和操縱細(xì)節(jié)。前言第一章 第 頁45. 本課教學(xué)對象初始培訓(xùn)飛行員管制、簽派、情報(bào)專業(yè)學(xué)生其他民航相關(guān)學(xué)科學(xué)生航空愛好者前言第一章 第 頁5空氣動(dòng)力學(xué) 陳再新等 航空工業(yè)出版社 V211/1024空氣動(dòng)力學(xué)與飛行力學(xué) 劉同仁等 北航出版社 V21/1001航空概論 航空工業(yè)出版社 V2/1017航空概論 航空工業(yè)出版社 V2/1021同學(xué)們也可以通過網(wǎng)絡(luò)、圖書館等方式獲取一些有用的資料！6.參考書目前言第一章 第 頁6上課認(rèn)真聽講，并注意記錄課下抽閑余時(shí)間復(fù)習(xí)由于本課程中涉及的概念較多，老師可能要在上課之前提問上一節(jié)課的內(nèi)容，以便增強(qiáng)同學(xué)們的記憶！7.學(xué)習(xí)本門課的注意事項(xiàng)：前言第一章 第 頁7

3、不遲到，不早退有事要請假，不能無故曠課，后果自負(fù)上課不要大聲喧嘩，特便是一些通訊工具的使用，如手機(jī)等8. 嚴(yán)肅紀(jì)律：前言第一章 第 頁8第一章 飛機(jī)和大氣的一般介紹（*）第二章 飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力（*）第三章 高速空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)（*）第四章 螺旋槳的空氣動(dòng)力（*）第五章 飛機(jī)的平衡、穩(wěn)定性和操縱性（*）第六章 平飛、上升和下降（*）第七章 飛機(jī)的續(xù)航性能第八章 起飛和著陸（*）第九章 機(jī)動(dòng)飛行第十章 特殊飛行（*）第十一章 不對稱拉力飛行（*）最后 飛行計(jì)劃與裝載平衡（*）9. 本課主要內(nèi)容飛機(jī)和大氣的一般介紹第一章人類早期的飛行第一章 第 頁10萊特兄弟的飛行者(“flyer” ) ，飛行距

4、離120英尺，持續(xù)時(shí)間12秒。人類早期的飛行第一章 第 頁11人類早期的飛行第一章 第 頁12本章主要內(nèi)容第一章 第 頁131.1 飛機(jī)的一般介紹1.2 飛機(jī)大氣環(huán)境的一般介紹1.1 飛機(jī)的一般介紹第一章 第 頁15 飛機(jī)是目前最主要的飛行器。本節(jié)將簡要介紹飛機(jī)的主要組成部分及其功用、操縱飛機(jī)的基本方法及機(jī)翼形狀等。第一章 第 頁161.1.1 飛機(jī)的主要組成部分及其功用五大部分：機(jī)身,機(jī)翼,尾翼,起落裝置,動(dòng)力裝置。機(jī)翼機(jī)身動(dòng)力裝置起落裝置尾翼機(jī)身（Fuselage）第一章 第 頁17裝載機(jī)組、旅客、貨物和其它必須設(shè)備。將飛機(jī)的其他部分如尾翼、機(jī)翼、發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)結(jié)成一個(gè)整體。第一章 第 頁18駕

5、駛艙( Cockpit )機(jī)身（ B747經(jīng)濟(jì)艙）第一章 第 頁19第一章 第 頁20機(jī)身（ B747 全貨機(jī)）機(jī)翼（Wings）第一章 第 頁21機(jī)翼產(chǎn)生升力。機(jī)翼在飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性中扮演重要角色，機(jī)翼上安裝的可操縱翼面主要有副翼、襟翼、前緣襟翼、前緣縫翼。機(jī)翼還用于安裝發(fā)動(dòng)機(jī)、起落架及其輪艙、油箱。第一章 第 頁22機(jī)翼上的油箱第一章 第 頁23第一章 第 頁24機(jī)翼的分類第一章 第 頁25上單翼下單翼中單翼機(jī)翼的分類第一章 第 頁26單翼機(jī)、雙翼機(jī)、多翼機(jī)第一章 第 頁27B747機(jī)翼上的主操縱和輔助操縱翼面外側(cè)（低速）副翼前緣襟翼后緣外側(cè)襟翼飛行擾流板內(nèi)側(cè)（高速）副翼地面擾流板后緣

6、內(nèi)側(cè)襟翼機(jī)翼（TB200）第一章 第 頁28機(jī)翼（B747）第一章 第 頁29機(jī)翼（B747在著陸進(jìn)近中）第一章 第 頁30尾翼（Empennage）第一章 第 頁31操縱飛機(jī)的俯仰和偏轉(zhuǎn)。是飛機(jī)穩(wěn)定性的重要組成部分。尾翼第一章 第 頁32V形尾翼T形尾翼常見布局尾翼尾翼的構(gòu)成第一章 第 頁33 尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，水平尾翼由固定的水平安定面和可動(dòng)的升降舵組成；垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可動(dòng)的方向舵組成。尾翼（TB200）第一章 第 頁34 若水平尾翼是整體活動(dòng)面，則稱全動(dòng)平尾；升降舵的后緣的活動(dòng)面，稱為配平片。起落裝置（Landing Gear）第一章 第 頁35起落裝置用于飛機(jī)

7、的起飛、著陸和滑行并支撐飛機(jī)。飛機(jī)的前輪可偏轉(zhuǎn)，用于地面滑行時(shí)控制方向。飛機(jī)的主輪上裝有各自獨(dú)立的剎車裝置。 第一章 第 頁36A320前起落架起落裝置的分類第一章 第 頁37起落裝置可分為前三點(diǎn)式、后三點(diǎn)式。起落裝置的分類第一章 第 頁38起落裝置還可分為固定式、可收放式。起落裝置（水上飛機(jī)）第一章 第 頁39第一章 第 頁40水上飛機(jī)起落裝置（雪上飛機(jī)）第一章 第 頁41動(dòng)力裝置（Power Plant）第一章 第 頁42產(chǎn)生拉力或推力。發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)的發(fā)電機(jī)為飛機(jī)用電設(shè)備提供電源，從發(fā)動(dòng)機(jī)引入的熱氣流可用于座艙加溫或空調(diào)系統(tǒng)。第一章 第 頁43動(dòng)力裝置的分類活塞式渦輪式渦輪噴氣式第一章 第

8、頁44渦輪槳葉式渦輪風(fēng)扇式1.1.2 飛機(jī)座艙基本儀表介紹第一章 第 頁45TB20座艙儀表小型飛機(jī)的六個(gè)基本儀表第一章 第 頁46Airspeed Indicator 空速表Attitude Indicator 姿態(tài)儀Altitude Indicator 高度表Turn Coordinator 轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀 Horizontal Situation Indicator 水平狀態(tài)指示器 Vertical Speed Indicator 升降速度表 不同飛行狀態(tài)的轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀和地平儀第一章 第 頁47左轉(zhuǎn)彎右轉(zhuǎn)彎不同飛行狀態(tài)的轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀第一章 第 頁48小球好比汽車過彎時(shí)儀表臺上放置的眼鏡。BASI

