空氣動力學(xué)部分知識要點

1、空氣動力學(xué)局部知識要點作者:日期:空氣動力學(xué)及飛行原理課程空氣動力學(xué)局部知識要點一、流體屬性與靜動力學(xué)根底1 1、流體與固體在力學(xué)特性上最本質(zhì)的區(qū)別在于：二者承受剪應(yīng)力和產(chǎn)生剪切變形水平上的不同.2 2、靜止流體在剪應(yīng)力作用下不管所加剪切應(yīng)力.多么小,只要不等于零將產(chǎn)生持續(xù)不斷的變形運動流動,換句話說,靜止流體不能承受剪切應(yīng)力,將這種特性稱為流體的易流性.3 3、流體受壓時具體積發(fā)生改變的性質(zhì)稱為流體的壓縮性,而反抗壓縮變形的水平和特性稱為彈性.4 4、當(dāng)馬赫數(shù)小于 0.0.3 3 時,氣體的壓縮性影響可以忽略不計.5 5、流層間阻礙流體相對錯動變形趨勢的水平稱為流體的粘性相對錯動流層間的一對

2、摩擦力即粘性剪切力.6 6、流體的剪切變形是指流體質(zhì)點之間出現(xiàn)相對運動例如流體層間的相對運動流體的粘性是指流體反抗剪切變形或質(zhì)點之間的相對運動的水平.流體的粘性力是反抗流體質(zhì)點之間相對運動 例如流體層間的相對運動的剪應(yīng)力或摩擦力.在靜止?fàn)顟B(tài)下流體不能承受剪力；但是在運動狀態(tài)下,流體可以承受剪力,剪切力大小與流體變形速度梯度有關(guān),而且與流體種類有關(guān)7 7、根據(jù)作用力的性質(zhì)和作用方式,可分為徹體力和外表力面力兩類.例如重力,慣性力和磁流體具有的電磁力等都屬于徹體力,徹體力也稱為體積力或質(zhì)量力.8 8、外表力：相鄰流體或物體作用于所研究流體團塊外外表,大小與流體團塊外表積成正比的接觸力.由于按面積分

3、布,故用接觸應(yīng)力表示,并可將其分解為法向應(yīng)力和切向應(yīng)力：9 9、理想和靜止流體中的法向應(yīng)力稱為壓強,其指向沿著外表的內(nèi)法線方向,壓強的量綱是力/長度21010、標準大氣規(guī)定在海平面上,大氣溫度為 1515c或T0= =288.15K288.15K, ,壓強壓強p0=760=760 毫米汞柱= =1013251325 牛/米2 2, ,密度 popo=1.225千克/米3 31111、從基準面到 1111kmkm 的高空稱為對流層,在對流層內(nèi)大氣密度和溫度隨高度有明顯變化,溫度隨高度增加而下降,高度每增加1km,1km,溫度下降6.5K.5K.從 1111kmkm 到 21km21km 的高空大

4、氣溫度根本不變,稱為同溫層或平流層,在同溫層內(nèi)溫度保持為 216.5216.5Ko普通飛機主要在對流層和平流層里活動.1212、散度、旋度、有旋流、無旋流.1313、描述流體運動的方程.低速不可壓縮理想流體：連續(xù)方程+動量方程歐拉方程乂氐速不可壓縮粘性流體：連續(xù)方程+動量方程N NS方程；高速可壓縮理想流體：連續(xù)方程+動量方程歐拉方程+能量方程+狀態(tài)方程.1414、 連續(xù)方程是質(zhì)量守恒定律在流體力學(xué)中具體表達形式.由于連續(xù)方程僅是運動的行為,與受力無關(guān),因此既適用于理想流體也適用于粘性流體.1515、定常流是指在流場中任一固定點的所有流體屬性如流速、壓力、密度等都和時間無關(guān)的流動,在定常流情況

5、下,所有參數(shù)對時間的導(dǎo)數(shù)都等于 0 0.非定常流是指流場任一固定點的一個或多個速度分量或其他流體屬性隨時間發(fā)生變化的流動.注:流動類型：定常流/非定常流,可壓縮流動/不可壓縮流動,無粘流動/粘性流動,有旋流動/無旋流動.1616、環(huán)量的定義：在流場中任取一條封閉曲線,速度沿該封閉曲線的線積分稱為該封閉曲線的速度環(huán)量.速度環(huán)量的符號不僅決定于流場的速度方向,而且與封閉曲線的繞行方向有關(guān),規(guī)定積分時逆時針繞行方向為正,即封閉曲線所包圍的區(qū)域總在行進方向的左側(cè).1717、 在無旋流動中,沿著任意一條封閉曲線的速度環(huán)量均等于零.但是對有旋流動,繞任意一條封閉曲線的速度環(huán)量一般不等于零.1818、渦量是

6、指流場中任何一點微團角速度之二倍,如平面問題中的 2323z z, ,稱為渦量,渦量是個純運動學(xué)的概念.1919、 像流線一樣,在同一瞬時,如在流場中有一條曲線,該線上每一點的渦軸線都與曲線相切,這條曲線叫渦線.給定瞬間,通過某一曲線本身不是渦線的所有渦線構(gòu)成的曲面稱為渦面.由封閉渦面組成的管狀渦面稱為渦管.渦線是截面積趨于零的渦管.渦線和渦管的強度都定義為繞渦線或渦管的一條封閉圍線的環(huán)量.渦量在一個截面上的面積分稱為渦通量.沿平面上一封閉圍線 L L 做速度的線積分,所得的環(huán)量等于曲線所圍面積上每個微團角速度的 2 2 倍乘以微團面積之和,即等于通過面積 S S 的渦通量.當(dāng)無渦線穿過給定曲

