空氣動力學(xué)PPT課件

1、第1頁/共230頁 作用在飛機上的空氣動力取決于飛機和空氣之間的相對運動情況。而與觀察、研究時所選用的參考坐標(biāo)無關(guān)。 空氣相對飛機的運動稱為相對氣流， 相對氣流的方向與飛機運動的方向相反 。 只要相對氣流速度相同 ， 產(chǎn)生的空氣動力也就相等。 （非定常流動轉(zhuǎn)換為定常流動）第2頁/共230頁 將飛機的飛行轉(zhuǎn)換為空氣的流動 ，使空氣動力問題的研究大大簡化。 風(fēng)洞實驗就是根據(jù)這個原理建立起來的。第3頁/共230頁風(fēng)洞應(yīng)用第4頁/共230頁 相對氣流的方向與飛機運動的方向相反 。飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向平飛時：第5頁/共230頁爬升時：爬升時：飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方

2、向相對氣流方向第6頁/共230頁爬升時：爬升時：飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向第7頁/共230頁飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向第8頁/共230頁 連續(xù)性假設(shè)：在進(jìn)行空氣動力學(xué)研究時，將大量的、單個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。在其中任意取一個微團都可看成是由無數(shù)分子組成。微團表現(xiàn)出來的特性體現(xiàn)了眾多分子的共同特性。第9頁/共230頁對大氣采用連續(xù)性假設(shè)的理由： 自由行程：一個氣體分子一次碰撞到下一次再碰撞時所

3、走過的距離。平均自由行程：氣體中所有分子自由行程的平均值。 海平面，標(biāo)準(zhǔn)大氣壓條件下，空氣的平均自由行程為： 空氣分子的平均自由行程要比飛機的尺寸小得多?？諝饬鬟^飛機表面時，與飛機之間產(chǎn)生的相互作用不是單個分子所為。而是無數(shù)分子共同作用的結(jié)果。 流體微團在宏觀上無限小，在微觀上無限大。毫米810l第10頁/共230頁 流場：流體流動所占據(jù)的空間稱為流場。 流場的選取可根據(jù)研究的需要進(jìn)行確定?？纱罂尚?。第11頁/共230頁 非定常流與非定常流場：在流場中的任何一點處，如果流體微團流過時的流動參數(shù)速度、壓力、溫度、密度等隨時間變化，這種流動就稱為非定常流，這種流場被稱為非定常流場。 定常流與定常流

4、場：如果流體微團流過時的流動參數(shù)速度、壓力、溫度、密度等不隨時間變化，這種流動就稱為定常流，這種流場被稱為定常流場。 第12頁/共230頁第13頁/共230頁第14頁/共230頁 在某一瞬時t，從流場中某點出發(fā)，順著這一點的速度指向畫一個微分段到達(dá)鄰點，再按鄰點在同一瞬時的速度指向再畫一個微分段，一直畫下去，當(dāng)取微分段趨于零時，便得到一條光滑的曲線。在這條曲線上，任何一點的切線方向均與占據(jù)該點的流體質(zhì)點速度方向指向一致，這樣曲線稱為流線。 在任何瞬時，在流場中可繪制無數(shù)條這樣的流線。流線的引入，對定性刻畫流場具有重要意義。第15頁/共230頁 流線是反映流場瞬時流速方向的曲線。其是同一時刻，由

5、不同流體質(zhì)點組成的。 與跡線相比，跡線是同一質(zhì)點不同時刻的軌跡線。第16頁/共230頁1. 在定常流動中，流體質(zhì)點的跡線與流線重合。在非定常流動中， 流線和跡線一般是不重合的。2. 在定常流動中，流線是流體不可跨越的曲線。3. 在常點處，流線不能相交、分叉、匯交、轉(zhuǎn)折，流線只能是一條光滑的曲線。也就是，在同一時刻，一點處只能通過一條流線。4. 在奇點和零速度點例外。第17頁/共230頁流線譜 在流場中，用流線組成的描繪流體微團流動情況的圖畫稱為流線譜。 如果流線譜不隨時間變化，它所描繪的就是定常流。第18頁/共230頁第19頁/共230頁 在流場中取一條不是流線的封閉曲線，通過曲線上各點的流線

6、形成的管形曲面稱為流管。 流管內(nèi)流體流動的特點：因為通過曲線上各點流體微團的速度都與通過該點的流線相切，所以只有流管截面上有流體流過，而不會有流體通過管壁流進(jìn)或流出。 流管也像一根具有實物管壁一樣的一根管子，管內(nèi)的流體不會越過流管流出來，管外的流體也不會越過管壁流進(jìn)去。第20頁/共230頁 流體的質(zhì)量流量：單位時間流過截面的流體質(zhì)量。Avqm第21頁/共230頁第22頁/共230頁 常見的自然現(xiàn)象：p 在河道寬而深的地方, 河水流得比較慢; 而在河道窄而淺的地方, 卻流得比較快。p 夏天乘涼時, 我們總喜歡坐在兩座房屋之間的過道中, 因為那里常有“ 穿堂風(fēng)”。p 在山區(qū)你可以看到山谷中的風(fēng)經(jīng)常

7、比平原開闊的地方來得大。第23頁/共230頁第24頁/共230頁 質(zhì)量守恒定律是自然界基本的定律之一, 它說明物質(zhì)既不會消失, 也不會憑空增加。 應(yīng)用在流體的流動上: 在定常流動中，當(dāng)流體低速、穩(wěn)定、連續(xù)不斷地流動時, 流進(jìn)任何一個截面的流體質(zhì)量和從另一個截面流出的流體質(zhì)量應(yīng)當(dāng)相等。第25頁/共230頁 qm1 =qm2= qm3 即 ： 1A1v1=2A2v2 =3A3v3 連續(xù)方程可以表述為: 在定常流動中 ， 流體連續(xù)并穩(wěn)定的在流管中流動， 通過流管各截面的質(zhì)量流量相等。 第26頁/共230頁 對不可壓縮流體（Ma0.4），密度等于常數(shù)，連續(xù)方程可簡化為： 基本結(jié)論：流體的流速與流管的橫

8、截面積成反比。 流體流動速度的快慢, 可用流管中流線的疏密程度來表示, 流線密的地方, 表示流管細(xì), 流體流速快, 反之就慢。 流管變細(xì)、流線變密、流速變快； 流管變粗、流線變疏、流速變慢。 332211vAvAvA第27頁/共230頁第28頁/共230頁 在日常生活中, 我們會觀察到一些在流體的速度發(fā)生變化時, 壓力也跟著變化的情況。 例如：a.在兩張紙片中間吹氣, 兩張紙不是分開, 而是相互靠近; b.兩條船在水中并行, 也會互相靠攏;c.當(dāng)臺風(fēng)吹過房屋時, 往往會把屋頂掀掉,第29頁/共230頁 能量守恒定律：在一個與外界隔絕的系統(tǒng)中，不論發(fā)生什么變化和過程，能量可以由一種形式轉(zhuǎn)變?yōu)榱硪?/p>

