空氣動力學基礎(chǔ)

第二章低速空氣動力學根底

本章主要內(nèi)容2.1低速空氣動力學2.2升力2.3阻力2.4增升裝置的增升原理22.1空氣流動的描述空氣動力是空氣相對于飛機運動時產(chǎn)生的，要學習和研究飛機的升力和阻力，首先要研究空氣流動的根本規(guī)律。42.1.1

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，Ma<0.4。絕熱流體，不考慮流體溫度的變化，Ma<0.4。52.1.2

相對氣流運動方向相對氣流方向自然風方向6飛機的相對氣流方向與飛行速度方向相反只要相對氣流速度相同，飛機產(chǎn)生的空氣動力就相同。7對相對氣流的現(xiàn)實應(yīng)用直流式風洞回流式風洞8風洞實驗段及實驗?zāi)Ｐ?風洞的其它功用102.1.3

迎角迎角就是相對氣流方向與翼弦之間的夾角。11相對氣流方向就是飛機速度的反方向12相對氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù)平飛中，可以通過機頭上下判斷迎角大小。而其他飛行狀態(tài)中，那么不可以采用這種判斷方式。13水平飛行、上升、下降時的迎角上升平飛下降14迎角探測裝置152.1.4流線和流線譜空氣流動的情形一般用流線、流管和流線譜來描述。流線：流場中一條空間曲線，在該曲線上流體微團的速度與曲線在該點的切線重合。對于定常流，流線是流體微團流動的路線。16流管：由許多流線所圍成的管狀曲面。17流線和流線譜流線譜是所有流線的集合。18流線和流線譜的實例19流線的特點該曲線上每一點的流體微團速度與曲線在該點的切線重合。流線每點上的流體微團只有一個運動方向。流線不可能相交，不可能分叉。20流線譜的特點流線譜的形狀與流動速度無關(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，流管擴張變粗，氣流流過物體外凸處或受擠壓，流管收縮變細。氣流流過物體時，在物體的后部都要形成渦流區(qū)。212.1.5

連續(xù)性定理

流體流過流管時，在同一時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)性定理的根底。22連續(xù)性定理12A1,v1A2,v2單位時間內(nèi)流過截面1的流體體積為單位時間內(nèi)流過截面1的流體質(zhì)量為同理，單位時間內(nèi)流過截面2的流體質(zhì)量為那么根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得：即結(jié)論：空氣流過一流管時，流速大小與截面積成反比。23山谷里的風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日常的生活中的連續(xù)性定理高樓大廈之間的對流通常比空曠地帶大242.1.6伯努利定理

同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動壓之和保持不變。能量守恒定律是伯努力定理的根底。25伯努利定理

空氣能量主要有四種：動能、壓力能、熱能、重力勢能。低速流動，熱能可忽略不計；空氣密度小，重力勢能可忽略不計。

因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動能+壓力能=常值。公式表述為：

上式中第一項稱為動壓，第二項稱為靜壓，第三項稱為總壓。26伯努利定理—動壓，單位體積空氣所具有的動能。這是一種附加的壓力，是空氣在流動中受阻，流速降低時產(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，靜壓等于當時當?shù)氐拇髿鈮??！倝海ㄈ珘海莿訅汉挽o壓之和?？倝嚎梢岳斫鉃椋瑲饬魉俣葴p小到零之點的靜壓。27深入理解動壓、靜壓和總壓同一流線：總壓保持不變。動壓越大，靜壓越小。流速為零的靜壓即為總壓。28同一流管：截面積大，流速小，壓力大。截面積小，流速大，壓力小。深入理解動壓、靜壓和總壓29伯努利定理適用條件氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動是定常的。流動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?？諝饷芏仁遣蛔儯纯諝鉃椴豢蓧毫?。在同一條流線或同一條流管上。302.1.7連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用用文邱利管測流量2A1,v1,P1A2,v2,P21文邱利管測流量31空速管測飛行速度的原理32與動壓、靜壓相關(guān)的儀表空速表高度表升降速度表33空速表34升降速度表35高度表36本章主要內(nèi)容2.1空氣流動的描述2.2升力2.3阻力2.4飛機的低速空氣動力特性2.5增升裝置的增升原理372.2升力升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag

升力垂直于飛行速度方向，它將飛機支托在空中，克服飛機受到的重力影響，使其自由翱翔。392.2.1升力的產(chǎn)生原理起點終點

相同的時間，相同的起點和終點，小狗的速度和人的速度哪一個更快？40升力的產(chǎn)生原理前方來流被機翼分為了兩局部，一局部從上外表流過，一局部從下外表流過。由連續(xù)性定理或小狗與人速度比照分析可知，流過機翼上外表的氣流，比流過下外表的氣流的速度更快。41P1v1P2v2升力的產(chǎn)生原理42上下外表出現(xiàn)的壓力差，在垂直于〔遠前方〕相對氣流方向的分量，就是升力。機翼升力的著力點，稱為壓力中心(CenterofPressure)升力的產(chǎn)生原理432.2.2翼型的壓力分布當機翼外表壓強低于大氣壓，稱為吸力。當機翼外表壓強高于大氣壓，稱為壓力。

用矢量來表示壓力或吸力，矢量線段長度為力的大小，方向為力的方向。矢量表示法44駐點和最低壓力點B點，稱為最低壓力點，是機翼上外表負壓最大的點。

A點，稱為駐點，是正壓最大的點，位于機翼前緣附近，該處氣流流速為零。45坐標表示法從右圖可以看出，機翼升力的產(chǎn)生主要是靠機翼上外表吸力的作用，尤其是上外表的前段，而不是主要靠下外表正壓的作用。462.2.3升力公式—飛機的升力系數(shù)—飛機的飛行動壓—機翼的面積。47升力公式的物理意義飛機的升力與升力系數(shù)、來流動壓和機翼面積成正比。

升力系數(shù)綜合的表達了機翼形狀、迎角等對飛機升力的影響。

48本章主要內(nèi)容2.1空氣流動的描述2.2升力2.3阻力2.4增升裝置的增升原理492.3阻力

阻力是與飛機運動軌跡平行，與飛行速度方向相反的力。阻力阻礙飛機的飛行，但沒有阻力飛機又無法穩(wěn)定飛行。升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag51阻力的分類

對于低速飛機，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性522.3.1低速附面層

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53附面層厚度較薄54無粘流動沿物面法線方向速度一致粘性流動沿物面法線方向速度不一致“附面層”無粘流動和粘性流動附面層的形成是受到粘性的影響。55附面層的特點附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強不變且等于法線主流壓強。P1P2

只要測出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點的靜壓，它使理想流體的結(jié)論有了現(xiàn)實意義。56附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。l57附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。l58附面層的特點三

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)捩點。轉(zhuǎn)捩點層流附面層紊流附面層59層流的不穩(wěn)定性123abc60層流附面層和紊流附面層的速度型612.3.2阻力的產(chǎn)生摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性62摩擦阻力由于緊貼飛機外表的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)作用力與反作用力定律，飛機必然受到空氣的反作用。這個反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。63影響摩擦阻力的因素紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。飛機的外表積越大，摩擦阻力越大。飛機外表越粗糙，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的接觸面積和飛機的外表狀況。64摩擦阻力在飛機總阻力構(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25-30%大型運輸機40%小型公務(wù)機50%水下物體70%船舶90%65壓差阻力壓差阻力是由處于流動空氣中的物體的前后的壓力差，導(dǎo)致氣流附面層別離，從而產(chǎn)生的阻力。66順壓梯度與逆壓梯度順壓：A到B，沿流向壓力逐漸減小，如機翼上外表前段。逆壓：B到C，沿流向壓力逐漸增加，如機翼上外表后段。ABC67附面層別離在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流相互作用，形成漩渦脫離物體外表的現(xiàn)象。別離點68別離區(qū)的特點一別離區(qū)內(nèi)漩渦是一個個單獨產(chǎn)生的，它導(dǎo)致機翼的振動。69別離區(qū)的特點二別離區(qū)內(nèi)壓強幾乎相等，并且等于別離點處的壓強。P別離點P1P2P3P4P別離點=P1=P2=P3=P470別離區(qū)的特點三附面層別離的內(nèi)因是空氣的粘性，外因是因物體外表彎曲而出現(xiàn)的逆壓梯度。ABC71別離點與最小壓力點的位置ABC最小壓力點別離點72別離點與轉(zhuǎn)捩點的區(qū)別層流變?yōu)槲闪鳌厕D(zhuǎn)捩〕，順流變?yōu)榈沽鳌矂e離〕。別離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可發(fā)生在紊流區(qū)。轉(zhuǎn)捩和別離的物理含義完全不同。73壓差阻力的產(chǎn)生氣流流過機翼后，在機翼的后緣局部產(chǎn)生附面層別離形成渦流區(qū)，壓強降低；而在機翼前緣局部，氣流受阻壓強增大，這樣機翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而使機翼產(chǎn)生壓差阻力。74別離點位置與壓差阻力大小的關(guān)系別離點靠前，壓差阻力大。別離點靠后，壓差阻力小。ABCC’75影響壓差阻力的因素