7、線 L L1 1 時,沿 L1L1 的速度環(huán)量 r r1 1 等于零;當(dāng)有渦線穿過給定曲線L2時,沿L2的速度環(huán)量 r r2 2 等于過曲線所圍面積內(nèi)的渦通量,也等于該區(qū)域的渦強度；如果曲線所圍面積內(nèi)渦通量越大,那么沿該曲線的速度環(huán)量越大,該區(qū)域內(nèi)渦的強度越大;過同一曲線上張開的不同曲面,其渦通量是相同的,都等于沿該曲線的速度環(huán)量,都代表 s1s1 和 S2S2 面上旋渦的強理想流中渦定理：沿渦線或渦管渦強不變；一根渦管在流體里不可能中斷,可以伸展到無限遠去,可以自相連接成一個渦環(huán)不一定是圓環(huán),也可以止于邊界固體的邊界或自由邊界如自由液面.2020、2121、2222、2323、開爾文 kel

8、vinkelvin 定律環(huán)量不變定律: :在理想流中,渦的強度不隨時間變化,既不會增強,也不會削弱或消失.2424、拉格朗日 LagrangeLagrange 定律渦量不生不滅定律：在理想流中, ,流動假設(shè)是無旋的那么流場始終無旋,反之假設(shè)流場在某一時刻有旋那么永遠有旋.2525、亥姆霍茲 HelmhoHelmho1 1tztz 定律渦線渦管保持定理：在理想流體中,構(gòu)成渦線和渦管的流體質(zhì)點,在以后運動過程中仍將構(gòu)成渦線和渦管.邊界層流動流動雷諾數(shù) ReRe 是用以表征流體質(zhì)點的慣性力與粘性力比照關(guān)2 2、高 ReRe 數(shù)下,流體運動的慣性力遠遠大于粘性力.這樣研究忽略粘性力的流動問題是有實際意

9、義的.3 3、理想流體力學(xué)在早期較成功地解決了與粘性關(guān)系不大的一系列流動問題升力、波動等,但對阻力、擴散等涉及到粘性的問題那么與實際相差甚遠,如達朗伯疑題.4 4、大量實驗發(fā)現(xiàn)：雖然整體流動的 ReRe 數(shù)很大,但在靠近物面的薄層流體內(nèi),流場的特征與理想流動相差甚遠,沿著法向存在很大的速度梯度,粘性力無法忽略.這一物面近區(qū)粘性力起重要作用的薄層稱為邊界層BoundarylayerBoundarylayer. .1 1、系的FJLUFULLURe5 5、在遠離物體的理想流體流動區(qū)域可忽略粘性的影響,流動無旋可按位勢流理論處理位流區(qū).在靠近物面的薄層內(nèi)粘性力的作用不能忽略粘流區(qū),該薄層稱為邊界層.

10、邊界層內(nèi)粘性力與慣性力同量級,流體質(zhì)點作有旋運動.6 6、邊界層區(qū)與主流區(qū)之間無嚴格明顯的界線,通常以速度到達主流區(qū)速度的 0.99U0.99U 作為邊界層的外緣.由邊界層外緣到物面的垂直距離稱為邊界層名義厚度,用 S S 表示.在高 ReRe 數(shù)下,邊界層的厚度遠小于被繞流物體的特征長度.7 7、邊界層位移厚度8 8、邊界層動量損失厚度9 9、邊界層能量損失厚度1010、邊界層:N-S:N-S 方程化簡為邊界層方程1111、邊界層中的流體質(zhì)點受慣性力、粘性力和壓力的作用,其中慣性力與粘性力的相對大小決定了粘性影響的相對區(qū)域大小,或邊界層厚度的大?。?粘性力的作用始終是阻滯流體質(zhì)點運動,使流體

11、質(zhì)點減速,失去動能；壓力的作用取決于繞流物體的形狀和流道形狀,順壓梯度有助于流體加速前進,而逆壓梯度阻礙流體運動.1212、邊界層別離.別離點1313、邊界層別離的必要條件是：存在逆壓梯度和粘性剪切層.僅有粘性的阻滯作用而無逆壓梯度,不會發(fā)生邊界層的別離,由于無反推力使邊界層流體進入到外流區(qū).這說明,零壓梯度和順壓梯度的流動不可能發(fā)生邊界層別離.只有逆壓梯度而無粘性的剪切作用,同樣也不會發(fā)生別離現(xiàn)象,由于無阻滯作用,運動流體不可能消耗動能而滯止下來.在粘性剪切力和逆壓梯度的同時作用下才可能發(fā)生別離.1414、由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧鳡顟B(tài)稱為轉(zhuǎn)撥.1515、由于湍流的無規(guī)那么脈動特性,流體微團將高能

12、量帶入到靠近壁面處,因此湍流流動在靠近壁面處的平均速度遠大于層流流動即湍流邊界層的速度分布比層流邊界層的速度分布飽滿.湍流與層流相比不容易別離,可使別離引起的壓差阻力大大降低.三、低速翼型1 1、翼型的幾何參數(shù)厚度2 2、NACANACA 四位數(shù)翼型、NACANACA 五位數(shù)翼型3 3、在翼型平面上,把來流 V-V-與翼弦線之間的夾角定義為翼型的幾何迎角,簡稱迎角.對弦線而言,來流上偏為正,下偏為負.4 4、翼型繞流視為平面流動,翼型上的空氣動力簡稱氣動力可視為無限翼展機翼在展向取單位展長所受的氣動力.5 5、當(dāng)氣流繞過翼型時,在翼型外表上每點都作用有壓強 p p垂直于翼面和摩擦切應(yīng)力與翼面相