9、種形式，但能量的總和保持恒定 。 對于不可壓縮的、理想的流體( 沒有粘性) 表示為：靜壓：單位體積流體具有的壓力能。在靜止的空氣中， 靜壓等于大氣壓力。動壓：單位體積流體具有的功能?？倝海红o壓和動壓之和。常數(shù)0221pvp靜壓靜壓動壓動壓總壓總壓第30頁/共230頁 上式即為：不可壓縮的、理想的流體( 沒有粘性) 的伯努利方程。 粗略地說：流速小的地方, 壓強大; 流速大的地方壓強小。 注意適用條件：不可壓縮的、理想的流體，做定常流動。常數(shù)0221pvp第31頁/共230頁 由連續(xù)性定理和伯努利方程，可得結(jié)論如下： 不可壓縮的、理想的流體，做低速(Ma時第79頁/共230頁4、氣流流過機翼時壓

10、力分布 將表示機翼表面壓力矢量的外端點用光滑曲線連接起來就得到了機翼表面的壓力分布圖。 在機翼的前緣有一點(A)，氣流速度減小到零，正壓達(dá)到最大值，此點稱為駐點。 機翼上表面有一點(B)，氣流速度最大，負(fù)壓達(dá)到最大值，稱為最低壓力點。 第80頁/共230頁升力的產(chǎn)生 將作用在機翼上、下表面分布的氣動力合成就得到了作用在機翼上的氣動力的合力Rj。 氣動力在垂直來流方向上的分量就是升力，用Lj表示。 在平行氣流方向的分量叫阻力，用Dj，來表示。 合力Rj，的作用點就叫做機冀的壓力中心。壓力中心第81頁/共230頁升力升力三要素既然升力是一種力，就必須滿足力的“三要素”：p大 小：氣動力在垂直來流方

11、向上的分量。 （機翼上下翼面壓力差的總和）p方 向：垂直于相對氣流方向；p作用點：壓力中心。第82頁/共230頁升力表示法 機翼的升力主要是靠機翼上翼面吸力產(chǎn)生的，一般占總升力的60%80%, 而不是靠下翼面壓力產(chǎn)生的(占總升力的2040)，所以機翼的上壁板比下壁板厚。第83頁/共230頁在低速飛行時，飛機的阻力類型：在低速飛行時，飛機的阻力類型：誘導(dǎo)阻力壓差阻力壓差阻力摩擦阻力摩擦阻力干擾阻力干擾阻力 廢阻廢阻力力粘性粘性升力升力高速飛行時，還應(yīng)再加上一個激波阻力。高速飛行時，還應(yīng)再加上一個激波阻力。機翼可以產(chǎn)生升力，也可以產(chǎn)生阻力，飛機的其他部件也會產(chǎn)生阻力，機翼可以產(chǎn)生升力，也可以產(chǎn)生阻

12、力，飛機的其他部件也會產(chǎn)生阻力，機翼所產(chǎn)生的阻力占總阻力的機翼所產(chǎn)生的阻力占總阻力的25253030左右。左右。第84頁/共230頁（1）附面層p空氣流過機體表面時， 由于空氣的粘性產(chǎn)生阻滯力，在機體表面形成了沿機體表面法向方向 ， 流速由零逐漸增加到外界氣流流速的薄薄的一層空氣層， 這就叫做附面層 。p 由機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 ， 用來表示。p 沿機體表面流動的距離越長， 附面層的厚度就越來越厚。觀看視頻第85頁/共230頁 附面層的形成 受粘性影響第86頁/共230頁 層流附面層：流體微團層次分明地沿機體表面向后流動，上下各

13、層之間的微團相互不混淆，這是層流附面層。 紊流附面層：氣體微團除了向前流動外，還上下亂竄、互相摻和，已分不清流動的層次了，這就形成了紊流附面層。 附面層出層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)叫轉(zhuǎn)捩， 流動狀態(tài)的轉(zhuǎn)變區(qū)域叫轉(zhuǎn)捩段 ，轉(zhuǎn)換段是很窄 的區(qū)域 ，可近似看成一點 ， 稱為 轉(zhuǎn)捩點 。第87頁/共230頁第88頁/共230頁第89頁/共230頁轉(zhuǎn)捩原因 附面層穩(wěn)定性分析p 附面層流動是不穩(wěn)定的。第90頁/共230頁 轉(zhuǎn)捩點靠前，說明紊流附面層區(qū)域較大，摩擦阻力較大，轉(zhuǎn)捩點靠后，說明層流附面層區(qū)域較大，摩擦阻力較小。 轉(zhuǎn)捩點的位置隨氣流速度、氣流原始的紊亂程度以及物體表面的光潔度而改變。 為了減小飛機在飛

14、行中的摩擦阻力，盡可能的保持大的層流附面層區(qū)域，減少紊流附面層區(qū)域。第91頁/共230頁層流與紊流附面層的比較紊流附面層厚度要比層流附面層的厚。在紊流附面層的底部，氣流的橫向速度梯度比層流附面層大得多；在紊流附面層內(nèi)，流體微團雜亂無章的上下運動也使氣流的能量大量損耗。在紊流附面層的底層，機體表面對氣流的阻滯作用要比層流附面層大得 第92頁/共230頁附面層特點1.附面層內(nèi)，沿物面法向方向壓強不變，等于法線主流壓強。第93頁/共230頁（3）附面層的分離 順壓梯度：A到B，氣流逐漸加速，靜壓之逐漸減小，前面的壓力大于后面的壓力。 逆壓梯度 ：從B點C，附面層外界的氣流逐漸減速，靜壓也隨之逐漸加大

15、，形成了后面壓力大于前面壓力。第94頁/共230頁附面層分離 在逆壓作用下底層氣流產(chǎn)生倒流，與順流而下的氣流相撞，氣流將被拱起脫離機體表面，并在主流氣流的沖擊下形成大的旋渦。 氣流開始脫離機體表面的點叫做分離點。 在渦流區(qū)內(nèi)，由于空氣不停地迅速地旋轉(zhuǎn)，使氣流的動能因為摩擦而損耗，氣流的壓力也就下降了。 第95頁/共230頁 層流變紊流（轉(zhuǎn)捩），順流變倒流（分離）。 分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可以發(fā)生在紊流區(qū)。 轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義不同。第96頁/共230頁第97頁/共230頁（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)。機體表面給氣體微團向前的阻滯力，使其速度下降，

