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1、飛機原理與構(gòu)造,第二章 空氣動力學基礎(chǔ) 航空機電教研室 陳金瓶,大氣的重要物理參數(shù) 大氣層的構(gòu)造 國際標準大氣 流體流動的基本概念 流體流動的基本規(guī)律 機翼幾何外形和參數(shù) 作用在飛機上的空氣動力,內(nèi)容簡介,大氣的重要物理參數(shù),1.大氣密度 2.大氣溫度 3.大氣壓力 4.粘性 5.可壓縮性 6.雷諾數(shù)和馬赫數(shù),1.大氣密度 是指單位體積內(nèi)的空氣質(zhì)量，用表示 ，單位：kg/m3，則有： 空氣的密度大，單位體積內(nèi)的空氣分子多，比較稠密；反之，比較稀薄。 由于地心引力的作用， 隨高度H的增加而減小，近似按指數(shù)曲線變化。,2.大氣溫度T 是指大氣層內(nèi)空氣的冷熱程度。微觀上來講，溫度體現(xiàn)了空氣分子運動劇

2、烈程度。所以說溫度是大量分子熱運動的集體表現(xiàn)，含有統(tǒng)計意義。對于個別分子來說，溫度是沒有意義的。 攝氏溫標（） 絕對溫標（ K） 華氏溫標（）,這三種溫度單位的換算關(guān)系可表示為：,3.大氣壓力p 是指作用在單位面積且方向垂直于此面積（沿內(nèi)法線方向）的力。就空氣來講，空氣的壓力是眾多空氣分子在物體表面不斷撞擊產(chǎn)生的結(jié)果。在飛機上產(chǎn)生的空氣動力中，特別是升力，大都來自于飛機外表面上的空氣壓力。 單位：毫米汞柱（mmHg）、帕（Pa（N/m2）、每平方英寸磅（Psi）等，其中，帕（Pa（N/m2）為國際計量單位。 規(guī)定在海平面溫度為15時的大氣壓力即為一個標準大氣壓，表示為760mmHg或1.013

3、 105Pa。大氣壓力隨高度的變化如圖,完全氣體 是氣體分子運動論中采用的一種模型氣體。它的分子體積和氣體所占空間相比較可以忽略不計、分子間的相互作用力也忽略不計。 在室溫和通常壓力范圍內(nèi)的氣體基本符合這些假設(shè)，所以空氣可以看作為一種完全氣體。 對于完全氣體，有,4.粘性 當流體內(nèi)兩相鄰流層的流速不同時，兩個流層接觸面上便產(chǎn)生相互粘滯和相互牽扯的力，這種特性就叫粘性。,實驗表明：流體的粘性力F與相鄰流層的速度差v=v1-v2 、接觸面的面積 S 成正比，和相鄰流層的距離y成反比。,F 流體的粘性力 流體的動力粘性系數(shù) v/ y 橫向速度梯度。 S 接觸面的面積 單位接觸面積上的粘性力,流體動力

4、粘性系數(shù) 在數(shù)值上等于橫向速度梯度為1時，作用在單位面積上的粘性力。所以 可以作為量度流體粘性大小的尺度，單位是Pa S。,常溫下 空氣 =1.8110-5 Pa S 水=1.002 10-3 Pa S 甘油 =1.4939 Pa S 粘性系數(shù)：液體氣體,隨著溫度的升高 氣體 流層間內(nèi)摩擦力增大 液體 分子間內(nèi)聚力減小,用管道來運輸液體（如石油）時，對液體加溫（特別是寒冷地區(qū)的冬季），有減小流動損失、節(jié)能省耗的效果,5.可壓縮性E 是指一定量的空氣在壓力變化時，其體積發(fā)生變化的特性?？蓧嚎s性用體積彈性模量 E 來衡量 ，其定義為產(chǎn)生單位相對體積變化所需的壓力增量。E 值越大，流體越難被壓縮。

5、在通常壓力下，空氣的E值相當小，約為水的1/20000。因此，空氣具有壓縮性，而水則視為不可壓縮流體。 一般情況下飛機低速飛行（Ma0.3）時，視為不可壓縮流體；高速飛行（Ma0.3）時，則必須考慮空氣的可壓縮性。,6.音速c 是指聲波在介質(zhì)中傳播的速度，單位為m/S。 實驗表明，在水中聲速約為1440m/S，而在海平面標準狀態(tài)下，在空氣中的聲速只有341m/S。而我們又知道水難被壓縮，空氣易被壓縮，由此可以推論： 流體的可壓縮性 小，聲速大。 顯然，在不可壓縮流體、固體中，聲速。 大氣中，聲速的計算公式為 式中，T是空氣的熱力學溫度，單位為K!。,7.馬赫數(shù)和雷諾數(shù) 馬赫數(shù)的定義是 式中，v