總的來說，飛機壓差阻力與迎風面積、形狀和迎角有關(guān)。迎風面積大，壓差阻力大。迎角越大，壓差阻力也越大。壓差阻力在飛機總阻力構(gòu)成中所占比例較小。76干擾阻力

飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼的單獨阻力之和小于把它們組合成一個整體所產(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。77干擾阻力的消除干擾阻力在飛機總阻力中所占比例較小。

飛機各部件之間的平滑過渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。78誘導(dǎo)阻力

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)阻礙飛機前進的力，這就是誘導(dǎo)阻力。79翼尖渦的形成

正常飛行時，下翼面的壓強比上翼面高，在上下翼面壓強差的作用下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面。這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。〔注意旋轉(zhuǎn)方向〕80

正常飛行時，下翼面的壓強比上翼面高，在上下翼面壓強差的作用下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。翼尖渦的形成81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。82翼尖渦形成的進一步分析注意旋轉(zhuǎn)方向83翼尖渦的立體形態(tài)84翼尖渦的形態(tài)85下洗流〔DownWash〕和下洗角

由于兩個翼尖渦的存在，會導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個向下的誘導(dǎo)速度場，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場會覆蓋整個飛機所處空間范圍。86下洗角

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，這個向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對氣流之間的夾角稱為下洗角ε。87下洗速度沿翼展分布

不同平面形狀的機翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。88誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生有限展長機翼與無限展長機翼相比，由于前者存在翼尖渦和下洗速度場，導(dǎo)致前者的總空氣動力較后者更加后斜，即前者總空氣動力沿飛行速度方向〔即遠前方相對氣流方向〕的分量較后者更大。這一增加的阻力即為誘導(dǎo)阻力。LL’D89影響誘導(dǎo)阻力的因素機翼平面形狀：橢圓形機翼的誘導(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90低展弦比使翼尖渦變強，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91展弦比對誘導(dǎo)阻力的影響機翼展弦比倒數(shù)誘導(dǎo)阻力系數(shù)減少的百分比升力系數(shù)不變92高展弦比飛機93空速大小對誘導(dǎo)阻力大小的影響阻力誘導(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94翼梢小翼95翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力96翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力

翼梢小翼改變了機翼沿展向分布的翼載荷。97翼梢小翼可以減小總阻力98阻力公式—飛機的阻力系數(shù)—飛機的飛行動壓—機翼的面積。99回憶阻力組成摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)100阻力相關(guān)資料典型飛機阻力構(gòu)成阻力名稱亞音速運輸機超音速戰(zhàn)斗機單旋翼直升機摩擦阻力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%101總空氣動力

升力和阻力之和稱為總空氣動力。102本章主要內(nèi)容2.1

空氣流動的描述2.2

升力2.3

阻力2.4增升裝置的增升原理1032.5增升裝置的增升原理迎角與速度的關(guān)系速度迎角飛機的升力主要隨飛行速度和迎角變化。在大速度飛行時，只要求較小迎角，機翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維持飛行。在小速度飛行時，那么要求較大的迎角，機翼才能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行。105為什么要使用增升裝置

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，飛機的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機在起飛和著陸時，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置。

增升裝置用于增大飛機的最大升力系數(shù)，從而縮短飛機在起飛著陸階段的地面滑跑距離。106主要增升裝置包括：前緣縫翼后緣襟翼前緣襟翼1072.5.1

前緣縫翼前緣縫翼位于機翼前緣，在大迎角下翻開前緣縫翼，可以延緩上外表的氣流別離，從而使最大升力系數(shù)和臨界迎角增大。在中小迎角下翻開前緣縫翼，會導(dǎo)致機翼升力性能變差。108前緣縫翼下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動。一方面降低逆壓梯度，延緩氣流別離，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差，減小升力系數(shù)。109前緣縫翼對壓強分布的影響

較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。1102.5.2

后緣襟翼分裂襟翼〔TheSplitFlap〕簡單襟翼〔ThePlainFlap〕開縫襟翼〔TheSlottedFlap〕后退襟翼〔TheFowlerFlap〕后退開縫襟翼〔TheSlottedFowlerFlap〕

放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時增大。因此，在起飛時放小角度襟翼，著陸時，放大角度襟翼。111分裂襟翼〔TheSplitFlap〕分裂襟翼是一塊從機翼后段下外表向下偏轉(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。112放下分裂襟翼后，在機翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，壓強降低，吸引上外表氣流流速增加，上下翼面壓差增加，從而增大了升力系數(shù)，延緩了氣流別離。

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)。分裂襟翼〔TheSplitFlap〕113簡單襟翼〔ThePlainFlap〕

簡單襟翼與副翼形狀相似。放下簡單襟翼，增加機翼彎度，進而增大上下翼面壓強差，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。114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〔即空氣動力