16、氣體微團必定給機體以大小相等方向相反的向后的作用力，這個力就是摩擦阻力。第98頁/共230頁附面層內(nèi)流動狀態(tài)：紊流附面層比層流附面層的摩擦阻力大?？諝獾恼承裕嚎諝庹承栽酱?，摩擦阻力越大飛機表面狀況：飛機表面越粗糙，摩擦阻力越大氣流接觸飛機表面面積：飛機與空氣的接觸面積越大，摩擦阻力越大。第99頁/共230頁（3）減小摩擦阻力的措施 機翼采用層流翼型：要減小摩擦阻力就應(yīng)設(shè)法使附面層保持層流狀態(tài)。 層流翼型的特點：前緣半徑小，最大厚度靠后。 古典翼型： 層流翼型：3 . 0bXXcc5 . 0bXXcc第100頁/共230頁減小摩擦阻力的措施在機翼表面安裝一些氣動裝置。保持機體表面的光滑清潔。要盡

17、量減小機體與氣流的接觸面積。第101頁/共230頁第102頁/共230頁3、壓差阻力氣流流過飛機時，由機體前后壓力差形成的阻力就叫做壓差阻力。壓差阻力的產(chǎn)生： 在機翼前緣的駐點處速度降為零， 形成最大的正壓力點; 在最低壓力點之后的逆壓作用下附面層分離， 又在機翼的后緣生成低壓的渦流區(qū)，壓力降低。 機翼前緣區(qū)域的壓力大于后緣區(qū)域的壓力，形成壓差阻力。第103頁/共230頁壓差阻力的產(chǎn)生第104頁/共230頁 在不改變物體迎風(fēng)面積的情況下， 將物體做成前頭圈鈍后面尖細(xì)的流線型可以大大減小物體的壓差阻力。第105頁/共230頁影響壓力阻力的因素a.物體的迎風(fēng)面積；b.物體的形狀有關(guān)；c.物體與相對

18、氣流的位置(迎角的大小)有關(guān)；流線型物體的軸線與氣流平行時，可以使壓差阻力減小。第106頁/共230頁減小壓差阻力的措施a.盡量減小飛機機體的迎風(fēng)面積。b.暴露在空氣中的機體各部件外形應(yīng)采用流線型。c.飛行時，除了起氣動作用的部件外，其他機體部件的軸線應(yīng)盡量與氣流方向平行。民用運輸機機翼采用一定的安裝角就是為了使飛機巡航飛行時，機翼產(chǎn)生所需要升力的同時，機身軸線保持與來流平行，減小壓差阻力 。第107頁/共230頁4. 干擾阻力（1）干擾阻力的產(chǎn)生 干擾阻力是流過機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。 實驗表明：整體飛機的阻力并不等于各個部件單獨產(chǎn)生的阻力之和，而是多出一個量，這個

19、量就是由于氣流流過各部件時，在它們的結(jié)合處相互干擾產(chǎn)生的干擾阻力。第108頁/共230頁減小干擾阻力的措施 干擾阻力與各部件組合時的相對位置有關(guān)，也和部件結(jié)合部位形成的流管形狀有關(guān)。適當(dāng)安排各部件之間的相對位置。對于機翼和機身之間的干擾阻力來說，中單翼干擾阻力最小，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張。第109頁/共230頁5、誘導(dǎo)阻力 誘導(dǎo)阻力是伴隨升力而產(chǎn)生的一種阻力。20072007年年6 6月月1616日，倫敦蓋特威克（日，倫敦蓋特威克（ Gatwick Gatwick ）機場，一架波音）機場，一架波音 767-3Y0/ER 767

20、-3Y0/ER 穿云而過。兩個云漩渦的形成是因為飛機的翼尖渦流。穿云而過。兩個云漩渦的形成是因為飛機的翼尖渦流。第110頁/共230頁 氣流流過機翼產(chǎn)生升力是由于上、下翼面存在壓力差。在壓力差的作用下，氣流會繞過翼梢從下翼面的高壓區(qū)流向上翼面的低壓區(qū)。在機翼的翼梢部位形成了由下向上旋轉(zhuǎn)的翼梢旋渦。+ + + + +第111頁/共230頁 機翼下表面氣流的流線由翼根向翼梢偏斜， 使機翼上表面氣流的流線由翼梢向翼根偏斜， 而且在機翼的翼梢部位形成了由下向上旋轉(zhuǎn)的翼梢旋渦上翼面氣流上翼面氣流翼梢旋渦第112頁/共230頁翼梢旋渦立體形態(tài)第113頁/共230頁第114頁/共230頁下洗 由于翼梢旋渦的

21、作用， 機翼上下表面的氣流在向后流動的同時出現(xiàn)了向下流動的趨勢。這種垂直氣流方向向下的流動稱為下洗， 向下流動的速度稱為下洗速度， 用表示 下洗角：Vt tV VVV第115頁/共230頁升力L 升力L沿來流方向的分量D，這個向后作用阻礙飛機飛行的力叫做誘導(dǎo)阻力。VV VVV升力LLLD如果上下翼面沒有壓力差，就不會產(chǎn)生升力，也就沒有誘如果上下翼面沒有壓力差，就不會產(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)阻力也就越大也就越大 。第116頁/共230頁采用誘導(dǎo)阻力較小的機翼平面形狀：a.橢圓平面形狀的機翼誘導(dǎo)阻力最小，其

22、次是梯形機翼，矩形機翼的誘導(dǎo)阻力最大。b.加大機翼的展弦比也可以減小誘導(dǎo)阻力。 無論是橢圓形機翼還是大展弦比機翼，都使機翼翼梢部位的面積在機翼總面積中所占比例下降，從而減小誘導(dǎo)阻力。第117頁/共230頁大展弦比飛機第118頁/共230頁誘導(dǎo)阻力與飛行速度的關(guān)系 在得到相同升力的情況下，飛機飛行速度越小，所需要的迎角越大，迎角的增加會使上下翼面氣流的流速相差較大。壓力差加大，翼梢旋渦隨之加強，誘導(dǎo)阻力也就增加了。所以低速飛機大多采用大展弦比的機翼來減小誘導(dǎo)阻力。第119頁/共230頁在機翼安裝翼梢小翼在機翼翼梢部位安裝翼梢小翼或副油箱等外掛物都可以阻止氣流由下翼面向上翼面的流動，從而減弱翼梢旋

