空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)02空氣動(dòng)力學(xué)

.,空氣動(dòng)力學(xué)與飛行原理,第2章空氣動(dòng)力學(xué),.,知識(shí)要求熟練掌握流體流動(dòng)的基本規(guī)律熟練掌握機(jī)體幾何外形參數(shù)的表示和概念能夠根據(jù)相關(guān)知識(shí)對(duì)飛機(jī)所受空氣動(dòng)力進(jìn)行分析掌握高速飛行理論,.,2.1流體流動(dòng)的基本概念,研究作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力氣流空氣的流動(dòng)稱為氣流?？諝庀鄬?duì)物體的流動(dòng)，稱為相對(duì)氣流。,.,2.1.1相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理,作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力取決于飛機(jī)和空氣之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)情況，而與觀察、研究時(shí)所選用的參考坐標(biāo)無(wú)關(guān)。將飛機(jī)的飛行轉(zhuǎn)換為空氣的流動(dòng)，使空氣動(dòng)力問題的研究大大簡(jiǎn)化。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)就是根據(jù)這個(gè)原理建立起來(lái)的。,.,2.1.2連續(xù)性假設(shè),連續(xù)性假設(shè)在進(jìn)行空氣動(dòng)力學(xué)研究時(shí)，將大量的、單個(gè)分子組成的大氣看成是連續(xù)的介質(zhì)。連續(xù)介質(zhì)組成介質(zhì)的物質(zhì)連成一片，內(nèi)部沒有任何空隙。在其中任意取一個(gè)微團(tuán)都可以看成是由無(wú)數(shù)分子組成，微團(tuán)表現(xiàn)出來(lái)的特性體現(xiàn)了眾多分子的共同特性。微小的局部也可代表整體,.,2.1.3流場(chǎng)、定常流和非定常流,流場(chǎng)流體流動(dòng)所占據(jù)的空間。非定常流在流揚(yáng)中的任何一點(diǎn)處，如果流體做困流過(guò)時(shí)的流動(dòng)多數(shù)隨時(shí)間變化，稱為非定常流；這種流場(chǎng)被稱為非定常流場(chǎng)。定常流如果流體微團(tuán)流過(guò)時(shí)的流動(dòng)參數(shù)速度、壓力、溫度、密度等不隨時(shí)間變化，這種流動(dòng)就稱為定常流，這種流場(chǎng)被稱為定常流場(chǎng)。,.,2.1.4流線、流線譜、流管和流量,流線和流線譜在定常流動(dòng)中，空氣微團(tuán)流過(guò)的路線（軌跡）叫作流線。由許多流線所組成的圖形，叫做流線譜。一般情況下流線不能相交。因此，由許多流線所圍成的管子稱為流管。流線間隔縮小，表明流管收縮；反之，表明流管擴(kuò)張。,.,體積流量質(zhì)量流量,.,2.2流體流動(dòng)的基本規(guī)律,2.2.1連續(xù)方程連續(xù)方程是質(zhì)量守恒定律在流體定常流動(dòng)中的應(yīng)用。連續(xù)方程：對(duì)于不可壓縮流體，連續(xù)方程可以簡(jiǎn)化為:流體的流速與流管的橫截面積成反比注意：質(zhì)量流量恒定！,.,2.2.2伯努利方程伯努利方程是能量守恒定律在流體流動(dòng)中的應(yīng)用。前提：不可壓縮、無(wú)粘性、流管高度基本不變，與外界無(wú)能量交換則：流體的流體具有的能量可以在壓力能和動(dòng)能之間進(jìn)行轉(zhuǎn)換，但能量的總和保持不變靜壓。單位體積流體具有的壓力能。動(dòng)壓。單位體積流體具有的動(dòng)能。,.,伯努利定理表明理想流體沿流管流動(dòng)過(guò)程中，流速增大的地方，靜壓力必然減小，反之亦然。這個(gè)定理不能用于高速氣流中！,.,聯(lián)系連續(xù)方程和伯努利方程，可得出以下結(jié)論：不可壓縮的、理想的流體在進(jìn)行定常流動(dòng)時(shí)：流管變細(xì)，流體的流速將增加，流體的動(dòng)壓增大，靜壓將減??；流管變粗，流體的流速將減小，流體的動(dòng)壓減小，靜壓將增加。