航空航天概論-空氣動(dòng)力學(xué)

1、航空航天概論空氣動(dòng)力學(xué)部分參考書：Introduction to the Aerodynamics of Flight, Theodore A.Talay, Langley Research Center.模型飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)，馬丁.西蒙斯，航空工業(yè)出版社。一.飛行器演化簡(jiǎn)史達(dá)芬奇的設(shè)計(jì)熱氣球和滑翔機(jī)先驅(qū)：George Cayley George Cayley, airfoil design, 1804 George Cayley, Glider, 1804一戰(zhàn)、二戰(zhàn)到現(xiàn)代二.背景知識(shí)大氣層-飛機(jī)飛行的環(huán)境大氣層分層Troposphere 對(duì)流層Tropopause 對(duì)流頂層Stratosphe

2、re 平流層，同溫層Stratopause 平流頂層Mesosphere 中間層Mesopause 中間頂層Thermosphere 電離層Exosphere 外大氣層，外逸層氣溫和音速隨高度的改變1962年美國(guó)標(biāo)準(zhǔn)大氣壓風(fēng)和湍流對(duì)飛行的影響不同高度的風(fēng)速湍流影響對(duì)飛行穩(wěn)定性的影響，空中加油積雨云，強(qiáng)對(duì)流，對(duì)飛行安全的影響。在平流層湍流較少，飛行平穩(wěn)。偶爾也有晴空湍流。飛機(jī)的基本構(gòu)型Fuselage 機(jī)身Wing 機(jī)翼Tail assembly 機(jī)尾Control surface 操縱面Landing gear 起落架Power plan發(fā)動(dòng)機(jī)不同機(jī)型的機(jī)身機(jī)翼不同翼型：機(jī)翼形狀機(jī)翼的位置（布

3、局）機(jī)尾和尾翼Fin 尾翼Rudder 方向舵Elevator 升降舵控制面Spoiler 氣流偏導(dǎo)器，阻流板Aileron 副翼Flap 襟翼Trim tab 配平調(diào)整片（翅痣，防止顫振）副翼和襟翼副翼：操縱襟翼：增升起落架發(fā)動(dòng)機(jī)布局飛機(jī)受力Thrust 推力Drag 阻力Weight 重力Lift 升力飛機(jī)對(duì)阻力敏感，應(yīng)當(dāng)盡量減阻對(duì)升力損失相對(duì)不敏感，損失的升力可以通過(guò)減阻補(bǔ)償。阻還是提高航程和經(jīng)濟(jì)型的關(guān)鍵，對(duì)民航客機(jī)尤為重要。風(fēng)箏，旋翼機(jī)和動(dòng)力傘不怕阻力?；铏C(jī)的飛行三.流體運(yùn)動(dòng)空氣的基本性質(zhì)：粘性（雖然小但卻重要） 可壓縮性（在高速時(shí)體現(xiàn)) 流動(dòng)-流線的概念非定常流動(dòng)：不同時(shí)刻的流線不

4、一致定常與非定常流動(dòng)，定常流動(dòng)流線與粒子軌線一致有旋和無(wú)旋流動(dòng)流管和近似一維流動(dòng)理想流-質(zhì)量守恒和連續(xù)性方程流管相當(dāng)于一個(gè)變截面管道理想流-Bernoulli關(guān)系沿流線理想流-Bernoulli關(guān)系沿流線壓力的測(cè)量壓力測(cè)量機(jī)翼表面速度和壓力的變化真實(shí)流動(dòng)-層流和湍流Reynolds效應(yīng)表面摩擦效應(yīng)壓力和粘性力粘性導(dǎo)致總壓（能量）的損失層流與湍流邊界層真實(shí)流動(dòng)中的機(jī)翼機(jī)翼表面靜壓分布機(jī)翼表面粘性效應(yīng)流動(dòng)分離，摩阻和壓差阻力升力系數(shù)、阻力系數(shù)和力矩系數(shù)不同形狀的阻力系數(shù)阻力系數(shù)隨 Reynolds數(shù)變化Reynolds數(shù)增加，分離點(diǎn)推遲，總體阻力系數(shù)呈下降趨勢(shì)。亞聲速流動(dòng)翼型和機(jī)翼Leading

5、edge 前緣Trailing edge 后緣Chord Line 翼弦Camber Line 中（?。┚€，脊線Upper Surface 上翼面Low Surface 下翼面幾種典型翼型翼型、攻角和升力攻角-翼弦和無(wú)窮來(lái)流夾角二維機(jī)翼（沿展向機(jī)翼截面-翼型相同）什么樣的機(jī)翼可近似為二維翼型可以近似為二維翼型不可以近似為二維翼型二維翼型的升力理論Kutta-Joukowsky定理環(huán)量的確定:Kutta-Joukowsky條件（理想流）有環(huán)量無(wú)環(huán)量環(huán)量的確定:Kutta-Joukowsky條件（理想流）環(huán)量大小由Kutta-Joukowsky條件決定，粘性流體不需要此條件。二維機(jī)翼的升力和阻力系

