《空氣動(dòng)力學(xué)與飛行原理》空氣動(dòng)力學(xué)-課件

空氣動(dòng)力學(xué)與飛行原理第2章空氣動(dòng)力學(xué)1ppt課件空氣動(dòng)力學(xué)與飛行原理1ppt課件知識要求熟練掌握流體流動(dòng)的基本規(guī)律熟練掌握機(jī)體幾何外形參數(shù)的表示和概念能夠根據(jù)相關(guān)知識對飛機(jī)所受空氣動(dòng)力進(jìn)行分析掌握高速飛行理論2ppt課件知識要求2ppt課件2.1流體流動(dòng)的基本概念研究作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力氣流空氣的流動(dòng)稱為氣流。空氣相對物體的流動(dòng)，稱為相對氣流。3ppt課件2.1流體流動(dòng)的基本概念研究3ppt課件2.1.1相對運(yùn)動(dòng)原理作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力取決于飛機(jī)和空氣之間的相對運(yùn)動(dòng)情況，而與觀察、研究時(shí)所選用的參考坐標(biāo)無關(guān)。將飛機(jī)的飛行轉(zhuǎn)換為空氣的流動(dòng)，使空氣動(dòng)力問題的研究大大簡化。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)就是根據(jù)這個(gè)原理建立起來的。4ppt課件2.1.1相對運(yùn)動(dòng)原理作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力取決于飛機(jī)和空2.1.2連續(xù)性假設(shè)連續(xù)性假設(shè)在進(jìn)行空氣動(dòng)力學(xué)研究時(shí)，將大量的、單個(gè)分子組成的大氣看成是連續(xù)的介質(zhì)。連續(xù)介質(zhì)組成介質(zhì)的物質(zhì)連成一片，內(nèi)部沒有任何空隙。在其中任意取一個(gè)微團(tuán)都可以看成是由無數(shù)分子組成，微團(tuán)表現(xiàn)出來的特性體現(xiàn)了眾多分子的共同特性。微小的局部也可代表整體5ppt課件2.1.2連續(xù)性假設(shè)連續(xù)性假設(shè)5ppt課件2.1.3流場、定常流和非定常流流場流體流動(dòng)所占據(jù)的空間。非定常流在流揚(yáng)中的任何一點(diǎn)處，如果流體做困流過時(shí)的流動(dòng)多數(shù)隨時(shí)間變化，稱為非定常流；這種流場被稱為非定常流場。定常流如果流體微團(tuán)流過時(shí)的流動(dòng)參數(shù)——速度、壓力、溫度、密度等不隨時(shí)間變化，這種流動(dòng)就稱為定常流，這種流場被稱為定常流場。6ppt課件2.1.3流場、定常流和非定常流流場6ppt課件2.1.4流線、流線譜、流管和流量流線和流線譜在定常流動(dòng)中，空氣微團(tuán)流過的路線（軌跡）叫作流線。由許多流線所組成的圖形，叫做流線譜。一般情況下流線不能相交。因此，由許多流線所圍成的管子稱為流管。流線間隔縮小，表明流管收縮；反之，表明流管擴(kuò)張。7ppt課件2.1.4流線、流線譜、流管和流量流線和流線譜7ppt課件體積流量質(zhì)量流量8ppt課件體積流量8ppt課件2.2流體流動(dòng)的基本規(guī)律2.2.1連續(xù)方程連續(xù)方程是質(zhì)量守恒定律在流體定常流動(dòng)中的應(yīng)用。連續(xù)方程：對于不可壓縮流體，連續(xù)方程可以簡化為:流體的流速與流管的橫截面積成反比注意：質(zhì)量流量恒定！9ppt課件2.2流體流動(dòng)的基本規(guī)律2.2.1連續(xù)方程9ppt課件2.2.2伯努利方程伯努利方程是能量守恒定律在流體流動(dòng)中的應(yīng)用。前提：不可壓縮、無粘性、流管高度基本不變，與外界無能量交換則：流體的流體具有的能量可以在壓力能和動(dòng)能之間進(jìn)行轉(zhuǎn)換，但能量的總和保持不變——靜壓。單位體積流體具有的壓力能?！?jiǎng)訅?。單位體積流體具有的動(dòng)能。10ppt課件2.2.2伯努利方程10ppt課件伯努利定理表明理想流體沿流管流動(dòng)過程中，流速增大的地方，靜壓力必然減小，反之亦然。這個(gè)定理不能用于高速氣流中！11ppt課件伯努利定理表明11ppt課件聯(lián)系連續(xù)方程和伯努利方程，可得出以下結(jié)論：不可壓縮的、理想的流體在進(jìn)行定常流動(dòng)時(shí)：流管變細(xì)，流體的流速將增加，流體的動(dòng)壓增大，靜壓將減小；流管變粗，流體的流速將減小，流體的動(dòng)壓減小，靜壓將增加。12ppt課件聯(lián)系連續(xù)方程和伯努利方程，可得出以下結(jié)論：12ppt課件飛機(jī)機(jī)翼氣動(dòng)升力的產(chǎn)生：當(dāng)氣流流過機(jī)翼表面時(shí)，由于氣流的方向和機(jī)翼所采用的翼型，在機(jī)翼表面形成的流管就像圖2-5中所示的那樣變細(xì)或變粗，流體中的壓力能和功能之間發(fā)生轉(zhuǎn)變，在機(jī)翼表面形成不同的壓力分布，從而產(chǎn)生升力。13ppt課件飛機(jī)機(jī)翼氣動(dòng)升力的產(chǎn)生：13ppt課件2.3機(jī)體幾何外形和參數(shù)2.3.1機(jī)翼的幾何外形和參數(shù)機(jī)翼翼型機(jī)翼平面形狀機(jī)翼相對機(jī)身的安裝位置14ppt課件2.3機(jī)體幾何外形和參數(shù)2.3.1機(jī)翼的幾何外形和參數(shù)1.機(jī)翼翼型翼型用平行機(jī)身對稱面的平面切割機(jī)翼所得機(jī)翼的切面形狀15ppt課件1.機(jī)翼翼型翼型15ppt課件翼型參數(shù)弦線、弦長b厚度、相對厚度最大厚度、相對厚度、最大厚度位置中弧線、彎度、相對彎度最大彎度、相對彎度、最大彎度位置16ppt課件翼型參數(shù)16ppt課件a平板翼型b彎板翼型c超臨界翼型d哥廷根398e低亞音速翼型fg對稱翼型，常用于尾翼hi超音速菱形翼型j超音速雙弧形翼型17ppt課件a平板翼型b彎板翼型c超臨界翼型d哥廷根398e2.機(jī)翼平面形狀和參數(shù)機(jī)翼平面形狀機(jī)翼平面形狀是飛機(jī)處于水平狀態(tài)時(shí)，機(jī)翼在水平面上的投影形狀（a）矩形；（b）梯形；（c）橢圓形；（d）后掠翼；（e）（f）和（g）為三角形和雙三角形。18ppt課件2.機(jī)翼平面形狀和參數(shù)機(jī)翼平面形狀18ppt課件參數(shù)機(jī)翼面積S梢根比η翼展展長L展弦比λ后掠角χ平均空氣動(dòng)力弦長19ppt課件參數(shù)19ppt課件3.機(jī)翼相對機(jī)身的安裝位置(1)機(jī)翼相對機(jī)身中心線的高度位置上單翼、下單翼和中單翼20ppt課件3.機(jī)翼相對機(jī)身的安裝位置(1)機(jī)翼相對機(jī)身中心線的高度位置(2)機(jī)翼相對機(jī)身的角度安裝角機(jī)翼弦線與機(jī)身中心線之間的夾角叫安裝角。加大安裝角叫“內(nèi)洗”(Washin)，通過調(diào)整外撐軒的長度減小安裝角叫“

外洗”(Washout)上反角ψ、下反角-ψ機(jī)翼底面與垂直機(jī)體立軸平面之間的夾角21ppt課件(2)機(jī)翼相對機(jī)身的角度21ppt課件縱向上反角機(jī)翼安裝角與水平尾翼安裝角之差叫縱向上反角一般水平尾翼的安裝角為負(fù)，前緣下偏。22ppt課件縱向上反角22ppt課件2.3.2機(jī)身的幾何形狀和參數(shù)為了減小阻力，一般機(jī)身前部為圓頭錐體，后都為尖削的錐體，中間較長的部分為等剖面柱體。表示機(jī)身兒何形狀特征的參數(shù)機(jī)身長度Lah最大當(dāng)量直徑Dah長細(xì)比λah=Lah/Dah23ppt課件2.3.2機(jī)身的幾何形狀和參數(shù)為了減小阻力，一般機(jī)身前部為2.4作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力2.4.1空氣動(dòng)力、升力和阻力2.4.2升力的產(chǎn)生2.4.3阻力2.4.4升力和阻力2.4.5升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線和升阻比曲線、極曲線2.4.6機(jī)翼的壓力中心和焦點(diǎn)(空氣動(dòng)力中心)24ppt課件2.4作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力2.4.1空氣動(dòng)力、升力和阻2.4.1空氣動(dòng)力、升力和阻力空氣動(dòng)力空氣作用在與之有相對運(yùn)動(dòng)物體上的力稱為空氣動(dòng)力。飛機(jī)飛行時(shí)，作用在飛機(jī)各部件上的空氣動(dòng)力的合力叫做飛機(jī)的總空氣動(dòng)力，用R表示?？偪諝鈩?dòng)力R的作用點(diǎn)叫壓力中心總空氣動(dòng)力在垂直來流方向上的分量叫升力，用L表示在平行來流方向上的分量叫阻力，用D表示。25ppt課件2.4.1空氣動(dòng)力、升力和阻力空氣動(dòng)力25ppt課件2.4.2升力的產(chǎn)生飛機(jī)的升力主要由機(jī)翼來產(chǎn)生。迎角α相對氣流與機(jī)翼弦線之間的夾角迎角“正負(fù)”當(dāng)氣流以一定的正迎角流過具有一定翼型的機(jī)翼時(shí)在機(jī)翼上表面流管變細(xì)，流線分布較密；在機(jī)翼下表面流管變粗，流線分布較疏。26ppt課件2.4.2升力的產(chǎn)生飛機(jī)的升力主要由機(jī)翼來產(chǎn)生。26ppt機(jī)翼上表面的氣流速度要加大，大于前方氣流的速度，同時(shí)，靜壓要下降，低于前方氣流的大氣壓力；機(jī)翼下表面的氣流速度要減小，小于前方氣流的速度，同時(shí)，靜壓要上升，高于前方氣流的大氣壓力。