23、渦，減小誘導(dǎo)阻力。翼梢小翼在減小誘導(dǎo)阻力，節(jié)省燃油，加大航程方面有著明顯的作用。第120頁/共230頁翼梢小翼A380波音747第121頁/共230頁低速飛行時飛機的阻力摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導(dǎo)阻力總阻力應(yīng)是誘導(dǎo)阻力和廢阻力之和。這四種阻力對飛行總阻力的貢獻(xiàn)隨著飛行速度和迎角的不同而變化 。廢阻力廢阻力總阻力誘導(dǎo)阻力速度阻力742974451334第122頁/共230頁誘導(dǎo)阻力是隨著飛行速度的提高而逐漸減小 。廢阻力是隨著速度的增加而增大 。小迎角飛行時，主要的廢阻力是摩擦阻力；迎角的增大，壓差阻力逐漸在廢阻力中占了主導(dǎo)地位。 誘導(dǎo)阻力曲線和廢阻力曲線相交點總阻力最小，此時的飛行速度稱為有

24、利飛行速度。 第123頁/共230頁第124頁/共230頁1、升力公式、阻力公式飛機的升力公式可以表示為： 飛機的阻力公式可以表示為： 式中：CL、CD升力系數(shù)、阻力系數(shù) 飛機的飛行動壓 S 機翼的面積。 SvCLL221SvCDD221221v第125頁/共230頁空氣密度、飛行速度和機翼面積 升力和阻力都與空氣的密度成正比，與飛機飛行速度的平方成正比，與機翼的面積成正比。a.空氣密度：大氣溫度、飛行高度。b.飛行速度：與飛機飛行速度的平方成正比。c.機翼面積：可以增加升力，同時也會增加阻力。低速飛機，往往加大機翼的面積，甚至采用雙翼機。高速飛機，獲得飛行所需升力已不成問題，主要的矛盾又轉(zhuǎn)化

25、為如何減小阻力提高飛行速度，所以，隨著飛機飛行速度的提高，飛機機翼的面積逐漸減小。超音速飛機的機翼面積就很小了。第126頁/共230頁 升力系數(shù)和阻力系數(shù)都是無量綱參數(shù)，在飛行馬赫數(shù)小于一定值時，它們只與機翼的形狀和迎角的大小有關(guān)，所以，這兩個系數(shù)綜合反映了機翼形狀、迎角對飛機升力和阻力的影響。 機翼翼型對機翼升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響：a.相對厚度與最大厚度位置：相對厚度較大，最大厚度位置靠前的翼型，可以使流過上翼面的氣流迅速加速，壓力下降，產(chǎn)生較大的氣動吸力，因此可以得到較大的升力系數(shù)。b.翼型的彎度與最大彎度位置：加大翼型的彎度，適當(dāng)?shù)貙⒆畲髲澏任恢们耙疲瑯涌梢蕴岣咦畲笊ο禂?shù)。低速飛機

26、機翼多采用這樣的翼型。c.增加翼型厚度和彎度也會使阻力系數(shù)加大，從而增加飛機的飛行阻力。所以高速飛機都采用相對厚度較小，最大厚度位置靠后的薄翼型，或相對彎度為零的對稱薄翼型 第127頁/共230頁 升阻比和升力系數(shù)、阻力系數(shù)一樣都是無量綱參數(shù)， 在飛行馬赫數(shù)小于一定值時， 只與機翼的形狀( 機翼翼型、機翼平面形狀) 和迎角的大小有關(guān)。 當(dāng)迎角改變時， 氣流在機翼表面的流動情況和機翼表面的壓力分布都會隨之發(fā)生變化， 結(jié)果導(dǎo)致了機翼升力和阻力的變化， 壓力中心位置的前后移動。第128頁/共230頁1 1、升力系數(shù)、升力系數(shù)C CL L隨迎角的變化隨迎角的變化 升力系數(shù)曲線: 最大升力系數(shù)：CLma

27、x 臨界迎角：max 零升力迎角：0C CLmaxLmax maxmax0816243200.40.81.21.6CL第129頁/共230頁max時，升力系數(shù)與迎角近似成線性關(guān)系，隨著迎角的增加而增加。max時,隨著迎角的增加而減小。升力系數(shù)曲線的斜率:CL=CL 表示了升力系數(shù)CL隨著迎角變化的快慢。CLCLmax maxmax816243200.40.81.21.6第130頁/共230頁零升力迎角：0 對 稱 翼 型： 00 非對稱翼型：0 非對稱翼型：0時 CL0第131頁/共230頁第132頁/共230頁第133頁/共230頁 阻力系數(shù)曲線不與阻力系數(shù)CD =0的橫線相交，說明在任何情

28、況下飛機的阻力都不等于零。 在迎角等于零度附近，阻力系數(shù)最小，然后隨著迎角絕對值的增加而增大，變化近似按拋物線規(guī)律。81624320.080.160.240.320.400.48CD 第134頁/共230頁4、升阻比曲線 升力為零時(=0)，對應(yīng)的阻力系數(shù)叫做零升阻力系數(shù)，用CD0表示。 升阻比：升阻比是升力和阻力之比，也就是升力系數(shù)和阻力系數(shù)之比。 K=L/D=CLCD 升阻比曲線：升阻比隨著迎角的曲線。升阻比的最大值(Kmax）并不是在升力系數(shù)等于最大值時達(dá)到，而是在迎角等于4左右范圍內(nèi)達(dá)到。在升阻比達(dá)到最大值的狀態(tài)下飛行是最有利的，因為，這時產(chǎn)生相同的升力，阻力最小，飛行效率最高。 升阻

29、比也叫做氣動效率 。第135頁/共230頁 極曲線是升力系數(shù)對阻力系數(shù)的曲線。對每一個迎角都可以得到一個升力系數(shù)和一個阻力系數(shù)。 最大升阻比： 最大升力系數(shù)： 最小阻力系數(shù)： 零升力系數(shù)：第136頁/共230頁臨界迎角：對應(yīng)最大升力系數(shù)(CLmax)的迎角叫做臨界界迎角(max)，也叫做失速迎角。由升力系數(shù)曲線和阻力系數(shù)曲線可以看到，當(dāng)迎角大于臨界迎角時，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。飛機失速主要原因：由于迎角過大，造成機翼上翼面的附面層大部分分離，形成了大面積的渦流區(qū)，上、下翼面的壓力差合成的氣動力對升力貢獻(xiàn)很小，卻產(chǎn)生了很大的壓差阻力。 第137頁/共230頁飛機

