飛行原理（第二版）課件：飛機(jī)的低速空氣動力

第

2

章飛機(jī)的低速空氣動力目錄2.3飛行阻力2.5增升裝置的增升原理2.1空氣流動的描述04

2.4飛機(jī)的低速空氣動力性能CONTENTS03010502

2.2升力2.1空氣流動的描述2.1.1

流體模型化1.

理想流體忽略流體黏性作用的流體，稱為理想流體?？諝饬鬟^飛機(jī)時，一般只在貼近飛機(jī)表面的地方(附面層)考慮空氣黏性的影響，其他地方則按理想流體處理。2.

不可壓流體添加內(nèi)容

添加內(nèi)容忽略流體密度的變化，認(rèn)為其密度為常量的流體，稱為不可壓流體?？諝饬鬟^飛機(jī)時，密度要發(fā)生變化，其變化量的大小取決于M的大小。添加內(nèi)容

添加內(nèi)容3.

絕熱流體

在此錄入上述圖表的綜合描述說明不考慮熱傳導(dǎo)性的流體，稱為絕熱流體。添加內(nèi)容

添加內(nèi)容添加內(nèi)容在此錄入上述圖表的綜合描述說明添加內(nèi)容相對氣流是空氣相對于物體的運(yùn)動，相對氣流的方向與物體的運(yùn)動方向相反。飛機(jī)的相對氣流就是空氣相對于飛機(jī)的運(yùn)動，因此，飛機(jī)的相對氣流方向與飛行速度相反。2.1.2

相對氣流飛機(jī)的運(yùn)動方向與相對氣流的方向洞實(shí)驗(yàn)簡圖迎角添加內(nèi)容相對氣流方向

(飛行速度方向)與翼弦之

間的夾角，稱為迎角

，用α表示。飛行狀態(tài)不同，迎角的大小一般也不同。2.1.3迎角飛機(jī)在水平飛行

、上升

、下降時的迎角添加內(nèi)容添加內(nèi)容添加內(nèi)容2.1.4

流線和流線譜流線：是為了描述流體運(yùn)動而引入的一條假想曲線。其定義：流場中的一條空間曲線，在該曲線上每點(diǎn)的流體微團(tuán)的速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。流線2.1.4

流線和流線譜流線譜：所有流線的集合就是流線譜。流線譜反映了流體流過物體時的流動情況。流線譜的形狀主要由物體的外形、物體與氣流的相對位置決定。添加內(nèi)容幾種典型物體的流線譜添加內(nèi)容連續(xù)性定理表述為：當(dāng)流體流過一流管時，流體將連續(xù)不斷并穩(wěn)定地在流管中流動，在同一時間流過流管任意截面的流體質(zhì)量相等。2.1.5

連續(xù)性定理文邱利管2.1.6

伯努利定理伯努利定理表述為：穩(wěn)定氣流中，在同一流管的任意截面上，空氣的動壓和

靜壓之和保持不變。由此可見，動壓大，則靜壓??；動壓小，則靜壓大。即流速大，壓強(qiáng)小；流速小，壓強(qiáng)大；流速減小到零，壓強(qiáng)增大到總壓值。添加內(nèi)容嚴(yán)格來說，伯努利定理在下列條件下才是適用的：①氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動是定常的；②流動的空氣與外界沒有能量交換，即空氣是絕熱的；③空氣沒有黏性，即空氣為理想流體；④空氣密度不變，即空氣為不可壓流；⑤在同一條流線或同一條流管上。2.1.7

連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用1

.

用文邱利管測流量：文邱利管測流量添加內(nèi)容2.1.7

連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用2.

空速管測飛行速度的原理：文邱利管測流量添加內(nèi)容2.2升力2.2.1

升力的產(chǎn)生原理升力的產(chǎn)生原理：從流線譜可以看出，空氣流到翼型的前緣，分成上、下兩股，分別沿翼型的上、下表面流過，并在翼型的后緣匯合后向后流去。在翼型的上表面，由于正迎角和翼面外凸的影響，流管收縮，流速增大，壓力降低；而在翼型的下表面，氣流受阻，流管擴(kuò)張，流速減慢，壓力增大。這樣，翼型的上、下翼面出現(xiàn)壓力差，總壓力差在垂直于相對氣流方向的分量，就是翼型的升力。添加內(nèi)容翼型產(chǎn)生的升力2.2.2

翼型的壓力分布1

.

