空氣動力學(xué)小知識

空氣動力學(xué)小知識第1頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月內(nèi)容緒論基本概念飛行力學(xué)基礎(chǔ)第2頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月緒論飛行器空氣中的運(yùn)動體，一個復(fù)雜的被控對象，要想控制它，需要了解氣流特性與飛行器在氣流中飛行時的特性飛行力學(xué)：研究飛行器在大氣中飛行時的受力與運(yùn)動規(guī)律，建立飛行器動力學(xué)方程第3頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月空氣動力學(xué)是力學(xué)的一個分支研究物體在同氣體作相對運(yùn)動情況下的受力特性、氣體流動規(guī)律和伴隨發(fā)生的物理化學(xué)變化。它是在流體力學(xué)的基礎(chǔ)上，隨著航空工業(yè)和噴氣推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展而成長起來的一個學(xué)科。還涉及飛行器性能、穩(wěn)定性和操縱性等問題。包括外流、內(nèi)流。遵循基本規(guī)律：質(zhì)量守恒、牛頓第二定律，能量守恒、熱力學(xué)第一、第二定律等。第4頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月發(fā)展簡史：18世紀(jì)流體力學(xué)開始創(chuàng)建：伯努利公式、歐拉方程等。19世紀(jì)流體力學(xué)全面發(fā)展；形成粘性流體動力學(xué)、空氣-氣體動力學(xué)：NS方程、雷諾方程等。20世紀(jì)創(chuàng)建完整的空氣動力學(xué)體系：儒可夫斯基、普朗特、馮卡門、錢學(xué)森等，包括無粘和粘性流體力學(xué)。1903年萊特兄弟實現(xiàn)飛行，60年代計算流體力學(xué)。。。。。。第5頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月分類：低速亞聲速跨聲速超聲速（高超）稀薄氣體空氣動力學(xué)、氣體熱化學(xué)動力學(xué)、電磁流體力學(xué)等工業(yè)空氣動力學(xué)第6頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月研究方法：實驗研究風(fēng)洞、水洞、激波管中進(jìn)行的模型試驗（相似原理）飛行試驗優(yōu)點(diǎn)：較真實、可靠不足：不能完全、準(zhǔn)確模擬、測量精度、人力、物理理論分析流動現(xiàn)象=》物理模型=》基本方程=》求解=》分析、判斷=》修正揭示內(nèi)在規(guī)律，受數(shù)學(xué)發(fā)展水平限制、難滿足復(fù)雜問題數(shù)值計算近似計算方法（有限元）經(jīng)費(fèi)少、但有時結(jié)果可靠性差第7頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月我國發(fā)展概述風(fēng)箏、火箭、竹蜻蜓、氣球等1934年、航空工程系50、60年代航空工業(yè)崛起70年代建立門類齊全的航空工業(yè)體系改革開放后跨越發(fā)展第8頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月第一節(jié)空氣動力學(xué)的基本知識一、流場定義

可流動的介質(zhì)（水，油，氣等）稱為流體，流體所占據(jù)的

空間稱為流場。流場的描述

流體流動的速度、加速度以及密度p、壓強(qiáng)p、溫度T（流體

的狀態(tài)參數(shù)）等—

幾何位置與時間的函數(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（2）流線：

流體微團(tuán)流動形成的軌線，

流線不相交、流體微團(tuán)不穿越流線（分子的排斥性）第9頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月一、流場（續(xù)）（3）流管：

多個流線形成流管

管內(nèi)氣體不會流出

管外氣體也不會流入，不同的截面上，流量相同（4）定常流：

流場中各點(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)，與時間無關(guān)

（5）流動的相對性

物體靜止，空氣流動物體運(yùn)動，空氣靜止相對速度相同時，流場中空氣動力相同第10頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月二、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截面，截面I：截面Ⅱ：空氣流動是連續(xù)的，處處沒有空隙定常流：流場中各點(diǎn)均無隨時間分子堆積，因而單位時間內(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)懗桑涸赩小、小范圍內(nèi)連續(xù)方程：A大，V小A小，V大第11頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月三、伯努里方程（能量守恒定律）在低速不可壓縮的假設(shè)下，密度為常數(shù)伯努里方程：其中：p-靜壓，