30、大迎角失速 失速的危害：速度減小，高度降低，機頭下沉：大面積渦流區(qū)的出現(xiàn)不但使升力和阻力發(fā)生急劇的變化；機翼、尾翼振動：因為氣流的分離不穩(wěn)定，周期性地形成分離旋渦，使升力忽大忽小。穩(wěn)定性和操縱性下降：使飛機難以保持正常的飛行。 迎角過大造成的飛機失速也叫做大迎角失速。在任何空速和飛行姿態(tài)下，只要迎角超過飛機的臨界迎角都可能發(fā)生失速。飛機的臨界迎角一般為16左右 。第138頁/共230頁飛機的失速速度 飛機迎角剛達(dá)到臨界迎角時的飛行速度就叫做失速速度。當(dāng)飛機以臨界迎角飛行時，升力系數(shù)CL=Cmax，由此得出： 飛機平飛時的失速速度：飛機平飛時，L=W。所以，飛機平飛時的失速速度為 ： 其他的飛行

31、狀態(tài)下的失速速度：L=WnySCWvLsmax2平SCLvLsmax2平sYSvnv第139頁/共230頁影響失速速度的因素從失速速度的計算公式，可以得出：a.飛機重量：重量增加，飛機的失速速度也會增加。b.增升裝置：飛機起飛著陸過程中，使用增升裝置可以提高最大升力系數(shù)，從而降低飛機的失速速度，使飛機可以以更低的速度起飛和著陸。c.載荷系數(shù)：載荷系數(shù)越大，對應(yīng)的失速速度也就越大。 第140頁/共230頁失速警告 飛機失速時出現(xiàn)的一些現(xiàn)象，威脅到飛機的飛行安全，所以，必須在飛機接近失速時，給駕駛員一個準(zhǔn)確的失速警告，防止飛機進(jìn)入失速。a. 飛行員自我判斷：當(dāng)飛機接近臨界迎角時，飛機發(fā)生抖振，也會

32、使駕駛桿和腳蹬產(chǎn)生抖動，有一種操縱失靈的感覺。飛機已接近失速。在大迎角狀態(tài)下飛行時，駕駛員若感覺到這些現(xiàn)象，就應(yīng)及時向前推桿減小迎角，防止飛機失速。b. 失速警告設(shè)備：失速警告喇叭，失速警告燈和抖桿器。這些人工失速警告設(shè)備都是用迎角探測器探測飛機的迎角，當(dāng)迎角增大到接近臨界迎角的某個值時(飛行速度比失速速度大7)，向駕駛員發(fā)出失速警告。第141頁/共230頁1、機翼壓力中心和焦點的定義及所在位置的表示方法機翼壓力中心：作用在機翼上的氣動力合力的作用點。機翼的焦點：迎角改變時，機翼氣動升力增量的作用機 翼 焦 點 的 位 置XFj = (XFj / bA )100 機翼壓力中心的位置XPj =

33、(XPj / bA )100 第142頁/共230頁2、機翼壓力中心和焦點的區(qū)別(1)物理意義不一樣。壓力中心是機翼氣動力合力的作用點，而焦點則是機翼迎角變化時，機翼氣動升力增量的作用點。因此，它們在研究機翼氣動力特性時有著完全不同的作用。(2) 機翼壓力中心的位置隨著機翼迎角的變化而前后移動。而機翼的焦點位置卻不隨迎角改變。 (3)機翼焦點及焦點位置對研究飛機的穩(wěn)定性和操縱性有著重要的意義。第143頁/共230頁 機翼是飛機的主要氣動力部件， 它用來產(chǎn)生飛機飛行時所需要的升力。如果機冀的形狀、表面狀態(tài)或機翼和其他部件的相對位置不符合要求， 都會使飛機的飛行性能變壞， 甚至造成飛行事故。1.機

34、翼表面結(jié)冰會改變機翼翼型的形狀，也就改變了翼型的氣動特性，因而使飛機性能和品質(zhì)下降。結(jié)冰使阻力增加，最大平飛速度變小，耗油增加，航程減小。巡航性能變壞 。2.機翼表面結(jié)冰破壞了翼型，使升力減小，給起飛爬升帶來困難。如果兩側(cè)機翼結(jié)冰不對稱，還給飛機橫側(cè)操縱帶來困難。3.機翼表面結(jié)冰使附面層過早分離，減小CLmax和max，使飛機過早失速，導(dǎo)致事故發(fā)生。CLmax減小。增大了Vmin，對飛機著陸不利。第144頁/共230頁空氣的可壓縮性和飛行馬赫數(shù)氣流流動的加速、 減速特性激波 、波阻和膨脹波臨界馬赫數(shù)臨界音速速度局部激波和激被分離亞音速 、跨音速和超音速飛行 以及氣動力系數(shù)的變化高速飛機氣動外形

35、的特點空氣動力加熱第145頁/共230頁空氣的可壓縮性和飛行馬赫數(shù) 大氣層中，空氣的溫度隨時間、地點而變化，音速也隨之改變，這就表示在大氣層中各處空氣的可壓縮性是不一樣的。ddpaTa1 .20第146頁/共230頁第147頁/共230頁 在飛機飛行中， 空氣所表現(xiàn)出來的可壓縮程度就取決于：飛機的飛行速度( 空速) 飛機飛行當(dāng)?shù)氐囊羲俅笮　?馬赫數(shù)：是一個無量綱的量。 Ma越大，說明飛行速度越大，或者音速越小?？諝庠饺菀妆粔嚎s。 計算飛機空氣動力是否考慮空氣壓縮性的影響，以Ma確定 Ma0.4： 壓縮性可以忽略不計 0.4Ma1.0： 須用考慮壓縮性的高速空氣動力學(xué)計算。 aVMa第148頁/

36、共230頁氣流流動的加速、 減速特性質(zhì)量守恒定律： 氣體流動，參數(shù)變化規(guī)律：在考慮密度變化時，流管截面面積如何變化就變得比較復(fù)雜了。流速流速 空氣密度空氣密度 流管截面積之間的關(guān)系流管截面積之間的關(guān)系MMa a0.20.40.60.81.01.21.41.6v/vv/v皆 為 1%/-0.04%-0.04%-0.16%-0.16%-0.36%-0.36%-0.64%-0.64%-1%-1%-1.14%-1.14%-1.96%-1.96%-2.56%-2.56%A/AA/A-0.96%-0.96%-0.84%-0.84%-0.64%-0.64%-0.36%-0.36%0 00.44%0.44%0