矢量表示法：吸力和正壓可以用矢量來表示，矢量箭頭的長度表示吸力或正壓的大小。矢量方向與翼面垂直，箭

頭由翼面指向外，表示吸力；箭頭指向翼面，表示正壓。將各點(diǎn)矢量的外端用光滑的曲線連接起來，就得到了矢量表示的機(jī)翼壓力分布圖。機(jī)翼壓力分布的矢量表示法添加內(nèi)容在用坐標(biāo)表示機(jī)翼的壓力分布時，?般采用壓力系數(shù)(Cp

)，其定義為：2.2.2

翼型的壓力分布根據(jù)伯努利方程,壓力系數(shù)可寫成：2.

坐標(biāo)表示法添加內(nèi)容由此可知，翼面上該點(diǎn)的壓力系數(shù)(CP

)也是一確定值。這表明，翼面各點(diǎn)的壓力系數(shù)主要取決于迎角和翼型的形狀，與動壓(流速)無關(guān)。2.2.2

翼型的壓力分布機(jī)翼壓力分布的矢量表示法添加內(nèi)容2.2.3

升力公式1

.

升力公式的推導(dǎo)某迎角時的流線譜添加內(nèi)容上式的CL型等于用坐標(biāo)法表示的機(jī)翼上、下翼面壓力系數(shù)曲線所圍成的面積在垂直于相對氣流方向上的分量。低速飛行時，機(jī)翼的壓力分布主要隨機(jī)翼形狀和迎角變化，因此，升力系數(shù)綜合表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對飛機(jī)升力的影響。升力與來流動壓成正比。2.

升力公式的物理意義一般近似等于12.2.3

升力公式于是2.3飛行阻力1

.

附面層的形成附面層：就是指在緊貼物體表面，氣流速度從物面速度為零處逐漸增大到

99%主流速度的很薄的空氣流動層。沿物面法向的速度分布稱為附面層的速度型。2.3.1

低速附面層平板表面的附面層2.

附面層的特點(diǎn)(1)附面層內(nèi)沿物面法線方向壓強(qiáng)不變且等于法線主流壓強(qiáng)。如果沿物面法線方向(以y表示)測量附面層沿著y方向的靜壓強(qiáng)P的變化，其結(jié)果是壓強(qiáng)P在附面層內(nèi)沿y方向幾乎不變。(2)附面層的厚度隨氣流流經(jīng)物面距離的增長而增厚。由物面沿法向到附面層邊界(速度為99％主流速度處)的距離為附面層的厚度，用δ表示。附面層厚

度隨空氣流經(jīng)物面的距離的增長而增厚。2.3.1

低速附面層附面層的厚度2.3.1

低速附面層3.

層流附面層和紊流附面層所謂層流，就是氣體微團(tuán)沿物面法向分層流動，互不混淆。所謂紊流，就是氣體微團(tuán)除了沿物面流動外，還有明顯地沿物面法向上下亂動的現(xiàn)象，使各層之間有強(qiáng)烈的混合，形成紊亂的流動。氣流沿物面流動時，在物面的前段?般是層流，后段是紊流，層流與紊流之間的過渡區(qū)，稱為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。附面層的轉(zhuǎn)捩3.

層流附面層和紊流附面層隨著氣流流過物面的距離增長，附面層上層氣流不斷受到擾動，氣流上下脈動也將越來越劇烈，當(dāng)脈動增大到一定程度時，層流附面層也就轉(zhuǎn)捩為紊流附面層。2.3.1

低速附面層層流附面層的不穩(wěn)定性附面層的速度梯度3.

層流附面層和紊流附面層與層流附面層相比，紊流附面層由于空氣微團(tuán)上下亂動的結(jié)果，相鄰各層的流速差較小；在紊流附面層靠近物面部分，由于空氣微團(tuán)的上下亂動受到物面的限制，仍保持為層流(稱為紊流的層流低層)，就紊流的層流低層來看，物面處的速度梯度要比層流附面層大得多。2.3.1

低速附面層2.3.2

阻力的產(chǎn)生1.

摩擦阻力由附面層理論可知，空氣流過機(jī)翼時，緊貼機(jī)翼表面的一層空氣，其速度恒等于零，就好像粘在機(jī)翼表面一樣，這是由于這些流動的空氣受到了機(jī)翼表面給它的向前的力作用的結(jié)果。由牛頓第三定律可知，這些速度為零的空氣也必然給機(jī)翼表面一個反作用力，這個反作用力就是摩擦阻力。2.