在機(jī)翼的前緣有一點(diǎn)(A)，氣流速度減小到零，正壓達(dá)到最大值，此點(diǎn)你為駐點(diǎn)。機(jī)翼上表面有一點(diǎn)(B)，氣流速度最大，負(fù)壓達(dá)到最大值，稱為最低壓力點(diǎn)。27ppt課件機(jī)翼上表面的氣流速度要加大，大于前方氣流的速度，同時(shí)，靜2.4.3阻力在低速飛行中飛機(jī)的阻力摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導(dǎo)阻力廢阻力主要由空氣的粘性引起在介紹飛機(jī)的阻力之前，應(yīng)先了解與空氣粘性有關(guān)的一些空氣的流動(dòng)狀態(tài)。廢阻力28ppt課件2.4.3阻力在低速飛行中飛機(jī)的阻力廢阻力28ppt課件1.氣流在機(jī)體表面的流動(dòng)狀態(tài)（1）附面層（2）層流附面層和紊流附面層（3）附面層的分離29ppt課件1.氣流在機(jī)體表面的流動(dòng)狀態(tài)（1）附面層29ppt課件（1）附面層附面層沿機(jī)體表面法向方向，流速由零逐漸增加到外界氣流流速的薄薄的一層空氣層；機(jī)體表面到附面層邊界(流速增大到外界氣流流速99%處)的距離為附面層的厚度（δ）附面層的厚度越來越厚30ppt課件（1）附面層附面層30ppt課件（2）層流附面層和紊流附面層前段附面層內(nèi)：層流附面層。后段附面層：紊流附面層。附面層由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)叫轉(zhuǎn)捩轉(zhuǎn)捩段轉(zhuǎn)換段是很窄的區(qū)域，可近似看成一點(diǎn)，稱為“轉(zhuǎn)捩點(diǎn)”。31ppt課件（2）層流附面層和紊流附面層轉(zhuǎn)捩原因流動(dòng)距離越長，附面層內(nèi)的分層流動(dòng)越不穩(wěn)機(jī)體表面對附面層施加擾動(dòng)在紊流附面層的底層，機(jī)體表面氣流的阻滯作用要比層流附面層大得多。32ppt課件轉(zhuǎn)捩原因32ppt課件（3）附面層的分離順壓梯度逆壓梯度附面層分離分離點(diǎn)分離點(diǎn)非轉(zhuǎn)捩點(diǎn)轉(zhuǎn)捩點(diǎn)在分離點(diǎn)之前分離點(diǎn)后形成渦流區(qū)渦流區(qū)內(nèi)，氣流壓力下降33ppt課件（3）附面層的分離順壓梯度33ppt課件2.摩擦阻力（1）摩擦阻力的產(chǎn)生摩擦阻力是由于空氣有粘性而產(chǎn)生的阻力，存在于附面層內(nèi)由于空氣有粘性，當(dāng)氣流流過機(jī)體表面時(shí)，機(jī)體表面給氣流阻滯力并生成附面層。根據(jù)牛頓第三定律:作用力和反作用力總是大小相等方向相反，同時(shí)作用在兩個(gè)物體上。機(jī)體表面給氣體微團(tuán)向前的阻滯力，使其速度下降，氣體微團(tuán)必定給機(jī)體以大小相等方向相反的向后的作用力，這個(gè)力就是摩擦阻力。紊流附面層產(chǎn)生的摩擦阻力比層流附面層大得多。摩擦阻力的大小除了與附面層內(nèi)氣流的流動(dòng)狀態(tài)有關(guān)外，還與機(jī)體與氣流接觸的面積(機(jī)體的外露面積)大小以及機(jī)體表面狀態(tài)有關(guān)。34ppt課件2.摩擦阻力（1）摩擦阻力的產(chǎn)生34ppt課件(2)減小摩擦阻力的措施①機(jī)翼采用層流翼型。設(shè)法使附面層保持層流狀態(tài)35ppt課件(2)減小摩擦阻力的措施①機(jī)翼采用層流翼型。35ppt課②在機(jī)翼表面安裝一些氣功裝置，不斷向附面層輸入能量③保持機(jī)體表面的光滑清潔。④要盡量減小機(jī)體與氣流的接觸面積。36ppt課件②在機(jī)翼表面安裝一些氣功裝置，不斷向附面層輸入能量36ppt3.壓差阻力(1)壓差阻力的產(chǎn)生在機(jī)翼的后緣生成低壓的渦流區(qū)機(jī)翼前緣區(qū)域的壓力大于后緣區(qū)域的壓力，前后壓力差就形成了壓差阻力37ppt課件3.壓差阻力(1)壓差阻力的產(chǎn)生37ppt課件(2)減小壓差阻力的措施①盡量減小飛機(jī)機(jī)體的迎風(fēng)面積。②暴露在空氣中的機(jī)體各部件外形應(yīng)采用流線型。③飛行時(shí)，除了起氣動(dòng)作用的部件外，其他機(jī)體部件的鈾錢應(yīng)盡量與氣流方向平行。38ppt課件(2)減小壓差阻力的措施38ppt課件4.干擾阻力（1）干擾阻力的產(chǎn)生流過機(jī)體各部件的氣流在部件結(jié)合處互相干擾而產(chǎn)生的阻力干擾阻力與各部件組合時(shí)的相對位置有關(guān)，也和部件結(jié)合部位形成的流管形狀有關(guān)。39ppt課件4.干擾阻力（1）干擾阻力的產(chǎn)生39ppt課件（2）減小干擾阻力的措施①適當(dāng)安排各部件之間的相對位置。中單翼干擾阻力量小，下單翼最大，上單翼居中。②在部件結(jié)合部位安裝整流罩，使結(jié)合部位較為光滑，減小流管的收縮和擴(kuò)張。40ppt課件（2）減小干擾阻力的措施40ppt課件5.誘導(dǎo)阻力（1）翼梢旋渦和下洗流上、下翼面存在壓力差使機(jī)翼下表面氣流的流線由翼根向翼梢偏斜，使機(jī)翼上表面氣流的流線由翼梢向翼根偏斜，機(jī)翼的翼梢部位形成了由下向上旋轉(zhuǎn)的翼梢旋渦41ppt課件5.誘導(dǎo)阻力（1）翼梢旋渦和下洗流41ppt課件（2）誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生如果上下翼面沒有壓力差，就不會產(chǎn)生升力，也就沒有誘導(dǎo)阻力產(chǎn)生。上下翼面壓力差越大，升力越大，誘導(dǎo)阻力也就越大。42ppt課件（2）誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生42ppt課件（3）

減小誘導(dǎo)阻力的措施①采用誘導(dǎo)阻力較小的機(jī)翼平面形狀：橢圓平面形狀的機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最小，其次是梯形機(jī)翼，矩形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最大。加大機(jī)翼的展弦比也可以減小誘導(dǎo)阻力。②在機(jī)翼安裝翼梢小翼43ppt課件（3）減小誘導(dǎo)阻力的措施43ppt課件6.低速飛行時(shí)飛機(jī)的阻力低速飛行時(shí)飛機(jī)的阻力由摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導(dǎo)阻力組成誘導(dǎo)阻力是隨著飛行速度的提高而逐漸減小廢阻力隨飛行速度越提高而增大在誘導(dǎo)阻力曲線和廢阻力曲線相交點(diǎn)總阻力最小，此時(shí)的飛行速度稱為有利飛行速度。隨著迎角的變化，廢阻力中的摩擦阻力和壓差阻力所起的作用也不相同。44ppt課件6.低速飛行時(shí)飛機(jī)的阻力低速飛行時(shí)飛機(jī)的阻力由摩擦阻力、壓2.4.4升力和阻力1.升力公式、阻力公式升力公式阻力公式45ppt課件2.4.4升力和阻力1.升力公式、阻力公式45ppt課件2.影響升力和阻力的因素（1）空氣密度、飛行速度和機(jī)翼面積（2）升力系數(shù)和阻力系數(shù)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(shí)，它們只與機(jī)翼的形狀（機(jī)翼翼型、機(jī)翼平面形狀）和迎角的大小有關(guān)翼型相對厚度和相對彎度迎角46ppt課件2.影響升力和阻力的因素46ppt課件2.4.5升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線和升阻比曲線、極曲線升阻比和升力系數(shù)、阻力系數(shù)一樣都是無量綱參數(shù)，在飛行馬赫數(shù)小于一定值時(shí)，只與機(jī)翼的形狀(機(jī)翼翼型、機(jī)翼平面形狀)和迎角的大小有關(guān)。當(dāng)迎角改變時(shí)，氣流在機(jī)翼表面的流動(dòng)情況和機(jī)翼表面的壓力分布都會隨之發(fā)生變化，結(jié)果導(dǎo)致了機(jī)翼升力和阻力的變化，壓力中心位置的前后移動(dòng)。47ppt課件2.4.5升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線和升阻比曲線、極曲線升1.升力系數(shù)CL

隨迎角的變化零升力迎角a0升力系數(shù)為零時(shí)，機(jī)翼的升力為零非對稱翼型：a0<0（圖d）對稱翼型：a0=0（圖e）a<a0：CL<0，升力方向指向機(jī)翼下表面（圖b）a>a0：CL>0，升力方向指向機(jī)翼上表面（圖c）48ppt課件1.升力系數(shù)CL隨迎角的變化零升力迎角a048ppt課件最大升力系數(shù)對應(yīng)迎角amaxa<amax：CL與a近似成線性關(guān)系，隨著a的增加而增加（圖c、a）a>amax：CL隨著a的增加而下降49ppt課件最大升力系數(shù)對應(yīng)迎角amax49ppt課件2.機(jī)翼壓力中心位置隨迎角的變化機(jī)翼氣動(dòng)力合力的作用點(diǎn)叫做機(jī)翼的壓力中心。隨著迎角的改變，機(jī)翼壓心的位置會沿飛機(jī)縱向前后移動(dòng)(對稱翼型除外)。當(dāng)迎角比較小時(shí)機(jī)翼前緣上表面還沒有形成很細(xì)的流管，氣流在機(jī)翼前緣的上表面的加速比較緩慢，并沒有在機(jī)翼前緣形成吸力區(qū)，機(jī)翼上表面的最低壓力點(diǎn)靠后；這時(shí)機(jī)翼的升力系數(shù)比較小，壓力中心也比較靠后。50ppt課件2.機(jī)翼壓力中心位置隨迎角的變化機(jī)翼氣動(dòng)力合力的作用點(diǎn)叫做迎角逐漸增加機(jī)翼前緣上表面的流管逐漸變細(xì)，氣流在機(jī)翼前緣上表面加速的速度加快，機(jī)翼上表面的最低壓力點(diǎn)向前移，機(jī)翼的升力系數(shù)增大，壓力中心也向前移51ppt課件迎角逐漸增加51ppt課件迎角繼續(xù)增加機(jī)翼前緣上表面形成了很細(xì)的流管，氣流在機(jī)翼前緣的上表面很快地被加速，并在機(jī)翼前緣形成吸力峰，機(jī)翼上表面的最低壓力點(diǎn)繼續(xù)前移，機(jī)翼的升力系數(shù)繼續(xù)增大，壓力中心也繼續(xù)向前移動(dòng)52ppt課件迎角繼續(xù)增加52ppt課件迎角超過amax附面層的分離點(diǎn)很快前移，渦流區(qū)迅速擴(kuò)大到整個(gè)上翼面，機(jī)翼前緣的吸力峰陡落，機(jī)翼的升力急劇下降，壓力中心又移到靠后的位置53ppt課件迎角超過amax53ppt課件3.阻力系數(shù)CD