6、是飛行速度，c是當?shù)芈曀伲达w行高度上大氣中的聲速）。Ma是個無量綱量，它的大小可以作為空氣受到壓縮程度的指標。 Ma0.8亞音速； 0.8 Ma 1.3跨音速 1.3 Ma 5.0超音速 Ma5.0高超音速,雷諾數(shù)的定義是 、飛行高度上大氣的密度和動力粘性系數(shù) l是飛機的特征尺寸 v是飛行速度 Re表征了流體運動中慣性力與粘性作用的關(guān)系?？梢园l(fā)現(xiàn)，Re越小，說明空氣粘性的作用越大，對流場的影響是主要的；反之Re越大，慣性力的作用越大。,大氣的重要物理參數(shù) 大氣層的構(gòu)造 國際標準大氣 流體流動的基本概念 流體流動的基本規(guī)律 機翼幾何外形和參數(shù) 作用在飛機上的空氣動力,內(nèi)容簡介,大氣層的構(gòu)造,1

7、.大氣層的構(gòu)造 一、對流層 二、平流層 三、中間層 四、電離層 五、散逸層,五、散逸層：是大氣的最外層，從電離層頂部到大氣層的最外邊緣。由于地心引力很小，大氣分子不斷向星際空間散逸。,二、平流層（同溫層） 高度范圍：11 50 km 。 11 20km ，溫度不隨高度而變化，常年平均值為-56.5 20 50km溫度隨高度的增加上升 空氣稀薄，水蒸氣極少 沒有云、雨、雪、雹等現(xiàn)象 沒有垂直方向的風，只有水平方向的風，而且風向穩(wěn)定 大氣能見度好、空氣阻力小，對飛行有利，現(xiàn)代噴氣式客機多在11 12 km 的平流層底層飛行。,一、對流層 大氣中最低的一層，在地球中緯度地區(qū)，高度范圍0 11 km

8、。 包含全部大氣3/4的質(zhì)量 天氣變化最復雜的一層，有云、雨、雪、雹等現(xiàn)象。 空氣的水平流動和垂直流動，形成水平方向和垂直方向的陣風 其壓強、密度、溫度和音速均隨高度的增加而降低。,三、中間層 高度范圍：50 80 km 空氣十分稀薄，溫度隨高度的增加而下降 空氣在垂直方向有強烈的運動。,四、電離層 高度范圍80 800 km 空氣處于高度的電離狀態(tài)，氮、氧分子電離成為離子和自由電子，帶有很強的導電性，能吸收、反射和折射無線電波。所以這一層對無線電通信很重要 由于空氣電離放出的熱量，溫度很高并隨著高度的增加而上升。 也被稱為暖層或熱層 空氣密度極小，聲波已無法傳播,大氣的重要物理參數(shù) 大氣層的

9、構(gòu)造 國際標準大氣 流體流動的基本概念 流體流動的基本規(guī)律 機翼幾何外形和參數(shù) 作用在飛機上的空氣動力,內(nèi)容簡介,國際標準大氣,國際標準大氣具有以下的規(guī)定： 1.大氣是靜止的、潔凈的，且相對濕度為零。 2.空氣被視為完全氣體，即其物理參數(shù) （密度、溫度和壓力）的關(guān)系服從完全氣體的狀態(tài)方程 p =RT 3.海平面作為計算高度的起點，即 H =0處 。,大氣的重要物理參數(shù) 大氣層的構(gòu)造 國際標準大氣 流體流動的基本概念 流體流動的基本規(guī)律 機翼幾何外形和參數(shù) 作用在飛機上的空氣動力,內(nèi)容簡介,流體流動的基本概念,相對運動原理 連續(xù)性假設(shè) 流場、定常流和非定常流 流線、流線譜、流管和流量,1.相對運

10、動原理 空氣相對飛機的運動稱為相對氣流，相對氣流的方向與飛機運動的方向相反。只要相對氣流速度相同，產(chǎn)生的空氣動力也就相等。將飛機的飛行轉(zhuǎn)換為空氣的流動，使空氣動力問題的研究得到簡化。,飛機的運動方向與相對氣流的方向,2.連續(xù)介質(zhì)假設(shè) 連續(xù)性假設(shè)是指把流體看成連綿一片的、沒有間隙的、充滿了它所占據(jù)的空間的連續(xù)介質(zhì)。 空氣分子是 2.7 1019 個/cm3 空氣分子的平均自由程約為6 10-6cm 空氣分子的平均直徑約為3.7 10-8cm 兩者之比約為170:1 因此從微觀上來說，空氣是一種有間隙的不連續(xù)介質(zhì)。,飛機的特征尺寸一般以 m 計，至少以 cm 計，比流體分子的平均自由程大得多 因此