1/2V2—

動壓，單位體積的動能，與高度、速度有關(guān)表明靜壓與動壓之和沿流管不變當(dāng)V=0，p=p0，—最大靜壓

V大，p??；V小，p大第12頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月四、馬赫數(shù)M馬赫數(shù)：為氣流速度(v)和當(dāng)?shù)匾羲?a)之比:音速：微弱擾動在介質(zhì)中的傳播速度。

音速：T:空氣的絕對溫度音速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迎面氣流的M數(shù)超過某數(shù)值時，翼面上出現(xiàn)局部的超音速區(qū)，將產(chǎn)生局部激波，此時遠(yuǎn)前方的迎面氣流速度V與遠(yuǎn)前方空氣的音速a之比

Mcr-每種機(jī)翼的特征參數(shù)飛行速度定義

M<0.3時為低速飛行；0.3<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為高超音速飛行第13頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月五、弱擾動的傳播飛機(jī)在大氣中飛行—

擾動源擾動源以速度V在靜止空氣中運(yùn)動，相當(dāng)于擾動源靜止而空氣以速度v流動擾動源v=0，以音速傳播（a）V<a,M<1,前方空氣受擾，變化不大（b）V=a，M=1,擾動源與擾動波同時到達(dá)，前方空氣（c）,擾動只影響下游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)

第14頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月六、激波氣流以超音速流經(jīng)物體時，流場中的受擾區(qū)情況與物體的形狀有關(guān)，超音速—強(qiáng)擾動，產(chǎn)生激波激波實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，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

第15頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月七膨脹波伯努利靜態(tài)公式不適用于高速流動情況，由于空氣高速流動時密度不是常數(shù)由推導(dǎo)伯努利方程動態(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)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

第16頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月亞音速時M<1，(M2-1)為負(fù)值，截面積增大則流速變小。超音速時M〉1,(M2-1)為正值，截面積增大流速也增大

第17頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月延伸—風(fēng)洞結(jié)構(gòu)第18頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月風(fēng)洞不同馬赫數(shù)流場的形成超聲速：拉閥爾噴管：它是一個先漸縮后漸擴(kuò)的管道裝置，噴管的最小截面稱為喉道，在喉道處氣流達(dá)到音速。要想把亞音速氣流加速成為超音速氣流，管道結(jié)構(gòu)必須是先收縮后擴(kuò)張，這一點(diǎn)是產(chǎn)生超音速氣流的必要條件。亞跨聲速：第二喉道和擴(kuò)壓器：第二喉道的作用是使超音速氣流減速到亞音速，其減速的原理是將第二喉道設(shè)計成當(dāng)超音速氣流通過第二喉道上游時，超音速氣流受到輕微的壓縮而產(chǎn)生幾道較弱的斜激波，當(dāng)超音速氣流穿過斜激波后變成較低M數(shù)超音速氣流。當(dāng)?shù)竭_(dá)第二喉道稍稍下游的位置時，超音速氣流又產(chǎn)生一道較弱的正激波，氣流通過正激波后降為亞音速氣流。第19頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月第二節(jié)飛行器的運(yùn)動參數(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)動復(fù)雜，有多個坐標(biāo)系描述；美制與蘇制，國標(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)的軌跡運(yùn)動

“不動”的坐標(biāo)系，

慣性坐標(biāo)系第20頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月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)對稱平面內(nèi)oy—垂直于飛機(jī)對稱平面，指向右方oz—在飛機(jī)對稱平面內(nèi)，垂直于ox向下，描述飛機(jī)的姿態(tài)運(yùn)動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，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)換矩陣兩個主要的坐標(biāo)系：慣性；機(jī)體第21頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月二、飛機(jī)的運(yùn)動參數(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)向右傾斜時為正