,.,飛機(jī)機(jī)翼氣動(dòng)升力的產(chǎn)生：當(dāng)氣流流過(guò)機(jī)翼表面時(shí)，由于氣流的方向和機(jī)翼所采用的翼型，在機(jī)翼表面形成的流管就像圖2-5中所示的那樣變細(xì)或變粗，流體中的壓力能和功能之間發(fā)生轉(zhuǎn)變，在機(jī)翼表面形成不同的壓力分布，從而產(chǎn)生升力。,.,2.3機(jī)體幾何外形和參數(shù),2.3.1機(jī)翼的幾何外形和參數(shù)機(jī)翼翼型機(jī)翼平面形狀機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的安裝位置,.,1.機(jī)翼翼型,翼型用平行機(jī)身對(duì)稱面的平面切割機(jī)翼所得機(jī)翼的切面形狀,.,翼型參數(shù)弦線、弦長(zhǎng)b厚度、相對(duì)厚度最大厚度、相對(duì)厚度、最大厚度位置中弧線、彎度、相對(duì)彎度最大彎度、相對(duì)彎度、最大彎度位置,.,a平板翼型b彎板翼型c超臨界翼型d哥廷根398e低亞音速翼型fg對(duì)稱翼型，常用于尾翼hi超音速菱形翼型j超音速雙弧形翼型,.,2.機(jī)翼平面形狀和參數(shù),機(jī)翼平面形狀機(jī)翼平面形狀是飛機(jī)處于水平狀態(tài)時(shí)，機(jī)翼在水平面上的投影形狀（a）矩形；（b）梯形；（c）橢圓形；（d）后掠翼；（e）（f）和（g）為三角形和雙三角形。,.,參數(shù)機(jī)翼面積S梢根比翼展展長(zhǎng)L展弦比后掠角平均空氣動(dòng)力弦長(zhǎng),.,3.機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的安裝位置,(1)機(jī)翼相對(duì)機(jī)身中心線的高度位置上單翼、下單翼和中單翼,.,(2)機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的角度安裝角機(jī)翼弦線與機(jī)身中心線之間的夾角叫安裝角。加大安裝角叫“內(nèi)洗”(Washin)，通過(guò)調(diào)整外撐軒的長(zhǎng)度減小安裝角叫“外洗”(Washout)上反角、下反角-機(jī)翼底面與垂直機(jī)體立軸平面之間的夾角,.,縱向上反角機(jī)翼安裝角與水平尾翼安裝角之差叫縱向上反角一般水平尾翼的安裝角為負(fù)，前緣下偏。,.,2.3.2機(jī)身的幾何形狀和參數(shù),為了減小阻力，一般機(jī)身前部為圓頭錐體，后都為尖削的錐體，中間較長(zhǎng)的部分為等剖面柱體。表示機(jī)身兒何形狀特征的參數(shù)機(jī)身長(zhǎng)度Lah最大當(dāng)量直徑Dah長(zhǎng)細(xì)比ah=Lah/Dah,.,2.4作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力,2.4.1空氣動(dòng)力、升力和阻力2.4.2升力的產(chǎn)生2.4.3阻力2.4.4升力和阻力2.4.5升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線和升阻比曲線、極曲線2.4.6機(jī)翼的壓力中心和焦點(diǎn)(空氣動(dòng)力中心),.,2.4.1空氣動(dòng)力、升力和阻力,空氣動(dòng)力空氣作用在與之有相對(duì)運(yùn)動(dòng)物體上的力稱為空氣動(dòng)力。飛機(jī)飛行時(shí)，作用在飛機(jī)各部件上的空氣動(dòng)力的合力叫做飛機(jī)的總空氣動(dòng)力，用R表示?？偪諝鈩?dòng)力R的作用點(diǎn)叫壓力中心總空氣動(dòng)力在垂直來(lái)流方向上的分量叫升力，用L表示在平行來(lái)流方向上的分量叫阻力，用D表示。,.,2.4.2升力的產(chǎn)生,飛機(jī)的升力主要由機(jī)翼來(lái)產(chǎn)生。迎角相對(duì)氣流與機(jī)翼弦線之間的夾角迎角“正負(fù)”當(dāng)氣流以一定的正迎角流過(guò)具有一定翼型的機(jī)翼時(shí)在機(jī)翼上表面流管變細(xì)，流線分布較密；在機(jī)翼下表面流管變粗，流線分布較疏。,.,機(jī)翼上表面的氣流速度要加大，大于前方氣流的速度，同時(shí)，靜壓要下降，低于前方氣流的大氣壓力；機(jī)翼下表面的氣流速度要減小，小于前方氣流的速度，同時(shí)，靜壓要上升，高于前方氣流的大氣壓力。在機(jī)翼的前緣有一點(diǎn)(A)，氣流速度減小到零，正壓達(dá)到最大值，此點(diǎn)你為駐點(diǎn)。