11、，一般不研究流體分子的個別運動，而是研究流體的宏觀運動，即將空氣看成連續(xù)介質(zhì)。 在某些情況下，例如在120km的高空，空氣分子的平均自由行程和飛行器的特征尺寸在同一數(shù)量級，連續(xù)介質(zhì)假設(shè)就不再成立。,四、電離層 高度范圍80 800 km 空氣處于高度的電離狀態(tài)，對無線電通信很重要 溫度很高并隨著高度的增加而上升。也被稱為暖層或熱層 空氣密度極小，聲波已無法傳播,3.流場、定常流和非定常流 流體流動所占據(jù)的空間稱為流場，用來描述表示流體運動特征的物理量，如速度、密度、壓力等等。 在流場中的每一點處，如果流體微團的物理量隨時間變化，這種流動就稱為非定常流動，這種流場被稱為非定常流場；反之，則稱為定

12、常流動和定常流場。,4.流線、流線譜、流管 流線是在流場中用來描繪流體微團流動狀態(tài)的曲線。在流線每一點上，曲線的切線方向正是流體微團流過該點時流動速度的方向。 在流場中，用流線組成的描繪流體微團流動情況的圖畫稱為流線譜。,v,在流場中取一條不是流線的封閉曲線，通過曲線上各點的流線形成的管形曲面稱為流管。因為通過曲線上各點流體微團的速度都與通過該點的流線相切，所以只有流管截面上有流體流過，而不會有流體通過管壁流進或流出。,流體流動的基本規(guī)律,連續(xù)性定理 伯努利定理,1.連續(xù)性定理 連續(xù)性定理是質(zhì)量守恒定律在流體流動中的應用。對于低速流體，當流體連續(xù)不斷而穩(wěn)定地流過一個粗細不等的管道時，由于管道中

13、任何一部分的流體都不能中斷或擠壓起來，因此在同一時間內(nèi)，流進任一切面的流體的質(zhì)量和從另一切面流出的流體質(zhì)量是相等的。,流體連續(xù)性方程： 1S1v1= 2S2v2 = 3S3v3 =const. 即： S v = const.,對于低速流體，流體不可壓縮，即： 1= 2 = 3= 可得：S1v1= S2v2 = S3v3 =const. 即： S v = const.,2.伯努利定理 連續(xù)性定理是能量守恒定律在流體流動中的應用。管道中以穩(wěn)定的速度流動的流體，若流體為不可壓縮的理想流體（沒有粘性），則沿管道各點的流體的動壓與靜壓之和等于常量。 p+0.5 v2 = P = const 靜壓 ：就是

14、“壓能”，即勢能的一種，也就是壓力 動壓 ：氣體具有流動速度，受阻力時，由于動能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ芏鸬某^流體靜壓力部分的壓力,低速流動空氣的特性 根據(jù)流體連續(xù)性定理和伯努利定理，可以得到以下結(jié)論：流體在管道中流動時，凡是管道剖面大的地方，流體的流速就小，流體的靜壓 就大，而管道剖面小的地方，流速就大，靜壓就小。即： 若 S1 S2 S3 則 v1 v2 v3 p1 p2 p3,實驗驗證 空氣靜止時，各處大氣壓力都一樣，等于此處的大氣壓力，測壓管中指示劑液面的高度都相等。 空氣以某一速度連續(xù)穩(wěn)定地流過管道，空氣壓力下降，所有液面均有所升高，但升高的量卻不一樣 管截面最細處，速度最快，靜壓最小，動

15、壓最大。,機翼的幾何外形和參數(shù),機翼翼型的形狀和參數(shù) 機翼平面的形狀和參數(shù) 機翼相對機身的安裝位置,就是用平行于飛機機身對稱平面的平面切割機翼所得的剖面。 圓頭尖尾翼型 尖頭尖尾翼型,早期飛機：平板和彎板,流線型：提高飛行性能,翼型（翼剖面）的形狀,弦線:前緣與后緣之間的連線。 弦長：弦線的長度，又稱為幾何弦長。用b表示，是翼型的特征尺寸。,翼型的參數(shù)（一）,厚度t：上下翼面在垂直于翼弦方向的距離，其中最大者稱為最大厚度tm 最大相對厚度t ：t=tm / b 最大相對厚度位置x：x=xm / b,翼型的參數(shù)（二）,中弧線（中線）：在弦向任一位置x處，垂直于弦線的直線與上、下表面交點的中點連接