9、C T（彩色）第一章 第 頁49老式駕駛艙（B17）第一章 第 頁50新式駕駛艙（B777）第一章 第 頁511.1.3 操縱飛機(jī)的基本方法第一章 第 頁526自由度：3個(gè)空間位置，3個(gè)空間姿態(tài)3個(gè)姿態(tài)：俯仰控制：升降舵滾轉(zhuǎn)控制：副翼偏航控制：方向舵3個(gè)位置：縱向位移：油門側(cè)向位移：間接實(shí)現(xiàn)垂向位移：間接實(shí)現(xiàn)偏航控制俯仰控制滾轉(zhuǎn)控制油門控制飛機(jī)的操縱方法飛機(jī)的姿態(tài)控制第一章 第 頁53偏航控制滾轉(zhuǎn)控制俯仰控制駕駛艙的其他操縱（TB20）第一章 第 頁54發(fā)動(dòng)機(jī)操縱桿及其松緊旋鈕襟翼操縱器及指位表俯仰配平方向配平甚高頻通訊收發(fā)機(jī)甚高頻導(dǎo)航接收機(jī)無線電測距儀第一章 第 頁55機(jī)翼操作手柄第一章 第

10、 頁56起落架收放手柄第一章 第 頁57渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)控制第一章 第 頁58噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)控制A380側(cè)位駕駛桿第一章 第 頁591.1.4 機(jī)翼的形狀第一章 第 頁60機(jī)翼的剖面形狀(翼型)剖面形狀與平面形狀等第一章 第 頁61翼型參數(shù)翼弦中弧線相對厚度（厚弦比)，反映了翼型的厚薄程度。最大厚度位置相對彎度，反映了上下翼面外凸程度差別的大小最大厚度最大中弧高前緣后緣前緣半徑弦長翼弦中弧線上表面下表面機(jī)翼的平面形狀第一章 第 頁62橢圓形梯形后掠翼三角翼矩形機(jī)翼平面形狀參數(shù)第一章 第 頁63翼展展弦比梢根比后掠角翼根弦長翼尖弦長1/4弦線翼展后掠角翼弦典型飛機(jī)的展弦比ModelMaAR后掠角F-15

11、2.53.045B737-3000.769.1725B747-4000.837.3937.5Concorde（協(xié)和式）2.041.8576 56第一章 第 頁64上反角下反角機(jī)翼沿橫軸方向與機(jī)身關(guān)系1.1.5 飛機(jī)的分類第一章 第 頁65飛機(jī)審定（型號合格證）分類（ FAA Category）:正常類Normal 實(shí)用類Utility 特技類Acrobatic通勤類Commuter 運(yùn)輸類Transport 限制類Restricted限用類Limited 娛樂類Provisional 試驗(yàn)類Experimental1.1.5 飛機(jī)的分類第一章 第 頁66飛行員審定（駕駛執(zhí)照）分類類別Categ

12、ory：定翼機(jī)Airplane和旋翼機(jī)Rotorcraft。級別Class：單發(fā)陸地Single-Engine Land、多發(fā)陸地Multi-Engine Land、單發(fā)水上Single-Engine Sea、多發(fā)水上Multi-Engine Sea。型別Type：飛機(jī)的具體型號飛機(jī)和大氣的一般介紹第一章本章主要內(nèi)容第一章 第 頁681.1 飛機(jī)的一般介紹1.2 飛機(jī)大氣環(huán)境的一般介紹1.2 飛機(jī)大氣環(huán)境的一般介紹第一章 第 頁70 飛機(jī)是在大氣的海洋里航行的飛行器。飛機(jī)的空氣動(dòng)力、發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)都與大氣密切相關(guān)。第一章 第 頁71 大氣主要有三種成分：純干空氣、水蒸氣以及塵埃顆粒。純干空氣含

13、有78%的氮?dú)夂?1%的氧氣，余下的1%由各種其他氣體組成。1.2.1 大氣的組成第一章 第 頁721.2.2 大氣的分層 若以氣溫變化為基準(zhǔn)，則可將大氣分為對流層、平流層、中間層、電離層（暖層）、和散逸層等五層。大氣的分層第一章 第 頁73kg/m3hPaKftKmKg/m3對流層平流層(同溫層)中間層電離層(暖層)溫度第一章 第 頁741.2.3 大氣特性（1）空氣密度：單位體積內(nèi)的空氣質(zhì)量。高度增加，空氣密度減小。 在海平面，壓力1013hPa，溫度15時(shí)的空氣密度為1.220kg/m3；在22000ft的高空（6500m），空氣密度降為海平面密度的一半，即0.61km/m3。第一章 第

14、 頁75（2）空氣壓力：即氣壓，空氣的壓強(qiáng)，物體單位面積上所承受的空氣的垂直作用力。 在靜止的大氣中，大氣壓力就是物體單位面積上所承受的大氣柱的重量，這個(gè)重量非常大，在海平面，人體所承受的空氣柱重量約為20頓。 隨著高度增加，空氣壓力減小。高度每增加1000ft，氣壓降低約1inHg。1inHg = 3386Pa1 Pa = 0.0002953 inHg 第一章 第 頁76（3）空氣溫度：空氣的冷熱程度，表明了空氣分子做不規(guī)則運(yùn)動(dòng)的平均速度大小。高度增加，氣溫近似線性降低（對流層內(nèi)），每升高1000米，氣溫降低約6.5。氣溫的高低用溫度表測量，主要單位有攝氏度（）、華氏度（）和開氏溫度（K）。

15、第一章 第 頁77（4）空氣濕度：空氣的潮濕程度，氣象學(xué)常用相對濕度來表示，即空氣中所含濕氣與空氣中所能包含的最大濕氣之比。 氣溫越高，空氣所能包含水分就越多。當(dāng)相對濕度等于100%時(shí)，空氣中包含的水分達(dá)到最大，稱為飽和狀態(tài)。 對于給定體積的空氣，溫度降低，相對濕度增大。當(dāng)溫度降低至相對濕度為100%時(shí)的溫度稱為露點(diǎn)溫度。此時(shí)，大氣中的水分開始凝結(jié)，變成看得見的霧、云、降水等天氣現(xiàn)象。注意：水蒸氣是同等體積的干空氣重量的62%。因此，濕度越大，空氣密度越小。第一章 第 頁78（5）空氣的粘性河中間的水流快，河岸邊的水流慢?？諝夥肿拥牟灰?guī)則運(yùn)動(dòng)，使得相鄰流體層之間相互牽扯，產(chǎn)生相對運(yùn)動(dòng)，是造成粘

