第一章-1 飛行動(dòng)力學(xué)-空氣動(dòng)力學(xué)

2011，9第一章飛行力學(xué)基礎(chǔ)

空氣動(dòng)力學(xué)

與

飛行力學(xué)南航金城學(xué)院趙賓飛行控制系統(tǒng)

飛行器+控制系統(tǒng)閉合回路飛行器

空氣中的運(yùn)動(dòng)體，一個(gè)復(fù)雜的被控對(duì)象，要想控制它，需要了解氣流特性與飛行器在氣流中飛行時(shí)的特性空氣動(dòng)力學(xué)

研究空氣的流體特性飛行力學(xué)：

研究飛行器在大氣中飛行時(shí)的受力與運(yùn)動(dòng)規(guī)律，建立飛行器動(dòng)力學(xué)方程引言第一節(jié)空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí)第二節(jié)飛行器運(yùn)動(dòng)參數(shù)與操縱機(jī)構(gòu)本節(jié)課內(nèi)容第一節(jié)空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí)一、流場(chǎng)定義

可流動(dòng)的介質(zhì)（水，油，氣等）稱為流體，流體所占據(jù)的

空間稱為流場(chǎng)。流場(chǎng)的描述

流體流動(dòng)的速度、加速度以及密度、壓強(qiáng)P、溫度T（流體的狀態(tài)參數(shù)）等—

幾何位置與時(shí)間的函數(shù)（1）流體微團(tuán)：

空氣的小分子群，空氣分子間的自由行程與飛行器相比較

太小，可忽略分子的運(yùn)動(dòng)（2）流線：

流體微團(tuán)流動(dòng)形成的軌線，

流線不相交、流體微團(tuán)不穿越流線（分子的排斥性）一、流場(chǎng)（續(xù)）（3）流管：

多個(gè)流線形成流管

管內(nèi)氣體不會(huì)流出

管外氣體也不會(huì)流入，不同的截面上，流量相同（4）定常流：

流場(chǎng)中各點(diǎn)的速度、加速度以及狀態(tài)參數(shù)等只是幾何位置的函數(shù)，與時(shí)間無關(guān)

（5）流動(dòng)的相對(duì)性

物體靜止，空氣流動(dòng)物體運(yùn)動(dòng)，空氣靜止相對(duì)速度相同時(shí)，流場(chǎng)中空氣動(dòng)力相同二、連續(xù)方程在流管上取垂直于流管中心線上流速方向的兩個(gè)截面，截面I：截面Ⅱ：空氣流動(dòng)是連續(xù)的，處處沒有空隙，定常流—流場(chǎng)中各點(diǎn)均無隨時(shí)間的分子堆積，因而單位時(shí)間內(nèi)，流入截面Ⅰ的空氣質(zhì)量必等于流出截面Ⅱ的空氣質(zhì)量

質(zhì)量守恒原理在流體力學(xué)中的應(yīng)用或?qū)懗桑?/p>

在V小、小范圍內(nèi)連續(xù)方程：A大，V小A小，V大三、伯努利方程（能量守恒定律）在低速不可壓縮的假設(shè)下，密度為常數(shù)伯努利方程：其中：p-靜壓，

1/2V2—

動(dòng)壓，單位體積空氣流動(dòng)的動(dòng)能，與高度、速度有關(guān)表明靜壓與動(dòng)壓之和沿流管不變當(dāng)V=0，p=p0，—最大靜壓

V大，p??；V小，p大四、馬赫數(shù)M馬赫數(shù)定義為氣流速度(v)和當(dāng)?shù)匾羲?a)之比:

音速：T:空氣的絕對(duì)溫度音速a與溫度有關(guān)，表示空氣受壓縮的程度,是高度的函數(shù)臨界馬赫數(shù)Mcr

遠(yuǎn)前方的迎面氣流速度V與遠(yuǎn)前方空氣的音速a之比迎面氣流的M數(shù)超過Mcr時(shí)，翼面上出現(xiàn)局部的超音速區(qū)，將產(chǎn)生局部激波

Mcr-每種機(jī)翼的特征參數(shù)飛行速度定義

M<0.5時(shí)為低速飛行；0.5<M<Mcr為亞音速飛行;Mcr<M<1.5為跨音速飛行;1.5<M<5為超音速飛行，

M>5為高超音速飛行五、弱擾動(dòng)的傳播飛機(jī)在大氣中飛行—

擾動(dòng)源1）擾動(dòng)源v=0，以音速傳播（a）擾動(dòng)源以速度V在靜止空氣中運(yùn)動(dòng)，相當(dāng)于擾動(dòng)源靜止而空氣以速度v流動(dòng)2）V<a,M<1,前方空氣受擾，變化不大（b）3）V=a，M=1,擾動(dòng)源與擾動(dòng)波同時(shí)到達(dá)，前方空氣（c）擾動(dòng)只影響下游4）V>a,M>1,（d）