13、切,它們將產(chǎn)生一個合力 R,R,合力的作用點稱為壓力中央,合力在來流方向的分量為阻力 D D或X X, ,在垂直于來流方向的分量為升力 L L或 Y Y.6 6、空氣動力力矩取決于力矩點的位置.如果取矩點位于壓力中央:力矩為零；取矩點位于翼型前緣：前緣力矩規(guī)定使翼型抬頭為正、低頭為負；取矩點位于翼型焦點：焦點或氣動中央力矩.7 7、焦點是翼型上的某個固定點,是力矩不隨迎角變化的點或翼型升力增量的作用點,也稱為翼型氣動中央.8 8、薄翼型的氣動中央為 0.25b,0.25b,大多數(shù)翼型的氣動中央在0.23b-0.24b0.23b-0.24b 之間,層流翼型在 0.26b-0.20.26b-0.2

14、7 7b b 之間.9 9、翼型無量綱空氣動力系數(shù)：升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù).Cr萬戶了?o 一此必一11010、低速翼型繞流流動特點：小迎角時,整個繞翼型的流動是無分離的附著流動,在物面上的邊界層和翼型后緣的尾跡區(qū)很薄.前駐點位于下翼面距前緣點不遠處,流經(jīng)駐點的流線分成兩局部,一局部從駐點起繞過前緣點經(jīng)上翼面順壁面流去,另一局部從駐點起經(jīng)下翼面順壁面流去,在后緣處流動平滑地集合后下向流去.在上翼面近壁區(qū)的流體質(zhì)點速度從前駐點的零值很快加速到最大值,然后逐漸減速.根據(jù) BernoulliBernoulli 方程,壓力分布是在駐點處壓力最大,在最大速度點處壓力最小,然后壓力逐漸增大過了最

15、小壓力點為逆壓梯度區(qū).隨著迎角的增大,駐點逐漸后移,最大速度點越靠近前緣,最大速度值越大,上下翼面的壓差越大,因而升力越大.氣流到后緣處,從上下翼面平順流出,因此后緣點不一定是后駐點.1111、翼型繞流氣動力系數(shù)隨迎角的變化曲線：升力系數(shù)曲線,阻力系NACA23012的氣動特性曲1212、在升力系數(shù)隨迎角的變化曲線中,在迎角較小時是一條直線這條直線的斜率稱為升力線斜率,記為數(shù)曲線,力矩系數(shù)曲線.LC爆點da1313、對于有彎度的翼型升力系數(shù)曲線是不通過原點的,通常把升力系數(shù)為零的迎角定義為零升迎角0,而過后緣點與幾何弦線成0的直線稱為零升力線.對有彎度翼型.是一個小負數(shù),一般彎度越大,.的絕對

16、值越大.1414、當(dāng)迎角大過一定的值之后,就開始彎曲,再大一些,就到達了它的最大值,此值記為最大升力系數(shù) CL.ax,這是翼型用增大迎角的方法所能獲得的最大升力系數(shù),相對應(yīng)的迎角稱為臨界迎角.過此再增大迎角,升力系數(shù)反而開始下降,這一現(xiàn)象稱為翼型的失速.這個臨界迎角也稱為失速迎角.1515、最大升力系數(shù)、臨界迎角和失速后的升力系數(shù)曲線受粘性影響大：阻力系數(shù)曲線,存在一個最小阻力系數(shù).在小迎角時,翼型的阻力主要是摩擦阻力,阻力系數(shù)隨迎角變化不大； 在迎角較大時,出現(xiàn)了粘性壓差阻力的增量,阻力系數(shù)與迎角的二次方成正比.失速后,別離區(qū)擴及整個上翼面,阻力系數(shù)大增.但應(yīng)指出的是無論摩擦阻力還是壓差阻力

17、都與粘性有關(guān).因此,阻力系數(shù)與 ReRe 數(shù)存在密切關(guān)系.d 焦點對 1/41/4 弦點取矩的力矩系數(shù)力矩系數(shù)曲線,在失速迎角以下,根本是直線.如改成對實際的氣動中央取矩,那末就是一條平直線了.但當(dāng)迎角超過失速迎角,翼型上有很顯著的別離之后,低頭力矩大增,力矩曲線也變彎曲.1616、1717、隨著迎角增大,翼型升力系數(shù)將出現(xiàn)最大,然后減小.這是氣流繞過翼型時發(fā)生別離的結(jié)果.翼型的失速特性是指在最大升力系數(shù)附近的氣動性能.在一定迎角下,當(dāng)?shù)退贇饬骼@過翼型時,過前駐點開始快速加速減壓到最大速度點順壓梯度區(qū),然后開始減速增壓到翼型后緣點處逆壓梯度區(qū),隨著迎角的增加,前駐點向后移動,氣流繞前緣近區(qū)的吸