機(jī)翼上表面有一點(diǎn)(B)，氣流速度最大，負(fù)壓達(dá)到最大值，稱為最低壓力點(diǎn)。,.,2.4.3阻力,在低速飛行中飛機(jī)的阻力摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導(dǎo)阻力廢阻力主要由空氣的粘性引起在介紹飛機(jī)的阻力之前，應(yīng)先了解與空氣粘性有關(guān)的一些空氣的流動(dòng)狀態(tài)。,廢阻力,.,1.氣流在機(jī)體表面的流動(dòng)狀態(tài),（1）附面層（2）層流附面層和紊流附面層（3）附面層的分離,.,（1）附面層,附面層沿機(jī)體表面法向方向，流速由零逐漸增加到外界氣流流速的薄薄的一層空氣層；機(jī)體表面到附面層邊界(流速增大到外界氣流流速99%處)的距離為附面層的厚度（）附面層的厚度越來(lái)越厚,.,（2）層流附面層和紊流附面層,前段附面層內(nèi)：層流附面層。后段附面層：紊流附面層。附面層由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)叫轉(zhuǎn)捩轉(zhuǎn)捩段轉(zhuǎn)換段是很窄的區(qū)域，可近似看成一點(diǎn)，稱為“轉(zhuǎn)捩點(diǎn)”。,.,轉(zhuǎn)捩原因流動(dòng)距離越長(zhǎng)，附面層內(nèi)的分層流動(dòng)越不穩(wěn)機(jī)體表面對(duì)附面層施加擾動(dòng)在紊流附面層的底層，機(jī)體表面氣流的阻滯作用要比層流附面層大得多。,.,（3）附面層的分離,順壓梯度逆壓梯度附面層分離分離點(diǎn)分離點(diǎn)非轉(zhuǎn)捩點(diǎn)轉(zhuǎn)捩點(diǎn)在分離點(diǎn)之前分離點(diǎn)后形成渦流區(qū)渦流區(qū)內(nèi)，氣流壓力下降,.,2.摩擦阻力,（1）摩擦阻力的產(chǎn)生摩擦阻力是由于空氣有粘性而產(chǎn)生的阻力，存在于附面層內(nèi)由于空氣有粘性，當(dāng)氣流流過(guò)機(jī)體表面時(shí)，機(jī)體表面給氣流阻滯力并生成附面層。根據(jù)牛頓第三定律:作用力和反作用力總是大小相等方向相反，同時(shí)作用在兩個(gè)物體上。機(jī)體表面給氣體微團(tuán)向前的阻滯力，使其速度下降，氣體微團(tuán)必定給機(jī)體以大小相等方向相反的向后的作用力，這個(gè)力就是摩擦阻力。紊流附面層產(chǎn)生的摩擦阻力比層流附面層大得多。摩擦阻力的大小除了與附面層內(nèi)氣流的流動(dòng)狀態(tài)有關(guān)外，還與機(jī)體與氣流接觸的面積(機(jī)體的外露面積)大小以及機(jī)體表面狀態(tài)有關(guān)。,.,(2)減小摩擦阻力的措施,機(jī)翼采用層流翼型。設(shè)法使附面層保持層流狀態(tài),.,在機(jī)翼表面安裝一些氣功裝置，不斷向附面層輸入能量保持機(jī)體表面的光滑清潔。要盡量減小機(jī)體與氣流的接觸面積。,.,3.壓差阻力,(1)壓差阻力的產(chǎn)生在機(jī)翼的后緣生成低壓的渦流區(qū)機(jī)翼前緣區(qū)域的壓力大于后緣區(qū)域的壓力，前后壓力差就形成了壓差阻力,.,(2)減小壓差阻力的措施盡量減小飛機(jī)機(jī)體的迎風(fēng)面積。暴露在空氣中的機(jī)體各部件外形應(yīng)采用流線型。飛行時(shí)，除了起氣動(dòng)作用的部件外，其他機(jī)體部件的鈾錢應(yīng)盡量與氣流方向平行。,.,4.干擾阻力,（1）干擾阻力的產(chǎn)生流過(guò)機(jī)體各部件的氣流在部件結(jié)合處互相干擾而產(chǎn)生的阻力干擾阻力與各部件組合時(shí)的相對(duì)位置有關(guān)，也和部件結(jié)合部位形成的流管形狀有關(guān)。,.,（2）減小干擾阻力的措施適當(dāng)安排各部件之間的相對(duì)位置。中單翼干擾阻力量小，下單翼最大，上單翼居中。在部件結(jié)合部位安裝整流罩，使結(jié)合部位較為光滑，減小流管的收縮和擴(kuò)張。,.,5.誘導(dǎo)阻力,（1）翼梢旋渦和下洗流上、下翼面存在壓力差使機(jī)翼下表面氣流的流線由翼根向翼梢偏斜，使機(jī)翼上表面氣流的流線由翼梢向翼根偏斜，機(jī)翼的翼梢部位形成了由下向上旋轉(zhuǎn)的翼梢旋渦,.,（2）誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生如果上下翼面沒有壓力差，就不會(huì)產(chǎn)生升力，也就沒有誘導(dǎo)阻力產(chǎn)生。