統(tǒng)稱歐拉角第22頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月二、飛機(jī)的運(yùn)動參數(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)向上飛時的為正2.航跡方位角

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，運(yùn)動學(xué)方程第23頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月攻角對于翼形來說，攻角定義為翼弦與來流速度之間的夾角，抬頭為正，低頭為負(fù)，常用符號α表示。對于實際飛行的導(dǎo)彈來說，由于有側(cè)滑角的存在，攻角就不能如上定義，需要投影到導(dǎo)彈的縱對稱平面內(nèi)，即攻角為速度矢量V在縱向?qū)ΨQ面上的投影與導(dǎo)彈縱軸之間的夾角。若導(dǎo)彈的側(cè)滑角為零，則攻角直接為速度矢量V與導(dǎo)彈縱軸之間的夾角英文：AngleOfAttack（AOA）攻角，也稱迎角，為一空氣動力學(xué)名詞。二、飛機(jī)的運(yùn)動參數(shù)（續(xù)）第24頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月俯仰角俯仰角是指縱軸與水平面間的夾角，而攻角是指縱軸與來流之間的夾角（側(cè)滑角為零時）。當(dāng)導(dǎo)彈水平飛行時，攻角等于俯仰角；導(dǎo)彈不是水平飛行時，攻角不等于俯仰角。圖中所示的導(dǎo)彈不是水平飛行，攻角不等于俯仰角。計算公式：俯仰角＝攻角+彈道傾角二、飛機(jī)的運(yùn)動參數(shù)（續(xù)）第25頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月翼型的升力與攻角要有升力，翼型則必須要有攻角或是彎度。有彎度的翼型，其零升攻角不為零，也就是說在攻角為0度時，有中弧線的翼型有升力。而對稱翼不具有中弧線，所以在攻角為0度時沒有升力，必須要有攻角，翼型才能提供升力。如圖所示。二、飛機(jī)的運(yùn)動參數(shù)（續(xù)）第26頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月偏航角與側(cè)滑角側(cè)滑角，driftangle，yawangle是速度矢量V與導(dǎo)彈縱向?qū)ΨQ平面之間的夾角，是速度坐標(biāo)系與彈體坐標(biāo)系之間的關(guān)系；偏航角是導(dǎo)彈縱軸在水平面上投影與地面坐標(biāo)系A(chǔ)x軸（在水平面上，指向目標(biāo)為正）之間的夾角，是地面坐標(biāo)系與彈體坐標(biāo)系之間的角度關(guān)系。二、飛機(jī)的運(yùn)動參數(shù)（續(xù)）第27頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月滾轉(zhuǎn)角rollangle又稱“坡度”，“傾斜角”。對其中滾轉(zhuǎn)角定義為彈體的Oy軸（即彈體的豎直軸）與包含彈體縱軸的鉛垂平面之間的夾角。從彈體尾部沿縱軸往前看，若Oy軸位于鉛垂平面的右側(cè)，形成的滾轉(zhuǎn)角為正（轉(zhuǎn)動角速度方向與縱軸Ox軸的正向一致），反之為負(fù)（圖中的滾轉(zhuǎn)角為正）。直觀的說，滾轉(zhuǎn)角就是導(dǎo)彈沿縱軸轉(zhuǎn)過的角度。滾轉(zhuǎn)角通常用γ來表示。二、飛機(jī)的運(yùn)動參數(shù)（續(xù)）第28頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月二、飛機(jī)的運(yùn)動參數(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)對稱面的夾角。V處于對稱面之右時為正

產(chǎn)生空氣動力的主要因素對于飛控是重要的變量第29頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月三、飛行器運(yùn)動的自由度剛體飛機(jī)，空間運(yùn)動，有6個自由度：質(zhì)心x、y、z線運(yùn)動（速度增減，升降，左右移動）繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動角運(yùn)動飛機(jī)有一個對稱面：縱向剖面，幾何對稱、質(zhì)量對稱1.縱向運(yùn)動速度V，高度H，俯仰角2.橫航向運(yùn)動質(zhì)心的側(cè)向移動，偏航角，滾轉(zhuǎn)角

