飛機的空氣動力學

1、低速、亞音速飛機的空氣動力環(huán)境C091 王亞飛飛機上的空氣動力學和現(xiàn)在的流體力學有著相同的特點，研究空氣動力學可以間接的學習流體力學，而空氣動學上的最突出的應(yīng)用就是飛機，所以現(xiàn)在著重講述下飛機的空氣學特點，翼型的升力和阻力飛機之所以能在空中飛行，最基本的事實是，有一股力量克服了它的重量把它托舉在空中。而這種力量主要是靠飛機的機翼與空氣的相對運動產(chǎn)生的。迎角的概念 飛行速度（飛機質(zhì)心相對于未受飛機流場影響的空氣的速度）在飛機參考平面上的投影與某一固定基準線（一般取機翼翼根弦線或機身軸線）之間的夾角，稱為迎角（圖2.3.5（a），用a表示。當飛行速度沿機體坐標系（見 2.4.1節(jié)）豎軸的分量為正時

2、，迎角 為正。如果按照相對氣流（未受飛機流場影響的氣流）方向，則相對氣流速度（未受飛機流場影響的空氣相對于飛機質(zhì)心的運動速度）在飛機參考平面上的投影與某一固定基準線之間的圖2.3.5迎角夾角就是迎角，且當相對速度沿機體坐標系豎軸的分量為負時，迎角為正（圖2.3.5（b）。圖2.3.6小迎角a下翼剖面上的空氣動力1壓力中心 2前緣3一后緣4一翼弦升力和阻力的產(chǎn)生根據(jù)我們已經(jīng)討論過的運動的轉(zhuǎn)換原理，可以認為在空中飛行的飛機是不動的，而空氣以同樣的速度流過飛機。如圖2.3.6所示，當氣流流過翼型時，由于翼型的上表面凸些，這里的流線變密，流管變細，相反翼型的下表面平坦些，這里的流線變化不大（與遠前方流

3、線相比"根據(jù)連續(xù)性定理和伯努利定理可知，在翼型的上表面，由于流管 變細，即流管截面積減小，氣流速度增大，故壓強減??；而翼型的下表面，由于流管變化不 大使壓強基本不變。這樣，翼型上下表面產(chǎn)生了壓強差，形成了總空氣動力R, R的方向向后向上。根據(jù)它們實際所起的作用，可把R分成兩個分力：一個與氣流速度v垂直，起支托飛機重量的作用，就是升力L;另一個與流速v平行，起阻礙飛機前進的作用，就是阻力Do此時產(chǎn)生的阻力除了摩擦阻力外，還有一部分是由于翼型前后壓強不等引起的，稱之為 壓差阻力?？偪諝鈩恿與翼弦的交點叫做壓力中心 （見圖2.3.6）。好像整個空氣動力都集中在這一點上，作用在翼型上。根據(jù)

4、翼型上下表面各處的壓強，可以繪制出翼型的壓強分布圖（壓力分布圖），如圖2.3.7（a）所小。圖中自表面向外指的箭頭，代表吸力；指向表面的箭頭，代表壓力。箭頭都與表面垂直，其長短表示負壓 （與吸力對應(yīng)）或正壓（與壓力對應(yīng)）的大小。由圖可看出，上表 面的吸力占升力的大部分?？拷熬壧幭”《茸畲?，即這里的吸力最大。(a)翼型上的壓力分布1一翼型2一吸力3壓力(b)不同迎角下翼型壓力分布的變化1一尾部漩渦圖2.3.7翼型的壓強分布圖(壓力分布圖)由圖2.3.7(b)可見，機翼的壓強分布與迎角有關(guān)。在迎角為零時，上下表面雖然都受到 吸力，但總的空氣動力合力 R并不等于零。隨著迎角的增加，上表面吸力逐漸變

