低速空氣動(dòng)力學(xué)

1、飛行原理飛行原理/CAFUC第二章第二章飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)2本章主要內(nèi)容本章主要內(nèi)容2.1 空氣流動(dòng)的描述空氣流動(dòng)的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性2.5 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理飛行原理飛行原理/CAFUC飛行原理飛行原理/CAFUC2.4 飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)4飛機(jī)飛機(jī)的主要空氣動(dòng)力性能包括的主要空氣動(dòng)力性能包括：升力特性升力特性阻力特性阻力特性升阻比特性升阻比特性主要空氣動(dòng)力性能參數(shù)包括：主要空氣動(dòng)力性能參數(shù)包括：最大升力系數(shù)最大升

2、力系數(shù)最小阻力系數(shù)最小阻力系數(shù)最大升阻比最大升阻比第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)52.4.1 升力特性升力特性 升力系數(shù)的變化規(guī)律升力系數(shù)的變化規(guī)律第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)6升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律當(dāng)當(dāng)臨界臨界，升力，升力系數(shù)系數(shù)隨迎角的增大而減小，進(jìn)入失速區(qū)。隨迎角的增大而減小，進(jìn)入失速區(qū)。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)7煙風(fēng)洞翼型繞流實(shí)驗(yàn)煙風(fēng)洞翼型繞流實(shí)驗(yàn)小迎角小迎角較大迎角較大迎角大迎角大迎角第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)8翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)9翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)10壓

3、力中心（壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化）位置隨迎角改變的變化第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)11壓力中心（壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化）位置隨迎角改變的變化第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)12 升力特性參數(shù)升力特性參數(shù)0I. 零升迎角零升迎角0第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)13翼型在零升迎角下的壓強(qiáng)分布翼型在零升迎角下的壓強(qiáng)分布?jí)簭?qiáng)高于壓強(qiáng)高于環(huán)境氣壓環(huán)境氣壓壓強(qiáng)低于壓強(qiáng)低于環(huán)境氣壓環(huán)境氣壓壓強(qiáng)低于壓強(qiáng)低于環(huán)境氣壓環(huán)境氣壓氣動(dòng)中心氣動(dòng)中心前半部分合力前半部分合力后半部分合力后半部分合力第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)14II.升力系數(shù)曲線斜率升力系數(shù)曲線斜率0()LLCCLC第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)15III

4、.臨界迎角和最大升力系數(shù)臨界迎角和最大升力系數(shù)ljmaxLC第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)16相對(duì)厚度對(duì)升力特性的影響相對(duì)厚度對(duì)升力特性的影響相對(duì)厚度增加相對(duì)厚度增加 相對(duì)厚度增加，最大升力系數(shù)增加，臨界迎角減小。相對(duì)厚度增加，最大升力系數(shù)增加，臨界迎角減小。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)17翼型前緣半徑對(duì)升力特性的影響翼型前緣半徑對(duì)升力特性的影響半徑小半徑小半徑大半徑大 前緣半徑增加，臨界迎角增加。前緣半徑增加，臨界迎角增加。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)18展弦比對(duì)升力特性的影響展弦比對(duì)升力特性的影響展弦比高展弦比高展弦比低展弦比低 展弦比越高，最大升力系數(shù)越大，臨界迎角越小。展弦比越高，最大升力系數(shù)越大，

5、臨界迎角越小。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)19后掠翼對(duì)升力特性的影響后掠翼對(duì)升力特性的影響平直機(jī)翼平直機(jī)翼后掠翼后掠翼 平直機(jī)翼的最大升力系數(shù)更大，升力系數(shù)曲線斜率越大，臨界迎角平直機(jī)翼的最大升力系數(shù)更大，升力系數(shù)曲線斜率越大，臨界迎角越小。越小。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)20翼型前緣粗糙度對(duì)升力特性的影響翼型前緣粗糙度對(duì)升力特性的影響光滑光滑粗糙粗糙 翼型前緣越光滑，最大升力系數(shù)越高，臨界迎角越大。翼型前緣越光滑，最大升力系數(shù)越高，臨界迎角越大。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)212.4.2 阻力特性阻力特性 阻力系數(shù)的變化規(guī)律阻力系數(shù)的變化規(guī)律ljminDC第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)22阻力系數(shù)隨迎角的變