縱向、橫航向內(nèi)部各變量之間的氣動交聯(lián)較強(qiáng)縱向與橫航向之間的氣動交聯(lián)較弱，可以簡化分析飛機(jī)—面對稱，導(dǎo)彈—軸對稱第30頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月四、飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)飛機(jī)：升降舵、方向舵、副翼及油門桿導(dǎo)彈：擺動發(fā)動機(jī)噴管，小舵面

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第31頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月五、彈飛行運(yùn)動的特點(diǎn)1、外形飛機(jī)外形

面對稱，三翼面，機(jī)翼為主，產(chǎn)生較大氣動力導(dǎo)彈外形

“+”字形、“”字形軸對稱

1）—升力，—側(cè)力，作用相同

偏航與俯仰特性相同，與滾轉(zhuǎn)無耦合2）導(dǎo)彈：側(cè)滑轉(zhuǎn)彎STT(skid-to-turn)

飛機(jī)：傾斜轉(zhuǎn)彎(bank-to-turn)第32頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月利用升力、側(cè)力控制導(dǎo)彈飛行軌跡-產(chǎn)生加速度（過載）

水平舵面—，升力，法向過載，上下飛行

垂直舵面—，側(cè)力，側(cè)向過載，左右飛行

滾轉(zhuǎn):無a，同一平面舵面的差動偏轉(zhuǎn)—滾轉(zhuǎn)力矩鴨式導(dǎo)彈

鴨翼，不受氣流下洗的影響，改變氣動特性推力矢量控制

導(dǎo)彈舵面氣動力小，靠推力改變方向控制1）燃?xì)舛妫焊咚偃細(xì)饬?，控制耐熱舵面偏轉(zhuǎn)2）擺動發(fā)動機(jī)：控制推力方向—推力線變化，產(chǎn)生力矩

彈道式導(dǎo)彈：依據(jù)彈道計算修改推力線3）擺動噴管：固體火箭發(fā)動機(jī)，噴管擺動，改變推力第33頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月第三節(jié)、空氣動力與空氣動力系數(shù)

飛行中飛機(jī)表面承受著氣動壓力—空氣動力，分布的壓力可以看作一個合力、合力矩：力：升力Lift，La：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)，在速度軸系定義阻力Xa：在速度的反方向上，平行于氣流，向后為正，速度軸系側(cè)力Ya：垂直于飛機(jī)的垂直剖面，向右為正，機(jī)體軸系力矩：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第34頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月空氣動力系數(shù)用無因次形式表示，有利于分析比較

升力系數(shù)：Cla=Za/qS，縱向系數(shù)

阻力系數(shù)：

Cxa=Xa/qS

側(cè)力系數(shù)：

Cya=Ya/qS橫側(cè)向系數(shù)

滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)：

CL=L/qSwb

俯仰力矩系數(shù)：

CM=M/qSwCA

偏航力矩系數(shù)：

CN=N/qSwb式中：

q=1/2V2—動壓，qs=牛頓（力），

S—機(jī)翼面積，Sw—尾翼面積，

b—

機(jī)翼展長，CA

—

機(jī)翼平均氣動弦長第35頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月第一章飛行動力學(xué)北京航空航天大學(xué)自動化學(xué)院張平2010，3第36頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月一、升力L1.機(jī)翼升力：低速機(jī)翼（a），超音速機(jī)翼（b）翼弦長c——翼型前緣點(diǎn)A至后緣點(diǎn)B的距離相對厚度,,t——最大厚度相對彎度，,

f——中弧線最高點(diǎn)至翼弦線距離超音速機(jī)翼特點(diǎn)：沒有彎度且相對厚度很薄機(jī)翼形狀對產(chǎn)生的升力有很大影響

第四節(jié)縱向氣動力與氣動力矩第37頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月機(jī)翼形狀平均空氣動力弦：式中：c(y)表示沿展向坐標(biāo)y處的弦長