16、性的主要原因。這種牽扯里叫做粘性力。第一章 第 頁79速度梯度（V/h）越大，粘性力越大。溫度越高，粘性力越大。氣體性質(zhì)不同，粘性不同。接觸面積越大，粘性越大。第一章 第 頁80（6）空氣的壓縮性：一定量的空氣，當(dāng)其壓力或溫度改變時(shí)，其密度或體積也要發(fā)生相應(yīng)變化的這種物理性質(zhì)?？諝膺\(yùn)動(dòng)速度越大，壓縮性表現(xiàn)的越強(qiáng)。溫度越高，壓縮性越弱。第一章 第 頁81空氣密度、壓力和溫度的關(guān)系：（氣體狀態(tài)方程）其中，R1、R 氣體常數(shù) 1.2.4 國際標(biāo)準(zhǔn)大氣第一章 第 頁82 所謂國際標(biāo)準(zhǔn)大氣，簡稱ISA，就是人為地規(guī)定一個(gè)不變的大氣環(huán)境，作為計(jì)算和試驗(yàn)飛機(jī)的統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)。第一章 第 頁83國際標(biāo)準(zhǔn)大氣參數(shù)海平

17、面高度為0，氣溫為288.15K、15C或59F。海平面氣壓為1013.2mBar(毫巴)或1013.2hPa(百帕)或29.92inHg(英寸汞柱)。對流層頂高度為11km或36089ft，對流層內(nèi)標(biāo)準(zhǔn)溫度遞減率為，每增加1000m溫度遞減6.5C，或每增加1000ft溫度遞減2C。從11km到20km之間的平流層底部氣體溫度為常值。第一章 第 頁84國際標(biāo)準(zhǔn)大氣表ISA偏差第一章 第 頁85ISA偏差是指：某處實(shí)際溫度與ISA標(biāo)準(zhǔn)溫度的差值。例1.1：已知某機(jī)場場溫20C，機(jī)場壓力高度2000英尺。求：機(jī)場高度處ISA偏差。解：在壓力高度為2000英尺的機(jī)場處，ISA標(biāo)準(zhǔn)溫度應(yīng)為：T標(biāo)準(zhǔn)=

18、15C（2C/1000ft）2000ft=11C，而實(shí)際溫度為：T實(shí)際=20C，所以，ISA偏差即溫度差為：ISA偏差= T實(shí)際T標(biāo)準(zhǔn)=20C11C=9C，表示為：ISA+9C 第一章 第 頁86本章小結(jié)飛機(jī)基本構(gòu)成及功用機(jī)翼形狀大氣環(huán)境第一章 第 頁87練習(xí)題：2.飛機(jī)飛行輔助操縱面是（ C）A.副翼、升降舵、方向舵、調(diào)整片B.縫翼、襟翼、調(diào)整片、全動(dòng)平尾C.縫翼、襟翼、調(diào)整片1.飛機(jī)飛行主操縱面是（ A）A.副翼、升降舵、方向舵、水平安定面B.副翼、升降舵（或全動(dòng)平尾）、方向舵C.副翼擾流板、襟翼、調(diào)整片、升降舵、方向舵第一章 第 頁883.飛行中左壓駕駛盤時(shí)（ ）A.左副翼上偏，右副翼下

19、偏B.對所有飛機(jī)左副翼上偏角與右副翼下偏角都相等C.左右副翼偏轉(zhuǎn)讓產(chǎn)生的附加升力相同4.飛行中蹬左舵時(shí)（ B）A.方向舵左偏，附加氣動(dòng)力向左B.方向舵右偏，附加氣動(dòng)力向右C.方向舵左偏，附加氣動(dòng)力向右第一章 第 頁895.低速飛機(jī)翼型前緣（B ）A.較尖B.較圓鈍C.為鍥形6.下列哪種平面形狀時(shí)機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最?。– ）A.矩形B.梯形C.橢圓形第一章 第 頁907.翼型的中弧曲度越大，表明（ B）A.翼型的厚度越大B.翼型的上下表面外凸程度差別越大C.翼型外凸程度越大8.飛機(jī) A 越大，誘導(dǎo)阻力越小。A.展弦比B.厚弦比C.中弧曲度第一章 第 頁919.飛機(jī)的擾流板可以（ ）A.增大升力，減

20、小阻力B.增大阻力，減小升力C.增大飛機(jī)最大升阻比10.飛機(jī)地面擾流板主要作用是（A ）A.減小升力以增大剎車效率B.減小阻力C.增大升力以防止飛機(jī)失速第一章 第 頁9211.在向左壓盤時(shí)如果左側(cè)機(jī)翼的擾流板升起，其作用是（ B）A.增大飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性B.輔助副翼操縱以提高橫向操縱效率C.增大飛機(jī)升力防止飛機(jī)掉高度12.國際標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定的標(biāo)準(zhǔn)海平面氣溫是（ C）A.25B.10C.15第一章 第 頁9313.標(biāo)準(zhǔn)海平面大氣壓為（ A）A.1013百帕B.1023百帕C.1003百帕14.當(dāng)在2000米的高度上的實(shí)際氣溫為5，則該高度上的氣溫比標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定的溫度（ B ）A.高10B.高3C.

21、低10第二章飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力本章主要內(nèi)容第二章 第 頁952.1 氣流特性2.2 升力2.3 阻力2.4 飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性2.5 增升裝置的增升原理2.6 其他補(bǔ)充知識2.1 氣流特性第二章 第 頁97 空氣動(dòng)力是空氣相對于飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的，要學(xué)習(xí)和研究飛機(jī)的升力和阻力，首先要研究空氣流動(dòng)的基本規(guī)律。第二章 第 頁98流體模型化理想流體，不考慮流體粘性的影響。不可壓流體，不考慮流體密度的變化，Ma0.4。絕熱流體，不考慮流體溫度的變化，Ma0.4。2.1.1 相對氣流第二章 第 頁99運(yùn)動(dòng)方向相對氣流方向自然風(fēng)方向飛機(jī)的相對氣流方向與飛行速度方向相反第二章 第 頁100只要相對氣流速度

22、相同，飛機(jī)產(chǎn)生的空氣動(dòng)力就相同。對相對氣流的現(xiàn)實(shí)應(yīng)用第二章 第 頁101直流式風(fēng)洞回流式風(fēng)洞把在物體在空氣中的運(yùn)動(dòng)問題轉(zhuǎn)化為空氣的流動(dòng)問題風(fēng)洞。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷诙?第 頁102第二章 第 頁103風(fēng)洞的其它功用第二章 第 頁104迎角第二章 第 頁105迎角就是相對氣流方向與翼弦之間的夾角。相對氣流方向就是飛機(jī)速度的反方向第二章 第 頁106相對氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù)第二章 第 頁107 平飛中，可以通過機(jī)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。水平飛行、上升、下降時(shí)的迎角第二章 第 頁108上升平飛下降2.1.2 流線和流線譜第二章 第 頁109空氣流動(dòng)