18、力峰在增大,造成峰值點后的氣流頂著逆壓梯度向后流動越困難,氣流的減速越嚴重.這不僅促使邊界層增厚,變成湍流,而且迎角大到一定程度以后,逆壓梯度到達一定數(shù)值后,氣流就無力頂著逆壓減速了,而發(fā)生別離.這時氣流分成別離區(qū)內(nèi)部的流動和別離區(qū)外部的主流兩局部.在別離邊界稱為自由邊界 上,二者靜壓必處處相等.別離后的主流就不再減速不再增壓了.別離區(qū)內(nèi)的氣流由于主流在自由邊界上通過粘性的作用不斷地帶走質(zhì)量,中央局部便不斷有氣流從后面來填補,而形成中央局部的倒流.2020、根據(jù)庫塔一儒可夫斯基升力環(huán)量定律,對于定常、理想、不可壓1818、1919、流動,在有勢力作用下,直勻流繞過任意截面形狀的有環(huán)量繞流所受的

19、升力為：L=夕七x2121、在來流作用下,不管物體形狀如何,只要環(huán)量值不為零,繞物體就會產(chǎn)生升力；反之只要環(huán)量值為零,那么繞流物體的升力為零.2222、庫塔-儒可夫斯基后緣條件：(1)(1)對于給定的翼型和迎角,繞翼型的環(huán)量值應(yīng)正好使流動平滑地流過后緣去.(2)假設(shè)翼型后緣角0,0,后緣點是后駐點.即 V Vi=V=0=0.(3)(3)假設(shè)翼型后緣角=0,=0,后緣點的速度為有限值.即V Vi=V=V2=V=V(4)(4)真實翼型的后緣并不是尖角,往往是一個小圓弧.實際流動氣流在上下翼面靠后很近的兩點發(fā)生別離,別離區(qū)很小.所提的條件是：pi=p=p2V Vi=V V2.2323、環(huán)量產(chǎn)生的物理

20、原因：處于靜止?fàn)顟B(tài),繞流體線的速度環(huán)量為零；當(dāng)翼型在剛開始啟動時,粘性邊界層尚未在翼面上形成,繞翼型的速度環(huán)量為零,后駐點不在后緣處,而在上翼面某點,氣流將繞過后緣流向上翼面；隨時間的開展,翼面上邊界層形成,下翼面氣流繞過后緣時將形成很大的速度,壓力很低,從后緣點到后駐點存在大的逆壓梯度,造成邊界層別離,從產(chǎn)生一個逆時針的環(huán)量,稱為起動渦；起動渦隨著氣流流向下游,封閉流體線也隨氣流運動,但始終包圍翼型和起動渦,根據(jù)渦量保持定律,必然繞翼型存在一個順時針的速度環(huán)量,使得繞封閉流體線的總環(huán)量為零.這樣,翼型后駐點的位置向后移動.只要后駐點尚未移動到后緣點,翼型后緣不斷有逆時針旋渦脫落,因而繞翼型的

21、環(huán)量不斷增大,直到氣流從后緣點平滑流出后駐點移到后緣為止為止.2424、 流體粘性和翼型的尖后緣是產(chǎn)生起動渦的物理原因.繞翼型的速度環(huán)量始終與起動渦環(huán)量大小相等、方向相反.2525、對于一定形狀的翼型,只要給定繞流速度和迎角,就有一個固定的速度環(huán)量與之對應(yīng),確定的條件是庫塔條件.2626、如果速度和迎角發(fā)生變化,將重新調(diào)整速度環(huán)量,以保證氣流繞過翼型時從后緣平滑集合流出前駐點那么變化.2727、代表繞翼型環(huán)量的旋渦,始終附著在翼型上,稱為附著渦.根據(jù)升力環(huán)量定律,直勻流加上一定強度的附著渦所產(chǎn)生的升力,與直勻流中一個有環(huán)量的翼型繞流完全一樣.2828、對于薄翼而言,升力線的斜率與翼型的形狀無關(guān)

22、：dCdCL2 2d dJ=土3-%=2才1一為da2929、絕對迎角為Vs與零升力線間的夾角用四表示,即：a=a-00CL13030、a aCL也是一條直線,斜率 C Cm4,4,截距為 C Cm0. .C Cmo為零升力矩系數(shù).3131、1/41/4 弦點就是薄翼型氣動中央的位置,是薄翼型升力增量的作用點 O3232、翼型的升力特性通常指升力系數(shù)與迎角的關(guān)系曲線.實驗和計算結(jié)果說明,在小迎角下,升力系數(shù)與迎角為線性關(guān)系：3333、在失速迎角處,升力系數(shù)到達最大 C CLmaxo確定升力特性曲線的三個參數(shù)是,升力線斜率,零升迎角,最大升力系數(shù)失速迎角.3434、升力線斜率與 ReRe 數(shù)關(guān)系

23、不大,主要與翼型的形狀有關(guān).對薄翼的理論值為 2 2.3535、零升迎角a0主要與翼型彎度有關(guān),正彎度時為一小負數(shù).3636、最大升力系數(shù)Qmax主要與邊界層別離有關(guān),取決于翼型幾何參數(shù)、ReRe 數(shù)、外表光潔度,隨 ReRe 增大而增大.3737、翼型縱向力矩特性通常用CmC CL曲線表示,迎角不大時也接近一條直線：cm:對于正彎度的翼型 QmoQmo 為一個小負數(shù)；力矩曲線斜率也是負值.薄翼理論可以估計這兩個值,C Cm0與翼型彎度函數(shù)有關(guān),力矩曲線斜率為-0.25-0.25.3838、翼型上升力的作用點升力作用線與弦線的交點為壓力中央 P,P,、,、一一 X Xp,一,一,一,、.弦向位