展弦比A=b2/Sw，b——機(jī)翼展長，Sw——機(jī)翼面積；梯形比=ct/cr,

cr——翼根弦長，ct——翼尖弦長；前緣后掠角0

1/4弦線后掠角1/4

第38頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月機(jī)翼的升力亞音速流中，氣流流過有迎角的翼型時，在A、B點(diǎn)分流和匯合,A，B點(diǎn)：駐點(diǎn)，該點(diǎn)上流速為0上表面氣流路程較長，流速較快，按伯努利公式，上表面的

壓強(qiáng)較??；流經(jīng)下表面的氣流，路程較短，流速較小，壓強(qiáng)比上表面大

上下表面氣流的壓力形成了壓力差，總和就是升力，升力垂直于翼面弦線，分解到V的垂直方向，用升力系數(shù)CLw-wing

表示升力系數(shù)與迎角有關(guān)CLw-wing第39頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月升力系數(shù)與迎角的關(guān)系=0，CLw00，由于翼型彎度f為正，=0時仍有壓力差=0<0，CLw=0，0—零升迎角，只有f=0，翼型上下對稱時0=0=cr，CLw=CLwmax，升力系數(shù)最大，cr—最大臨界迎角，失速迎角>cr機(jī)翼表面氣流嚴(yán)重分離為大漩渦，升力下降一般<1015時，CLw與成正比：CLw=W（-0）式中：—

升力線斜率升力Lw=CLwQSw超音速翼型超音速氣流中上翼面膨脹流，V大，p小下翼面壓縮流，V小，p大壓力差形成升力CLw0第40頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月2.機(jī)身的升力圓柱形機(jī)身較小時基本不產(chǎn)生升力大迎角下機(jī)身背部分離出許多旋渦，才有些升力超音速飛機(jī)的機(jī)身頭部一般為圓錐形，有迎角時，升力就產(chǎn)生在這圓錐形的頭部機(jī)身升力系數(shù)：

Sb—機(jī)身的橫截面積

導(dǎo)彈彈體與機(jī)身相同，較少產(chǎn)生升力第41頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月3.平尾的升力機(jī)翼有升力時，上表面的壓力低于下表面，因而在左右翼尖處的端頭，氣流將從下表面向上表面翻卷，然后隨迎面氣流拖出兩條旋渦—翼尖尾渦，洗流，影響尾翼的升力

水平尾翼相當(dāng)于一個小機(jī)翼，受到前面機(jī)翼下洗的影晌，尾翼處氣流要改變方向設(shè)下洗速度Wt

下洗角：

與迎角成正比機(jī)翼迎角減小一個，才是平尾的實際迎角t

升降舵偏轉(zhuǎn)改變了平尾翼型彎度，因而也改變了平尾升力

平尾升力系數(shù)：超音速飛機(jī)的平尾—全動式平尾

升力系數(shù)：

為平尾轉(zhuǎn)動角度，后緣下偏為正

第42頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月4.整機(jī)的升力飛機(jī)的升力為各部分升力之和：CL=CLw+CLb+CLt寫成：CL=CL0+CL

+CLee，CL0—為0時的升力升力系數(shù)不僅與、e有關(guān)，還與飛行M數(shù)有關(guān)

0.5>M，升力系數(shù)基本不變，

0.5<M<Mcr，略有增加

M>Mcr，增大加劇，

M>1.5，大幅度減小在全飛行包線內(nèi)升力系數(shù)是

M數(shù)、高度、、e的函數(shù)

4維函數(shù)吹風(fēng)數(shù)據(jù)0.5第43頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月二、阻力D氣流作用于物體表面的法向力及氣流對物體表面的切向摩擦力，形成了阻力。兩部分：