5、大，下表 面由吸力變?yōu)閴毫?，于是空氣動力合力R迅速上升，與此同時，翼型上表面后緣的渦流區(qū)也逐漸擴大。在一定迎角范圍內(nèi)， R是隨著迎角a的增加而上升的。但當 a大到某一程度, 再增加迎角，升力不但不增加反而迅速下降，這種現(xiàn)象我們叫做“失速”。失速對應(yīng)的迎角就叫做“臨界迎角”或“失速迎角” (見圖2.3.8)。L升力，也隨a的變化而 Cl來表示升力與迎角的關(guān)系，即R隨a的變化而變化，它在垂直于迎面氣流方向上的分力 變化。為了研究問題方便，我們采用無因次的升力系數(shù)1 32S2.3.9)。在一定飛行速度下，在迎角 隨著迎角的繼續(xù)增加，升力曲線逐2升力系數(shù)Cl隨迎角變化的曲線稱為升力曲線(圖 較小的范圍

6、內(nèi)，升力系數(shù) Cl由隨迎角a的呈線性變化；漸變彎，到臨界迎角時，升力系數(shù)達到最大值 CLmax；之后再增大迎角，升力系數(shù)反而減小。翼型的力矩特性及焦點圖 2.3.11 Cm-Cl 曲線圖2.3.10氣動合力及力矩當氣流流過翼型時，可以把作用在翼型上的空氣動力R分解為垂直翼弦的法向力 Li和平行于翼弦的切向力 Di（圖2310）。我們規(guī)定使翼型抬頭的力矩為正，則空氣動力對F點的力矩可寫為MyP= Li （x p-x f） L （x P-Xf）改用力矩系數(shù)的形式表示為CmMyp1 Dv2ScL(Xp -Xf、>v2Sc=-Cl (Xp Xf )式中Xp和Xf分別是壓力中心和任意點F到翼型前緣

7、距離與弦長比的百分數(shù)（見圖239）。a不但影響R的大小，同時還改變其作用點（壓力中心）。為此，變換不同的迎角作實驗， 求出各個迎角下對應(yīng)的升力系數(shù)Cl和力矩系數(shù)Cm,畫出Cm與Cl曲線，如圖2.3.10所示。由該圖可見，當 Cl不太大時曲線近似呈直線，不同的F可得到不同的斜率。因此總能找到一點，其Cm幾乎不隨Cl而變化，這樣的點在空氣動力學中稱之為焦點（或空氣動力中心）。由于升力增加時，升力對焦點的力矩不變，因此，焦點實質(zhì)上是迎角增加時升力增量的作用點。低速時，焦點一般在25%機翼弦長附近（見圖2311）。焦點距前緣的相對位置用Xf （=Xf /C），繞該點的力矩系數(shù)用Cmo表示。對于已選定的

8、翼型，它們都是定值（見圖2.3.11）,Cmo =-Cl（Xp -Xf）Xp=Xf -Cmo/Cl可見壓力中心并非焦點，它是隨Cl的增大而前移，并逐漸接近焦點。附面層與摩擦阻力由于空氣是有粘性的，所以當它流過翼型時，就會有一層很薄的氣流被“粘”在機翼表面上。這個流速受到阻滯的空氣流動層就叫做附面層。通常取流速達到0.99"處為附面層邊界，由翼型表面到該處的距離被認為是附面層的厚度。受阻滯的空氣必然會給翼型一個與飛行方向相反的作用力，這就是摩擦阻力。附面層中氣流的流動情況是不同的（見圖2312）。一般翼型大約在最大厚度以前，附面層的氣流不相混淆而成層地流動，而且底層的速度梯度較小， 這部分叫做層流附面層。 在這之后，氣流的流動轉(zhuǎn)變成雜亂無章，并且出現(xiàn)了旋渦和橫向流動，而且貼近翼面的速度梯度也較大，這部分叫做紊流附面層。層流轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞯哪且稽c稱為轉(zhuǎn)振點。在紊流之后，由于分離，附面層脫離了翼面而形成大量的旋渦，這就是尾跡。分離戊轉(zhuǎn)振點圖2.3.12附面層摩擦阻力的大小，取決于空氣的粘性、 飛機的表面狀況以及同空氣接觸的飛機表面面積 等?？諝獾恼承栽酱蟆w機的表面狀況越差、 同空氣接觸的飛機表面面積越大，摩擦阻力也 就越大。為了減小摩擦阻力，就希望盡