24、置用 X Xp表示,小迎角時壓心位置為b b-豆久包XpCmCLCL迎角越小,壓力中央越靠后.3939、翼型上還存在這樣的一個點,對該點的力矩系數(shù)與升力的大小無關(guān),恒等于零升力矩系數(shù),此點稱為焦點或氣動中央F F.氣動中央反映了翼型隨迎角變化而引起的升力增量的作用點,正彎度時,壓力中央位于焦點之后. 如何證實焦點對給定翼型是一個固定點一一作業(yè)題14040、翼型阻力包括摩擦阻力和壓差阻力.翼型阻力的產(chǎn)生實質(zhì)是空氣粘性引起的.摩擦阻力是物面上直接的摩擦切應(yīng)力引起的,壓差阻力是因物面邊界層改變了壓強分布造成的.迎角不大時主要是摩擦阻力,隨迎角增大壓差阻力劇增.4141、翼型的阻力特性可用CD- -%

25、曲線表示,但在飛機設(shè)計上常用 Q-SQ-S 曲線來表示翼型的升阻特性,稱為極曲線.率.系數(shù)需要克服的阻力最小.性能好的翼型最大升阻比可到達 5050 以上.巡航時,飛機在最大升阻比對應(yīng)的迎角附近飛行,5 5 度.不同地方的翼弦是不一樣的,有翼根弦長 b b.、翼尖弦長 b bi.S S幾何平均弦長 b bpj定義為,7,7,即用相同翼展和面積的矩形機翼弦長定義幾何平均弦長4242、翼型的升阻比定義為KCD,表征了翼型的氣動效4343、升阻比大的飛機續(xù)航時間長,燃油經(jīng)濟性好,由于到達一定升力約為 3 3四、低速機翼及其氣動特性1 1、翼展：翼展是指機翼左右翼尖之間的長度,一般用表木 O O2 2

26、、機翼面積:是指機翼在.xzxz 平面上的投影面積,一般用S S 表不.3 3、翼弦:翼弦是指機翼沿機身方向的弦長.除了矩形機翼外,機翼4 4、CL5 5、展弦比：翼展1和平均幾何弦長 bpbpJ的比值叫做展弦比,用入表示,其計算公式可表示為：6 6、展弦比也可以表示為翼展的平方與機翼面積的比值.L LS S7 7、展弦比越大,機翼的升力系數(shù)越大,但阻力也增大.高速飛機為了減阻一般采用小展弦比的機翼.8 8、根梢比:根梢比是翼根弦長 b b0與翼尖弦長 bibi 的比值,一般用刀表示.9 9、梢根比：梢根比是翼尖弦長 b bi與翼根弦長b.的比值,一般用士表不.1010、上反角Dihedral

27、angleDihedralangle: :上反角是指機翼基準面和水平面的夾角,當(dāng)機翼有扭轉(zhuǎn)時,那么是指扭轉(zhuǎn)軸和水平面的夾角.當(dāng)上反角為負時,就變成了下反角CathedralangleCathedralangle.低速機翼采用一定的上反角可改善橫向穩(wěn)定性.1111、后掠角：后掠角是指機翼與機身軸線的垂線之間的夾角.后掠角又包括前緣后掠角機翼前緣與機身軸線的垂線之間的夾角,一般用x表示、后緣后掠角機翼后緣與機身軸線的垂線之間的夾角,一般用x表示及 1/41/4 弦線后掠角機翼 1/1/4弦線與機身軸線的垂線之間的夾角,一般用R.25表示.1212、 低速機翼采用一定的后掠角可改善橫側(cè)向穩(wěn)定性.如果

28、飛機的機翼向前掠,那么后掠角就為負值,變成了前掠角.1313、幾何扭轉(zhuǎn)角：機翼上平行于對稱面的翼剖面的弦線相對于翼根翼剖面弦線的角度稱為機翼的幾何扭轉(zhuǎn)角力扭.假設(shè)翼剖面的局部迎角大于翼根翼剖面的迎角,那么扭轉(zhuǎn)角為正.沿展向翼剖面的局部迎角從翼根到翼梢是減少的扭轉(zhuǎn)稱為外洗,扭轉(zhuǎn)角為負.反之稱為內(nèi)洗.1414、氣動扭轉(zhuǎn)角：平行于機翼對稱面任一翼剖面的零升力線和翼根翼剖面的零升力線之間的夾角.1515、安裝角：機翼安裝在機身上時,翼根翼剖面弦線與機身軸線之間的夾角稱為安裝角.1616、W W 與對稱平面處翼剖面翼根剖面弦線間的夾角定義為機翼的迎角以縱向繞流時作用在機翼上的空氣動力仍是升力 L L垂直

29、 VsVs 方向,阻力 D D平彳 fV-fV-方向,縱向力矩 MzMz繞過某參考點 z z 軸的力矩.1717、機翼的空氣動力系數(shù)：升力系數(shù)、阻力系數(shù)、縱向力矩系數(shù)._L_DM一.D1,“二=3必行其中的 b bA為平均氣動弦長1818、平均空氣動力弦長是一個假想矩形機翼的弦長,這一假想機翼的面積 S S 和實際機翼的面積相等,它的力矩特性和實際機翼也相同但不能保證假想機翼的展長與原機翼展長相等.1919、 因機翼左右對稱,而且來流與機翼對稱面平行,那么機翼的焦點必位于機翼的對稱面上翼根剖面.機翼的平面形狀給定后,機翼的焦點位置 X XF就可以確定.2020、飛機焦點的重要意義在于它影響飛機