23、的情形一般用流線、流管和流線譜來描述。流線：流場中一條假想的空間曲線，在該曲線上流體微團(tuán)的速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。對于定常流，流線是流體微團(tuán)流動(dòng)的路線。流線的特點(diǎn)第二章 第 頁110該曲線上每一點(diǎn)的流體微團(tuán)速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。流線每點(diǎn)上的流體微團(tuán)只有一個(gè)運(yùn)動(dòng)方向。流線不可能相交，不可能分叉。第二章 第 頁111流管：由許多流線所圍成的管狀曲面。流體不能穿出或穿入流管表面。流管就好像剛體管壁一樣把流體運(yùn)動(dòng)局限在流管之內(nèi)或流管之外，流管就像真實(shí)的管子一樣。流線和流線譜第二章 第 頁112流線譜是所有流線的集合。第二章 第 頁113流線和流線譜的實(shí)例第二章 第 頁114流線譜的特點(diǎn)第二章

24、 第 頁115流線譜的形狀與流動(dòng)速度無關(guān)。物體形狀不同，空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，空氣流過物體的流線譜不同。氣流受阻，流管擴(kuò)張變粗，氣流流過物體外凸處或受擠壓 ，流管收縮變細(xì)。氣流流過物體時(shí)，在物體的后部都要形成渦流區(qū)。2.1.3 連續(xù)性定理第二章 第 頁116 流體流過一流管時(shí)，并且在流管內(nèi)連續(xù)不斷并穩(wěn)定地流動(dòng)，則在同一時(shí)間流過流管任意截面的流體質(zhì)量相等。質(zhì)量守恒定律是連續(xù)性定理的基礎(chǔ)。連續(xù)性定理第二章 第 頁11712A1,v1A2,v2單位時(shí)間內(nèi)流過截面1的流體體積為單位時(shí)間內(nèi)流過截面1的流體質(zhì)量為同理，單位時(shí)間內(nèi)流過截面2的流體質(zhì)量為則根據(jù)質(zhì)量守恒

25、定律可得：即結(jié)論：空氣流過一流管時(shí)，流速大小與截面積成反比。日常的生活中的連續(xù)性定理第二章 第 頁118山谷里的風(fēng)通常比平原大河水在河道窄的地方流得快，河道寬的地方流得慢高樓大廈之間的對流通常比空曠地帶大2.1.4 伯努利定理第二章 第 頁119 同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動(dòng)壓之和保持不變。能量守恒定律是伯努力定理的基礎(chǔ)。伯努利定理第二章 第 頁120 空氣能量主要有四種：動(dòng)能、壓力能、熱能、重力勢能。 低速流動(dòng)，熱能可忽略不計(jì)；空氣密度小，并且流管高度變化小，重力勢能可忽略不計(jì)。 因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動(dòng)能+壓力能=常值。第二章 第 頁121對t時(shí)間內(nèi)，流管中的流量為v

26、At。則動(dòng)能E動(dòng)為壓力能，即壓力在t內(nèi)所做的功，則壓力能E壓為第二章 第 頁122約掉同類項(xiàng)，則得到伯努利公式：則有伯努利定理第二章 第 頁123動(dòng)壓，單位體積空氣所具有的動(dòng)能。這是一種附加的壓力，是空氣在流動(dòng)中受阻，流速降低時(shí)產(chǎn)生的壓力。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(dāng)時(shí)當(dāng)?shù)氐拇髿鈮骸？倝海ㄈ珘海莿?dòng)壓和靜壓之和。總壓可以理解為，氣流速度減小到零之點(diǎn)的靜壓。深入理解動(dòng)壓、靜壓和總壓第二章 第 頁124同一流線：總壓保持不變。動(dòng)壓越大，靜壓越小。流速為零的靜壓即為總壓。深入理解動(dòng)壓、靜壓和總壓第二章 第 頁125同一流管：截面積大，流速小，壓力大。截面積小，流速

27、大，壓力小。伯努利定理適用條件第二章 第 頁126氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動(dòng)是定常的。流動(dòng)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。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。第二章飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力本章主要內(nèi)容第二章 第 頁1282.1 空氣流動(dòng)的描述2.2 升力2.3 阻力2.3 飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性2.5 增升裝置的增升原理2.6 其他補(bǔ)充知識第二章 第 頁129升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag 升力垂直于飛行速度方向，它將飛機(jī)支托在空中，克服飛機(jī)受到的重力影響，使其自由翱翔。第二章 第 頁130總空氣動(dòng)力總空氣動(dòng)力

28、是升力與阻力的合力。2.2.1 升力的產(chǎn)生升力的產(chǎn)生原理第二章 第 頁132前方來流被機(jī)翼分為了兩部分，一部分從上表面流過，一部分從下表面流過。由連續(xù)性定理分析可知，流過機(jī)翼上表面的氣流，比流過下表面的氣流的速度更快。升力的產(chǎn)生原理第二章 第 頁133P1 v1P2 v2第二章 第 頁134第二章 第 頁135澄清錯(cuò)誤的說法起點(diǎn)終點(diǎn)相同的時(shí)間，相同的起點(diǎn)和終點(diǎn)，小狗的速度和人的速度哪一個(gè)更快？第二章 第 頁136升力的產(chǎn)生原理第二章 第 頁137 上下表面出現(xiàn)的壓力差，在垂直于（遠(yuǎn)前方）相對氣流方向的分量，就是升力。機(jī)翼升力的著力點(diǎn)，稱為壓力中心(Center of Pressure)第二章

29、第 頁138翼型的壓力分布矢量表示法 在描述機(jī)翼壓力分布時(shí)，通常將機(jī)翼上各點(diǎn)的靜壓（P)與大氣壓（P）進(jìn)行比較。 翼面各點(diǎn)靜壓P與大氣壓P之差（P = P - P），稱為剩余壓力。當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)低于大氣壓， P小于零，稱為吸力（負(fù)壓）。當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)高于大氣壓，P大于零，稱為正壓。第二章 第 頁139 用矢量來表示正壓力或吸力，矢量線段長度為力的大小，方向?yàn)榱Φ姆较颍ㄅc翼面垂直）。駐點(diǎn)和最低壓力點(diǎn)第二章 第 頁140 B點(diǎn)，稱為最低壓力點(diǎn)，是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點(diǎn)。 A點(diǎn)，稱為駐點(diǎn)，是正壓最大的點(diǎn)，位于機(jī)翼前緣附近，該處氣流流速為零。坐標(biāo)表示法第二章 第 頁141 在用坐標(biāo)表示機(jī)翼的壓力分布時(shí)