16、起來所構(gòu)成的線。 彎度fm ：中弧線與翼弦之間的距離 最大相對彎度f ：f = fm / b 最大相對彎度位置x：x=xm / b,翼型的參數(shù)（三）,前緣半徑rp 后緣角：翼型上下表面周線在后緣處切線的夾角 迎角,翼型的參數(shù)（四）,翼型的分類,全對稱翼：上下弧線均凸且對稱，一般用于尾翼 半對稱翼：上下弧線均凸但不對稱，常用于低亞音速飛機的機翼 克拉克Y翼：下弧線為一直線，也叫平凸翼 S型翼：中弧線是一個平躺的S型，因攻角改變時，壓力中心不變動，常用于無尾翼機 內(nèi)凹翼：又叫凹凸翼型，下弧線在翼弦上面，升力系數(shù)大，常見于早期飛機及牽引滑翔機，所有鳥類除蜂鳥外都是這種翼型,NACA 2415 2 相

17、對彎度，即中弧線的最大弧高為2% 4 相對彎度位置位于翼弦前緣的40% 15相對厚度，即最大厚度是弦長的15% NACA 0012,NACA四位數(shù)翼型族,機翼的幾何外形和參數(shù),機翼翼型的形狀和參數(shù) 機翼平面的形狀和參數(shù) 機翼相對機身的位置參數(shù),機翼平面形狀：從飛機頂上看下去，機翼在平面上的投影形狀 低速飛機 跨音速、超音速飛機,翼面的形狀,機翼面積S：機翼在水平面內(nèi)的投影面積 翼展展長l：機身兩側(cè)翼尖之間的距離 根梢比：翼根弦長和翼尖弦長之比 =b1/b2 展弦比：展長和機翼平均幾何弦長bav之比 bav=S/ l =l/bav=l2/S,翼面的參數(shù)（一）,后掠角（/chi/）：沿機翼展向等百

18、分比弦線點的連線與垂直于機身中心線的直線之間的夾角,翼面的參數(shù)（二）,前緣后掠角0 1/4弦線后掠角0.25 中弦線后掠角0.5 后緣后掠角1,平均氣動力弦長：與實際機翼面積相等、氣動力矩特性相同的當量矩形機翼的弦長，用bA表示。 是計算空氣動力中心（焦點）、縱向力矩系數(shù)等常用的一種基準弦長。,翼面的參數(shù)（三）,機翼的幾何外形和參數(shù),機翼翼型的形狀和參數(shù) 機翼平面的形狀和參數(shù) 機翼相對機身的安裝位置,上反角 (psi)與下反角-：機翼的底面與垂直于飛機立軸的平面之間的夾角，從飛機前面看，如果翼尖上翹，夾角就是上反角 ；翼尖下垂，則是下反角- 。 低速機翼采用一定的上反角可以改善飛機的橫向穩(wěn)定性

19、,機翼相對于機身的位置（一）,機翼相對于機身中心線的位置：上單翼、下單翼和中單翼。 安裝角,機翼相對于機身的位置（二）,安裝角的大小應按照飛行最重視的飛行姿態(tài)來確定。以巡航姿態(tài)為主的運輸及，考慮到減小阻力，安裝角一般取4左右。,作用在飛機上的空氣動力,空氣動力 升力 阻力 升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線、升阻比曲線 機翼的壓力中心和焦點,空氣動力,定義：空氣作用在與之有相對運動物體上的力稱為空氣動力。 壓力中心：空氣動力的作用點。 垂直于來流方向的升力L 平行于來流方向的阻力D,升力,產(chǎn)生原理：連續(xù)性定理、伯努利定理,負壓區(qū),正壓區(qū),駐點,最低壓力點,升力,升力公式可以表示為 影響升力的因素 空氣