6、數(shù)升力系數(shù)和攻角Stall-失速阻力系數(shù)與攻角阻力驟增失速的形成-流動(dòng)分離二維機(jī)翼和三維機(jī)翼二維機(jī)翼和三維機(jī)翼差異三維機(jī)翼的表面真實(shí)流動(dòng)-壓力差三維機(jī)翼的表面真實(shí)流動(dòng)-環(huán)量和渦系翼尖渦-簡(jiǎn)化的渦系實(shí)際渦系翼尖渦模型翼尖渦和升力上洗和下洗上洗和下洗上洗和下洗下洗和誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力的危害減少誘導(dǎo)阻力提高展弦比（Aspect ratio）大展弦比機(jī)翼減少誘導(dǎo)阻力 翼稍小翼翼尖板和翼尖油箱減少誘導(dǎo)阻力 平面和厚度細(xì)化減少誘導(dǎo)阻力 平面和厚度細(xì)化減少誘導(dǎo)阻力 機(jī)翼展向扭轉(zhuǎn)空氣動(dòng)力學(xué)裝置-減少誘導(dǎo)阻力（橢圓機(jī)翼）空氣動(dòng)力學(xué)裝置-減少誘導(dǎo)阻力增升減少分離裝置-前緣縫翼固定型縫翼襟翼復(fù)合縫翼襟翼邊界層控制-吹

7、吸氣擾流器空氣剎車片翼刀總阻力總阻力螺旋槳和旋翼螺旋槳-推力和扭矩螺旋槳-扭轉(zhuǎn)角螺旋槳-變槳矩的作用螺旋槳布局-共槳旋翼和直升機(jī)旋翼提供的升力和推力穩(wěn)定性，翼尖失速，上反角穩(wěn)定性，翼尖失速，上反角穩(wěn)定性跨聲速流動(dòng)(Transonic Flow)音速-擾動(dòng)傳播的速度溫度越高音速越高。高空溫度低，容易超音速。速度與音速之比，稱為馬赫數(shù)（Mach數(shù)，Ma）Subsonic 亞音速Transonic 跨音速Supersonic 超音速Hypersonic 高超音速跨音速和超音速的阻力-波阻音障激波的形成超音速特征跨聲速性能改善消除阻力危機(jī)的措施1.采用薄翼2.采用前掠和后掠翼3.低展弦比機(jī)翼4.消除邊

8、界層采用渦流發(fā)生器5.超臨界翼型和面積律薄翼-降低厚度-弦長(zhǎng)比（平方）阻力危機(jī)發(fā)生的Mach數(shù)小展弦比后掠翼后掠翼-降低實(shí)際展弦比前掠翼后掠翼展向流動(dòng)和翼尖分離和失速翼刀的作用-抑制展向流動(dòng)渦流發(fā)生器-增加邊界層能量抑制流動(dòng)分離激波的逆壓梯度導(dǎo)致邊界層分離，增加邊界層動(dòng)能可以抑制分離。減少跨音速阻力-超臨界翼超臨界翼的優(yōu)點(diǎn)減少跨音速阻力面積律跨音速面積律飛行器在跨音速飛行時(shí)，前緣和后緣的激波不可避免，但如果飛行器沿前進(jìn)軸線上飛行器在跨音速飛行時(shí)，前緣和后緣的激波不可避免，但如果飛行器沿前進(jìn)軸線上的截面積急劇改變，將產(chǎn)生額外的激波，增加阻力。為了避免這額外的阻力，飛行的截面積急劇改變，將產(chǎn)生額外

9、的激波，增加阻力。為了避免這額外的阻力，飛行器沿前進(jìn)軸線的截面積應(yīng)該均勻改變（或者說(shuō)截面積沿前進(jìn)軸線的二階導(dǎo)數(shù)或曲率器沿前進(jìn)軸線的截面積應(yīng)該均勻改變（或者說(shuō)截面積沿前進(jìn)軸線的二階導(dǎo)數(shù)或曲率應(yīng)該恒定），而截面的形狀倒是無(wú)關(guān)緊要，這就是著名的跨音速面積率，也是超音應(yīng)該恒定），而截面的形狀倒是無(wú)關(guān)緊要，這就是著名的跨音速面積率，也是超音速飛機(jī)速飛機(jī)“蜂腰蜂腰”的來(lái)源。的來(lái)源。由線性化理論可以得出阻力只是截面面積有關(guān)，與形狀無(wú)關(guān)。由線性化理論可以得出阻力只是截面面積有關(guān)，與形狀無(wú)關(guān)。面積律的理論依據(jù)上圖表示細(xì)長(zhǎng)翼身組合體和其當(dāng)量旋成體在升力為零時(shí)阻力系數(shù)增量CD(即與跨音速前阻力之差)在跨音速時(shí)的實(shí)驗(yàn)曲線。從該圖可以看到兩者阻力系數(shù)的增量幾乎是一樣的,這就證實(shí)了理論的結(jié)論。這也正是跨音速面積律的理論依據(jù)。YF-102 戰(zhàn)斗機(jī)在用面積律修行之前（左）和之后（右）面積律在波音747上的應(yīng)用殲-10戰(zhàn)斗機(jī)的蜂腰設(shè)計(jì)采用面積律的強(qiáng)5型強(qiáng)擊機(jī)超音速流動(dòng)-降低波阻可調(diào)節(jié)的Mach錐加裝了頭部激波錐的殲6戰(zhàn)斗機(jī)（左）和沒(méi)有加裝頭部激波錐的殲6戰(zhàn)斗機(jī)（右）可調(diào)節(jié)Mach錐殲7戰(zhàn)斗機(jī)頭部進(jìn)氣道可調(diào)節(jié)的激波錐（上）幻影2000戰(zhàn)斗機(jī)兩側(cè)進(jìn)氣道前部的激波錐（下）超音速飛行-Mach錐大三角翼直翼和后掠翼可變后掠翼可變后掠翼II超音速客機(jī)SST-鴨翼和雙三角翼雙三角翼-