隨迎角的變化阻力系數(shù)曲線不與阻力系數(shù)CD等于零的橫線相交，說明在任何情況下飛機(jī)的阻力都不等于零。在迎角等于零度附近，阻力系數(shù)最小，然后隨著迎角絕對值的增加而增大，變化近似按拋物線規(guī)律。54ppt課件3.阻力系數(shù)CD隨迎角的變化阻力系數(shù)曲線不與阻力系數(shù)CDCL、CD隨迎角變化的規(guī)律隨著迎角的增加，CL和CD都增大，在一定的迎角范圍內(nèi)，CL線性增大，而CD按拋物線規(guī)律增大。CD在小迎角范圍內(nèi)增加較慢，隨后增大速度加快，比CL增大的速度更快。在CL達(dá)到最大值之后，CL開始減小，而CD不但繼續(xù)增大，增大的速度也陡然增加零升阻力系數(shù)CD055ppt課件CL、CD隨迎角變化的規(guī)律55ppt課件4.升阻比曲線、極曲線升阻比K升阻比隨著迎角的增加而增大，由負(fù)值增大到零再增大到最大值，然后，隨著迎角的增加而逐漸減小。升阻比的最大值并不是在升力系數(shù)等于最大值時(shí)達(dá)到，而是在迎角等于4°左右達(dá)到。升阻比也叫做氣動(dòng)效率。56ppt課件4.升阻比曲線、極曲線升阻比K56ppt課件對每一個(gè)迎角都可以得到一個(gè)升力系數(shù)和一個(gè)阻力系數(shù)，以升力系數(shù)為縱坐標(biāo)，以阻力系數(shù)為橫坐標(biāo)，并將迎角值標(biāo)在曲線的各點(diǎn)上就得出極曲線圖。從原點(diǎn)作極曲線的切線與曲線的交點(diǎn)就是達(dá)到最大升阻比的迎角值，切線的斜率就是最大升阻比。曲線的最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)值就是最大升力系數(shù)。用平行縱坐標(biāo)的直線與曲線相切，可以得到最小阻力系數(shù)和迎角值。57ppt課件對每一個(gè)迎角都可以得到一個(gè)升力系數(shù)和一個(gè)阻力系數(shù)，以升力系數(shù)5.飛機(jī)大迎角失速（1）臨界迎角和飛機(jī)失速對應(yīng)最大升力系數(shù)的迎角叫做臨界迎角（16°），也叫做失速迎角。當(dāng)迎角大于臨界迎角時(shí)，升力系數(shù)急劇下降，阻力系數(shù)急劇增加，這種現(xiàn)象就叫做失速。失速原因機(jī)翼上翼面的附面層大部分分離，形成了大面積的渦流區(qū)，產(chǎn)生很大的壓差阻力失速后果飛機(jī)的速度減小，高度降低，機(jī)頭下沉機(jī)翼、尾翼振動(dòng)，飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性下降58ppt課件5.飛機(jī)大迎角失速（1）臨界迎角和飛機(jī)失速58ppt課件（2）飛機(jī)的失速速度當(dāng)飛機(jī)以臨界迎角飛行時(shí)，飛機(jī)的失速速度vs為：當(dāng)飛機(jī)平飛時(shí)，飛機(jī)的升力等于飛機(jī)的重力。在其他的飛行狀態(tài)下，飛機(jī)的升力等于飛機(jī)重力乘以載荷系數(shù)ny

。59ppt課件（2）飛機(jī)的失速速度59ppt課件從失速速度的計(jì)算公式，可以得出：①飛機(jī)重力增加，飛機(jī)的失速速度也會增加。②飛機(jī)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(jī)的失速速度，使飛機(jī)可以以更低的速度起飛和著陸。③在各種不同的飛行狀態(tài)下，飛機(jī)的失速速度等于飛機(jī)平飛失速速度乘以，載荷系數(shù)越大，對應(yīng)的失速速度也就越大。60ppt課件從失速速度的計(jì)算公式，可以得出：60ppt課件（3）失速警告在飛機(jī)接近失速時(shí)，給駕駛員一個(gè)準(zhǔn)確的失速警告。機(jī)翼上表面的氣流分離會使飛機(jī)發(fā)生抖振，會使駕駛桿和腳蹬產(chǎn)生抖動(dòng)人工失速警告設(shè)備當(dāng)迎角增大到接近臨界迎角的某個(gè)值時(shí)(飛行速度比失速速度大7%)，向駕駛員發(fā)出失速警告。61ppt課件（3）失速警告61ppt課件2.4.6機(jī)翼的壓力中心和焦點(diǎn)（空氣動(dòng)力中心）1.機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的定義及所在位置的表示方法機(jī)翼壓力中心是作用在機(jī)翼上的氣動(dòng)力合力的作用點(diǎn)焦點(diǎn)是迎角改變時(shí)，機(jī)翼氣功升力增量的作用點(diǎn)。62ppt課件2.4.6機(jī)翼的壓力中心和焦點(diǎn)（空氣動(dòng)力中心）1.機(jī)翼壓力表示方法：機(jī)翼焦點(diǎn)機(jī)翼壓力中心點(diǎn)63ppt課件表示方法：63ppt課件2.機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的區(qū)別（1）物理意義不一樣。（2）機(jī)翼壓力中心的位置隨著機(jī)翼迎角的變化而前后移動(dòng)；機(jī)翼的焦點(diǎn)位置卻不隨迎角改變。在低速飛行中，機(jī)翼焦點(diǎn)的位置保持在25%不變。（3）機(jī)翼焦點(diǎn)及焦點(diǎn)位置對研究飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性有著重要的意義。因?yàn)闄C(jī)翼焦點(diǎn)的位置不隨迎角的變化而改變，所以，在研究由于迎角改變，機(jī)翼氣動(dòng)升力變化對飛機(jī)穩(wěn)定性及操縱性影響時(shí)，就可以在原有氣動(dòng)力大小和位置不變的情況下，只將氣動(dòng)升力的增量作用到焦點(diǎn)上，也就是只研究作用在焦點(diǎn)上的氣動(dòng)升力增量對飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的影響就可以了。64ppt課件2.機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的區(qū)別（1）物理意義不一樣。64pp2.5機(jī)翼表面結(jié)冰（雪、霜）對飛機(jī)飛行性能的影響案例1、1994年10月31日，當(dāng)?shù)貢r(shí)間約下午4點(diǎn)，西蒙斯航空公司4184航班，從印地安納波里斯到芝加哥，飛機(jī)在有利于積冰的氣象條件下等待了30分鐘，突然翻滾并從大約10000英尺的高度墜下，猛沖入ROSELAWN附近的豆子地里，機(jī)上68人頃刻死去。2、1986年12月15日，西安管理局An-24-3413號機(jī)執(zhí)行蘭州—西安—成都往返航班任務(wù)。9時(shí)03分從中川機(jī)場起飛，9時(shí)05分飛機(jī)高度2700M，入云，有輕度積冰，9時(shí)11分上升到3470M，速度300KM/H，9時(shí)15分速度減到195KM/H，9時(shí)29分機(jī)組要求返航。飛機(jī)保持2600米高度飛回中川機(jī)場，當(dāng)時(shí)結(jié)冰相當(dāng)嚴(yán)重。9時(shí)53分，飛機(jī)仍在云中飛行，據(jù)氣象臺報(bào)告，云高600M，10時(shí)05分飛機(jī)降落時(shí)，由于下滑高度不正常而復(fù)飛，飛機(jī)保持約10-20米的高度在跑道上平飛。飛出跑道后，發(fā)現(xiàn)前面有一排樹，左座又拉了一桿，飛機(jī)便帶著25-30度的右坡度撞斷了15棵樹和1根電線桿之后觸地。機(jī)上旅客37人，死亡6人。65ppt課件2.5機(jī)翼表面結(jié)冰（雪、霜）對飛機(jī)飛行性能的影響案例65pp66ppt課件66ppt課件1、阻力增大：迎風(fēng)面加大—壓差阻力增大。表面粗糙—增大摩擦阻力。