零升阻力（與升力無關(guān)）:摩擦阻力、壓差阻力和零升波阻

升致阻力（升力導(dǎo)致）:誘導(dǎo)阻力和升致波阻1.摩擦阻力與壓差阻力

空氣是有粘性的，緊貼物面處的流速V為零

沿物面的法向流速V逐漸增大

附面層：從V=0到V為自由流速的99%之間的流層牛頓內(nèi)摩擦應(yīng)力公式：

—切向應(yīng)力，—

空氣粘性系數(shù)，V/n—

沿物面法向的速度梯度，空氣粘性與速度差形成阻力

第44頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月1.摩擦阻力與壓差阻力（續(xù)）層流附面層：各層互不混雜紊流附面層：各層流體微團(tuán)間相互滲透轉(zhuǎn)換點(diǎn)：飛行速度加大或翼面粗糙度增加時，轉(zhuǎn)換點(diǎn)前移壓差阻力

順壓區(qū)—最小壓力點(diǎn)前流速增加，壓力降低附面層薄

逆壓區(qū)—流速減小，壓力升高，附面層增厚分離點(diǎn)：空氣不沿翼面流動，附面層分離形成漩渦區(qū)升力不再增加

壓差阻力：翼型前緣高壓區(qū)與后緣低壓漩渦區(qū)，形成向后的壓力差

分離點(diǎn)愈靠前，漩渦區(qū)愈大，壓差阻力也愈大

第45頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月2.零升波阻-升力為0時的波阻超音速飛行機(jī)身頭部、機(jī)翼與尾翼前緣產(chǎn)生激波，空氣壓力，阻止飛機(jī)飛行，稱為波阻亞音速飛行馬赫數(shù)超過臨界Mcr，翼面上有局部超音速區(qū)，產(chǎn)生波阻激波對附面層的干擾使附面層分離，甚至在=0時也會出現(xiàn)，因此形成零升波阻。減小波阻的措施

尖前緣、薄型機(jī)翼，大后掠角，小展弦比機(jī)翼，尖銳頭部的細(xì)長機(jī)身等，是超音速飛機(jī)的氣動外形主要特征第46頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月3.升致阻力-存在升力而增加的阻力

1）亞音速飛行時—誘導(dǎo)阻力翼尖形成自由渦和下洗角，升力有了向后的分力CDi=CL

CDi—誘導(dǎo)阻力系數(shù)展弦比大，誘導(dǎo)阻力?。ɑ铏C(jī)）2）超音速飛行時—升致波阻上翼面氣流膨脹形成低壓，下翼面氣流壓縮形成高壓

壓力差形成的升力垂直于翼弦線升力（應(yīng)垂直于氣流速度）沿遠(yuǎn)前方氣流方向都有向后的分量CDi=CL

sin

稱為升致波阻整機(jī)升致阻力系數(shù)

CD=ACL23維機(jī)翼升力小于2維機(jī)翼的升力第47頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月4.整個飛行器的阻力

飛機(jī)的阻力系數(shù)CD=CD0+CDi

CD0

—零升阻力系數(shù)，CDi

—升致阻力系數(shù)

小迎角：CD=CD0(M)+A(M)CL2阻力系數(shù)不僅與CL有關(guān)，且與M數(shù)有關(guān)

迎角=0時CD0M曲線

升阻比極曲線

M，CD，CL

升阻比—升力/阻力，越大越好以較小的阻力獲得較大的升力與升力一樣，可能是四維函數(shù)與氣動結(jié)構(gòu)有關(guān)，總體設(shè)計要求第48頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月三、縱向俯仰力矩M作用于飛機(jī)的外力產(chǎn)生的繞機(jī)體oy軸的力矩氣動力矩和發(fā)動機(jī)推力T產(chǎn)生的力矩推力T不通過飛機(jī)質(zhì)心推力產(chǎn)生的力矩：MT=T*zT

zT—

推力到質(zhì)心的距離，T向量在質(zhì)心之下，zT>0空氣動力引起的俯仰力矩是飛行速度、高度、迎角及升降舵偏角的函數(shù)（靜態(tài)）當(dāng)俯仰速率，迎角變化率，升降舵偏轉(zhuǎn)速率等不為零時，還會產(chǎn)生附加俯仰力矩（動態(tài)）

