第2章 空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)知識(shí)《民航飛機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)》

《民航飛機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)》?精品課件合集空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)知識(shí)第二章目 錄CONTENTS1引言2國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣飛機(jī)升力的產(chǎn)生原理5飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性氣體流動(dòng)的基本概念和基本方程34引言第1節(jié)1

引言空氣動(dòng)力學(xué)是研究飛機(jī)和空氣做相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)（飛機(jī)在靜止空氣中運(yùn)動(dòng)或空氣流過(guò)靜止不動(dòng)的飛機(jī)），空氣的運(yùn)動(dòng)規(guī)律及空氣作用在飛機(jī)上的力和力矩的規(guī)律的學(xué)科。在這種相對(duì)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，空氣作用在飛機(jī)上的力叫作空氣動(dòng)力。它的大小和變化規(guī)律與飛機(jī)外形、飛行姿態(tài)、飛行速度和飛行高度有密切的關(guān)系。國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣第2節(jié)2

國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣所謂國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣（International

Standard

Air，ISA），就是人為地規(guī)定一個(gè)不變的大氣環(huán)境，包括大氣溫度、密度、氣壓等隨高度變化的關(guān)系，得出統(tǒng)一的數(shù)據(jù)，作為計(jì)算和試驗(yàn)飛行的統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)。國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣由國(guó)際民航組織（International

Civil

Aviation

Organization，ICAO）制訂，它是以北半球中緯度地區(qū)大氣物理特性的平均值為依據(jù)建立的。國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣假設(shè)重力加速度為恒定值，包括如下規(guī)定：海平面高度為

0

m。海平面氣溫為

288.15

K，或15℃或

59℉。海平面氣壓為

1

013.2

hPa（百帕）或

29.92inHg（英寸汞柱）海平面聲速為

661

kt。對(duì)流層高度為

11

km（36

089

ft）。對(duì)流層內(nèi)標(biāo)準(zhǔn)溫度遞減率為每增加

1

000

m

溫度遞減

6.5℃，或每增加

1

000

ft

溫度遞減2℃；從11

km

到

20

km

之間的平流層底部氣體溫度為常值：－56.5℃

或

216.65K。氣體流動(dòng)的基本概念和基本方程第3節(jié)3.1

流線和流線譜流線是流體微團(tuán)流動(dòng)的路線。流線具有不可能相交，不可能分叉的特點(diǎn)。流線的集合稱(chēng)為流線譜，流線所圍成的管狀曲面稱(chēng)為流管。流線譜和流管3.2

流體的連續(xù)性定理連續(xù)性定理的表述為：流體流過(guò)流管時(shí)，在同一時(shí)間流過(guò)流管任意截面的流體質(zhì)量相等。流過(guò)截面

1（面積為

S1，流速為

v1，密度為ρ1）和流過(guò)截面2（面積為

S2，流速為

v2，密度為ρ2）的流體的質(zhì)量相等。即連續(xù)性方程為：S1v1

ρ

1=S2v2

ρ

2=常量當(dāng)流體低速流動(dòng)時(shí)，空氣密度不變，

ρ

1=

ρ

2則：S1v1=S2v2即截面大的地方，流速?。唤孛嫘〉牡胤?，流速大。流速大小與截面面積成反比。流體的連續(xù)性定理3.3

流體的伯努利定理空氣穩(wěn)定流動(dòng)時(shí)，主要有

4

種能量：動(dòng)能、壓力能、熱能、重力勢(shì)能。根據(jù)能量守恒定律，應(yīng)有：動(dòng)能+壓力能+熱能+重力勢(shì)能=常量當(dāng)空氣低速流動(dòng)時(shí)，熱能可忽略不計(jì)；空氣密度小，重力勢(shì)能可忽略不計(jì)。因此，沿流管任意截面上有：

動(dòng)能+壓力能=常值伯努利定律可以表述為：穩(wěn)定氣流中，在同一流管的任意截面上，空氣的動(dòng)壓和靜壓之和保持不變。由此可見(jiàn)，流速大，動(dòng)壓大，靜壓就??；流速小，動(dòng)壓小，靜壓就大。當(dāng)流速減小到零，靜壓增加到最大，等于總壓。流體的伯努利定理飛機(jī)升力的產(chǎn)生原理第4節(jié)4.1