2、升力系數(shù)和臨界迎角減?。阂硇透淖儭瑯佑菍?yīng)的升力系數(shù)小，使起飛和著陸速度提高。兩側(cè)機(jī)翼翼型不對稱——使飛機(jī)傾鈄，操縱困難。破壞翼型——臨界迎角減小，使飛機(jī)過早出現(xiàn)失速。67ppt課件1、阻力增大：67ppt課件機(jī)翼除冰68ppt課件機(jī)翼除冰68ppt課件2.6高速飛行的一些特點(diǎn)2.6.1空氣的可壓縮性和飛行馬赫數(shù)1.空氣的可壓縮性空氣是可壓縮的流體。所謂的可壓縮性是指一定量的空氣在壓力或溫度變化時(shí)，其體積和密度發(fā)生變化的特性。音速是表示介質(zhì)可壓縮性大小的一個(gè)指標(biāo)：音速越大，可壓縮性越小a：音速；T：絕對溫度大氣中各處的可壓縮性是不同的69ppt課件2.6高速飛行的一些特點(diǎn)2.6.1空氣的可壓縮性和飛行馬低速飛行時(shí)，由于速度變化帶來的壓力變化很小，空氣的可壓縮性表現(xiàn)得不明顯。為了簡化起見，可以認(rèn)為空氣是不可壓縮的，即ρ=常數(shù)。隨著飛行速度的不斷提高，空氣的壓縮性逐漸明顯地表現(xiàn)出來，特別是高速飛行時(shí)，空氣的可壓縮性引起了空氣流動(dòng)規(guī)律的一些本質(zhì)性的變化，必須考慮空氣的可壓縮性。由此可見，空氣的可壓縮性是造成高速飛行不同于低速飛行的主要原因。70ppt課件低速飛行時(shí)，由于速度變化帶來的壓力變化很小，空氣的可壓縮性表2.飛機(jī)飛行的馬赫數(shù)在飛機(jī)飛行中，空氣所表現(xiàn)出來的可壓縮程度：飛機(jī)的飛行速度（空速）、飛機(jī)飛行當(dāng)?shù)氐囊羲?。飛行速度大小表明飛機(jī)飛行時(shí)，造成空氣局部壓力變化的大小音速的大小則表示了飛行當(dāng)?shù)乜諝獗粔嚎s的難易程度。馬赫數(shù)Mav：飛機(jī)相對氣流的速度；a：當(dāng)?shù)匾羲費(fèi)a數(shù)越大說明空氣的可壓縮性表現(xiàn)得越明顯，對飛行的影響就越大。71ppt課件2.飛機(jī)飛行的馬赫數(shù)71ppt課件2.6.2氣流流動(dòng)的加速、減速特性低速下，近似地ρ=常數(shù)；高速下，ρ變化較大。隨著Ma數(shù)的增大，空氣密度減小的百分?jǐn)?shù)越來越大。為了保持質(zhì)量流量不變，流管的截面面積、必須加大，也就是超音速氣流是通過流管擴(kuò)張來加速的。72ppt課件2.6.2氣流流動(dòng)的加速、減速特性72ppt課件拉瓦爾噴管管道先收縮使亞音速氣流加速，當(dāng)達(dá)到音速（M=l）時(shí)管道再擴(kuò)張，使氣流膨脹速度增加，壓強(qiáng)下降，得到超音速氣流。73ppt課件拉瓦爾噴管73ppt課件2.6.3激波、波阻和膨脹波1.激波和波阻a、b：只要時(shí)間足夠長，周圍的空氣都會受到擾動(dòng)。通過一個(gè)個(gè)波面，空氣的參數(shù)會連續(xù)不斷地發(fā)生微小的變化。這就使飛機(jī)前方的空氣對飛機(jī)的到來有"預(yù)知"，并對自己的狀態(tài)進(jìn)行了調(diào)整。馬赫錐74ppt課件2.6.3激波、波阻和膨脹波1.激波和波阻74ppt課件c、d：當(dāng)飛機(jī)以很大的速度撞擊到前面完全平靜的、對飛機(jī)的到來毫無“預(yù)知”的空氣上時(shí)，對空氣產(chǎn)生了強(qiáng)烈的壓縮，就會在機(jī)頭前面形成一層薄薄的、稠密的空氣窟，這就是在機(jī)頭形成的激波。75ppt課件c、d：當(dāng)飛機(jī)以很大的速度撞擊到前面完全平靜的、對飛機(jī)的到來76ppt課件76ppt課件氣流通過激波后的變化：速度下降，溫度、壓力、密度上升。通過激波后，空氣的溫度上升，說明空氣的部分能量不可逆轉(zhuǎn)地變?yōu)闊崮?，能量的損失說明氣流通過激波時(shí)受到了阻力，這個(gè)阻力就叫做被阻。77ppt課件氣流通過激波后的變化：77ppt課件激波角正激波波阻最大超音速氣流轉(zhuǎn)變?yōu)閬喴羲贇饬餍奔げúㄗ杪孕〕羲贇饬骺赡軠p速為亞音速氣流，也可能仍為超音速氣流。激波形狀78ppt課件激波角78ppt課件2.膨脹波流管變粗，氣流的速度要加快，壓力下降。弱擾動(dòng)波超音速氣流是通過激波壓縮減速，通過膨脹波膨脹加速的。79ppt課件2.膨脹波79ppt課件2.6.4臨界馬赫數(shù)和臨界速度局部馬赫數(shù)當(dāng)飛機(jī)飛行速度還沒有達(dá)到飛行高度的音速時(shí)，也就是飛行馬赫數(shù)小于1時(shí)，該點(diǎn)處的局部氣流速度就可能達(dá)到了該處的局部音速，局部馬赫數(shù)達(dá)到了1，形成了等音速點(diǎn)。此時(shí)，飛機(jī)飛行的馬赫數(shù)就叫做臨界馬赫數(shù)，飛機(jī)飛行的速度就叫做臨界速度。80ppt課件2.6.4臨界馬赫數(shù)和臨界速度局部馬赫數(shù)80ppt課件2.6.5局部激波和激波分離局部激波到達(dá)臨界速度，形成等音速點(diǎn)；最低壓力點(diǎn)后，機(jī)翼厚度減小，形成擴(kuò)張流管，氣流加速；形成局部超音速區(qū)，產(chǎn)生正激波；氣流通過正激波，減速成為亞音速氣流，流速下降，壓力、密度和溫度上升。81ppt課件2.6.5局部激波和激波分離局部激波81ppt課件激波分離由于局部激波后面亞音速氣流的壓力高于激波前面超音速氣流的壓力，形成了很大的逆壓梯度，引起了附面層的分離，這就叫做激波誘導(dǎo)附面層分離。附面層分離會在機(jī)翼后部生成渦流區(qū)，增大壓差阻力。飛行速度超過臨界速度激波——波阻激波——激波誘導(dǎo)附面層分離——壓差阻力82ppt課件激波分離82ppt課件2.6.6亞音速、跨音速和超音速飛行以及氣動(dòng)力系數(shù)的變化1.亞音速、跨音速和超音速飛行圖a：較低飛行速度圖b：當(dāng)Ma=0.72時(shí)，翼型上表面首次出現(xiàn)了等音速點(diǎn)，這個(gè)翼型的臨界馬赫數(shù)Ma臨=0.72。83ppt課件2.6.6亞音速、跨音速和超音速飛行以及氣動(dòng)力系數(shù)的變化1圖c：當(dāng)Ma=0.77時(shí)，在翼型上表面首次出現(xiàn)了局部超音速區(qū)和局部激波，激波分離也可能在這時(shí)出現(xiàn)。隨著Ma數(shù)繼續(xù)提高，等音速點(diǎn)向前移，局部激波向后移，超音速區(qū)逐漸擴(kuò)大。圖d：當(dāng)Ma=0.82時(shí)，下翼面開始出現(xiàn)局部激波。84ppt課件圖c：當(dāng)Ma=0.77時(shí)，在翼型上表面首次出現(xiàn)了局部超圖e：隨著Ma數(shù)的繼續(xù)提高，翼型表面的超音速區(qū)繼續(xù)擴(kuò)大圖f：Ma=1.05，局部激波移到了翼型的后緣，在翼型的前緣形成了脫體正激波，這時(shí)，只有在正激波的后面有一塊亞音速區(qū)，其他流場已全部變成超音速了。大約在Ma=1.3時(shí)，就可以認(rèn)為氣流在翼型表面全部都是超音速流動(dòng)了85ppt課件圖e：隨著Ma數(shù)的繼續(xù)提高，翼型表面的超音速區(qū)繼續(xù)擴(kuò)大85亞音速、跨音速和超音速飛行：（1）亞音速：Ma＜Ma臨，流過機(jī)翼表面的流場為亞音速流場，低亞音速范圍內(nèi)可不考慮空氣的壓縮性影響，而在高亞音速范圍內(nèi)則必須進(jìn)行壓縮性的修正和解決提高臨界馬赫數(shù)的問題。（2）跨音速：Ma臨≤Ma＜1.3，流過機(jī)翼表面的流場既有亞音速也有超音速流場。關(guān)鍵的向題是克服‘音障’。它的氣動(dòng)力系數(shù)在飛行過程中會出現(xiàn)上下波動(dòng)的現(xiàn)象，除造成阻力突增難于加速外，還會出現(xiàn)使飛機(jī)難以控制的情況—音障。（3）超音速：Ma≥1.3，流過機(jī)翼表面的流場為超音速流場。對這種飛機(jī)重點(diǎn)解決的問題是：減小波阻和空氣動(dòng)力加熱問題。 86ppt課件亞音速、跨音速和超音速飛行：86ppt課件2.隨著飛行Ma數(shù)的提高，氣動(dòng)力系數(shù)的變化CL：當(dāng)翼型上翼面出現(xiàn)局部超音速區(qū)時(shí)，局部超音速區(qū)氣流壓力的下降使升力系數(shù)上升，但當(dāng)下翼面也出現(xiàn)了局部超音速區(qū)時(shí)，上下翼面壓力差大大減小，升力系數(shù)隨之下降。CD：機(jī)翼表面出現(xiàn)局部激波后，不但阻滯氣流流動(dòng)造成激波損失，而且還會誘導(dǎo)附麗層分離產(chǎn)生附加的壓差阻力，這就使得跨音速撒波的阻力大大增加了，也就導(dǎo)致了阻力系數(shù)迅速增大。焦點(diǎn)位置：87ppt課件2.隨著飛行Ma數(shù)的提高，氣動(dòng)力系數(shù)的變化87ppt課焦點(diǎn)位置：當(dāng)飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后，隨著飛行馬赫數(shù)的繼續(xù)提高，局部超音速區(qū)逐漸擴(kuò)大，局部激波的移動(dòng)以及附面層的分離也使焦點(diǎn)的位置發(fā)生前后的移動(dòng)。當(dāng)Ma<Ma臨時(shí)，焦點(diǎn)的位置約為25%左右，并基本保持不變。從Ma>Ma臨開始，隨著Ma數(shù)的提高，焦點(diǎn)的位置先是略向后移，然后向前移，最后又再次向后移，移到50%附近就基本保持不動(dòng)了。88ppt課件焦點(diǎn)位置：當(dāng)飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后，隨著飛行馬赫數(shù)的繼激波失速當(dāng)飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后，升力迅速下降，阻力迅速增大，造成失速。這種失速稱為激波失速。激波失速與大迎角失速區(qū)別原因出現(xiàn)時(shí)機(jī)89ppt課件激波失速89ppt課件3.音障Ma>Ma臨后，翼型的空氣動(dòng)力特性出現(xiàn)復(fù)雜的變化：阻力突然增大，飛機(jī)難以加速自動(dòng)俯沖局部激波向后移動(dòng)引起飛機(jī)抖振局部激波與附面層相互干擾，不僅一起附面層分離，而且令局部激波前后跳動(dòng)，引起機(jī)翼抖振飛機(jī)操縱面嗡鳴局部激波引起附面層分離，氣流作用在操縱面上引起高頻振動(dòng)90ppt課件3.音障90ppt課件飛機(jī)操縱面效率下降操縱舵面偏轉(zhuǎn)難以影響局部激波前部的氣流，使得舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的升力增量和操縱力矩大大下降。飛機(jī)的自動(dòng)橫滾左右翼面上產(chǎn)生的局部超音速區(qū)有先后之差，就會產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，引起飛機(jī)橫滾。即使加大亞音速飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的功率或推力，也不可能克服這些現(xiàn)象進(jìn)行跨音速飛行。這些現(xiàn)象也就是所謂的“音障”。91ppt課件飛機(jī)操縱面效率下降91ppt課件2.6.7高速飛機(jī)氣動(dòng)外形的特點(diǎn)為了提高亞音速飛機(jī)的飛行速度，就必須提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)，使飛機(jī)的飛行速度盡量向音速靠近，這種飛機(jī)就稱為高亞音速飛機(jī)。波音787、A380的巡航速率0.85Ma92ppt課件2.6.7高速飛機(jī)氣動(dòng)外形的特點(diǎn)為了提高亞音速飛機(jī)的飛行速高速飛機(jī)氣動(dòng)外形變化的主要目的就是提高臨界馬赫數(shù)、改善飛機(jī)的跨音速空氣動(dòng)力特性和減小波阻。協(xié)和巡航速率2.04Ma93ppt課件高速飛機(jī)氣動(dòng)外形變化的主要目的就是提高臨界馬赫數(shù)、改善飛機(jī)的1.采用薄翼型薄翼型高速飛機(jī)采用相對厚度比較小（較扁平）、最大厚度點(diǎn)位置向后移（