30、的縱向靜穩(wěn)定性.所謂靜穩(wěn)定性是指飛機受到陣風(fēng)擾動后具有自動恢復(fù)原有姿態(tài)的特性.當(dāng)飛機在不失速的正常飛行條件下,飛機的縱向靜穩(wěn)定性只取決于全機焦點和重心之間的相對位置.當(dāng)全機焦點位于重心之后,飛機是縱向靜穩(wěn)定的； 當(dāng)全機焦點位于重心之前,飛機是縱向靜不穩(wěn)定的；當(dāng)全機焦點和重心重合,飛機是縱向中立靜穩(wěn)定的.2121、亞聲速飛行時機翼焦點一般位于全機重心之前,因此單有機翼的飛機是靜不穩(wěn)定的,機身升力的影響使焦點前移,因此翼身組合體的縱向靜不穩(wěn)定性更大,加上平尾后全機焦點大大后移位于重心之后.平尾能夠?qū)︼w機的縱向靜穩(wěn)定性起重要作用的本質(zhì)原因在于,平尾將整個飛機的焦點大大后移,即平尾的設(shè)計使得飛機隨迎角

31、增大而產(chǎn)生的升力增量作用點后移.2222、 二維翼型相當(dāng)于展長無限大的機翼,即入=s,=s,而實際機翼的展長及相應(yīng)的人均為有限值,流動必然是三維的.2323、對于三維機翼,氣流以正迎角繞機翼流動時,機翼產(chǎn)生向上的升力,下翼面的壓強必定大于上翼面的壓強,下翼面的高壓氣流有向上翼面流動的傾向.2424、 對于仁 8 8 的無限翼展機翼,由于無翼端存在,上下翼面的壓差不會引起展向的流動,展向任一剖面均保持二維翼型的特性.對于有限翼展機翼,由于翼端的存在,在正升力時機翼下外表壓強較高的氣流將從機翼翼尖翻向上翼面,使得上翼面的流線向?qū)ΨQ面偏斜,下翼面的流線向翼尖偏斜,而且這種偏斜從機翼的對稱面到翼尖逐漸

32、增大.由于上下翼面氣流流線的偏斜,上下翼面氣流在機翼后緣會合時盡管壓強一樣,但展向分速是相反的,所以在后緣處要拖出軸線幾乎與來流方向平行的旋渦組成的渦面,這渦面稱為自由渦面.2525、從升力特性看,有限展弦比直機翼與無限展長機翼的主要差異, ,或者說三維效應(yīng)主要表達在以下兩點：首先是 I?I?&展向是變化；其次是機翼后有一個從后緣拖出的自由尾渦面.2626、大展弦比直機翼小迎角下的升力特性的位流氣動模型,應(yīng)對翼型的氣動模型進行修改,即附著渦面和自由渦面可用無數(shù)條 n n形馬蹄渦來模擬：直勻流+附著渦面+自由渦面.2727、口形馬蹄渦系與直勻流疊加對大展弦比直機翼來說是既合理又實用的氣動

33、模型,這是由于：1.1.符合沿一根渦線強度不變且不能在流體中中斷的旋渦定理.2.2.口形馬蹄渦垂直來流那局部是附著渦系,可代替機翼的升力作用.沿展向各剖面上通過的渦線數(shù)目不同,中間剖面通過的渦線最多環(huán)量最大,翼端剖面無渦線通過環(huán)量為零模擬了環(huán)量和升力的展向分布.3.n3.n 形馬蹄渦系平行來流且拖向下游無限遠才更擬了自由渦面.由于展向相鄰兩剖面間拖出的自由渦強度等于這兩個剖面上附著渦的環(huán)量差,從而建立了展向自由渦線強度與機翼上附著渦環(huán)量之間的關(guān)系.2828、近似將機翼上的附著渦系合并成一條展向變強度的附著渦線,各剖面的升力就作用在該線上,稱為升力線假設(shè).此時氣動模型簡化為:直勻流+附著渦線+自

34、由渦面.2929、低速翼型的升力增量在焦點處,約在1/4/4 弦點,因此附著渦線可放在展向各剖面的1/4/4 弦點的連線上,此線即為升力線.3030、 大展弦比直機翼展向剖面和二維翼剖面的主要差異在于自由渦系在展向剖面處引起一個向下正升力時的誘導(dǎo)速度,稱為下洗速度.3131、由于下洗速度的存在,機翼展向每個剖面上的實際有效速度 V Ve為無限遠處來流速度 VsVs 與下洗速度 V Vi的矢量和,有效迎角值也比幾何迎角Y減小了a,加U下洗角.3232、只要知道沿展向的升力線變強度環(huán)量分布,即可求出大展弦比直機翼的氣動特性-升力 L L 和阻力 D Di等.Di這個阻力在理想二維翼上是不存在的,它