37、.96%0.96%1.65%1.65%TPV? 333222111VAVAVA第149頁/共230頁拉瓦爾噴管 為了使亞音速氣流加速到音速，必須使用先收縮后擴張的流管。叫做拉瓦爾噴管，也叫做超音速噴管。第150頁/共230頁從表中可以看到：當(dāng)MaO.4時：流速增加1，空氣密度的變化很小，認(rèn)為=常數(shù)，這樣，流管的截面面積就必須減小，才能使vA保持常數(shù)，使氣流加速。所以，低速流動的氣流是通過流管變細(xì)來實現(xiàn)加速的。當(dāng)0.4Ma1.0時：流速每增加1，空氣密度的堿小開始大于1，這時，為了保持質(zhì)量流量不變，流管的截面面積必須加大，也就是超音速氣流通過流管擴張來加速的。 第151頁/共230頁流管面積與流

38、速的關(guān)系考慮空氣的壓縮性, 從氣流流動的最基本規(guī)律( 連續(xù)方程和能量方程) 出發(fā), 可以推導(dǎo)出下面的公式:1 .亞音速氣流, 即 M a 1 的情況：( M a2- 1) 0 時,v 0 , 即流管截面積擴大時, 氣流減速; l 當(dāng)F 0 , 即流管截面積縮小時, 氣流加速。l 當(dāng)氣流亞音速流動時, 流管縮小, 流速增大; 流管擴大, 流速減小。2 .超音速氣流, 即 M a 1 的情況：l ( M a2- 1) 0 , /與/ 符號相同。在超音速氣流中, 流速與流管截面積一同增加或減小。l 即流管擴大, 流速也增大; 流管縮小, 流速也減小, 這和低速情況正好相反。VVMAAa)1(2第15

39、2頁/共230頁 質(zhì)量守恒定律：常數(shù) 氣體流動，參數(shù)變化規(guī)律： 流速與密度對流管截面的變化起著相反的影響。究竟流管截面增大還是減小，取決于的增減。流速和密度的關(guān)系可用： (M a .)時, Ma2 遠(yuǎn)小于 1 (M a 1)時, Ma2 大于 1 TPVAAVVdVMda2AVAV第153頁/共230頁收縮的流管 擴張的流管 第154頁/共230頁1、激波、波阻弱擾動的傳播當(dāng)飛機停留在機場時 (v0)此時擾動源本身不動，只位于固定“O” 不斷擾動。擾動波以同心球面向四周傳播，只要經(jīng)過相當(dāng)長的時間，整個空間都會受到擾動的影響。球面波的半徑Ra球面波的半徑R2a球面波的半徑R3a球面波的半徑R4a

40、第155頁/共230頁飛機以小于音速的速度向前飛行時 (va)(Va) 飛機領(lǐng)先它所發(fā)出的擾動波跑到了前面。 無數(shù)擾動波在圓錐面上集中，形成了弱擾動邊界波， 這個圓錐叫弱攏動錐或稱擾動錐。錐體角 擾動錐就成為受擾動和末受擾動空氣的分界面。 圓錐以外的空氣未受擾動，圓錐以內(nèi)空氣則受到了擾動。馬赫錐第159頁/共230頁馬赫錐第160頁/共230頁綜上所述第161頁/共230頁 激波是氣流以超音速流過帶有內(nèi)折角物體表面時，受到強烈壓縮而形成的強擾動波。第162頁/共230頁 氣流通過激波后參數(shù)的變化： 速度下降， 溫度，壓力、密度上升。 參數(shù)的劇烈變化說明激波是一種強擾動波。 激波在空氣中的傳播速

41、度大于音速。激波的強度越大傳播的速度越快。 通過激波后，空氣的溫度上升，說明空氣的部分能量不可逆轉(zhuǎn)地變?yōu)闊崮?，能量的損失說明氣流通過激波時受到了阻力，這個阻力就叫做波阻。 壓力壓力密度密度溫度溫度速度速度第163頁/共230頁激波前后溫度分布第164頁/共230頁第165頁/共230頁激波的分類激波的分類激激 波波 按按 照照 波波 面面 分分 類類正激波正激波斜激波斜激波激激 波波 角角9090度度9090度度氣流流速氣流流速MaMa1 1可能可能MaMa1 1，也可能，也可能MaMa1 1氣流參數(shù)氣流參數(shù)壓力、密度、溫度壓力、密度、溫度突然升高突然升高壓力、密度、溫度壓力、密度、溫度升高（

42、但稍弱）升高（但稍弱）氣流方向氣流方向不變化不變化向外轉(zhuǎn)折向外轉(zhuǎn)折第166頁/共230頁Ma1Ma1時，在物體的頭部肯定會產(chǎn)生一層被壓縮的空氣層，即頭部激波當(dāng)MaMa臨界開始，CL是先升高后急劇下降，然后略有上升，又再次下降。呈現(xiàn)出劇烈的上下震蕩。C CL LMMa aABCFG1第180頁/共230頁 a Ma 臨 以后, 由于上翼面出現(xiàn)了超音速區(qū), 致使吸力增大, 雖然局部超音速區(qū)激波后的壓力提高一些, 但由于波前吸力的增加大于波后吸力的損失, 所以 C y 隨 M a 數(shù)的增加而增加, 直到 C 點。第183頁/共230頁 C-F段： 在 Ma MaC 以后, 上翼面的局部激波強度變強,

43、 波后吸力損失加大。與此同時, 下翼面也出現(xiàn)超音速區(qū), 并擴張得比上翼面迅速, 產(chǎn)生向下的附加吸力。這樣機翼上下翼面的壓力差減小, 導(dǎo)致升力系數(shù)下降。第184頁/共230頁 FG 段： 當(dāng) Ma MaF 以后, 下翼面局部激波移至后緣, 而上翼面局部激波則繼續(xù)緩慢后移,超音速區(qū)繼續(xù)擴大, 因而上翼面吸力繼續(xù)加大, 于是上下翼面的壓力差不斷提高, 升力系數(shù)重新增大。第185頁/共230頁 超音速階段: 所謂超音速階段, 是指 M a Ma 上 臨 以后的 M a 數(shù)范圍, 整個翼型附近全部為超音速氣流。第186頁/共230頁第187頁/共230頁阻力系統(tǒng)變化：CD則是隨著Ma的增加而迅速增大，當(dāng)