前方空氣未受擾飛機(jī)前臨近空氣突然，形成激波受擾區(qū)限于擾源下游的馬赫錐內(nèi)

六、激波氣流以超音速流經(jīng)物體時(shí)，流場(chǎng)中的受擾區(qū)情況與物體的形狀有關(guān)，超音速—強(qiáng)擾動(dòng)，產(chǎn)生激波激波實(shí)際上就是氣流各參數(shù)的不連續(xù)分界面在激波之前，氣流不受擾動(dòng)，氣流速度的大小和方向不變，各狀態(tài)參數(shù)也是常數(shù)；氣流通過激波，其流速突然變小，溫度、壓強(qiáng)、密度等也突然升高鈍頭物體的激波是脫體波（正激波），產(chǎn)生大波阻楔形物體的激波是傾斜的（附體波），波阻較小，用于超音速飛機(jī)的機(jī)頭

七膨脹波伯努利靜態(tài)公式不適用于高速流動(dòng)情況，由于空氣高速流動(dòng)時(shí)密度不是常數(shù)由推導(dǎo)伯努利方程動(dòng)態(tài)過程，得出考慮到空氣的可壓縮性的能量守恒方程：

流管截面積增大(dA為正)的情況下，流速變小或增大,與M數(shù)有關(guān)

亞音速時(shí)M<1，

(M2-1)為負(fù)值，截面積增大則流速變小。超音速時(shí)M〉1,(M2-1)為正值，截面積增大流速也增大

超音速氣流的變化過渡區(qū)內(nèi)氣體是連續(xù)膨脹的，叫膨脹波

常用的空氣動(dòng)力學(xué)的基本概念飛機(jī)與氣流的相對(duì)作用：風(fēng)馬赫數(shù)M與空速V，亞音速與超音速動(dòng)壓：評(píng)價(jià)飛行速度與高度的指標(biāo)超音速下的激波、膨脹波伯努里方程:氣流的靜態(tài)方程(亞音速飛行)

第二節(jié)飛行器的運(yùn)動(dòng)參數(shù)與操縱機(jī)構(gòu)一、坐標(biāo)系：

描述飛機(jī)的姿態(tài)、位置；飛機(jī)在大氣中飛行，運(yùn)動(dòng)復(fù)雜，有多個(gè)坐標(biāo)系描述；美制與蘇制，國(guó)標(biāo)——美制1.地面坐標(biāo)系（地軸系）

原點(diǎn)og

—地面某一點(diǎn)（起飛點(diǎn)）

ogxg—地平面內(nèi)，指向某方向（飛行航線）

ogyg

—地平面內(nèi)，垂直于ogxg，指向右方

ogzg

—垂直地面，指向地心，

右手定則描述飛機(jī)相對(duì)于地面的位置

“不動(dòng)”的坐標(biāo)系，

慣性坐標(biāo)系2.機(jī)體坐標(biāo)系（體軸系）S-oxyz原點(diǎn)o—飛機(jī)質(zhì)心ox—飛機(jī)機(jī)身縱向軸線，處于飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)oy—垂直于飛機(jī)對(duì)稱平面，指向右方oz—在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)，垂直于ox向下，描述飛機(jī)的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)3.速度坐標(biāo)系（氣流軸系）S-oxayaza原點(diǎn)o—飛機(jī)質(zhì)心oxa

—

飛機(jī)速度V的方向oza

—飛機(jī)對(duì)稱平面，垂直于oxa，指向機(jī)腹oya

—垂直于oxaza平面，向右描述飛機(jī)的速度（軌跡）運(yùn)動(dòng)，氣流方向—力的方向（如吹風(fēng)數(shù)據(jù)）坐標(biāo)系間可以相互轉(zhuǎn)換，轉(zhuǎn)換矩陣兩個(gè)主要的坐標(biāo)系：慣性；機(jī)體二、飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)姿態(tài)角：機(jī)體軸系與地軸系的關(guān)系1.俯仰角

機(jī)體軸ox與地平面間的夾角

抬頭為正

2.偏航角機(jī)體軸ox在地面上的投影與地軸ogxg間的夾角

機(jī)頭右偏航為正

3.滾轉(zhuǎn)角（傾斜角）機(jī)體軸oz與包含機(jī)體軸ox的鉛垂面間的夾角，

飛機(jī)向右傾斜時(shí)為正

統(tǒng)稱歐拉角二、飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)（續(xù)）速度軸系與地面軸系的關(guān)系