上下翼面壓力差越大，升力越大，誘導(dǎo)阻力也就越大。,.,（3）減小誘導(dǎo)阻力的措施采用誘導(dǎo)阻力較小的機(jī)翼平面形狀：橢圓平面形狀的機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最小，其次是梯形機(jī)翼，矩形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最大。加大機(jī)翼的展弦比也可以減小誘導(dǎo)阻力。在機(jī)翼安裝翼梢小翼,.,6.低速飛行時(shí)飛機(jī)的阻力,低速飛行時(shí)飛機(jī)的阻力由摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導(dǎo)阻力組成誘導(dǎo)阻力是隨著飛行速度的提高而逐漸減小廢阻力隨飛行速度越提高而增大在誘導(dǎo)阻力曲線和廢阻力曲線相交點(diǎn)總阻力最小，此時(shí)的飛行速度稱為有利飛行速度。隨著迎角的變化，廢阻力中的摩擦阻力和壓差阻力所起的作用也不相同。,.,2.4.4升力和阻力,1.升力公式、阻力公式升力公式阻力公式,.,2.影響升力和阻力的因素（1）空氣密度、飛行速度和機(jī)翼面積（2）升力系數(shù)和阻力系數(shù)升力系數(shù)和阻力系數(shù)都是無(wú)量綱參數(shù)，在飛行馬赫數(shù)小于一定值時(shí)，它們只與機(jī)翼的形狀（機(jī)翼翼型、機(jī)翼平面形狀）和迎角的大小有關(guān)翼型相對(duì)厚度和相對(duì)彎度迎角,.,2.4.5升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線和升阻比曲線、極曲線,升阻比和升力系數(shù)、阻力系數(shù)一樣都是無(wú)量綱參數(shù)，在飛行馬赫數(shù)小于一定值時(shí)，只與機(jī)翼的形狀(機(jī)翼翼型、機(jī)翼平面形狀)和迎角的大小有關(guān)。當(dāng)迎角改變時(shí)，氣流在機(jī)翼表面的流動(dòng)情況和機(jī)翼表面的壓力分布都會(huì)隨之發(fā)生變化，結(jié)果導(dǎo)致了機(jī)翼升力和阻力的變化，壓力中心位置的前后移動(dòng)。,.,1.升力系數(shù)CL隨迎角的變化,零升力迎角a0升力系數(shù)為零時(shí)，機(jī)翼的升力為零非對(duì)稱翼型：a0a0：CL0，升力方向指向機(jī)翼上表面（圖c）,.,最大升力系數(shù)對(duì)應(yīng)迎角amaxaamax：CL隨著a的增加而下降,.,2.機(jī)翼壓力中心位置隨迎角的變化,機(jī)翼氣動(dòng)力合力的作用點(diǎn)叫做機(jī)翼的壓力中心。隨著迎角的改變，機(jī)翼壓心的位置會(huì)沿飛機(jī)縱向前后移動(dòng)(對(duì)稱翼型除外)。當(dāng)迎角比較小時(shí)機(jī)翼前緣上表面還沒有形成很細(xì)的流管，氣流在機(jī)翼前緣的上表面的加速比較緩慢，并沒有在機(jī)翼前緣形成吸力區(qū)，機(jī)翼上表面的最低壓力點(diǎn)靠后；這時(shí)機(jī)翼的升力系數(shù)比較小，壓力中心也比較靠后。,.,迎角逐漸增加機(jī)翼前緣上表面的流管逐漸變細(xì)，氣流在機(jī)翼前緣上表面加速的速度加快，機(jī)翼上表面的最低壓力點(diǎn)向前移，機(jī)翼的升力系數(shù)增大，壓力中心也向前移,.,迎角繼續(xù)增加機(jī)翼前緣上表面形成了很細(xì)的流管，氣流在機(jī)翼前緣的上表面很快地被加速，并在機(jī)翼前緣形成吸力峰，機(jī)翼上表面的最低壓力點(diǎn)繼續(xù)前移，機(jī)翼的升力系數(shù)繼續(xù)增大，壓力中心也繼續(xù)向前移動(dòng),.,迎角超過(guò)amax附面層的分離點(diǎn)很快前移，渦流區(qū)迅速擴(kuò)大到整個(gè)上翼面，機(jī)翼前緣的吸力峰陡落，機(jī)翼的升力急劇下降，壓力中心又移到靠后的位置,.,3.阻力系數(shù)CD隨迎角的變化,阻力系數(shù)曲線不與阻力系數(shù)CD等于零的橫線相交，說(shuō)明在任何情況下飛機(jī)的阻力都不等于零。在迎角等于零度附近，阻力系數(shù)最小，然后隨著迎角絕對(duì)值的增加而增大，變化近似按拋物線規(guī)律。,.,CL、CD隨迎角變化的規(guī)律隨著迎角的增加，CL和CD都增大，在一定的迎角范圍內(nèi)，CL線性增大，而CD按拋物線規(guī)律增大。