30、，一般采用壓力系數(shù)Cp，其定義為其中，p和v分別是遠(yuǎn)前方氣流（來流）的壓力和速度。第二章 第 頁142機(jī)翼表面各點(diǎn)的靜壓P，得由伯努利方程，有壓力系數(shù)Cp則可寫成：第二章 第 頁143 由此可知，壓力系數(shù)Cp是無量綱參數(shù)。低速流動(dòng)時(shí)，由連續(xù)性方程知，流速與流管橫截面面積成反比。當(dāng)迎角和翼型形狀一定時(shí)，流線譜就不變，那么流管橫截面面積也不變，則機(jī)翼表面某點(diǎn)的流速就不變。Cp也就不變，是一個(gè)常數(shù)。因此，Cp只取決于迎角和翼型的形狀，與來流動(dòng)壓無關(guān)。第二章 第 頁144 從右圖可以看出，機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠機(jī)翼上表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正壓的作用。 由上翼面吸力所產(chǎn)生

31、的升力，一般占總升力的60%-80%；而下翼面正壓力所產(chǎn)生的升力只占總升力的20%-40%。第二章 第 頁1452.2.3 升力公式吸力正壓力第二章 第 頁146微段dx上的升力為：（l為展長）由于ds上ds下dx，升力可表示為：第二章 第 頁147令，則有其中，定義則升力公式第二章 第 頁148 飛機(jī)的升力系數(shù)飛機(jī)的飛行動(dòng)壓機(jī)翼的面積。升力公式的物理意義第二章 第 頁149飛機(jī)的升力與升力系數(shù)、來流動(dòng)壓和機(jī)翼面積成正比。 升力系數(shù)綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對飛機(jī)升力的影響。 第二章 第 頁150 升力系數(shù)實(shí)際上等于用坐標(biāo)法表示的機(jī)翼上、下表面壓力系數(shù)曲線所圍成的面積在垂直于相對氣流方向上的

32、分量。低速飛行時(shí)，它取決于迎角和機(jī)翼形狀。第二章 第 頁151注意：1.升力系數(shù)不是升力，它只是一個(gè)影響升力的因素。2.升力與來流動(dòng)壓成正比。第二章飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力本章主要內(nèi)容第二章 第 頁1532.1 空氣流動(dòng)的描述2.2 升力2.3 阻力2.4 飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能2.5 增升裝置的增升原理2.6 其他補(bǔ)充知識2.2.2 阻力的產(chǎn)生第二章 第 頁155 阻力是與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡平行，與飛行速度方向相反的力。阻力阻礙飛機(jī)的飛行，但沒有阻力飛機(jī)又無法穩(wěn)定飛行。升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag阻力的分類第二章 第 頁156 對于低速飛機(jī)，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：摩擦

33、阻力(Skin Friction Drag)壓差阻力(Form Drag)干擾阻力(Interference Drag)誘導(dǎo)阻力(Induced Drag)廢阻力(Parasite Drag)升力粘性低速附面層第二章 第 頁157 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(dòng)層。速度不受干擾的主流附面層邊界物體表面附面層的形成附面層厚度較薄第二章 第 頁158無粘流動(dòng)和粘性流動(dòng)第二章 第 頁159無粘流動(dòng)沿物面法線方向速度一致粘性流動(dòng)沿物面法線方向速度不一致“附面層”附面層的形成是受到粘性的影響。附面層的特點(diǎn)第二章 第 頁160附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強(qiáng)不變且等于

34、法線主流壓強(qiáng)。P1P2 只要測出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點(diǎn)的靜壓，它使理想流體的結(jié)論有了現(xiàn)實(shí)意義。第二章 第 頁161附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。l 對飛機(jī)而言，從機(jī)翼前緣開始，翼面附面層逐漸增厚，距機(jī)翼前緣1-2m處的附面層厚度從數(shù)毫米到數(shù)十毫米。層流附面層和紊流附面層第二章 第 頁162 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(lie)點(diǎn)。轉(zhuǎn)捩點(diǎn)層流附面層紊流附面層 附面層由層流轉(zhuǎn)捩為紊流的外因是物面的擾動(dòng)作用，內(nèi)因則是層流本身的不穩(wěn)定。層流的不穩(wěn)定性第二章 第 頁163123abc第二章 第 頁164 1.紊流附面層

35、的厚度比層流附面層要厚，層內(nèi)由于空氣微團(tuán)上下亂動(dòng)，相鄰各層的流速差較小，即速度梯度小。 2.紊流附面層靠近物面部分，由于空氣微團(tuán)的上下亂動(dòng)受到物面的限制，仍然保持層流，稱之為紊流的層流底層。厚度約為整個(gè)紊流附面層厚度的1%。紊流附面層的特點(diǎn)層流附面層和紊流附面層的速度型第二章 第 頁165阻力的產(chǎn)生第二章 第 頁166摩擦阻力(Skin Friction Drag)壓差阻力(Form Drag)干擾阻力(Interference Drag)誘導(dǎo)阻力(Induced Drag)廢阻力(Parasite Drag)升力粘性摩擦阻力第二章 第 頁167 由于緊貼飛機(jī)表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到

36、零，根據(jù)作用力與反作用力定律，飛機(jī)必然受到空氣的反作用。這個(gè)反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。影響摩擦阻力的因素第二章 第 頁168紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。飛機(jī)的表面積越大，摩擦阻力越大。飛機(jī)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(guān)，此外還取決于空氣與飛機(jī)的接觸面積和飛機(jī)的表面狀況。摩擦阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中占的比例較大摩擦阻力占總阻力的比例超音速戰(zhàn)斗機(jī)25-30%大型運(yùn)輸機(jī)40%小型公務(wù)機(jī)50%水下物體70%船舶90%第二章 第 頁169壓差阻力第二章 第 頁170 壓差阻力是由處于流動(dòng)空氣中的物體的前后的壓力差，導(dǎo)致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力。

37、順壓梯度與逆壓梯度第二章 第 頁171順壓：A到B，沿流向壓力逐漸減小，如機(jī)翼上表面前段。逆壓：B到C，沿流向壓力逐漸增加，如機(jī)翼上表面后段。ABCB點(diǎn)是最小壓力點(diǎn)。附面層分離第二章 第 頁172 在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流 相互作用，形成漩渦脫離物體表面的現(xiàn)象。分離點(diǎn)分離區(qū)的特點(diǎn)一第二章 第 頁173 分離區(qū)內(nèi)漩渦是周期性地、一個(gè)個(gè)單獨(dú)產(chǎn)生的，它導(dǎo)致機(jī)翼的振動(dòng)。分離區(qū)的特點(diǎn)二第二章 第 頁174 分離區(qū)內(nèi)壓強(qiáng)幾乎相等，并且等于分離點(diǎn)處的壓強(qiáng)。而且此壓強(qiáng)低于物體前部迎風(fēng)面的壓強(qiáng)。P分離點(diǎn)P1P2P3P4P分離點(diǎn) = P1 = P2 = P3 = P4分離區(qū)的特點(diǎn)三第二章