機(jī)翼的形狀和機(jī)翼的基本參數(shù)3—后緣；4—翼弦。翼型機(jī)翼的形狀主要是指機(jī)翼的平面形狀和剖面形狀，它是影響機(jī)翼的空氣動(dòng)力性能的主要因素。機(jī)翼的剖面形狀（翼型）機(jī)翼的剖面形狀是指沿著與機(jī)身縱軸平行的方向剖開(kāi)來(lái)的剖面形狀（通常也稱(chēng)為“翼型或翼剖面”）1—上、下表面；2—前緣；翼剖面最前端的一點(diǎn)稱(chēng)為“前緣”，最后端的一點(diǎn)稱(chēng)為“后緣”，機(jī)翼前緣與后緣之間的連線稱(chēng)為“翼弦”，也稱(chēng)為弦線。翼弦4.1

機(jī)翼的形狀和機(jī)翼的基本參數(shù)迎

角相對(duì)氣流方向（飛行速度方向）與翼弦之間的夾角，稱(chēng)為迎角，用α表示。相對(duì)氣流方向指向翼弦下方為正迎角，相對(duì)氣流方向指向翼弦上方為負(fù)迎角，相對(duì)氣流方向與翼弦平行為零迎角。飛行中飛行員可通過(guò)前后移動(dòng)駕駛桿來(lái)改變飛機(jī)的迎角。飛行中經(jīng)常使用的是正迎角。迎角4.2

機(jī)翼上升力的產(chǎn)生原理升力的定義飛機(jī)在空中飛行時(shí)，相對(duì)氣流流過(guò)飛機(jī)，就會(huì)產(chǎn)生作用于飛機(jī)的空氣動(dòng)力。飛機(jī)各部分所產(chǎn)生的空氣動(dòng)力的總和，叫作飛機(jī)的總空氣動(dòng)力，通常用

R

表示。將飛機(jī)的總空氣動(dòng)力

R

分解為垂直于飛行速度（相對(duì)氣流）方向和平行于飛行速度（相對(duì)氣流）方向的兩個(gè)分力。垂直于飛行速度方向的分力叫升力，用

L

表示。平行于飛行速度方向的分力叫阻力，用

D表示。飛機(jī)的總空氣動(dòng)力、升力和阻力4.2

機(jī)翼上升力的產(chǎn)生原理翼型的壓力分布在描述機(jī)翼的壓力分布時(shí)，通常將機(jī)翼上各點(diǎn)的靜壓（p）與大氣壓（p0）進(jìn)行比較。翼面各點(diǎn)靜壓（p）與大氣壓（p0）之差稱(chēng)為剩余壓力，即?p＝p－p0如果翼面上某點(diǎn)的靜壓高于大氣壓，則?p

為正值，叫作正壓；如果翼面上某點(diǎn)的靜壓低于大氣壓，則?p

為負(fù)值，稱(chēng)為吸力（或負(fù)壓）。吸力和正壓可以用矢量來(lái)表示，矢量方向與翼面垂直，箭頭由翼面指向外，表示吸力（負(fù)壓）；箭頭指向翼面，表示正壓。矢量箭頭的長(zhǎng)度表示吸力或正壓的大小。將各點(diǎn)矢量的外端用光滑的曲線連接起來(lái)，就得到了矢量表示的機(jī)翼壓力分布圖。機(jī)翼壓力分布的矢量表示法4.2

機(jī)翼上升力的產(chǎn)生原理升力公式機(jī)翼上產(chǎn)生的升力可用下面的公式來(lái)計(jì)算：CL為升力系數(shù)，主要取決于迎角和翼型的形狀，與動(dòng)壓（流速）無(wú)關(guān)，由試驗(yàn)取21

2得；S

為機(jī)翼面積；ρ為空氣密度；v

為氣流速度； ρv

表示動(dòng)壓。飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性第5節(jié)5.1

升力特性飛機(jī)的升力特性是指飛機(jī)升力系數(shù)的變化。在中小迎角范圍，由于氣流與全部機(jī)翼表面接觸，升力系數(shù)呈線性變化，即升力系數(shù)隨迎角的增大而線性增大。當(dāng)迎角增加到一定范圍時(shí)，隨著迎角增大，氣流開(kāi)始從機(jī)翼后緣分離，升力系數(shù)增大的趨勢(shì)減緩，呈曲線增大。飛機(jī)的升力系數(shù)曲線5.2

阻力特性飛機(jī)的阻力特性是指飛機(jī)的阻力變化規(guī)律。阻力系數(shù)隨迎角的增大而一直增大，近似于拋物線規(guī)律。在中小迎角范圍，迎角增大，阻力系數(shù)增加緩慢。迎角較大時(shí)，隨迎角增大，阻力系數(shù)增加較快。接近或超過(guò)臨界迎角時(shí)，阻力系數(shù)急劇增大。某型飛機(jī)的阻力系數(shù)曲線5.3

升阻比特性升阻比是在相同迎角下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。升阻比大，說(shuō)明在同一升力的情況下，阻力比較小。升阻比越大，飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能越好，對(duì)飛行