大約為50%）的薄翼型。低速翼型厚度、彎度較大，對氣流加速作用明顯，在低速下也能獲得較大的升力系數(shù)。94ppt課件1.采用薄翼型薄翼型94ppt課件高速翼型飛行速度快，無需較大的升力系數(shù)；而是要提高臨界馬赫數(shù)和減小波阻。亞音速下：翼型的相對厚度小—上翼面的氣流加速緩慢—速度增量就越小——提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)和飛機(jī)的最大平飛速度進(jìn)入跨音速飛行后：翼型的相對厚度小—迎風(fēng)面積小—盡量減少產(chǎn)生正激波和脫體激波——激波波阻較小95ppt課件高速翼型95ppt課件高亞音速常用層流翼型前緣半徑比較小，最大厚度的位置署在后，約為40%-50%，上翼面氣流加速比較緩慢，壓力分布比較平坦，有利于提高臨界馬赫數(shù)。96ppt課件高亞音速常用層流翼型96ppt課件有效提高臨界馬赫數(shù)、跨音速區(qū)域空氣動(dòng)力特性良好的超臨界翼型特點(diǎn)：前緣半徑較大，上翼面較平坦，后部略向下彎臨界馬赫數(shù)比較大；局部激波強(qiáng)度降低；局部激波的位置靠后，可以緩和激波誘導(dǎo)的附面層分離，從而大大減小跨音速激波的阻力。97ppt課件有效提高臨界馬赫數(shù)、跨音速區(qū)域空氣動(dòng)力特性良好的超臨界翼型9超音速飛機(jī)翼型前緣尖削、相對厚度更小即更薄尖削的前緣會形成斜激波，有利于減小被阻。翼型相對厚度的減小也會使波阻大大減小98ppt課件超音速飛機(jī)翼型98ppt課件2.后掠機(jī)翼（1）后掠機(jī)翼的作用提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)減小波阻99ppt課件2.后掠機(jī)翼（1）后掠機(jī)翼的作用99ppt課件（2）采用后掠機(jī)翼帶來的問題①后掠機(jī)翼的低速特性不好。②后掠機(jī)翼的失速特性不好。機(jī)翼壓力中心前移，造成機(jī)頭自動(dòng)上仰，迎角增大，附面層進(jìn)一步分離，最后導(dǎo)致飛機(jī)大迎角失速。大大降低了副翼的操縱效率，造成飛機(jī)的橫向操縱性能不足。③后掠機(jī)翼結(jié)構(gòu)的受力形式不好。機(jī)翼根部三角區(qū)的結(jié)構(gòu)受力復(fù)雜，承受扭矩比較大，機(jī)翼后梁與機(jī)身的接頭受力比較大。100ppt課件（2）采用后掠機(jī)翼帶來的問題100ppt課件101ppt課件101ppt課件3.小展弦比機(jī)翼當(dāng)機(jī)翼展弦比λ<4時(shí)，飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)可以得到較大的提高，減緩阻力增加。展長縮短—為保證升力—增加弦長—翼型最大厚度不變的情況下，減小翼型的相對厚度，使氣流在翼型表面加速緩慢，從而提高臨界馬赫數(shù)。展長縮短—沿機(jī)翼前、后緣產(chǎn)生的激波也縮短—?dú)饬髁鬟^機(jī)翼時(shí)要穿透的激波長度減小—波阻減小。不足：低速時(shí)誘導(dǎo)阻力較大102ppt課件3.小展弦比機(jī)翼當(dāng)機(jī)翼展弦比λ<4時(shí)，飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)4.渦流發(fā)生器和翼刀（1）渦流發(fā)生器是一種低展弦比小翼段，垂直安裝在它們起作用的氣動(dòng)力面上，可以成對交錯(cuò)排列，也可單個(gè)地都按一個(gè)方向排列。小翼段都與來流形成一定的迎角。當(dāng)氣流以一定的迎角流過小翼段時(shí)，在小翼段兩側(cè)造成壓力差，因而在端部生成了很強(qiáng)的翼尖旋渦。這些旋渦將外部氣流中的高能量氣流帶入附面層，加快了附面層內(nèi)氣流流動(dòng)，有效地抑制附面層分離。103ppt課件4.渦流發(fā)生器和翼刀（1）渦流發(fā)生器103ppt課件作用亞音速：防止附面層分離、增升高亞音速和跨音速：防止附面層分離、減緩波阻增加104ppt課件作用104ppt課件前緣鋸齒形機(jī)翼外翼前緣相對于內(nèi)翼前緣前伸的機(jī)翼，通常前伸10％左右，多用于后掠翼和三角翼。前緣鋸齒產(chǎn)生的渦流流過翼面，能給附面層補(bǔ)充能量。105ppt課件前緣鋸齒形機(jī)翼105ppt課件（2）翼刀一種較窄的刀條，平行于飛機(jī)的對稱面，垂直地安裝在機(jī)翼的表面上在小迎角飛行時(shí)，翼刀不影響升力沿展向的分布在迎角比較大，特別是接近臨界迎角時(shí)，翼刀起到了阻止后掠翼附面層氣流沿展向流動(dòng)，防止翼梢部位附面層分離，改善后掠翼失速特性的作用。106ppt課件（2）翼刀一種較窄的刀條，平行于飛機(jī)的對稱面，垂直地安裝在2.6.8空氣動(dòng)力加熱空氣動(dòng)力加熱機(jī)理因空氣的粘性使附面層內(nèi)的空氣在流動(dòng)中受到摩擦、阻滯和壓縮，把氣流的動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮軐C(jī)體表面進(jìn)行加熱。‘熱障’現(xiàn)象只有在超音速飛行時(shí)才有顯著的表現(xiàn)。空氣動(dòng)力加熱引起的后果在結(jié)構(gòu)中形成溫度梯度—產(chǎn)生熱應(yīng)力。結(jié)構(gòu)在高溫下工作—降低受力構(gòu)件的強(qiáng)度和剛度，使非金屬材料不能正常工作或損壞。座艙溫度過高—環(huán)境惡化，影響乘員和設(shè)備的正常工作。107ppt課件2.6.8空氣動(dòng)力加熱空氣動(dòng)力加熱機(jī)理107ppt課件飛機(jī)擾流板108ppt課件飛機(jī)擾流板108ppt課件空氣動(dòng)力學(xué)與飛行原理第2章空氣動(dòng)力學(xué)109ppt課件空氣動(dòng)力學(xué)與飛行原理1ppt課件知識要求熟練掌握流體流動(dòng)的基本規(guī)律熟練掌握機(jī)體幾何外形參數(shù)的表示和概念能夠根據(jù)相關(guān)知識對飛機(jī)所受空氣動(dòng)力進(jìn)行分析掌握高速飛行理論110ppt課件知識要求2ppt課件2.1流體流動(dòng)的基本概念研究作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力氣流空氣的流動(dòng)稱為氣流。空氣相對物體的流動(dòng)，稱為相對氣流。111ppt課件2.1流體流動(dòng)的基本概念研究3ppt課件2.1.1相對運(yùn)動(dòng)原理作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力取決于飛機(jī)和空氣之間的相對運(yùn)動(dòng)情況，而與觀察、研究時(shí)所選用的參考坐標(biāo)無關(guān)。將飛機(jī)的飛行轉(zhuǎn)換為空氣的流動(dòng)，使空氣動(dòng)力問題的研究大大簡化。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)就是根據(jù)這個(gè)原理建立起來的。112ppt課件2.1.1相對運(yùn)動(dòng)原理作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力取決于飛機(jī)和空2.1.2連續(xù)性假設(shè)連續(xù)性假設(shè)在進(jìn)行空氣動(dòng)力學(xué)研究時(shí)，將大量的、單個(gè)分子組成的大氣看成是連續(xù)的介質(zhì)。連續(xù)介質(zhì)組成介質(zhì)的物質(zhì)連成一片，內(nèi)部沒有任何空隙。在其中任意取一個(gè)微團(tuán)都可以看成是由無數(shù)分子組成，微團(tuán)表現(xiàn)出來的特性體現(xiàn)了眾多分子的共同特性。微小的局部也可代表整體113ppt課件2.1.2連續(xù)性假設(shè)連續(xù)性假設(shè)5ppt課件2.1.3流場、定常流和非定常流流場流體流動(dòng)所占據(jù)的空間。非定常流在流揚(yáng)中的任何一點(diǎn)處，如果流體做困流過時(shí)的流動(dòng)多數(shù)隨時(shí)間變化，稱為非定常流；這種流場被稱為非定常流場。定常流如果流體微團(tuán)流過時(shí)的流動(dòng)參數(shù)——速度、壓力、溫度、密度等不隨時(shí)間變化，這種流動(dòng)就稱為定常流，這種流場被稱為定常流場。114ppt課件2.1.3流場、定常流和非定常流流場6ppt課件2.1.4流線、流線譜、流管和流量流線和流線譜在定常流動(dòng)中，空氣微團(tuán)流過的路線（軌跡）叫作流線。由許多流線所組成的圖形，叫做流線譜。一般情況下流線不能相交。因此，由許多流線所圍成的管子稱為流管。流線間隔縮小，表明流管收縮；反之，表明流管擴(kuò)張。