壓差阻力壓差阻力是由于物體前后的壓力差而產(chǎn)生的阻力。飛機(jī)的機(jī)翼、機(jī)身和尾翼等部件都會產(chǎn)生壓差阻力。壓差阻力的產(chǎn)生與附面層分離密切相關(guān)。我們先介紹與附面層分離有關(guān)的一些知識。1)順壓梯度和逆壓梯度流體流過曲面時，由于曲面彎度的影響，主流沿流動方向壓強(qiáng)變化，即存在壓強(qiáng)梯度，如流動方向以x向表示，

壓強(qiáng)梯度可表示為dP/dx。壓強(qiáng)梯度對附面層氣流的流動將產(chǎn)生很大的影響。2.3.2

阻力的產(chǎn)生2.

壓差阻力順壓梯度和逆壓梯度2)附面層分離附面層分離(亦稱氣流分離)

是指附面層內(nèi)的氣流發(fā)生倒流，脫離物體表面，形成大量旋渦的現(xiàn)象。3)壓差阻力的產(chǎn)生氣流流過機(jī)翼后，在機(jī)翼的后緣部分也會產(chǎn)生附面層分離形成渦流區(qū)，壓強(qiáng)降低；而在機(jī)翼前緣部分，由于氣流受阻壓強(qiáng)增大，這樣機(jī)翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而使機(jī)翼產(chǎn)生壓差阻力。2.3.2

阻力的產(chǎn)生2.

壓差阻力附面層分離3.

干擾阻力實(shí)驗(yàn)表明，飛機(jī)的各個部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼等，單獨(dú)放在氣流中所產(chǎn)生的阻力總和小于把它們組成一個整體時所產(chǎn)生的阻力。我們把這種飛機(jī)各部分之間由于氣流的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。機(jī)翼和機(jī)身結(jié)合部氣流的相互干擾2.3.2

阻力的產(chǎn)生4.

誘導(dǎo)阻力1)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，于是就形成漩渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。機(jī)翼上產(chǎn)生的升力越多

，翼尖渦也就越強(qiáng)。2.3.2

阻力的產(chǎn)生飛機(jī)的翼尖渦后翼尖渦流2.3.2

阻力的產(chǎn)生4.

誘導(dǎo)阻力2)下洗流和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，其流速用v′表示。下洗流與相對氣流之間的夾角稱為下洗角，用ε表示。下洗流與翼弦之間的夾角稱為有效迎角，用αt表示。下洗速度沿展向的分布下洗流和下洗角4.

誘導(dǎo)阻力3)誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生實(shí)際升力L′對飛機(jī)的運(yùn)動起著兩個作用：一是垂直于相對氣流方向的分力(圖2.26中的L)起著升力的作用；二是平行于相對氣流方向的分力(圖2.26中的D)起著阻

礙飛機(jī)前進(jìn)的作用，這個阻力就是誘導(dǎo)阻力。2.3.2

阻力的產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生原理2.3.2

阻力的產(chǎn)生5.

阻力公式與升力類似，飛機(jī)的阻力主要與機(jī)翼形狀及表面質(zhì)量、飛機(jī)迎角、機(jī)翼

面積、飛行動壓有關(guān)。其中機(jī)翼形狀及表面質(zhì)量和飛機(jī)迎角對飛機(jī)阻力的影響用阻力系數(shù)表示，這樣就可以得到與升力公式類似的阻力公式：2.4飛機(jī)的低速空氣動力性能2.4.1

升力特性1.

升力系數(shù)的變化規(guī)律從升力系數(shù)曲線可以看出，在中小迎角范圍，升力系數(shù)呈線性變化，即升力系數(shù)隨迎角的增大線性增大。這是因?yàn)樵谥行∮?，渦流區(qū)只占上翼面后段很小一段，對翼面壓強(qiáng)分布影響很小。隨迎角增大，如圖2.28(a)到(b)，上翼面前部流線更彎曲，流管更為收縮，流速更快，壓強(qiáng)更低，吸力更大；與此同時，下翼面的阻擋作用更強(qiáng)，壓強(qiáng)更高，壓力更大，升力系數(shù)呈線性增大。飛機(jī)的升力系數(shù)曲線2.4.1

升力特性2.

升力特性參數(shù)1)零升迎角(α0)零升迎角是飛機(jī)升力系數(shù)等于零時的迎角。2)升力系數(shù)曲線斜率(CLα)升力系數(shù)曲線斜率(αCL)是升力系數(shù)增量與迎角增量之比的極限值它反映迎角改變時升力系數(shù)變化的大小程度，是影響飛機(jī)操縱性和穩(wěn)定性的重要參數(shù)。3)臨界迎角(αcr)和最大升力系數(shù)(CLmax)升力系數(shù)曲線最高點(diǎn)所對應(yīng)的迎角和升力系數(shù)就是臨界迎角(αcr)和最大升力系數(shù)(CLmax)最大升力系數(shù)是決定飛機(jī)起飛和著陸性能的重要參數(shù)。臨界迎角是一個非常重要的空氣動力性能參數(shù)，它決定飛機(jī)的失速特性。2.4.2

阻力特性1.