CD在小迎角范圍內(nèi)增加較慢，隨后增大速度加快，比CL增大的速度更快。在CL達(dá)到最大值之后，CL開始減小，而CD不但繼續(xù)增大，增大的速度也陡然增加零升阻力系數(shù)CD0,.,4.升阻比曲線、極曲線,升阻比K升阻比隨著迎角的增加而增大，由負(fù)值增大到零再增大到最大值，然后，隨著迎角的增加而逐漸減小。升阻比的最大值并不是在升力系數(shù)等于最大值時(shí)達(dá)到，而是在迎角等于4左右達(dá)到。升阻比也叫做氣動(dòng)效率。,.,對(duì)每一個(gè)迎角都可以得到一個(gè)升力系數(shù)和一個(gè)阻力系數(shù)，以升力系數(shù)為縱坐標(biāo)，以阻力系數(shù)為橫坐標(biāo)，并將迎角值標(biāo)在曲線的各點(diǎn)上就得出極曲線圖。從原點(diǎn)作極曲線的切線與曲線的交點(diǎn)就是達(dá)到最大升阻比的迎角值，切線的斜率就是最大升阻比。曲線的最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)值就是最大升力系數(shù)。用平行縱坐標(biāo)的直線與曲線相切，可以得到最小阻力系數(shù)和迎角值。,.,5.飛機(jī)大迎角失速,（1）臨界迎角和飛機(jī)失速對(duì)應(yīng)最大升力系數(shù)的迎角叫做臨界迎角（16），也叫做失速迎角。當(dāng)迎角大于臨界迎角時(shí)，升力系數(shù)急劇下降，阻力系數(shù)急劇增加，這種現(xiàn)象就叫做失速。失速原因機(jī)翼上翼面的附面層大部分分離，形成了大面積的渦流區(qū)，產(chǎn)生很大的壓差阻力失速后果飛機(jī)的速度減小，高度降低，機(jī)頭下沉機(jī)翼、尾翼振動(dòng)，飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性下降,.,（2）飛機(jī)的失速速度當(dāng)飛機(jī)以臨界迎角飛行時(shí)，飛機(jī)的失速速度vs為：當(dāng)飛機(jī)平飛時(shí)，飛機(jī)的升力等于飛機(jī)的重力。在其他的飛行狀態(tài)下，飛機(jī)的升力等于飛機(jī)重力乘以載荷系數(shù)ny。,.,從失速速度的計(jì)算公式，可以得出：飛機(jī)重力增加，飛機(jī)的失速速度也會(huì)增加。飛機(jī)起飛著陸過(guò)程中，使用增升裝置可以提高最大升力系數(shù)，從而降低飛機(jī)的失速速度，使飛機(jī)可以以更低的速度起飛和著陸。在各種不同的飛行狀態(tài)下，飛機(jī)的失速速度等于飛機(jī)平飛失速速度乘以，載荷系數(shù)越大，對(duì)應(yīng)的失速速度也就越大。,.,（3）失速警告在飛機(jī)接近失速時(shí)，給駕駛員一個(gè)準(zhǔn)確的失速警告。機(jī)翼上表面的氣流分離會(huì)使飛機(jī)發(fā)生抖振，會(huì)使駕駛桿和腳蹬產(chǎn)生抖動(dòng)人工失速警告設(shè)備當(dāng)迎角增大到接近臨界迎角的某個(gè)值時(shí)(飛行速度比失速速度大7%)，向駕駛員發(fā)出失速警告。,.,2.4.6機(jī)翼的壓力中心和焦點(diǎn)（空氣動(dòng)力中心）,1.機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的定義及所在位置的表示方法機(jī)翼壓力中心是作用在機(jī)翼上的氣動(dòng)力合力的作用點(diǎn)焦點(diǎn)是迎角改變時(shí)，機(jī)翼氣功升力增量的作用點(diǎn)。,.,表示方法：機(jī)翼焦點(diǎn)機(jī)翼壓力中心點(diǎn),.,2.機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的區(qū)別,（1）物理意義不一樣。（2）機(jī)翼壓力中心的位置隨著機(jī)翼迎角的變化而前后移動(dòng)；機(jī)翼的焦點(diǎn)位置卻不隨迎角改變。在低速飛行中，機(jī)翼焦點(diǎn)的位置保持在25%不變。（3）機(jī)翼焦點(diǎn)及焦點(diǎn)位置對(duì)研究飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性有著重要的意義。