115ppt課件2.1.4流線、流線譜、流管和流量流線和流線譜7ppt課件體積流量質(zhì)量流量116ppt課件體積流量8ppt課件2.2流體流動(dòng)的基本規(guī)律2.2.1連續(xù)方程連續(xù)方程是質(zhì)量守恒定律在流體定常流動(dòng)中的應(yīng)用。連續(xù)方程：對于不可壓縮流體，連續(xù)方程可以簡化為:流體的流速與流管的橫截面積成反比注意：質(zhì)量流量恒定！117ppt課件2.2流體流動(dòng)的基本規(guī)律2.2.1連續(xù)方程9ppt課件2.2.2伯努利方程伯努利方程是能量守恒定律在流體流動(dòng)中的應(yīng)用。前提：不可壓縮、無粘性、流管高度基本不變，與外界無能量交換則：流體的流體具有的能量可以在壓力能和動(dòng)能之間進(jìn)行轉(zhuǎn)換，但能量的總和保持不變——靜壓。單位體積流體具有的壓力能。——?jiǎng)訅?。單位體積流體具有的動(dòng)能。118ppt課件2.2.2伯努利方程10ppt課件伯努利定理表明理想流體沿流管流動(dòng)過程中，流速增大的地方，靜壓力必然減小，反之亦然。這個(gè)定理不能用于高速氣流中！119ppt課件伯努利定理表明11ppt課件聯(lián)系連續(xù)方程和伯努利方程，可得出以下結(jié)論：不可壓縮的、理想的流體在進(jìn)行定常流動(dòng)時(shí)：流管變細(xì)，流體的流速將增加，流體的動(dòng)壓增大，靜壓將減??；流管變粗，流體的流速將減小，流體的動(dòng)壓減小，靜壓將增加。120ppt課件聯(lián)系連續(xù)方程和伯努利方程，可得出以下結(jié)論：12ppt課件飛機(jī)機(jī)翼氣動(dòng)升力的產(chǎn)生：當(dāng)氣流流過機(jī)翼表面時(shí)，由于氣流的方向和機(jī)翼所采用的翼型，在機(jī)翼表面形成的流管就像圖2-5中所示的那樣變細(xì)或變粗，流體中的壓力能和功能之間發(fā)生轉(zhuǎn)變，在機(jī)翼表面形成不同的壓力分布，從而產(chǎn)生升力。121ppt課件飛機(jī)機(jī)翼氣動(dòng)升力的產(chǎn)生：13ppt課件2.3機(jī)體幾何外形和參數(shù)2.3.1機(jī)翼的幾何外形和參數(shù)機(jī)翼翼型機(jī)翼平面形狀機(jī)翼相對機(jī)身的安裝位置122ppt課件2.3機(jī)體幾何外形和參數(shù)2.3.1機(jī)翼的幾何外形和參數(shù)1.機(jī)翼翼型翼型用平行機(jī)身對稱面的平面切割機(jī)翼所得機(jī)翼的切面形狀123ppt課件1.機(jī)翼翼型翼型15ppt課件翼型參數(shù)弦線、弦長b厚度、相對厚度最大厚度、相對厚度、最大厚度位置中弧線、彎度、相對彎度最大彎度、相對彎度、最大彎度位置124ppt課件翼型參數(shù)16ppt課件a平板翼型b彎板翼型c超臨界翼型d哥廷根398e低亞音速翼型fg對稱翼型，常用于尾翼hi超音速菱形翼型j超音速雙弧形翼型125ppt課件a平板翼型b彎板翼型c超臨界翼型d哥廷根398e2.機(jī)翼平面形狀和參數(shù)機(jī)翼平面形狀機(jī)翼平面形狀是飛機(jī)處于水平狀態(tài)時(shí)，機(jī)翼在水平面上的投影形狀（a）矩形；（b）梯形；（c）橢圓形；（d）后掠翼；（e）（f）和（g）為三角形和雙三角形。126ppt課件2.機(jī)翼平面形狀和參數(shù)機(jī)翼平面形狀18ppt課件參數(shù)機(jī)翼面積S梢根比η翼展展長L展弦比λ后掠角χ平均空氣動(dòng)力弦長127ppt課件參數(shù)19ppt課件3.機(jī)翼相對機(jī)身的安裝位置(1)機(jī)翼相對機(jī)身中心線的高度位置上單翼、下單翼和中單翼128ppt課件3.機(jī)翼相對機(jī)身的安裝位置(1)機(jī)翼相對機(jī)身中心線的高度位置(2)機(jī)翼相對機(jī)身的角度安裝角機(jī)翼弦線與機(jī)身中心線之間的夾角叫安裝角。加大安裝角叫“內(nèi)洗”(Washin)，通過調(diào)整外撐軒的長度減小安裝角叫“

外洗”(Washout)上反角ψ、下反角-ψ機(jī)翼底面與垂直機(jī)體立軸平面之間的夾角129ppt課件(2)機(jī)翼相對機(jī)身的角度21ppt課件縱向上反角機(jī)翼安裝角與水平尾翼安裝角之差叫縱向上反角一般水平尾翼的安裝角為負(fù)，前緣下偏。130ppt課件縱向上反角22ppt課件2.3.2機(jī)身的幾何形狀和參數(shù)為了減小阻力，一般機(jī)身前部為圓頭錐體，后都為尖削的錐體，中間較長的部分為等剖面柱體。表示機(jī)身兒何形狀特征的參數(shù)機(jī)身長度Lah最大當(dāng)量直徑Dah長細(xì)比λah=Lah/Dah131ppt課件2.3.2機(jī)身的幾何形狀和參數(shù)為了減小阻力，一般機(jī)身前部為2.4作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力2.4.1空氣動(dòng)力、升力和阻力2.4.2升力的產(chǎn)生2.4.3阻力2.4.4升力和阻力2.4.5升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線和升阻比曲線、極曲線2.4.6機(jī)翼的壓力中心和焦點(diǎn)(空氣動(dòng)力中心)132ppt課件2.4作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力2.4.1空氣動(dòng)力、升力和阻2.4.1空氣動(dòng)力、升力和阻力空氣動(dòng)力空氣作用在與之有相對運(yùn)動(dòng)物體上的力稱為空氣動(dòng)力。飛機(jī)飛行時(shí)，作用在飛機(jī)各部件上的空氣動(dòng)力的合力叫做飛機(jī)的總空氣動(dòng)力，用R表示?？偪諝鈩?dòng)力R的作用點(diǎn)叫壓力中心總空氣動(dòng)力在垂直來流方向上的分量叫升力，用L表示在平行來流方向上的分量叫阻力，用D表示。133ppt課件2.4.1空氣動(dòng)力、升力和阻力空氣動(dòng)力25ppt課件2.4.2升力的產(chǎn)生飛機(jī)的升力主要由機(jī)翼來產(chǎn)生。迎角α相對氣流與機(jī)翼弦線之間的夾角迎角“正負(fù)”當(dāng)氣流以一定的正迎角流過具有一定翼型的機(jī)翼時(shí)在機(jī)翼上表面流管變細(xì)，流線分布較密；在機(jī)翼下表面流管變粗，流線分布較疏。134ppt課件2.4.2升力的產(chǎn)生飛機(jī)的升力主要由機(jī)翼來產(chǎn)生。26ppt機(jī)翼上表面的氣流速度要加大，大于前方氣流的速度，同時(shí)，靜壓要下降，低于前方氣流的大氣壓力；機(jī)翼下表面的氣流速度要減小，小于前方氣流的速度，同時(shí)，靜壓要上升，高于前方氣流的大氣壓力。在機(jī)翼的前緣有一點(diǎn)(A)，氣流速度減小到零，正壓達(dá)到最大值，此點(diǎn)你為駐點(diǎn)。機(jī)翼上表面有一點(diǎn)(B)，氣流速度最大，負(fù)壓達(dá)到最大值，稱為最低壓力點(diǎn)。135ppt課件機(jī)翼上表面的氣流速度要加大，大于前方氣流的速度，同時(shí)，靜2.4.3阻力在低速飛行中飛機(jī)的阻力摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導(dǎo)阻力廢阻力主要由空氣的粘性引起在介紹飛機(jī)的阻力之前，應(yīng)先了解與空氣粘性有關(guān)的一些空氣的流動(dòng)狀態(tài)。廢阻力136ppt課件2.4.3阻力在低速飛行中飛機(jī)的阻力廢阻力28ppt課件1.氣流在機(jī)體表面的流動(dòng)狀態(tài)（1）附面層（2）層流附面層和紊流附面層（3）附面層的分離137ppt課件1.氣流在機(jī)體表面的流動(dòng)狀態(tài)（1）附面層29ppt課件（1）附面層附面層沿機(jī)體表面法向方向，流速由零逐漸增加到外界氣流流速的薄薄的一層空氣層；機(jī)體表面到附面層邊界(流速增大到外界氣流流速99%處)的距離為附面層的厚度（δ）附面層的厚度越來越厚138ppt課件（1）附面層附面層30ppt課件（2）層流附面層和紊流附面層前段附面層內(nèi)：層流附面層。后段附面層：紊流附面層。附面層由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)叫轉(zhuǎn)捩轉(zhuǎn)捩段轉(zhuǎn)換段是很窄的區(qū)域，可近似看成一點(diǎn)，稱為“轉(zhuǎn)捩點(diǎn)”。139ppt課件（2）層流附面層和紊流附面層轉(zhuǎn)捩原因流動(dòng)距離越長，附面層內(nèi)的分層流動(dòng)越不穩(wěn)機(jī)體表面對附面層施加擾動(dòng)在紊流附面層的底層，機(jī)體表面氣流的阻滯作用要比層流附面層大得多。140ppt課件轉(zhuǎn)捩原因32ppt課件（3）附面層的分離順壓梯度逆壓梯度附面層分離分離點(diǎn)分離點(diǎn)非轉(zhuǎn)捩點(diǎn)轉(zhuǎn)捩點(diǎn)在分離點(diǎn)之前分離點(diǎn)后形成渦流區(qū)渦流區(qū)內(nèi)，氣流壓力下降141ppt課件（3）附面層的分離順壓梯度33ppt課件2.摩擦阻力（1）摩擦阻力的產(chǎn)生摩擦阻力是由于空氣有粘性而產(chǎn)生的阻力，存在于附面層內(nèi)由于空氣有粘性，當(dāng)氣流流過機(jī)體表面時(shí)，機(jī)體表面給氣流阻滯力并生成附面層。根據(jù)牛頓第三定律:作用力和反作用力總是大小相等方向相反，同時(shí)作用在兩個(gè)物體上。機(jī)體表面給氣體微團(tuán)向前的阻滯力，使其速度下降，氣體微團(tuán)必定給機(jī)體以大小相等方向相反的向后的作用力，這個(gè)力就是摩擦阻力。紊流附面層產(chǎn)生的摩擦阻力比層流附面層大得多。摩擦阻力的大小除了與附面層內(nèi)氣流的流動(dòng)狀態(tài)有關(guān)外，還與機(jī)體與氣流接觸的面積(機(jī)體的外露面積)大小以及機(jī)體表面狀態(tài)有關(guān)。