38、第 頁175 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。分離點(diǎn)在最低壓力點(diǎn)的后面。ABC最小壓力點(diǎn)分離點(diǎn)分離點(diǎn)與轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的區(qū)別第二章 第 頁176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)。轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義完全不同。第二章 第 頁177壓差阻力的產(chǎn)生 氣流流過機(jī)翼后，在機(jī)翼的后緣部分產(chǎn)生附面層分離形成渦流區(qū)，壓強(qiáng)降低；而在機(jī)翼前緣部分，氣流受阻壓強(qiáng)增大，這樣機(jī)翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而使機(jī)翼產(chǎn)生壓差阻力。分離點(diǎn)位置與壓差阻力大小的關(guān)系第二章 第 頁178分離點(diǎn)靠前，壓差阻力大。分離點(diǎn)靠后，壓差阻力小。ABCC機(jī)翼迎角越大，分

39、離點(diǎn)越靠近機(jī)翼前緣。影響壓差阻力的因素第二章 第 頁179 總的來說，飛機(jī)壓差阻力與迎風(fēng)面積、形狀和迎角有關(guān)。迎風(fēng)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(jī)總阻力構(gòu)成中所占比例較小。干擾阻力第二章 第 頁180 飛機(jī)的各個(gè)部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼的單獨(dú)阻力之和小于把它們組合成一個(gè)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。它主要產(chǎn)生于飛機(jī)各部件的結(jié)合部。干擾阻力的消除第二章 第 頁181干擾阻力在飛機(jī)總阻力中所占比例較小。 飛機(jī)各部件之間的平滑過渡和整流包皮，使結(jié)合部較為圓滑，可以有效地減小干擾阻力的大小。誘導(dǎo)阻力第二章 第 頁182

40、由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力。翼尖渦的形成第二章 第 頁183 正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過翼尖流向上翼面。第二章 第 頁184 正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機(jī)翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。翼尖渦的形成第二章 第 頁185翼尖渦的形成 由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流向，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。翼尖渦形成的進(jìn)一步分析第二章 第 頁186注意旋轉(zhuǎn)方向

41、翼尖渦的立體形態(tài)第二章 第 頁187第二章 第 頁188翼尖渦的形態(tài)第二章 第 頁189第二章 第 頁190下洗流（DownWash）和下洗角第二章 第 頁191 由于兩個(gè)翼尖渦的存在，會(huì)導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個(gè)向下的誘導(dǎo)速度場，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場會(huì)覆蓋整個(gè)飛機(jī)所處空間范圍。下洗角第二章 第 頁192 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傾斜，這個(gè)向下傾斜的氣流稱為下洗流（平均速度為），下洗流與相對氣流之間的夾角稱為下洗角。下洗速度沿翼展分布第二章 第 頁193 不同平面形狀的機(jī)翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生第二章 第 頁194 有

42、限展長機(jī)翼與無限展長機(jī)翼相比，由于前者存在翼尖渦和下洗速度場，導(dǎo)致總空氣動(dòng)力更加向后傾斜，即總空氣動(dòng)力沿飛行速度方向（即遠(yuǎn)前方相對氣流方向）的分量更大。這一增加的阻力即為誘導(dǎo)阻力。LLD影響誘導(dǎo)阻力的因素第二章 第 頁195機(jī)翼平面形狀： 橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小。展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小升力越大，誘導(dǎo)阻力越大平直飛行中，誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力第二章 第 頁196低展弦比使翼尖渦變強(qiáng)，誘導(dǎo)阻力增加。高展弦比使翼尖渦減弱，誘導(dǎo)阻力變小。展弦比對誘導(dǎo)阻力的影響第二章 第 頁197展弦比對誘導(dǎo)阻力的影響機(jī)翼展弦比倒數(shù)升力系數(shù)不變時(shí)誘導(dǎo)阻力系數(shù)減少的百分比第二章 第 頁1

43、98高展弦比飛機(jī)空速大小對誘導(dǎo)阻力大小的影響第二章 第 頁199阻力誘導(dǎo)阻力空速空速小，下洗角大，誘導(dǎo)阻力大空速大，下洗角小，誘導(dǎo)阻力小第二章 第 頁200翼梢小翼第二章 第 頁201翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力第二章 第 頁202翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力 翼梢小翼改變了機(jī)翼沿展向分布的翼載荷。第二章 第 頁203翼梢小翼可以減小總阻力阻力公式第二章 第 頁204飛機(jī)的阻力系數(shù)飛機(jī)的飛行動(dòng)壓機(jī)翼的面積。回顧阻力組成第二章 第 頁205摩擦阻力(Skin Friction Drag)壓差阻力(Form Drag)干擾阻力(Interference Drag)誘導(dǎo)阻力(Induced Drag)廢阻力

44、(Parasite Drag)升致阻力阻力相關(guān)資料典型飛機(jī)阻力構(gòu)成阻力名稱亞音速運(yùn)輸機(jī)超音速戰(zhàn)斗機(jī)單旋翼直升機(jī)摩擦阻力45%23%25%誘導(dǎo)阻力40%29%25%干擾阻力7%6%40%激波阻力3%35%5%其他阻力5%7%5%第二章 第 頁206第二章飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力本章主要內(nèi)容第二章 第 頁2082.1 空氣流動(dòng)的描述2.2 升力2.3 阻力2.4 飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性2.5 增升裝置的增升原理2.6 其他補(bǔ)充知識2.4 空氣動(dòng)力性能參數(shù)第二章 第 頁210飛機(jī)的主要空氣動(dòng)力性能包括：升力特性阻力特性升阻比特性主要空氣動(dòng)力性能參數(shù)包括：最大升力系數(shù)最小阻力系數(shù)最大升阻比第二章 第 頁21

45、1飛機(jī)的升力系數(shù)飛機(jī)的飛行動(dòng)壓機(jī)翼的面積。2.4.1 升力和阻力公式升力公式的物理意義第二章 第 頁212飛機(jī)的升力與升力系數(shù)、來流動(dòng)壓和機(jī)翼面積成正比。 升力系數(shù)綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對飛機(jī)升力的影響。 阻力公式第二章 第 頁213飛機(jī)的阻力系數(shù)飛機(jī)的飛行動(dòng)壓機(jī)翼的面積。第二章 第 頁2142.4.2 升阻比 升阻比是相同迎角下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比，用K表示。 升阻比的大小主要隨迎角變化而變化。 升阻比越大，飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能越好。 升力特性第二章 第 頁215升力系數(shù)的變化規(guī)律（非對稱翼型）2.4.3 飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能曲線升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律第二章 第 頁21