6、化規(guī)律阻力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律在中小迎角范圍，阻力系數(shù)隨迎角增大而緩慢增大，飛機(jī)阻在中小迎角范圍，阻力系數(shù)隨迎角增大而緩慢增大，飛機(jī)阻力主要為摩擦力主要為摩擦阻力。阻力。在迎角較大時(shí)，在迎角較大時(shí)，阻力系數(shù)隨迎角增大而較快增大，飛機(jī)阻力阻力系數(shù)隨迎角增大而較快增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。主要為壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。在接近或超過(guò)臨近迎角時(shí)，阻力在接近或超過(guò)臨近迎角時(shí)，阻力系數(shù)系數(shù)隨迎角的增大而急劇增隨迎角的增大而急劇增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力。大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)23 阻力特性參數(shù)阻力特性參數(shù)I. 最小阻力系數(shù)最小阻力系數(shù)minDC和零升阻力系數(shù)和零升

7、阻力系數(shù)0DCminDC 飛機(jī)的最小阻力系數(shù)非常接近零升阻力系數(shù)，一般認(rèn)為二者為同飛機(jī)的最小阻力系數(shù)非常接近零升阻力系數(shù)，一般認(rèn)為二者為同一個(gè)值。一個(gè)值。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)24II. 中小迎角時(shí)的阻力公式中小迎角時(shí)的阻力公式 在中小迎角時(shí)，阻力公式可以表示為：在中小迎角時(shí)，阻力公式可以表示為：20LDDCACC A是誘導(dǎo)阻力因子，大小與機(jī)翼形狀有關(guān)。是誘導(dǎo)阻力因子，大小與機(jī)翼形狀有關(guān)。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)252.4.3 升阻比特性升阻比特性 升阻比升阻比 升阻比是相同迎角下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比，用升阻比是相同迎角下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比，用K表示。表示。 升阻比的大小主要隨迎角

8、變化而變化。升阻比的大小主要隨迎角變化而變化。 升阻比越大，飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能越好。升阻比越大，飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能越好。LDCLKDC第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)26 升阻比曲線升阻比曲線迎角迎角臨界迎角臨界迎角MAXK最小阻力最小阻力迎角迎角LDCLKDC第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)27升阻比隨迎角的變化規(guī)律升阻比隨迎角的變化規(guī)律從零升迎角到最小阻力迎角，升力增加較快，阻力增加緩慢，從零升迎角到最小阻力迎角，升力增加較快，阻力增加緩慢，因此升阻比增大。在最小阻力迎角處，升阻比最大。因此升阻比增大。在最小阻力迎角處，升阻比最大。從最小阻力迎角到臨界迎角，從最小阻力迎角到臨界迎角，升力增加緩慢，阻力增加

9、較快，升力增加緩慢，阻力增加較快，因此升阻比減小。因此升阻比減小。超過(guò)臨近迎角，壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減小。超過(guò)臨近迎角，壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減小。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)28 性質(zhì)角性質(zhì)角LDCLctgDC性質(zhì)角是總空氣動(dòng)力與升力之間的夾角。性質(zhì)角是總空氣動(dòng)力與升力之間的夾角。性質(zhì)角越小，總空氣動(dòng)力向后傾斜越少，升阻比越大。性質(zhì)角越小，總空氣動(dòng)力向后傾斜越少，升阻比越大。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)292.4.4 飛機(jī)的極曲線飛機(jī)的極曲線 極曲線將飛機(jī)的極曲線將飛機(jī)的升力系數(shù)、阻力系升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角數(shù)、升阻比隨迎角變化的關(guān)系綜合起變化的關(guān)系綜合起來(lái)用一條曲線表示來(lái)用

10、一條曲線表示出來(lái)，以便于綜合出來(lái)，以便于綜合衡量飛機(jī)的空氣動(dòng)衡量飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能。力性能。. 極曲線極曲線第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)30極曲線的深入理解極曲線的深入理解 從坐標(biāo)原點(diǎn)向曲線引切線，切點(diǎn)對(duì)應(yīng)最小阻力迎角和最大升阻比。從坐標(biāo)原點(diǎn)向曲線引切線，切點(diǎn)對(duì)應(yīng)最小阻力迎角和最大升阻比。00DC第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)31 從原點(diǎn)所引直線與極曲線交于兩點(diǎn)，則兩點(diǎn)的升阻比相同，較從原點(diǎn)所引直線與極曲線交于兩點(diǎn)，則兩點(diǎn)的升阻比相同，較高者的迎角較大，較高者的平飛速度較小。高者的迎角較大，較高者的平飛速度較小。極曲線的深入理解極曲線的深入理解第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)32螺旋槳滑流螺旋槳滑流 不同滑流狀