142ppt課件2.摩擦阻力（1）摩擦阻力的產(chǎn)生34ppt課件(2)減小摩擦阻力的措施①機(jī)翼采用層流翼型。設(shè)法使附面層保持層流狀態(tài)143ppt課件(2)減小摩擦阻力的措施①機(jī)翼采用層流翼型。35ppt課②在機(jī)翼表面安裝一些氣功裝置，不斷向附面層輸入能量③保持機(jī)體表面的光滑清潔。④要盡量減小機(jī)體與氣流的接觸面積。144ppt課件②在機(jī)翼表面安裝一些氣功裝置，不斷向附面層輸入能量36ppt3.壓差阻力(1)壓差阻力的產(chǎn)生在機(jī)翼的后緣生成低壓的渦流區(qū)機(jī)翼前緣區(qū)域的壓力大于后緣區(qū)域的壓力，前后壓力差就形成了壓差阻力145ppt課件3.壓差阻力(1)壓差阻力的產(chǎn)生37ppt課件(2)減小壓差阻力的措施①盡量減小飛機(jī)機(jī)體的迎風(fēng)面積。②暴露在空氣中的機(jī)體各部件外形應(yīng)采用流線型。③飛行時(shí)，除了起氣動(dòng)作用的部件外，其他機(jī)體部件的鈾錢應(yīng)盡量與氣流方向平行。146ppt課件(2)減小壓差阻力的措施38ppt課件4.干擾阻力（1）干擾阻力的產(chǎn)生流過機(jī)體各部件的氣流在部件結(jié)合處互相干擾而產(chǎn)生的阻力干擾阻力與各部件組合時(shí)的相對位置有關(guān)，也和部件結(jié)合部位形成的流管形狀有關(guān)。147ppt課件4.干擾阻力（1）干擾阻力的產(chǎn)生39ppt課件（2）減小干擾阻力的措施①適當(dāng)安排各部件之間的相對位置。中單翼干擾阻力量小，下單翼最大，上單翼居中。②在部件結(jié)合部位安裝整流罩，使結(jié)合部位較為光滑，減小流管的收縮和擴(kuò)張。148ppt課件（2）減小干擾阻力的措施40ppt課件5.誘導(dǎo)阻力（1）翼梢旋渦和下洗流上、下翼面存在壓力差使機(jī)翼下表面氣流的流線由翼根向翼梢偏斜，使機(jī)翼上表面氣流的流線由翼梢向翼根偏斜，機(jī)翼的翼梢部位形成了由下向上旋轉(zhuǎn)的翼梢旋渦149ppt課件5.誘導(dǎo)阻力（1）翼梢旋渦和下洗流41ppt課件（2）誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生如果上下翼面沒有壓力差，就不會產(chǎn)生升力，也就沒有誘導(dǎo)阻力產(chǎn)生。上下翼面壓力差越大，升力越大，誘導(dǎo)阻力也就越大。150ppt課件（2）誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生42ppt課件（3）

減小誘導(dǎo)阻力的措施①采用誘導(dǎo)阻力較小的機(jī)翼平面形狀：橢圓平面形狀的機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最小，其次是梯形機(jī)翼，矩形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最大。加大機(jī)翼的展弦比也可以減小誘導(dǎo)阻力。②在機(jī)翼安裝翼梢小翼151ppt課件（3）減小誘導(dǎo)阻力的措施43ppt課件6.低速飛行時(shí)飛機(jī)的阻力低速飛行時(shí)飛機(jī)的阻力由摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導(dǎo)阻力組成誘導(dǎo)阻力是隨著飛行速度的提高而逐漸減小廢阻力隨飛行速度越提高而增大在誘導(dǎo)阻力曲線和廢阻力曲線相交點(diǎn)總阻力最小，此時(shí)的飛行速度稱為有利飛行速度。隨著迎角的變化，廢阻力中的摩擦阻力和壓差阻力所起的作用也不相同。152ppt課件6.低速飛行時(shí)飛機(jī)的阻力低速飛行時(shí)飛機(jī)的阻力由摩擦阻力、壓2.4.4升力和阻力1.升力公式、阻力公式升力公式阻力公式153ppt課件2.4.4升力和阻力1.升力公式、阻力公式45ppt課件2.影響升力和阻力的因素（1）空氣密度、飛行速度和機(jī)翼面積（2）升力系數(shù)和阻力系數(shù)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(shí)，它們只與機(jī)翼的形狀（機(jī)翼翼型、機(jī)翼平面形狀）和迎角的大小有關(guān)翼型相對厚度和相對彎度迎角154ppt課件2.影響升力和阻力的因素46ppt課件2.4.5升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線和升阻比曲線、極曲線升阻比和升力系數(shù)、阻力系數(shù)一樣都是無量綱參數(shù)，在飛行馬赫數(shù)小于一定值時(shí)，只與機(jī)翼的形狀(機(jī)翼翼型、機(jī)翼平面形狀)和迎角的大小有關(guān)。當(dāng)迎角改變時(shí)，氣流在機(jī)翼表面的流動(dòng)情況和機(jī)翼表面的壓力分布都會隨之發(fā)生變化，結(jié)果導(dǎo)致了機(jī)翼升力和阻力的變化，壓力中心位置的前后移動(dòng)。155ppt課件2.4.5升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線和升阻比曲線、極曲線升1.升力系數(shù)CL

隨迎角的變化零升力迎角a0升力系數(shù)為零時(shí)，機(jī)翼的升力為零非對稱翼型：a0<0（圖d）對稱翼型：a0=0（圖e）a<a0：CL<0，升力方向指向機(jī)翼下表面（圖b）a>a0：CL>0，升力方向指向機(jī)翼上表面（圖c）156ppt課件1.升力系數(shù)CL隨迎角的變化零升力迎角a048ppt課件最大升力系數(shù)對應(yīng)迎角amaxa<amax：CL與a近似成線性關(guān)系，隨著a的增加而增加（圖c、a）a>amax：CL隨著a的增加而下降157ppt課件最大升力系數(shù)對應(yīng)迎角amax49ppt課件2.機(jī)翼壓力中心位置隨迎角的變化機(jī)翼氣動(dòng)力合力的作用點(diǎn)叫做機(jī)翼的壓力中心。隨著迎角的改變，機(jī)翼壓心的位置會沿飛機(jī)縱向前后移動(dòng)(對稱翼型除外)。當(dāng)迎角比較小時(shí)機(jī)翼前緣上表面還沒有形成很細(xì)的流管，氣流在機(jī)翼前緣的上表面的加速比較緩慢，并沒有在機(jī)翼前緣形成吸力區(qū)，機(jī)翼上表面的最低壓力點(diǎn)靠后；這時(shí)機(jī)翼的升力系數(shù)比較小，壓力中心也比較靠后。158ppt課件2.機(jī)翼壓力中心位置隨迎角的變化機(jī)翼氣動(dòng)力合力的作用點(diǎn)叫做迎角逐漸增加機(jī)翼前緣上表面的流管逐漸變細(xì)，氣流在機(jī)翼前緣上表面加速的速度加快，機(jī)翼上表面的最低壓力點(diǎn)向前移，機(jī)翼的升力系數(shù)增大，壓力中心也向前移159ppt課件迎角逐漸增加51ppt課件迎角繼續(xù)增加機(jī)翼前緣上表面形成了很細(xì)的流管，氣流在機(jī)翼前緣的上表面很快地被加速，并在機(jī)翼前緣形成吸力峰，機(jī)翼上表面的最低壓力點(diǎn)繼續(xù)前移，機(jī)翼的升力系數(shù)繼續(xù)增大，壓力中心也繼續(xù)向前移動(dòng)160ppt課件迎角繼續(xù)增加52ppt課件迎角超過amax附面層的分離點(diǎn)很快前移，渦流區(qū)迅速擴(kuò)大到整個(gè)上翼面，機(jī)翼前緣的吸力峰陡落，機(jī)翼的升力急劇下降，壓力中心又移到靠后的位置161ppt課件迎角超過amax53ppt課件3.阻力系數(shù)CD

隨迎角的變化阻力系數(shù)曲線不與阻力系數(shù)CD等于零的橫線相交，說明在任何情況下飛機(jī)的阻力都不等于零。在迎角等于零度附近，阻力系數(shù)最小，然后隨著迎角絕對值的增加而增大，變化近似按拋物線規(guī)律。162ppt課件3.阻力系數(shù)CD隨迎角的變化阻力系數(shù)曲線不與阻力系數(shù)CDCL、CD隨迎角變化的規(guī)律隨著迎角的增加，CL和CD都增大，在一定的迎角范圍內(nèi)，CL線性增大，而CD按拋物線規(guī)律增大。CD在小迎角范圍內(nèi)增加較慢，隨后增大速度加快，比CL增大的速度更快。在CL達(dá)到最大值之后，CL開始減小，而CD不但繼續(xù)增大，增大的速度也陡然增加零升阻力系數(shù)CD0163ppt課件CL、CD隨迎角變化的規(guī)律55ppt課件4.升阻比曲線、極曲線升阻比K升阻比隨著迎角的增加而增大，由負(fù)值增大到零再增大到最大值，然后，隨著迎角的增加而逐漸減小。升阻比的最大值并不是在升力系數(shù)等于最大值時(shí)達(dá)到，而是在迎角等于4°左右達(dá)到。升阻比也叫做氣動(dòng)效率。164ppt課件4.升阻比曲線、極曲線升阻比K56ppt課件對每一個(gè)迎角都可以得到一個(gè)升力系數(shù)和一個(gè)阻力系數(shù)，以升力系數(shù)為縱坐標(biāo)，以阻力系數(shù)為橫坐標(biāo)，并將迎角值標(biāo)在曲線的各點(diǎn)上就得出極曲線圖。從原點(diǎn)作極曲線的切線與曲線的交點(diǎn)就是達(dá)到最大升阻比的迎角值，切線的斜率就是最大升阻比。曲線的最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)值就是最大升力系數(shù)。用平行縱坐標(biāo)的直線與曲線相切，可以得到最小阻力系數(shù)和迎角值。165ppt課件對每一個(gè)迎角都可以得到一個(gè)升力系數(shù)和一個(gè)阻力系數(shù)，以升力系數(shù)5.飛機(jī)大迎角失速（1）臨界迎角和飛機(jī)失速對應(yīng)最大升力系數(shù)的迎角叫做臨界迎角（16°），也叫做失速迎角。當(dāng)迎角大于臨界迎角時(shí)，升力系數(shù)急劇下降，阻力系數(shù)急劇增加，這種現(xiàn)象就叫做失速。失速原因機(jī)翼上翼面的附面層大部分分離，形成了大面積的渦流區(qū)，產(chǎn)生很大的壓差阻力失速后果飛機(jī)的速度減小，高度降低，機(jī)頭下沉機(jī)翼、尾翼振動(dòng)，飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性下降166ppt課件5.飛機(jī)大迎角失速（1）臨界迎角和飛機(jī)失速58ppt課件（2）飛機(jī)的失速速度當(dāng)飛機(jī)以臨界迎角飛行時(shí)，飛機(jī)的失速速度vs為：當(dāng)飛機(jī)平飛時(shí)，飛機(jī)的升力等于飛機(jī)的重力。在其他的飛行狀態(tài)下，飛機(jī)的升力等于飛機(jī)重力乘以載荷系數(shù)ny