20、密度 飛行速度 機翼面積 升力系數(shù)CL是無量綱參數(shù)，在飛行馬赫數(shù)Ma小于一定值時，他們只與機翼的形狀和迎角有關(guān)。,當臨界，升力系數(shù)隨迎角的增大而減小，進入失速 區(qū)。,臨界迎角,迎角對升力系數(shù)的影響,當機翼迎角超過臨界點時，流經(jīng)上翼面的氣流會出現(xiàn)嚴重分離，形成大量渦流，升力下降，阻力急劇增加。飛機減速并抖動，各操縱面?zhèn)鞯綏U、舵上的外力變輕，隨后飛機下墜，機頭下俯，這種現(xiàn)象稱為失速。,過失速機動 飛機在超過失速迎角之后，仍然有能力完成可操縱的戰(zhàn)術(shù)機動。,機翼對升力系數(shù)的影響,相對厚度：相對厚度CLmax 臨界 前緣半徑：前緣半徑CLmax 臨界 展弦比： 展弦比CLmax 臨界 后掠角： 后掠角C

21、Lmax 臨界 前緣粗糙度：前緣越光滑， CLmax 臨界,阻力,分類 附面層（邊界層）,阻力,摩擦阻力,壓差阻力,干擾阻力,誘導阻力,零升阻力（廢阻）,附面層的產(chǎn)生,由于空氣有粘性，當它流過不是絕對光滑的機體表面時，機體表面對最緊貼自身的氣體微團產(chǎn)生阻滯力，使其流速降為零，由此空氣的粘性產(chǎn)生阻滯力一層一層向外影響下去，就在機體表面形成了沿機體表面法線方向，流速由零逐漸增加到外界氣流流速的薄薄的一層空氣層，就叫做附面層。,平板表面形成附面層,附面層內(nèi)的速度梯度,附面層的分類,根據(jù)附面層內(nèi)氣體的流動狀態(tài)可分為： 層流附面層：前段附面層內(nèi)，流體微團層次分明的沿機體表面向后流動，上下各層之間的微團互

22、不混淆。液體流速較低，質(zhì)點受粘性制約，不能隨意運動，粘性力起主導作用； 紊流附面層：后段附面層，氣體微團除了向前流動外，還上下亂竄、互相摻和，已分不清流動的層次。液體流速較高，粘性的制約作用減弱，慣性力起主導作用。 附面層由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)叫轉(zhuǎn)捩。液體流動時，究竟是層流還是紊流，要用雷諾數(shù)來判定。,摩擦阻力,根據(jù)牛頓第三定律（作用力與反作用力定律），機體表面給氣體微團向前的阻滯力，使其速度下降，氣體微團必定給機體以大小相等方向相反的向后的作用力，這個力就是摩擦力。 在紊流附面層的底層，機體表面對氣流的阻滯作用要比層流附面層大得多，所以，紊流附面層的摩擦阻力層流附面層的摩擦阻力 影響因素：

23、附面層內(nèi)氣流流動狀態(tài)，接觸面積，機體表面狀態(tài)等。,減小摩擦阻力的措施,1,采用層流翼型 目的：使附面層保持在層流狀態(tài) 原因：此種翼型下，壓力分布比較平坦，最低壓力點位置后移，減小附面層變厚的趨勢，有利于保持層流附面層。,減小摩擦阻力的措施,2，在機翼表面安裝一些氣動裝置，不斷向附面層輸入能量；結(jié)構(gòu)上也可以采取對附面層進行吸氣或吹氣的措施，加大附面層內(nèi)氣流的流動速度，減小附面層的厚度，使附面層保持層流狀態(tài)。 3，保持機體表面的光滑清潔。機翼表面對氣流的任何微小擾動都會是流動狀態(tài)發(fā)生改變。所以以后再維護修理飛機的工作中，一定要保持機體表面的光滑整潔。 4，盡量減小機體與氣流的接觸面積。,壓差阻力,

24、通俗解釋，就是運動的物體因前后壓力差而形成的阻力。 以低速飛行的對稱翼型為例 駐點-最低壓力點：順壓梯度 最低壓力點以后：逆壓梯度阻礙了附面層內(nèi)流體向后流動，同時附面層內(nèi)的氣流由于粘性的作用消耗了動能。 無法克服逆壓梯度的阻力繼續(xù)向后流動，故發(fā)生了倒流，使氣流離開了翼面，產(chǎn)生了附面層分離現(xiàn)象。 由于分離后翼型背風面的壓力低于前部壓力，故將產(chǎn)生壓差阻力。,減小壓差阻力的措施,1盡量減小飛機機體的迎風面積。比如，在保證裝在所需要容積的情況下，機身橫截面的形狀應采取圓形或近似圓形。 2暴露在空氣中的機體各部件外形應采用流線型（圓頭尖尾），以便適應不同來流方向以及使翼型后部邊界層不易出現(xiàn)分離。 3飛行時，除了起氣動作用的部件外，其他機體部件的軸線應盡量與氣流方向平行,內(nèi)因：空氣的