11、態(tài)的極曲線不同滑流狀態(tài)的極曲線第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)33 不同滑流狀態(tài)的極曲線不同滑流狀態(tài)的極曲線 滑流使得升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增大，最大升阻比增大，極曲線滑流使得升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增大，最大升阻比增大，極曲線向右上偏移。向右上偏移。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)34 不同展弦比機(jī)翼的極曲線不同展弦比機(jī)翼的極曲線 展弦比越大，低速空氣動(dòng)力性能越好。展弦比越大，低速空氣動(dòng)力性能越好。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)35飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能曲線總結(jié)飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能曲線總結(jié)第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)362.4.5 地面效應(yīng)地面效應(yīng) 飛機(jī)在起飛和著陸貼近地面時(shí)，由于流過(guò)飛機(jī)的氣飛機(jī)在起飛和著陸貼近地面

12、時(shí)，由于流過(guò)飛機(jī)的氣流受地面的影響，使飛機(jī)的空氣動(dòng)力和力矩發(fā)生變化。流受地面的影響，使飛機(jī)的空氣動(dòng)力和力矩發(fā)生變化。這種效應(yīng)稱為地面效應(yīng)。這種效應(yīng)稱為地面效應(yīng)。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)37地面效應(yīng)的產(chǎn)生原因地面效應(yīng)的產(chǎn)生原因上下翼面壓差增加上下翼面壓差增加地面阻礙使下洗流減小地面阻礙使下洗流減小下洗角減小，使平尾迎角減小下洗角減小，使平尾迎角減小飛機(jī)脫離地面飛機(jī)脫離地面效應(yīng)區(qū)效應(yīng)區(qū)飛機(jī)處于地面飛機(jī)處于地面效應(yīng)區(qū)效應(yīng)區(qū)第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)38地面效應(yīng)的效果地面效應(yīng)的效果上下翼面壓差增加，從而使升力系數(shù)增加。上下翼面壓差增加，從而使升力系數(shù)增加。地面阻礙使下洗流減小，使誘導(dǎo)阻力減小，阻力系數(shù)減

13、小。地面阻礙使下洗流減小，使誘導(dǎo)阻力減小，阻力系數(shù)減小。下洗角減小，使平尾迎角減小，出現(xiàn)附加下俯力矩（低頭力矩）。下洗角減小，使平尾迎角減小，出現(xiàn)附加下俯力矩（低頭力矩）。 第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)39地面效應(yīng)的產(chǎn)生范圍地面效應(yīng)的產(chǎn)生范圍 飛機(jī)距地面高度在一個(gè)翼展以內(nèi)，地面效應(yīng)對(duì)飛機(jī)有飛機(jī)距地面高度在一個(gè)翼展以內(nèi)，地面效應(yīng)對(duì)飛機(jī)有影響，距地面越近地面效應(yīng)越強(qiáng)。影響，距地面越近地面效應(yīng)越強(qiáng)。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)40地效飛機(jī)地效飛機(jī) 地效飛機(jī)是介于船和普通飛機(jī)之間的新型水上快速交通工具地效飛機(jī)是介于船和普通飛機(jī)之間的新型水上快速交通工具 。地。地效飛機(jī)在民用方面使用前景也十分廣闊，如可用于海上和內(nèi)河快速運(yùn)效飛機(jī)在民用方面使用前景也十分廣闊，如可用于海上和內(nèi)河快速運(yùn)輸，海情偵察，水上救生等。輸，海情偵察，水上救生等?！靶→椥→棥钡匦эw機(jī)速度可達(dá)地效飛機(jī)速度可達(dá)556556千米千米/ /小時(shí)小時(shí)第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)41Beriev Bartini VVA 14地效飛行器地效飛行器第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)42地效飛機(jī)（我國(guó)的發(fā)展情況）地效飛機(jī)（我國(guó)的發(fā)展情況） 我國(guó)科學(xué)家也早已關(guān)注到地效飛行器的研制，發(fā)起人便是原國(guó)