1.航跡傾斜角飛行速度V與地平面間的夾角以飛機(jī)向上飛時(shí)為正2.航跡方位角φ飛行速度V在地平面上的投影與ogxg間的夾角速度在地面的投影在ogxg之右時(shí)為正3.航跡滾轉(zhuǎn)角

速度軸oza與包含速度軸oxa的鉛垂面間的夾角，以飛機(jī)右傾斜為正

制導(dǎo)、導(dǎo)航中常用，飛機(jī)作為點(diǎn)運(yùn)動(dòng)，運(yùn)動(dòng)學(xué)方程二、飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)（續(xù)）速度向量與機(jī)體軸系的關(guān)系1、迎角

速度向量V在飛機(jī)對(duì)稱面上的投影與機(jī)體軸ox的夾角，以V的投影在ox軸之下為正

2、側(cè)滑角

速度向量V與飛機(jī)對(duì)稱面的夾角。

V處于對(duì)稱面之右時(shí)為正

產(chǎn)生空氣動(dòng)力的主要因素對(duì)于飛控是重要的變量三、飛行器運(yùn)動(dòng)的自由度剛體飛機(jī)，空間運(yùn)動(dòng)，有6個(gè)自由度：質(zhì)心x、y、z線運(yùn)動(dòng)（速度增減，升降，左右移動(dòng)）繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)角運(yùn)動(dòng)飛機(jī)有一個(gè)對(duì)稱面：縱向剖面，幾何對(duì)稱、質(zhì)量對(duì)稱1.縱向運(yùn)動(dòng)速度V，高度H，俯仰角2.橫航向運(yùn)動(dòng)質(zhì)心的側(cè)向移動(dòng)，偏航角，滾轉(zhuǎn)角

縱向、橫航向內(nèi)部各變量之間的氣動(dòng)交聯(lián)較強(qiáng)縱向與橫航向之間的氣動(dòng)交聯(lián)較弱，可以簡(jiǎn)化分析四、飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)飛機(jī)：升降舵、方向舵、副翼及油門桿1.升降舵偏轉(zhuǎn)角e

后緣下偏為正，產(chǎn)生正升力，正e產(chǎn)生負(fù)俯仰力矩M

2.方向舵偏轉(zhuǎn)角r

方向舵后緣左偏為正，

正r產(chǎn)生負(fù)偏航力矩N

3.副翼偏轉(zhuǎn)角a

右副翼后緣下偏(左副翼隨同上偏)為正正a產(chǎn)生負(fù)滾轉(zhuǎn)力矩L四、飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)（續(xù)）駕駛桿

前推位移We為正(此時(shí)e亦為正，產(chǎn)生負(fù)的俯仰力矩，低頭)左傾位移Wa為正(此時(shí)a亦為正，產(chǎn)生負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩，左滾)腳蹬左腳蹬向前位移Wr為正（此時(shí)r亦為正，產(chǎn)生負(fù)的偏航力矩，左轉(zhuǎn))

油門桿前推為正，加大油門，從而加大推力

反之為負(fù)，即收油門，減小推力

第三節(jié)、空氣動(dòng)力與空氣動(dòng)力系數(shù)

飛行中飛機(jī)表面承受著氣動(dòng)壓力—空氣動(dòng)力，分布的壓力可以看作一個(gè)合力、合力矩：力：升力Lift，L：飛機(jī)的垂直剖面內(nèi)，垂直于速度V，向上為正升力作用點(diǎn)——焦點(diǎn)阻力D：在速度的反方向上，平行于氣流，向后為正側(cè)力Y：垂直于飛機(jī)的垂直剖面，向右為正力矩：機(jī)體軸系上定義由力產(chǎn)生，有力臂形成力矩俯仰力矩M：繞飛機(jī)oy軸的力矩偏航力矩N：繞飛機(jī)oz軸的力矩滾轉(zhuǎn)力矩L：繞飛機(jī)ox軸的力矩z空氣動(dòng)力系數(shù)用無因次形式表示，有利于分析比較

升力系數(shù)：CL=L/QSw

，縱向系數(shù)

阻力系數(shù)：

CD=D/QSw

側(cè)力系數(shù)：

CY=Y/QSw

橫側(cè)向系數(shù)

滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)：

CL=LA/QSwb

俯仰力矩系數(shù)：

Cm=MA/QSwCA

偏航力矩系數(shù)：

Cn=NA/QSwb式中：

Q=1/2V2—?jiǎng)訅?，Qs=牛頓（力），Sw—機(jī)翼參考面積，

b—

機(jī)翼展長(zhǎng)，CA

—

機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)