因?yàn)闄C(jī)翼焦點(diǎn)的位置不隨迎角的變化而改變，所以，在研究由于迎角改變，機(jī)翼氣動(dòng)升力變化對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性及操縱性影響時(shí)，就可以在原有氣動(dòng)力大小和位置不變的情況下，只將氣動(dòng)升力的增量作用到焦點(diǎn)上，也就是只研究作用在焦點(diǎn)上的氣動(dòng)升力增量對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的影響就可以了。,.,2.5機(jī)翼表面結(jié)冰（雪、霜）對(duì)飛機(jī)飛行性能的影響,案例1、1994年10月31日，當(dāng)?shù)貢r(shí)間約下午4點(diǎn)，西蒙斯航空公司4184航班，從印地安納波里斯到芝加哥，飛機(jī)在有利于積冰的氣象條件下等待了30分鐘，突然翻滾并從大約10000英尺的高度墜下，猛沖入ROSELAWN附近的豆子地里，機(jī)上68人頃刻死去。2、1986年12月15日，西安管理局An-24-3413號(hào)機(jī)執(zhí)行蘭州西安成都往返航班任務(wù)。9時(shí)03分從中川機(jī)場(chǎng)起飛，9時(shí)05分飛機(jī)高度2700M，入云，有輕度積冰，9時(shí)11分上升到3470M，速度300KM/H，9時(shí)15分速度減到195KM/H，9時(shí)29分機(jī)組要求返航。飛機(jī)保持2600米高度飛回中川機(jī)場(chǎng)，當(dāng)時(shí)結(jié)冰相當(dāng)嚴(yán)重。9時(shí)53分，飛機(jī)仍在云中飛行，據(jù)氣象臺(tái)報(bào)告，云高600M，10時(shí)05分飛機(jī)降落時(shí)，由于下滑高度不正常而復(fù)飛，飛機(jī)保持約10-20米的高度在跑道上平飛。飛出跑道后，發(fā)現(xiàn)前面有一排樹，左座又拉了一桿，飛機(jī)便帶著25-30度的右坡度撞斷了15棵樹和1根電線桿之后觸地。機(jī)上旅客37人，死亡6人。,.,.,1、阻力增大：迎風(fēng)面加大壓差阻力增大。表面粗糙增大摩擦阻力。2、升力系數(shù)和臨界迎角減?。阂硇透淖兺瑯佑菍?duì)應(yīng)的升力系數(shù)小，使起飛和著陸速度提高。兩側(cè)機(jī)翼翼型不對(duì)稱使飛機(jī)傾鈄，操縱困難。破壞翼型臨界迎角減小，使飛機(jī)過(guò)早出現(xiàn)失速。,.,機(jī)翼除冰,.,2.6高速飛行的一些特點(diǎn),2.6.1空氣的可壓縮性和飛行馬赫數(shù)1.空氣的可壓縮性空氣是可壓縮的流體。所謂的可壓縮性是指一定量的空氣在壓力或溫度變化時(shí)，其體積和密度發(fā)生變化的特性。音速是表示介質(zhì)可壓縮性大小的一個(gè)指標(biāo)：音速越大，可壓縮性越小a：音速；T：絕對(duì)溫度大氣中各處的可壓縮性是不同的,.,低速飛行時(shí)，由于速度變化帶來(lái)的壓力變化很小，空氣的可壓縮性表現(xiàn)得不明顯。為了簡(jiǎn)化起見，可以認(rèn)為空氣是不可壓縮的，即=常數(shù)。隨著飛行速度的不斷提高，空氣的壓縮性逐漸明顯地表現(xiàn)出來(lái)，特別是高速飛行時(shí)，空氣的可壓縮性引起了空氣流動(dòng)規(guī)律的一些本質(zhì)性的變化，必須考慮空氣的可壓縮性。由此可見，空氣的可壓縮性是造成高速飛行不同于低速飛行的主要原因。,.,2.飛機(jī)飛行的馬赫數(shù)在飛機(jī)飛行中，空氣所表現(xiàn)出來(lái)的可壓縮程度：飛機(jī)的飛行速度（空速）、飛機(jī)飛行當(dāng)?shù)氐囊羲?。飛行速度大小表明飛機(jī)飛行時(shí)，造成空氣局部壓力變化的大小音速的大小則表示了飛行當(dāng)?shù)乜諝獗粔嚎s的難易程度。馬赫數(shù)Mav：飛機(jī)相對(duì)氣流的速度；a：當(dāng)?shù)匾羲費(fèi)a數(shù)越大說(shuō)明空氣的可壓縮性表現(xiàn)得越明顯，對(duì)飛行的影響就越大。,.,2.6.2氣流流動(dòng)的加速、減速特性,低速下，近似地=常數(shù)；高速下，變化較大。隨著Ma數(shù)的增大，空氣密度減小的百分?jǐn)?shù)越來(lái)越大。為了保持質(zhì)量流量不變，流管的截面面積、必須加大，也就是超音速氣流是通過(guò)流管擴(kuò)張來(lái)加速的。,.,拉瓦爾噴管管道先收縮使亞音速氣流加速，當(dāng)達(dá)到音速（M=l）時(shí)管道再擴(kuò)張，使氣流膨脹速度增加，壓強(qiáng)下降，得到超音速氣流。,.,2.6.3激波、波阻和膨脹波,1.