35、是由于有限翼展機翼后面存在自由渦而產(chǎn)生的,或者說,是因下洗角的出現(xiàn)使剖面有效迎角減小而在來流方向形成的阻力,故稱為誘導(dǎo)阻力升致阻力.此誘導(dǎo)阻力與流體的粘性無關(guān).是有限翼展機翼產(chǎn)生升力必須付出的阻力代價.從能量的觀點看,機翼前方自由渦面上的流體微團旋轉(zhuǎn)所需的能量,必須由機翼提供一個附加的推力來克服誘導(dǎo)阻力才能維持有升力的飛行.3333、 橢圓形環(huán)量分布的機翼,具下洗速度和下洗角沿展向是不變的常量.如果機翼是無扭轉(zhuǎn)的,既無幾何扭轉(zhuǎn)也無氣動扭轉(zhuǎn),那么幾何迎角、零升迎角加不變,此外剖面升力線斜率沿展向也是不變的,所以沿展向無扭轉(zhuǎn)平直機翼的升力系數(shù)和誘導(dǎo)阻力系數(shù)就等于剖面的升力系數(shù)和誘導(dǎo)阻力系數(shù).343

36、4、橢圓環(huán)量分布的平直機翼在氣動特性上與無限翼展機翼有以下兩點重要的差異：1有限翼展機翼的升力線斜率小于無限翼展機翼,而且隨著入值的減小而減小.要增大機翼的 CL,.應(yīng)盡量采用大入值.2 2有限翼展機翼有誘導(dǎo)阻力,誘導(dǎo)阻力系數(shù)Coi與 CL2成正比,與入成反比.在 CL值一定時,增大入可減小 C Cbi值.3535、具有橢圓形環(huán)量分布的機翼的展向弦長分布也是橢圓形的,稱為橢圓形機翼.3636、采用翼梢小翼設(shè)計可減小下洗和誘導(dǎo)阻力.3737、矩形機翼的剖面升力系數(shù)的最大值在翼根剖面處.3838、根梢比擬大大于 2 2的梯形機翼的最大剖面升力系數(shù)那么發(fā)生在翼尖附近,而且隨根梢比的增大,最大剖面升力

37、系數(shù)越靠近翼尖.3939、 根梢比在2 2到3 3之間的梯形機翼的環(huán)量分布和剖面升力系數(shù)分布最接近橢圓機翼.4040、 在相同的展弦比時,橢圓形機翼的升力線斜率最大,相同升力系數(shù)下的誘導(dǎo)阻力系數(shù)最小,是升阻特性最正確的平面形狀.所以稱橢圓形機翼為最正確平面形狀的機翼.4141、 誘導(dǎo)阻力系數(shù)與升力系數(shù)的平方成正比,而與展弦比成反比.在低亞聲速時為了得到大的升阻比,最好采用大的展弦比.低速飛機的機翼廣泛采用根梢比在 2 2 到 3 3之間的梯形機翼.根梢比在 2 2 到 3 3 之間的梯形機翼的環(huán)量分布與橢圓形機翼的環(huán)量分布很接近,氣動特性如升力系數(shù)分布也較接近.4242、三維機翼的升力線斜率要

38、比無限翼展機翼來得小,且升力線斜率隨著展弦比的減小而減小.4343、 橢圓形機翼誘導(dǎo)下洗速度沿翼展不變,因而各翼剖面的有效迎角也不變.隨口增大,整個展向各翼剖面同時出現(xiàn)別離,同時到達 dmaxHdmaxH 翼型的最大升力系數(shù) ,同時發(fā)生失速,不會出現(xiàn)某區(qū)域提前別離現(xiàn)象,因此橢圓機翼的失速迎角較大不易失速,且升阻特性好QmaxQmax 大、5 大、陽大、CDiCDi 小.4444、 矩形機翼的誘導(dǎo)下洗速度從翼根向翼尖增大,翼根翼剖面的有效迎角將比翼尖大,剖面升力系數(shù)比翼尖大.因此,別離首先發(fā)生在翼根局部,然后別離區(qū)逐漸向翼端擴展,失速是漸進的.由于翼根載荷比橢圓機翼大,因此在相同的迎角下矩形機翼

39、必然會比橢圓機翼先發(fā)生別離,因此不僅矩形機翼的升力線斜率比橢圓機翼小,最大升力系數(shù)也低.4545、 梯形直機翼,情況正好相反,誘導(dǎo)下洗速度從翼根向翼尖方向減小.因此,翼剖面的有效迎角是向著翼尖方向增大,而且隨著根梢比的增大,這種趨勢越明顯.所以別離首先發(fā)生在翼尖附近,不僅使機翼的最大升力系數(shù)值下降,而且使副翼等操縱面效率大為降低.4646、改善翼尖失速特性常用的方法有：(1)(1)采用負幾何扭轉(zhuǎn),如外洗扭轉(zhuǎn)減少翼尖區(qū)域的迎角,以預(yù)防翼尖過早到達失速狀態(tài).(2)(2)采用氣動扭轉(zhuǎn),在翼尖附近采用失速迎角較大的翼型.(3)(3)在機翼外段采用前緣縫翼, ,使壓強較大的氣流從下翼面通過前緣縫隙流向上

40、外表,加速上翼面的氣流,從而延緩了機翼外段,附面層的別離.4747、后掠機翼的翼根效應(yīng)與翼尖效應(yīng)引起翼弦的壓強分布發(fā)生變化,這種變化在機翼上外表前段較為明顯.由于上外表前段對升力奉獻較大,所以翼根效應(yīng)使翼根局部的升力系數(shù)減小,而翼尖效應(yīng)使翼尖局部的升力系數(shù)增大.4848、后掠機翼的失速特性與根梢比大的梯形直機翼類似,別離先在翼尖發(fā)生,然后向翼根方向擴展.貼在機翼上外表的絲線的流動狀況說明了邊界層逐步向翼尖堆積并首先發(fā)生別離.原因在于,翼根效應(yīng)使翼根局部比機翼中部壓強較高,而翼尖效應(yīng)使翼尖局部的壓強比機翼中部壓強低,于是從翼根到翼尖沿展向存在壓強差.其次因后掠翼展向各剖面在來流方向前后錯開,也使