44、飛行Ma接近1時，達(dá)到最大，然后又有所下降。p原因：局部激波：對氣流的流動產(chǎn)生很大的阻力。激波分離：形成較大的附加壓差阻力，跨音速激波的阻力大大增加了，也就導(dǎo)致了阻力系數(shù)迅速增大。 第188頁/共230頁附面層分離 超音速氣流流過機翼表面時, 附面層氣流按其速度大小可分為兩層： 最貼近機翼表面的亞音速底層和稍靠外的超音速外層。在這兩層分界線上, 空氣以音速流動。 因為在亞音速氣流中不會有激波存在, 所以局部激波只能達(dá)到附面層的超音速外層。 當(dāng)激波前后壓力差很大時, 激波后的壓力增高使得附面層底層的氣流倒流, 形成在激波處的氣流分離。這就是激波與附面層之間干擾而引起的附面層分離。第189頁/共2

45、30頁焦點位置的變化：從MaMa臨界開始，隨著Ma數(shù)的提高，焦點的位置先是略向后移，然后向前移，最后又再次向后移，移到XF=50附近就基本保持不動了 。第190頁/共230頁激波失速激波失速：當(dāng)MaMa臨界，Ma，出現(xiàn)了局部激波和激波誘導(dǎo)的附面層分離，CL迅速下降，阻力迅速增大，出現(xiàn)失速現(xiàn)象，稱激波失速。激波失速與大迎角失速的區(qū)別：大迎角失速是迎角過大造成的，出現(xiàn)在大迎角小速度情況激波失速是飛行速度過大（ MaMa臨界）造成的，出現(xiàn)在大速度小迎角情況。第191頁/共230頁3、音 障亞音速飛機一旦飛行馬赫數(shù)接近臨界馬赫數(shù)，除了阻力突然增大使飛機難以加速外，還會出現(xiàn)飛機自動低頭俯沖，飛機抖振、操

46、縱效率下降和自動橫滾等現(xiàn)象，使飛機失去控制，甚至?xí)斐蓢?yán)重的飛行事故。即使加大亞音速飛機發(fā)動機的功率或推力，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”。為了飛行安全，亞音速飛機的飛行儀表上都有臨界馬赫數(shù)的指示。駕駛員要隨時注意飛行速度，防止飛行馬赫數(shù)接近臨界馬赫數(shù)，以保證飛行的安全。第192頁/共230頁音障現(xiàn)象的出現(xiàn)使人們認(rèn)識到：由于空氣的壓縮性，按照低速空氣動力學(xué)原理設(shè)計的低速飛機是不可能突破臨界馬赫數(shù)進(jìn)行更高速度飛行的，從而促進(jìn)了高速空氣動力學(xué)的研究和更大推力的動力裝置的設(shè)計和制造，最終使人們實現(xiàn)了突破音障，越跨音速區(qū)域，進(jìn)行超音速飛行的夢想。第193頁/共230頁

47、第194頁/共230頁第195頁/共230頁1、采用薄翼型 低亞音速飛機，飛行速度小，主要解決升力問題。 高速飛行，飛行速度大，升力足夠，主要解決激波阻力問題。SVCCyL221第196頁/共230頁 低亞音速飛機翼型：采用相對厚度、相對彎度比較大，最大厚度點靠前, 大約為30的翼型。這種翼型可以使氣流很快加速到最大速度，在低速飛行時得到比較大的升力系數(shù)。第197頁/共230頁高速飛機的機翼應(yīng)采用相對厚度比較小(即比較扁平的)，最大厚度點位置向后移， 大約為50的薄翼型。p相對厚度越小，上翼面的氣流加速就越緩慢，可以有效地提高飛機的臨界馬赫數(shù)和飛機的最大平飛速度。p薄翼型對減小跨音速飛行的波阻

48、也是非常有利的。 CX第198頁/共230頁 前緣半徑比較小，最大厚度的位置靠后，Xc約為4050，上翼面氣流加速比較緩慢，壓力分布比較平坦，對提高臨界馬赫數(shù)也有作用。 層流翼型比較適合高亞音速飛行，是高亞音速飛機采用較多的翼型。 第199頁/共230頁 翼型特點：前緣半徑較大，上翼面比較平坦，后部略向下彎。 氣動特性：臨界馬赫數(shù)比較大。局部激波的位置靠后；局部激波強度大大降低；可以緩和激波誘導(dǎo)的附面層分離，大大減小跨音速激波的阻力。第200頁/共230頁 采用前緣尖削、相對厚度更小即更薄的翼型。 超音速飛行時在尖削的前緣會形成斜激波，有利于減小波阻力。 翼型相對厚度的減小也會使波阻大大減小。

49、菱形翼型減小波阻的效果最好。 協(xié)和：15000米的高空以2.02倍音速巡航圖144： 18000，M2.35第201頁/共230頁后掠機翼的作用：提高飛機的臨界馬赫數(shù)，減小波阻。 后掠機翼提高飛機臨界馬赫數(shù)的原理： 產(chǎn)生升力的的效力：VsinVcosVVVcos第202頁/共230頁 當(dāng)氣流流過此機翼時, 由于展向分速不變而法向分速不斷改變, 使得流線會產(chǎn)生傾斜。第203頁/共230頁 在根部上表面前段, 流線偏離對稱面, 流管擴張變粗; 而在后段流線向內(nèi)偏斜, 流管收縮變細(xì)。在亞音速條件下, 前段變粗, 于是流速減慢, 壓力升高; 后段變細(xì), 流速加快, 壓力降低( 即吸力增大) 。流管的最

50、小截面位置后移, 故最小壓力點后移。第204頁/共230頁 翼尖外側(cè)氣流是徑直向后流動。而翼尖部分的前段流線向外偏斜, 故流管收縮變細(xì), 流速加快, 壓力降低( 即吸力增加) ; 而在后段, 因流線向內(nèi)偏斜, 故流管擴張變粗, 流速減慢, 壓力升高。 因流管最小截面位置前移( 相對于后掠翼的中段來講) , 雖然在翼尖部分下翼面壓力大于上翼面, 造成向上翻的氣流, 增加了一些上翼面的壓力。但由于流線偏斜的影響是主要的, 最低壓力點還是前移。這種現(xiàn)象稱為翼尖效應(yīng)。第205頁/共230頁 來流馬赫數(shù)不斷增加, 達(dá)到平直翼的臨界馬赫數(shù)時, 在后掠翼上還不致出現(xiàn)局部法向分速等于音速的點。 只有當(dāng) M a