激波和波阻a、b：只要時(shí)間足夠長(zhǎng)，周圍的空氣都會(huì)受到擾動(dòng)。通過(guò)一個(gè)個(gè)波面，空氣的參數(shù)會(huì)連續(xù)不斷地發(fā)生微小的變化。這就使飛機(jī)前方的空氣對(duì)飛機(jī)的到來(lái)有預(yù)知，并對(duì)自己的狀態(tài)進(jìn)行了調(diào)整。馬赫錐,.,c、d：當(dāng)飛機(jī)以很大的速度撞擊到前面完全平靜的、對(duì)飛機(jī)的到來(lái)毫無(wú)“預(yù)知”的空氣上時(shí)，對(duì)空氣產(chǎn)生了強(qiáng)烈的壓縮，就會(huì)在機(jī)頭前面形成一層薄薄的、稠密的空氣窟，這就是在機(jī)頭形成的激波。,.,.,氣流通過(guò)激波后的變化：速度下降，溫度、壓力、密度上升。通過(guò)激波后，空氣的溫度上升，說(shuō)明空氣的部分能量不可逆轉(zhuǎn)地變?yōu)闊崮?，能量的損失說(shuō)明氣流通過(guò)激波時(shí)受到了阻力，這個(gè)阻力就叫做被阻。,.,激波角正激波波阻最大超音速氣流轉(zhuǎn)變?yōu)閬喴羲贇饬餍奔げúㄗ杪孕〕羲贇饬骺赡軠p速為亞音速氣流，也可能仍為超音速氣流。激波形狀,.,2.膨脹波流管變粗，氣流的速度要加快，壓力下降。弱擾動(dòng)波超音速氣流是通過(guò)激波壓縮減速，通過(guò)膨脹波膨脹加速的。,.,2.6.4臨界馬赫數(shù)和臨界速度,局部馬赫數(shù)當(dāng)飛機(jī)飛行速度還沒有達(dá)到飛行高度的音速時(shí)，也就是飛行馬赫數(shù)小于1時(shí)，該點(diǎn)處的局部氣流速度就可能達(dá)到了該處的局部音速，局部馬赫數(shù)達(dá)到了1，形成了等音速點(diǎn)。此時(shí)，飛機(jī)飛行的馬赫數(shù)就叫做臨界馬赫數(shù)，飛機(jī)飛行的速度就叫做臨界速度。,.,2.6.5局部激波和激波分離,局部激波到達(dá)臨界速度，形成等音速點(diǎn)；最低壓力點(diǎn)后，機(jī)翼厚度減小，形成擴(kuò)張流管，氣流加速；形成局部超音速區(qū)，產(chǎn)生正激波；氣流通過(guò)正激波，減速成為亞音速氣流，流速下降，壓力、密度和溫度上升。,.,激波分離由于局部激波后面亞音速氣流的壓力高于激波前面超音速氣流的壓力，形成了很大的逆壓梯度，引起了附面層的分離，這就叫做激波誘導(dǎo)附面層分離。附面層分離會(huì)在機(jī)翼后部生成渦流區(qū)，增大壓差阻力。飛行速度超過(guò)臨界速度激波波阻激波激波誘導(dǎo)附面層分離壓差阻力,.,2.6.6亞音速、跨音速和超音速飛行以及氣動(dòng)力系數(shù)的變化,1.亞音速、跨音速和超音速飛行圖a：較低飛行速度圖b：當(dāng)Ma=0.72時(shí)，翼型上表面首次出現(xiàn)了等音速點(diǎn)，這個(gè)翼型的臨界馬赫數(shù)Ma臨=0.72。,.,圖c：當(dāng)Ma=0.77時(shí)，在翼型上表面首次出現(xiàn)了局部超音速區(qū)和局部激波，激波分離也可能在這時(shí)出現(xiàn)。隨著Ma數(shù)繼續(xù)提高，等音速點(diǎn)向前移，局部激波向后移，超音速區(qū)逐漸擴(kuò)大。圖d：當(dāng)Ma=0.82時(shí)，下翼面開始出現(xiàn)局部激波。,.,圖e：隨著Ma數(shù)的繼續(xù)提高，翼型表面的超音速區(qū)繼續(xù)擴(kuò)大圖f：Ma=1.05，局部激波移到了翼型的后緣，在翼型的前緣形成了脫體正激波，這時(shí)，只有在正激波的后面有一塊亞音速區(qū)，其他流場(chǎng)已全部變成超音速了。大約在Ma=1.3時(shí)，就可以認(rèn)為氣流在翼型表面全部都是超音速流動(dòng)了,.,亞音速、跨音速和超音速飛行：（1）亞音速：MaMa臨，流過(guò)機(jī)翼表面的流場(chǎng)為亞音速流場(chǎng)，低亞音速范圍內(nèi)可不考慮空氣的壓縮性影響，而在高亞音速范圍內(nèi)則必須進(jìn)行壓縮性的修正和解決提高臨界馬赫數(shù)的問題。（2）跨音速：Ma臨Ma1.3，流過(guò)機(jī)翼表面的流場(chǎng)既有亞音速也有超音速流場(chǎng)。關(guān)鍵的向題是克服音障。它的氣動(dòng)力系數(shù)在飛行過(guò)程中會(huì)出現(xiàn)上下波動(dòng)的現(xiàn)象，除造成阻力突增難于加速外，還會(huì)出現(xiàn)使飛機(jī)難以控制的情況音障。