41、翼面產(chǎn)生沿展向壓強差.4949、翼尖失速后別離旋渦打到尾面上將使飛機產(chǎn)生抖動現(xiàn)象,對應(yīng)迎角稱為抖動迎角預(yù),對應(yīng)升力系數(shù)稱為抖動升力系數(shù) QdQd,當(dāng)乜后阻力系數(shù)急劇增長,同時由于翼尖失速使翼尖升力減小,從而產(chǎn)生不穩(wěn)定的抬頭力矩ddZdCddZdCL00o o為保證飛機安全,采用的CLWC CLd,更不能取到CLmaxo5050、為預(yù)防或延緩后掠翼翼尖失速,可采取如下舉措：1 1適當(dāng)減小機翼根梢比,降低翼尖附近剖面升力系數(shù)；2 2采用幾何扭轉(zhuǎn)減小翼尖迎角外洗；3 3在翼尖區(qū)域采用失速迎角大的翼型；4 4在后掠翼上外表安裝翼刀預(yù)防邊界層展向流動,以延緩翼尖分離失速；5 5上外表翼尖區(qū)域上游安裝渦流

42、發(fā)生器；6 6機翼前緣制成鋸齒或缺口形狀.后兩條為邊界層增能,提升抗別離水平.5151、 正置翼的弦長較斜置翼小,正置翼的迎角要比斜置翼的迎角來得大.斜置翼的壓強系數(shù)、升力系數(shù)、升力線斜率和阻力系數(shù)都比相應(yīng)的正置翼來得小.5252、展弦比小于 3 3 的機翼稱為小展弦比機翼.五、高速可壓流動根底1 1、完全氣體的狀態(tài)方程RT2 2、在熱力學(xué)中常常引入另外一個代表熱含量的參數(shù) h h始hu上3 3、給 h h 表示單位質(zhì)量流體所具有的內(nèi)能和壓能之和14 4、單位質(zhì)重能全方程dqdupd一6 6、比熱：單位質(zhì)量氣體每加熱升高一度時所吸收的熱量.比熱的大小與熱力學(xué)過程有關(guān).嫡是反映熱能可利用局部的指

43、標,有意義的是嫡增量.嫡增量的定義是:系統(tǒng)經(jīng)歷可逆過程時的加熱量與溫度之比1111、熱力學(xué)第二定律指出：在絕熱變化過程中,如果過程可逆,那么嫡值保持不變,s=0s=0,稱為等嫡過程；如果過程不可逆,嫡值必增加,s0s0.因此,熱力學(xué)第二定律也稱為嫡增原理.1212、等嫡關(guān)系式：1313、在高速流中,不可逆是因氣體摩擦、激波出現(xiàn)以及因溫度梯度而5 5、單位質(zhì)量的始的微分是:dhdupd一-dp7 7、8 8、9 9、定容過程的比熱GoGo和等壓過程的比熱CP：dududhdhGPdTdT梅耶公式：C CpGR RGpRcv-Rp11常規(guī)狀態(tài)下空氣的比熱比：Gp1.4cv1010、PV引起.一般在

44、絕大局部流場區(qū)域速度梯度和溫度梯度都不大,可近似視為絕熱可逆的,稱為等嫡流動,等嫡關(guān)系式成立.1414、在邊界層及其后的尾跡區(qū),激波附近區(qū)域,氣體的粘性和熱傳導(dǎo)不能無視區(qū)域,流動是嫡增不可逆過程,等嫡關(guān)系式不能用.1515、使流動參數(shù)的數(shù)值改變得非常微小的擾動,稱為微弱擾動簡稱為弱擾動；使流動參數(shù)改變有限值的擾動,稱為有一定強度的擾動簡稱為強擾動.1616、音速 a a微弱擾動在彈性介質(zhì)中的傳播速度,是研究可壓流場的一個很重要的物理量.音速大小只與介質(zhì)物理屬性、狀態(tài)、以及波傳播過程的熱力學(xué)性質(zhì)有關(guān),而同產(chǎn)生擾動的具體原因無關(guān).1717、在不可壓流中,微弱擾動傳播速度 a a 是無限大,擾動瞬間

45、將傳遍全部流場.1818、由于音速的平方與密度變化量成反比,即同樣的壓強變化量下,音速的大、小反映了密度變化的小、大,因此音速 a a 是介質(zhì)壓縮性的一個指標.1919、由于介質(zhì)的彈性模量定義為產(chǎn)生單位相對體積變化時或產(chǎn)生單位相對密度變化時所需的壓強變化量,所以彈性模量是反映介質(zhì)壓縮難易程度的指標.2020、音速公式: :a a 陛 Q/RTQ/RT,d,d2121、馬赫數(shù)：氣流速度 V V 與當(dāng)?shù)匾羲?a a 前比 V Va a2222、由于音速隨高度或溫度變化,因此在不同高度上,同樣的 M M 數(shù)或不一定表示速度相同.2323、馬赫數(shù)是一個非常重要的無量綱參數(shù),是一個反映壓縮性大小的相似參數(shù).M M 數(shù)的大小標志著運動空氣壓縮性的大小,M M值越大那么壓縮性越大.2424、一維定常絕熱可壓縮流中能量方程Vh=C2 2,