也可用俯仰力矩系數(shù)Cm描述：第49頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月（一）定常直線飛行的俯仰力矩

1.機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩Mw——機(jī)翼升力產(chǎn)生（1）二維機(jī)翼的氣動力矩

二維機(jī)翼：展長無限大，直機(jī)翼（簡化模型，忽略阻力）

作用于翼型表面的壓力除了升力和阻力外，還有一個力矩，力矩的大小與歸算點(diǎn)有關(guān)。二維機(jī)翼的升力系數(shù)：CL=L/(QS)

俯仰力矩系數(shù)：Cm=M/(QSc)，如右圖所示

c—

二維翼弦長，S-某翼段面積如圖：CL=0（=0），Cm0—零升力矩系數(shù)

Cm0與歸算點(diǎn)無關(guān)，純力偶

在10~15，可用線性方程描述：

Cm=Cm0+(Cm/)o(-0)

(Cm/)o—o表示對前緣點(diǎn)取矩對前緣點(diǎn)的俯仰力矩導(dǎo)數(shù)，斜率第50頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月（1）二維機(jī)翼的氣動力矩CL與Cm都有線性特性，可以改變?nèi)【攸c(diǎn)，尋找一個新的點(diǎn)：迎角變化時，只有升力改變，而力矩不變?nèi)∧滁c(diǎn)F：設(shè)力矩系數(shù)式中：為無因次距離，進(jìn)一步如果使CmF不隨迎角改變，應(yīng)滿足因此可得即：只有(Cm/)與(CL/)都是常值時，才是常值

F點(diǎn)—焦點(diǎn)，增量升力作用點(diǎn)對焦點(diǎn)的力矩不隨迎角變化，10，CmF=Cm0迎角增加時，該點(diǎn)上升力變化，俯仰力矩不變

（僅為了引出焦點(diǎn)的概念，不是真實的力矩系數(shù)）亞音速：M<Mcr,，超音速：M>1.5,

跨音速區(qū)焦點(diǎn)會移動，薄翼型的焦點(diǎn)移動比較規(guī)律，超音速飛機(jī)常用第51頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月（2）三維機(jī)翼的氣動力矩三維機(jī)翼：機(jī)翼展長取CA—平均氣動弦三維機(jī)翼的焦點(diǎn)：亞音速：大后掠角、小展弦比等因泰對焦點(diǎn)位置有較大影響三維機(jī)翼的俯仰力矩：由焦點(diǎn)得出

設(shè)飛機(jī)質(zhì)心與平均氣動弦前緣點(diǎn)的距離為Xc.g.

令：對質(zhì)心的力矩系數(shù)為由于焦點(diǎn)到前緣的距離與質(zhì)心到前緣的距離都是常值所以俯仰力矩系數(shù)可用線性描述

質(zhì)心在焦點(diǎn)之前，

迎角，升力增量作用在焦點(diǎn)上,產(chǎn)生低頭力矩M<0,使迎角，減小升力，穩(wěn)定作用反之，質(zhì)心在焦點(diǎn)之后，

迎角，升力增量，產(chǎn)生抬頭力矩M>0,使迎角繼續(xù)，不穩(wěn)定作用焦點(diǎn)位置決定了飛機(jī)的靜穩(wěn)定性飛機(jī)俯仰力矩俯仰力矩系數(shù)Cm<0

第52頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月2.機(jī)身產(chǎn)生的俯仰力矩

亞音速飛機(jī)的機(jī)身基本沒有升力，只有一個純力偶，機(jī)身本身氣動特性不穩(wěn)定超音速飛機(jī)的頭部是錐形體，迎角不為零時有升力，由于頭部在質(zhì)心之前，因此是不穩(wěn)定作用

考慮機(jī)翼-翼身組合體的俯仰力矩系數(shù)（吹風(fēng)時一起吹）第53頁，課件共59頁，創(chuàng)作于2023年2月3.水平尾翼的俯仰力矩

平尾對質(zhì)心的俯仰力矩

Mt=-Lt*lt