（3）超音速：Ma1.3，流過(guò)機(jī)翼表面的流場(chǎng)為超音速流場(chǎng)。對(duì)這種飛機(jī)重點(diǎn)解決的問題是：減小波阻和空氣動(dòng)力加熱問題。,.,2.隨著飛行Ma數(shù)的提高，氣動(dòng)力系數(shù)的變化CL：當(dāng)翼型上翼面出現(xiàn)局部超音速區(qū)時(shí)，局部超音速區(qū)氣流壓力的下降使升力系數(shù)上升，但當(dāng)下翼面也出現(xiàn)了局部超音速區(qū)時(shí)，上下翼面壓力差大大減小，升力系數(shù)隨之下降。CD：機(jī)翼表面出現(xiàn)局部激波后，不但阻滯氣流流動(dòng)造成激波損失，而且還會(huì)誘導(dǎo)附麗層分離產(chǎn)生附加的壓差阻力，這就使得跨音速撒波的阻力大大增加了，也就導(dǎo)致了阻力系數(shù)迅速增大。焦點(diǎn)位置：,.,焦點(diǎn)位置：當(dāng)飛行馬赫數(shù)超過(guò)臨界馬赫數(shù)之后，隨著飛行馬赫數(shù)的繼續(xù)提高，局部超音速區(qū)逐漸擴(kuò)大，局部激波的移動(dòng)以及附面層的分離也使焦點(diǎn)的位置發(fā)生前后的移動(dòng)。當(dāng)MaMa臨開始，隨著Ma數(shù)的提高，焦點(diǎn)的位置先是略向后移，然后向前移，最后又再次向后移，移到50%附近就基本保持不動(dòng)了。,.,激波失速當(dāng)飛行馬赫數(shù)超過(guò)臨界馬赫數(shù)之后，升力迅速下降，阻力迅速增大，造成失速。這種失速稱為激波失速。激波失速與大迎角失速區(qū)別原因出現(xiàn)時(shí)機(jī),.,3.音障MaMa臨后，翼型的空氣動(dòng)力特性出現(xiàn)復(fù)雜的變化：阻力突然增大，飛機(jī)難以加速自動(dòng)俯沖局部激波向后移動(dòng)引起飛機(jī)抖振局部激波與附面層相互干擾，不僅一起附面層分離，而且令局部激波前后跳動(dòng)，引起機(jī)翼抖振飛機(jī)操縱面嗡鳴局部激波引起附面層分離，氣流作用在操縱面上引起高頻振動(dòng),.,飛機(jī)操縱面效率下降操縱舵面偏轉(zhuǎn)難以影響局部激波前部的氣流，使得舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的升力增量和操縱力矩大大下降。飛機(jī)的自動(dòng)橫滾左右翼面上產(chǎn)生的局部超音速區(qū)有先后之差，就會(huì)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，引起飛機(jī)橫滾。即使加大亞音速飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的功率或推力，也不可能克服這些現(xiàn)象進(jìn)行跨音速飛行。這些現(xiàn)象也就是所謂的“音障”。,.,2.6.7高速飛機(jī)氣動(dòng)外形的特點(diǎn),為了提高亞音速飛機(jī)的飛行速度，就必須提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)，使飛機(jī)的飛行速度盡量向音速靠近，這種飛機(jī)就稱為高亞音速飛機(jī)。波音787、A380的巡航速率0.85Ma,.,高速飛機(jī)氣動(dòng)外形變化的主要目的就是提高臨界馬赫數(shù)、改善飛機(jī)的跨音速空氣動(dòng)力特性和減小波阻。協(xié)和巡航速率2.04Ma,.,1.采用薄翼型,薄翼型高速飛機(jī)采用相對(duì)厚度比較?。ㄝ^扁平）、最大厚度點(diǎn)位置向后移（大約為50%）的薄翼型。低速翼型厚度、彎度較大，對(duì)氣流加速作用明顯，在低速下也能獲得較大的升力系數(shù)。,.,高速翼型飛行速度快，無(wú)需較大的升力系數(shù)；而是要提高臨界馬赫數(shù)和減小波阻。亞音速下：翼型的相對(duì)厚度小上翼面的氣流加速緩慢速度增量就越小提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)和飛機(jī)的最大平飛速度進(jìn)入跨音速飛行后：翼型的相對(duì)厚度小迎風(fēng)面積小盡量減少產(chǎn)生正激波和脫體激波激波波阻較小,.,高亞音速常用層流翼型前緣半徑比較小，最大厚度的位置署在后，約為40%-50%，上翼面氣流加速比較緩慢，壓力分布比較平坦，有利于提高臨界馬赫數(shù)。,.,有效提高臨界馬赫數(shù)、跨音速區(qū)域空氣動(dòng)力特性良好的超臨界翼型特點(diǎn)：