51、 再繼續(xù)增大時, 才會出現(xiàn)局部法向分速等于音速的情況。 亦即后掠翼的臨界馬赫數(shù)總比具有同樣翼型和展弦比的平直翼的臨界馬赫數(shù)要高。 顯然后掠角越大, 法向分速越小, 則臨界馬赫數(shù)越高。第206頁/共230頁翼尖失速 在大迎角下飛行時, 容易在翼尖處引起氣流分離。 原因主要有兩個方面：在機翼上表面, 因翼根效應(yīng), 翼根部分平均吸力較小; 因翼尖效應(yīng), 翼尖部分吸力較大, 于是,沿翼展方向, 從翼根到翼尖存在壓力差, 這個壓力差促使附面層內(nèi)氣流向翼尖方向流動。翼尖附面層逐漸增厚, 使后緣容易分離。由于翼尖效應(yīng), 在翼尖部分上表面前段, 吸力增加, 造成弦向逆壓梯度的增大, 增強了附面層內(nèi)氣流向前的倒

52、流作用。 由于上述兩個原因, 當(dāng)迎角增加到一定程度時, 后掠翼翼尖部分就會首先產(chǎn)生氣流分離, 稱為翼尖失速。第207頁/共230頁在機翼前緣和后緣形成的激波相對氣流也向后傾斜一個角度。激波產(chǎn)生的波阻要比平直機翼上激波產(chǎn)生的波阻小一些。能起到減小波阻作用的后掠機翼后掠角都比較大，一般在35 60之間。第208頁/共230頁第209頁/共230頁低速特性不好：后掠機翼用來產(chǎn)生升力的有效速度減小了，起飛和著陸的速度大，滑跑距離長。 失速特性不好：附面層翼分離首先發(fā)生在翼梢部位：a. 使機翼壓力中心心前移，造成機頭自動上仰，迎角增大，附面層進(jìn)一步分離，最后導(dǎo)致飛機大迎角失速。b. 是大大降低了副翼的操

53、縱效率，造成飛機的橫向操縱性能不足。 機翼結(jié)構(gòu)受力形式不好：特別是機翼根部三角區(qū)的結(jié)構(gòu)受力復(fù)雜，承受扭矩比較大，機翼后粱與機身的接頭受力比較大 第210頁/共230頁第211頁/共230頁亞音速飛機通常采用大展弦比機翼。以減小誘導(dǎo)阻力，可達(dá)89。跨音速和超音速飛行的飛機，為小展弦比機翼。當(dāng)機翼展弦比4時：a.臨界馬赫數(shù)可以得到較大的提高，b.波阻得到減緩翼型的弦長加長，展長縮短。最大厚度不變的情況下，翼型的相對厚度減小。氣流在翼型表面加速緩慢 ，從而提高臨界馬赫數(shù)。機翼展長縮短使沿機翼前，后緣產(chǎn)生的激波也縮短了 ，氣流流過機翼時要穿透的激波長度減小了 ，波阻 自 然也就小 了。第212頁/共2

54、30頁小展弦比機翼不足：在低速飛行時，誘導(dǎo)阻力大，起飛著陸性能也不太好。除了小展弦比機翼外，超音速飛機還可以采用大后掠機翼和三角形機翼。第213頁/共230頁（1）渦流發(fā)生器 工作原理：利用旋渦從外部氣流中將能量帶進(jìn)附面層，加快附面層內(nèi)氣流流動，防止氣流分離的裝置。 構(gòu)造：是一種低展弦比小翼段，垂直地安裝在它們起作用的氣動力面上。 低速飛機面上 ：起到 防止附面層分離和增升的效果。 高亞音速和跨音速飛機上 ：防止或減弱激波誘導(dǎo)的附面層分離 。推遲波阻增加的趨勢 ， 改善飛機的跨音速空氣動力特性。第214頁/共230頁渦流發(fā)生器可以安裝在低速飛機的氣動力面上，起到防止附面層分離和增升的效果。用在

55、高亞音速和跨音速飛機上，防止或減弱激波誘導(dǎo)的附面層分離。第215頁/共230頁(2) 翼 刀 翼刀是一種較窄的刀條，平行于飛機的對稱面，垂直地安裝在機翼的表面上。在小迎角飛行時，翼刀不影響升力沿展向的分布。在迎角比較大，特別是接近臨界迎角時，翼刀起到了阻止后掠翼附面層氣流沿展向流動，防止翼梢部位附面層分離，改善后掠翼失速特性的作用。 第216頁/共230頁圖16第217頁/共230頁延緩后掠機翼的翼尖失速 延緩后掠機翼的翼尖失速, 通常采取下列措施。1.使機翼沿展向具有一定的幾何扭轉(zhuǎn), 減小翼尖部分的迎角, 推遲翼尖的氣流分離。2.在翼尖部分選用臨界迎角比較大的翼型。3.在機翼上翼面裝置翼刀、

56、機翼前緣鋸齒以防止附面層氣流的橫向流動。4.在機翼翼尖部分, 設(shè)置前緣縫翼。第218頁/共230頁 氣流流過機體時，由于空氣的粘性在機體表面形成了附面層。附面層內(nèi)的空氣受到摩擦阻滯和壓縮，速度下降，溫度升高，氣流的動能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮?，對機體表面進(jìn)行加熱，這就是空氣動力加熱。 飛機飛行克服了“音障”進(jìn)入超音速飛行后，由于空氣動力加熱出現(xiàn)的“熱障”問題就成了進(jìn)一步提高飛行速度的主要障礙。第219頁/共230頁 超音速飛機長時間進(jìn)行超音速飛行，長時間的空氣動力加熱使機體加熱升溫。座艙的溫度太高使機務(wù)人員和乘客無法忍受。機上的設(shè)備比如無線電、航空儀表等也無法正常工作。機體的溫度也會超過機上一些非金屬材料的

57、極限工作溫度。飛機機體被熱透，鋁合金的機械性能大大下降，飛機結(jié)構(gòu)的強度和剛度降低。達(dá)不到飛機設(shè)計要求。無法進(jìn)行正常飛行。飛機飛行速度的進(jìn)一步提高還要依靠新型結(jié)構(gòu)材料(比如，先進(jìn)復(fù)合材料等)的研制和新工藝方法的開發(fā)。 第220頁/共230頁第221頁/共230頁米格-25第222頁/共230頁第223頁/共230頁復(fù)復(fù) 習(xí)習(xí) 思思 考考 題題1. 什么是相對氣流？相對氣流的方向如何確定？2. 什么是相對運動原理？3. 連續(xù)性假設(shè)的內(nèi)容？對大氣采用連續(xù)性假設(shè)的理由？4. 什么是連續(xù)介質(zhì)？有何特點？5. 什么是定常流動？6. 流線上某點的速度方向如何表示？7. 流體內(nèi)流體流動有何特點？8. 連續(xù)方程是根據(jù)什么定律得出