。167ppt課件（2）飛機(jī)的失速速度59ppt課件從失速速度的計(jì)算公式，可以得出：①飛機(jī)重力增加，飛機(jī)的失速速度也會增加。②飛機(jī)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(jī)的失速速度，使飛機(jī)可以以更低的速度起飛和著陸。③在各種不同的飛行狀態(tài)下，飛機(jī)的失速速度等于飛機(jī)平飛失速速度乘以，載荷系數(shù)越大，對應(yīng)的失速速度也就越大。168ppt課件從失速速度的計(jì)算公式，可以得出：60ppt課件（3）失速警告在飛機(jī)接近失速時(shí)，給駕駛員一個(gè)準(zhǔn)確的失速警告。機(jī)翼上表面的氣流分離會使飛機(jī)發(fā)生抖振，會使駕駛桿和腳蹬產(chǎn)生抖動(dòng)人工失速警告設(shè)備當(dāng)迎角增大到接近臨界迎角的某個(gè)值時(shí)(飛行速度比失速速度大7%)，向駕駛員發(fā)出失速警告。169ppt課件（3）失速警告61ppt課件2.4.6機(jī)翼的壓力中心和焦點(diǎn)（空氣動(dòng)力中心）1.機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的定義及所在位置的表示方法機(jī)翼壓力中心是作用在機(jī)翼上的氣動(dòng)力合力的作用點(diǎn)焦點(diǎn)是迎角改變時(shí)，機(jī)翼氣功升力增量的作用點(diǎn)。170ppt課件2.4.6機(jī)翼的壓力中心和焦點(diǎn)（空氣動(dòng)力中心）1.機(jī)翼壓力表示方法：機(jī)翼焦點(diǎn)機(jī)翼壓力中心點(diǎn)171ppt課件表示方法：63ppt課件2.機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的區(qū)別（1）物理意義不一樣。（2）機(jī)翼壓力中心的位置隨著機(jī)翼迎角的變化而前后移動(dòng)；機(jī)翼的焦點(diǎn)位置卻不隨迎角改變。在低速飛行中，機(jī)翼焦點(diǎn)的位置保持在25%不變。（3）機(jī)翼焦點(diǎn)及焦點(diǎn)位置對研究飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性有著重要的意義。因?yàn)闄C(jī)翼焦點(diǎn)的位置不隨迎角的變化而改變，所以，在研究由于迎角改變，機(jī)翼氣動(dòng)升力變化對飛機(jī)穩(wěn)定性及操縱性影響時(shí)，就可以在原有氣動(dòng)力大小和位置不變的情況下，只將氣動(dòng)升力的增量作用到焦點(diǎn)上，也就是只研究作用在焦點(diǎn)上的氣動(dòng)升力增量對飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的影響就可以了。172ppt課件2.機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的區(qū)別（1）物理意義不一樣。64pp2.5機(jī)翼表面結(jié)冰（雪、霜）對飛機(jī)飛行性能的影響案例1、1994年10月31日，當(dāng)?shù)貢r(shí)間約下午4點(diǎn)，西蒙斯航空公司4184航班，從印地安納波里斯到芝加哥，飛機(jī)在有利于積冰的氣象條件下等待了30分鐘，突然翻滾并從大約10000英尺的高度墜下，猛沖入ROSELAWN附近的豆子地里，機(jī)上68人頃刻死去。2、1986年12月15日，西安管理局An-24-3413號機(jī)執(zhí)行蘭州—西安—成都往返航班任務(wù)。9時(shí)03分從中川機(jī)場起飛，9時(shí)05分飛機(jī)高度2700M，入云，有輕度積冰，9時(shí)11分上升到3470M，速度300KM/H，9時(shí)15分速度減到195KM/H，9時(shí)29分機(jī)組要求返航。飛機(jī)保持2600米高度飛回中川機(jī)場，當(dāng)時(shí)結(jié)冰相當(dāng)嚴(yán)重。9時(shí)53分，飛機(jī)仍在云中飛行，據(jù)氣象臺報(bào)告，云高600M，10時(shí)05分飛機(jī)降落時(shí)，由于下滑高度不正常而復(fù)飛，飛機(jī)保持約10-20米的高度在跑道上平飛。飛出跑道后，發(fā)現(xiàn)前面有一排樹，左座又拉了一桿，飛機(jī)便帶著25-30度的右坡度撞斷了15棵樹和1根電線桿之后觸地。機(jī)上旅客37人，死亡6人。173ppt課件2.5機(jī)翼表面結(jié)冰（雪、霜）對飛機(jī)飛行性能的影響案例65pp174ppt課件66ppt課件1、阻力增大：迎風(fēng)面加大—壓差阻力增大。表面粗糙—增大摩擦阻力。

2、升力系數(shù)和臨界迎角減?。阂硇透淖儭瑯佑菍?yīng)的升力系數(shù)小，使起飛和著陸速度提高。兩側(cè)機(jī)翼翼型不對稱——使飛機(jī)傾鈄，操縱困難。破壞翼型——臨界迎角減小，使飛機(jī)過早出現(xiàn)失速。175ppt課件1、阻力增大：67ppt課件機(jī)翼除冰176ppt課件機(jī)翼除冰68ppt課件2.6高速飛行的一些特點(diǎn)2.6.1空氣的可壓縮性和飛行馬赫數(shù)1.空氣的可壓縮性空氣是可壓縮的流體。所謂的可壓縮性是指一定量的空氣在壓力或溫度變化時(shí)，其體積和密度發(fā)生變化的特性。音速是表示介質(zhì)可壓縮性大小的一個(gè)指標(biāo)：音速越大，可壓縮性越小a：音速；T：絕對溫度大氣中各處的可壓縮性是不同的177ppt課件2.6高速飛行的一些特點(diǎn)2.6.1空氣的可壓縮性和飛行馬低速飛行時(shí)，由于速度變化帶來的壓力變化很小，空氣的可壓縮性表現(xiàn)得不明顯。為了簡化起見，可以認(rèn)為空氣是不可壓縮的，即ρ=常數(shù)。隨著飛行速度的不斷提高，空氣的壓縮性逐漸明顯地表現(xiàn)出來，特別是高速飛行時(shí)，空氣的可壓縮性引起了空氣流動(dòng)規(guī)律的一些本質(zhì)性的變化，必須考慮空氣的可壓縮性。由此可見，空氣的可壓縮性是造成高速飛行不同于低速飛行的主要原因。178ppt課件低速飛行時(shí)，由于速度變化帶來的壓力變化很小，空氣的可壓縮性表2.飛機(jī)飛行的馬赫數(shù)在飛機(jī)飛行中，空氣所表現(xiàn)出來的可壓縮程度：飛機(jī)的飛行速度（空速）、飛機(jī)飛行當(dāng)?shù)氐囊羲佟ｏw行速度大小表明飛機(jī)飛行時(shí)，造成空氣局部壓力變化的大小音速的大小則表示了飛行當(dāng)?shù)乜諝獗粔嚎s的難易程度。馬赫數(shù)Mav：飛機(jī)相對氣流的速度；a：當(dāng)?shù)匾羲費(fèi)a數(shù)越大說明空氣的可壓縮性表現(xiàn)得越明顯，對飛行的影響就越大。179ppt課件2.飛機(jī)飛行的馬赫數(shù)71ppt課件2.6.2氣流流動(dòng)的加速、減速特性低速下，近似地ρ=常數(shù)；高速下，ρ變化較大。隨著Ma數(shù)的增大，空氣密度減小的百分?jǐn)?shù)越來越大。為了保持質(zhì)量流量不變，流管的截面面積、必須加大，也就是超音速氣流是通過流管擴(kuò)張來加速的。180ppt課件2.6.2氣流流動(dòng)的加速、減速特性72ppt課件拉瓦爾噴管管道先收縮使亞音速氣流加速，當(dāng)達(dá)到音速（M=l）時(shí)管道再擴(kuò)張，使氣流膨脹速度增加，壓強(qiáng)下降，得到超音速氣流。181ppt課件拉瓦爾噴管73ppt課件2.6.3激波、波阻和膨脹波1.激波和波阻a、b：只要時(shí)間足夠長，周圍的空氣都會受到擾動(dòng)。通過一個(gè)個(gè)波面，空氣的參數(shù)會連續(xù)不斷地發(fā)生微小的變化。這就使飛機(jī)前方的空氣對飛機(jī)的到來有"預(yù)知"，并對自己的狀態(tài)進(jìn)行了調(diào)整。馬赫錐182ppt課件2.6.3激波、波阻和膨脹波1.激波和波阻74ppt課件c、d：當(dāng)飛機(jī)以很大的速度撞擊到前面完全平靜的、對飛機(jī)的到來毫無“預(yù)知”的空氣上時(shí)，對空氣產(chǎn)生了強(qiáng)烈的壓縮，就會在機(jī)頭前面形成一層薄薄的、稠密的空氣窟，這就是在機(jī)頭形成的激波。183ppt課件c、d：當(dāng)飛機(jī)以很大的速度撞擊到前面完全平靜的、對飛機(jī)的到來184ppt課件76ppt課件氣流通過激波后的變化：速度下降，溫度、壓力、密度上升。通過激波后，空氣的溫度上升，說明空氣的部分能量不可逆轉(zhuǎn)地變?yōu)闊崮?，能量的損失說明氣流通過激波時(shí)受到了阻力，這個(gè)阻力就叫做被阻。185ppt課件氣流通過激波后的變化：77ppt課件激波角正激波波阻最大超音速氣流轉(zhuǎn)變?yōu)閬喴羲贇饬餍奔げúㄗ杪孕〕羲贇饬骺赡軠p速為亞音速氣流，也可能仍為超音速氣流。激波形狀186ppt課件激波角78ppt課件2.膨脹波流管變粗，氣流的速度要加快，壓力下降。弱擾動(dòng)波超音速氣流是通過激波壓縮減速，通過膨脹波膨脹加速的。187ppt課件2.膨脹波79ppt課件2.6.4臨界馬赫數(shù)和臨界速度局部馬赫數(shù)當(dāng)飛機(jī)飛行速度還沒有達(dá)到飛行