46、6當(dāng)臨界，升力系數(shù)隨迎角的增大而減小，進(jìn)入失速區(qū)。煙風(fēng)洞翼型繞流實(shí)驗(yàn)第二章 第 頁217小迎角較大迎角大迎角第二章 第 頁218翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布第二章 第 頁219第二章 第 頁220不同迎角下的翼型壓強(qiáng)分布第二章 第 頁221壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化升力特性參數(shù)第二章 第 頁222零升迎角，即升力系數(shù)等于零時(shí)的迎角。第二章 第 頁223翼型在零升迎角下的壓強(qiáng)分布壓強(qiáng)高于環(huán)境氣壓壓強(qiáng)低于環(huán)境氣壓壓強(qiáng)低于環(huán)境氣壓氣動(dòng)中心下半部分合力上半部分合力升力系數(shù)曲線斜率：第二章 第 頁224中小迎角范圍，(2)接近并未達(dá)到臨界迎角時(shí)(1)中小迎角范圍內(nèi)(3)

47、達(dá)到臨界迎角時(shí)(4)超過臨界迎角時(shí)以下情況， 如何變化？臨界迎角和最大升力系數(shù)第二章 第 頁225第二章 第 頁226相對厚度對升力特性的影響相對厚度增加 相對厚度增加，最大升力系數(shù)增加，臨界迎角減小。第二章 第 頁227翼型前緣半徑對升力特性的影響半徑小半徑大 前緣半徑增加，臨界迎角增加。第二章 第 頁228展弦比對升力特性的影響展弦比高展弦比低 展弦比越高，最大升力系數(shù)越大，臨界迎角越小。第二章 第 頁229后掠翼對升力特性的影響平直機(jī)翼后掠翼 平直機(jī)翼的最大升力系數(shù)更大，升力系數(shù)曲線斜率越大，臨界迎角越大。第二章 第 頁230翼型前緣粗糙度對升力特性的影響光滑粗糙 翼型前緣越光滑，最大升

48、力系數(shù)越高，臨界迎角越大。 阻力特性第二章 第 頁231 阻力系數(shù)的變化規(guī)律阻力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律第二章 第 頁232在中小迎角范圍，阻力系數(shù)隨迎角增大而緩慢增大，飛機(jī)阻力主要為摩擦阻力，迎角對其影響很小。在迎角較大時(shí)，阻力系數(shù)隨迎角增大而較快增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。在接近或超過臨近迎角時(shí)，阻力系數(shù)隨迎角的增大而急劇增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力。第二章 第 頁233 阻力特性參數(shù)最小阻力系數(shù)和零升阻力系數(shù) 飛機(jī)的最小阻力系數(shù)非常接近零升阻力系數(shù)，一般認(rèn)為二者為同一個(gè)值。注意：阻力系數(shù)永遠(yuǎn)不等于零，而是永遠(yuǎn)大于零。第二章 第 頁234中小迎角時(shí)的阻力系數(shù)公式 在中

49、小迎角時(shí)，阻力系數(shù)公式可以表示為： A是誘導(dǎo)阻力因子，大小與機(jī)翼形狀有關(guān)。第二章 第 頁23 升阻比特性 升阻比 升阻比是相同迎角下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比，用K表示。 升阻比的大小主要隨迎角變化而變化。 升阻比越大，飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能越好。第二章 第 頁236 升阻比曲線迎角臨界迎角最小阻力迎角升阻比隨迎角的變化規(guī)律第二章 第 頁237從零升迎角到最小阻力迎角，升力增加較快，阻力增加緩慢，因此升阻比增大。在最小阻力迎角處，升阻比最大。從最小阻力迎角到臨界迎角，升力增加緩慢，阻力增加較快，因此升阻比減小。超過臨近迎角，壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減小。性質(zhì)角第二章 第 頁238

50、性質(zhì)角是總空氣動(dòng)力與升力之間的夾角。性質(zhì)角越小，總空氣動(dòng)力向后傾斜越少，升阻比越大。 飛機(jī)的極曲線第二章 第 頁239 極曲線將飛機(jī)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角變化的關(guān)系綜合起來用一條曲線表示出來，以便于綜合衡量飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能。. 極曲線極曲線的深入理解第二章 第 頁240 從坐標(biāo)原點(diǎn)向曲線引切線，切點(diǎn)對應(yīng)最小阻力迎角和最大升阻比。極曲線的深入理解第二章 第 頁241 從原點(diǎn)所引直線與極曲線交于兩點(diǎn)，則兩點(diǎn)的升阻比相同，較高者的迎角較大，較高者的平飛速度較小。第二章 第 頁242螺旋槳滑流不同滑流狀態(tài)的極曲線不同滑流狀態(tài)的極曲線第二章 第 頁243 滑流使得升力系數(shù)和最

51、大升力系數(shù)增大，最大升阻比增大，極曲線向右上偏移。第二章 第 頁244不同展弦比機(jī)翼的極曲線 展弦比越大，低速空氣動(dòng)力性能越好。第二章 第 頁245放起落架時(shí)的極曲線 放下起落架時(shí)，阻力系數(shù)增大，升力系數(shù)不變，極曲線向左平移。最大升阻比減小。第二章 第 頁246飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能曲線總結(jié)2.4.5 地面效應(yīng)第二章 第 頁247 飛機(jī)在起飛和著陸貼近地面時(shí)，由于流過飛機(jī)的氣流受地面的影響，使飛機(jī)的空氣動(dòng)力和力矩發(fā)生變化。這種效應(yīng)稱為地面效應(yīng)。第二章 第 頁248地面效應(yīng)的產(chǎn)生原因上下翼面壓差增加地面阻礙使下洗流減小下洗角減小，使平尾迎角減小飛機(jī)脫離地面效應(yīng)區(qū)飛機(jī)處于地面效應(yīng)區(qū)第二章 第 頁2

52、49地面效應(yīng)的效果上下翼面壓差增加，從而使升力系數(shù)增加。地面阻礙使下洗流減小，使誘導(dǎo)阻力減小，阻力系數(shù)減小。下洗角減小，使平尾迎角減小，出現(xiàn)附加下俯力矩（低頭力矩）。 地面效應(yīng)的產(chǎn)生范圍第二章 第 頁250 飛機(jī)距地面高度在一個(gè)翼展以內(nèi)，地面效應(yīng)對飛機(jī)有影響，距地面越近地面效應(yīng)越強(qiáng)。地效飛機(jī)第二章 第 頁251 地效飛機(jī)是介于船和普通飛機(jī)之間的新型水上快速交通工具 。地效飛機(jī)在民用方面使用前景也十分廣闊，如可用于海上和內(nèi)河快速運(yùn)輸，海情偵察，水上救生等?！靶→棥钡匦эw機(jī)速度可達(dá)556千米/小時(shí)第二章 第 頁252Beriev Bartini VVA 14地效飛行器地效飛機(jī)（我國的發(fā)展情況）第二