阻力系數(shù)的變化規(guī)律阻力系數(shù)的變化規(guī)律可以用阻力系數(shù)曲線表示。阻力系數(shù)曲線反映了阻力系數(shù)隨迎角變化的規(guī)律。圖2.29為某型飛機(jī)的阻力系數(shù)曲線。從曲線可以看出，阻力系數(shù)隨迎角的增大而增大，近似于拋物線規(guī)律。阻力系數(shù)曲線2.4.2

阻力特性2.

阻力特性參數(shù)1)最小阻力系數(shù)(C

Dmin)和零升阻力系數(shù)(CD0)阻力系數(shù)永遠(yuǎn)不等于零，但它存在一個最小值，即最小阻力系數(shù)(CDmin)。零升阻力系數(shù)指升力系數(shù)為零時的阻力系數(shù)(CD0)。2)中小迎角時的阻力公式在中小迎角時，阻力公式可以表示為式中，A為誘導(dǎo)阻力因子，其值與飛機(jī)機(jī)翼形狀有關(guān)。2.4.3

升阻比特性1.

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K表示。由于升力系數(shù)和阻力系

數(shù)的大小主要隨迎角變化，所以升阻比的大小也主要隨迎角變化。也就是說，升阻比與空氣密度、飛行速度、機(jī)翼面積的大小無關(guān)。2.

升阻比曲線升阻比曲線表達(dá)了升阻比隨迎角而變化的規(guī)律。從曲線可看出，升阻比存在一個最大值，此時對應(yīng)的迎角稱為最小阻力迎角(亦稱有利迎角)。3.

性質(zhì)角是飛機(jī)總空氣動力與飛機(jī)升力之間的夾角。升阻比曲線2.4.4

飛機(jī)的極曲線1.

極曲線從綜合衡量飛機(jī)的空氣動力性能出發(fā)，需要將飛機(jī)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角變化的關(guān)系綜合地用一條曲線表示出來，此曲線就是飛機(jī)的極曲線。性質(zhì)角隨迎角的變化飛機(jī)的極曲線2.不同滑流狀態(tài)下的極曲線2.

不同滑流狀態(tài)下的極曲線螺旋槳飛機(jī)的機(jī)翼受螺旋槳滑流的影響較大，在不同的滑流狀態(tài)下，飛機(jī)的極曲

線將發(fā)生變化。不同滑流狀態(tài)下的極曲線2.4.5

地面效應(yīng)飛機(jī)在起飛和著陸貼近地面時，由于流過飛機(jī)的氣流受地面的影響，使飛機(jī)的空氣動力和力矩發(fā)生變化，這種效應(yīng)稱為地面效應(yīng)。飛機(jī)貼近地面飛行時，流經(jīng)機(jī)翼下表面的氣流受到地面的阻滯，流速減慢，

壓強(qiáng)增大，形成所謂的氣墊現(xiàn)象；而且由于地面的阻滯，使原來從下翼面流過的一部分氣流改道從上翼面流過，

于是上翼面前段的氣流加速，壓強(qiáng)降低，致使上下翼面的壓強(qiáng)差增大，升力系數(shù)增大。同時，由于地面的作用，使流過機(jī)翼的氣流下洗減弱，下洗角減小，誘導(dǎo)阻力減小，使飛機(jī)阻力系數(shù)減小。不同滑流狀態(tài)下的極曲線2.5增升裝置的增升原理2.5.1

前緣縫翼前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，其作用是延緩機(jī)翼的氣流分離，提高最大升力系數(shù)和臨界迎角。前緣縫翼打開時與機(jī)翼之間有一條縫隙。只有當(dāng)飛機(jī)迎角接近或超過臨界迎角時，即機(jī)翼氣流分離現(xiàn)象嚴(yán)重時，打開前緣縫翼才能起到增大升力系數(shù)的作用。前緣縫翼打開延緩氣流分離前緣縫翼的增升作用2.5.2

后緣襟翼1.

分裂襟翼分裂襟翼是從機(jī)翼后段下表面一塊向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面。分裂襟翼的增升效果很好，一般最大升力系數(shù)可增大75%~85%。但大迎角下放襟翼，上翼面最低壓強(qiáng)點(diǎn)的壓強(qiáng)更低，氣流易提前分離，故臨界迎角有所減小