53、章 第 頁253 我國科學(xué)家也早已關(guān)注到地效飛行器的研制，發(fā)起人便是原國家科委常務(wù)副主任、航天專家李緒鄂。1995年，他領(lǐng)導(dǎo)的中國科技開發(fā)院聯(lián)合湖北水上飛機(jī)研究所、北京空氣動(dòng)力學(xué)研究所成立了中國地效飛行器開發(fā)中心，經(jīng)過4年的努力，第一架中國的地效飛行器誕生了。第二章飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力本章主要內(nèi)容第二章 第 頁2552.1 空氣流動(dòng)的描述2.2 升力2.3 阻力2.4 飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性2.5 增升裝置的增升原理2.6 其他補(bǔ)充知識2.5 增升裝置的增升原理迎角與速度的關(guān)系第二章 第 頁257速度迎角 飛機(jī)的升力主要隨飛行速度和迎角變化。在大速度飛行時(shí)，只要求較小迎角，機(jī)翼就可以產(chǎn)生足夠的升

54、力維持飛行。在小速度飛行時(shí)，則要求較大的迎角，機(jī)翼才能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行。為什么要使用增升裝置第二章 第 頁258 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(jī)的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機(jī)在起飛和著陸時(shí)，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機(jī)翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置。 增升裝置用于增大飛機(jī)的最大升力系數(shù)，從而縮短飛機(jī)在起飛著陸階段的地面滑跑距離。第二章 第 頁259主要增升裝置包括：前緣縫翼后緣襟翼前緣襟翼2.5.1 前緣縫翼第二章 第 頁260 前緣縫翼位于機(jī)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。在中小迎角

55、下打開前緣縫翼，會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差。前緣縫翼第二章 第 頁261 下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動(dòng)。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，減小了上下翼面的壓強(qiáng)差，減小升力系數(shù)。第二章 第 頁262前緣縫翼對壓強(qiáng)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)。第二章 第 頁263 從構(gòu)造上看，前緣縫翼有固定式和自動(dòng)式兩種，其中固定式是早期飛機(jī)使用的，現(xiàn)在已經(jīng)淘汰。前緣縫翼使用時(shí)機(jī)：大迎角（接近臨界迎角）。第二章 第 頁264第二章 第 頁2652.5.2 后緣襟翼第二章 第 頁266分裂襟翼 （The Split Flap）簡單襟翼 （The P

56、lain Flap）開縫襟翼 （The Slotted Flap）后退襟翼 （The Fowler Flap）后退開縫襟翼 （The Slotted Fowler Flap） 放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時(shí)增大。因此，在起飛時(shí)放小角度襟翼，著陸時(shí)，放大角度襟翼。分裂襟翼（The Split Flap）第二章 第 頁267 分裂襟翼是一塊從機(jī)翼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。分裂襟翼（The Split Flap）第二章 第 頁268 放下分裂襟翼后，在機(jī)翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，壓強(qiáng)降低，吸引上表面氣流流速增加，上下翼面壓差增加，從

57、而增大了升力系數(shù)，延緩了氣流分離。 此外，放下分裂襟翼使得翼型彎度增大，上下翼面壓差增加，從而也增大了升力系數(shù)。簡單襟翼 （The Plain Flap）第二章 第 頁269 簡單襟翼與副翼形狀相似。放下簡單襟翼，增加機(jī)翼彎度，進(jìn)而增大上下翼面壓強(qiáng)差，增大升力系數(shù)。但是放簡單襟翼使得壓差阻力和誘導(dǎo)阻力增大，阻力比升力增大更多，使得升阻比降低。簡單襟翼 （The Plain Flap）第二章 第 頁270 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(dòng)力性能降低），臨界迎角降低。第二章 第 頁271TB200的簡單襟翼開縫襟翼 （The Slotted Fla

58、p）第二章 第 頁272 開縫襟翼在簡單襟翼的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)。在下偏的同時(shí)進(jìn)行開縫，和簡單襟翼相比，可以進(jìn)一步延緩上表面氣流分離，增大機(jī)翼彎度，使升力系數(shù)提高更多，而臨界迎角卻降低不多。第二章 第 頁273開縫襟翼 （The Slotted Flap）下翼面氣流經(jīng)開縫流向上翼面開縫襟翼的流線譜 后退襟翼（The Fowler Flap）第二章 第 頁274 后退襟翼在簡單襟翼的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)。在下偏的同時(shí)向后滑動(dòng)，和簡單襟翼相比，增大了機(jī)翼彎度也增加了機(jī)翼面積，從而使升力系數(shù)以及最大升力系數(shù)增大更多，臨界迎角降低較少。后退開縫襟翼 （The Slotted Fowler Flap）第二章

59、第 頁275 后退開縫襟翼結(jié)合了后退式襟翼和開縫式襟翼的共同特點(diǎn)，效果最好，結(jié)構(gòu)最復(fù)雜。目前有兩種：查格襟翼和富勒襟翼。大型飛機(jī)普遍使用后退雙開縫或三開縫的形式。雙開縫三開縫第二章 第 頁276747的后退開縫襟翼第二章 第 頁277第二章 第 頁278第二章 第 頁2792.5.3 前緣襟翼第二章 第 頁280 前緣襟翼位于機(jī)翼前緣。前緣襟翼放下后能延緩上表面氣流分離，能增加翼型彎度，使最大升力系數(shù)和臨界迎角得到提高。前緣襟翼廣泛應(yīng)用于高亞音速飛機(jī)和超音速飛機(jī)?？唆敻窠笠恚旱诙?第 頁281B737-800的前緣襟翼第二章 第 頁282增升裝置的原理總結(jié)增升裝置的原理總結(jié)第二章 第 頁28

60、3 增升裝置主要是通過三個(gè)方面實(shí)現(xiàn)增升：增大翼型的彎度，提高上下翼面壓強(qiáng)差。延緩上表面氣流分離，提高臨界迎角和最大升力系數(shù)。增大機(jī)翼面積。增升裝置的目的是增大最大升力系數(shù)。第二章飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力本章主要內(nèi)容第二章 第 頁2852.1 空氣流動(dòng)的描述2.2 升力2.3 阻力2.4 飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性2.5 增升裝置的增升原理2.6 其他補(bǔ)充知識第二章 第 頁286 全、靜壓系統(tǒng)由全、靜壓測量管（皮托管pitot）及相應(yīng)指示器（空速表和氣壓高度表）組成。靜壓引進(jìn)裝有真空膜盒的表室內(nèi)氣壓高度表全壓引進(jìn)膜盒內(nèi)腔，靜壓引進(jìn)膜盒外的表室全、靜壓之差動(dòng)壓空速表。運(yùn)輸機(jī)的空速管一般安裝在機(jī)翼前方的機(jī)身側(cè)