空氣動力學(xué)基礎(chǔ)02空氣動力學(xué)

1、空氣動力學(xué)與飛行原理空氣動力學(xué)與飛行原理第2章 空氣動力學(xué)n知識要求n熟練掌握流體流動的基本規(guī)律n熟練掌握機(jī)體幾何外形參數(shù)的表示和概念n能夠根據(jù)相關(guān)知識對飛機(jī)所受空氣動力進(jìn)行分析n掌握高速飛行理論2.1 流體流動的基本概念n研究n作用在飛機(jī)上的空氣動力n氣流n空氣的流動稱為氣流。n空氣相對物體的流動，稱為相對氣流。2.1.1 相對運(yùn)動原理n作用在飛機(jī)上的空氣動力取決于飛機(jī)和空氣之間的相對運(yùn)動情況，而與觀察、研究時所選用的參考坐標(biāo)無關(guān)。n將飛機(jī)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(shí)驗(yàn)就是根據(jù)這個原理建立起來的。2.1.2 連續(xù)性假設(shè)n連續(xù)性假設(shè)n在進(jìn)行空氣動力學(xué)研究時，將大

2、量的、單個分子組成的大氣看成是連續(xù)的介質(zhì)。n連續(xù)介質(zhì)n組成介質(zhì)的物質(zhì)連成一片，內(nèi)部沒有任何空隙。n在其中任意取一個微團(tuán)都可以看成是由無數(shù)分子組成，微團(tuán)表現(xiàn)出來的特性體現(xiàn)了眾多分子的共同特性。n微小的局部也可代表整體2.1.3 流場、定常流和非定常流n流場n流體流動所占據(jù)的空間。n非定常流n在流揚(yáng)中的任何一點(diǎn)處，如果流體做困流過時的流動多數(shù)隨時間變化，稱為非定常流；這種流場被稱為非定常流場。n定常流n如果流體微團(tuán)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。2.1.4 流線、流線譜、流管和流量n流線和流線譜n在定常流動中，空氣微團(tuán)流過的路線（

3、軌跡）叫作流線。n由許多流線所組成的圖形，叫做流線譜。n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。n體積流量n質(zhì)量流量AvQ Avqm2.2 流體流動的基本規(guī)律n2.2.1 連續(xù)方程n連續(xù)方程是質(zhì)量守恒定律在流體定常流動中的應(yīng)用。n連續(xù)方程：n對于不可壓縮流體，連續(xù)方程可以簡化為:n流體的流速與流管的橫截面積成反比n注意：質(zhì)量流量恒定！.333222111vAvAvA.332211vAvAvAn2.2.2 伯努利方程n伯努利方程是能量守恒定律在流體流動中的應(yīng)用。n前提：不可壓縮、無粘性、流管高度基本不變，與外界無能量交換n則：

4、流體的流體具有的能量可以在壓力能和動能之間進(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。 動壓。單位體積流體具有的動能。常數(shù)0221pvpp221vn伯努利定理表明n理想流體沿流管流動過程中，流速增大的地方，靜壓力必然減小，反之亦然。n這個定理不能用于高速氣流中！n聯(lián)系連續(xù)方程和伯努利方程，可得出以下結(jié)論：n不可壓縮的、理想的流體在進(jìn)行定常流動時：n流管變細(xì)，流體的流速將增加，流體的動壓增大，靜壓將減?。籲流管變粗，流體的流速將減小，流體的動壓減小，靜壓將增加。n飛機(jī)機(jī)翼氣動升力的產(chǎn)生：n當(dāng)氣流流過機(jī)翼表面時，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、 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)n2. 3.1 機(jī)翼的幾何外形和參數(shù)n機(jī)翼翼型n機(jī)翼平面形狀n機(jī)翼相對機(jī)身的安裝位置1.機(jī)翼翼型n翼型n用平行機(jī)身對稱面的平面切割機(jī)翼所得機(jī)翼的切面形狀n翼型參數(shù)n弦線、弦長bn厚度、相對厚度最大厚度、相對厚度、最大厚度位置n中弧線、彎度、相對彎度最大彎度、相對彎度、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398 e低亞音速翼型f g對稱翼型，常用于尾翼 h i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)n機(jī)翼平面形狀n機(jī)翼平面形狀

6、是飛機(jī)處于水平狀態(tài)時，機(jī)翼在水平面上的投影形狀n（a）矩形；（b）梯形；（c）橢圓形；n（d）后掠翼；n（e）（f）和（g）為三角形和雙三角形。n參數(shù)n機(jī)翼面積Sn梢根比n翼展展長Ln展弦比n后掠角n平均空氣動力弦長3.機(jī)翼相對機(jī)身的安裝位置n(1)機(jī)翼相對機(jī)身中心線的高度位置n上單翼、下單翼和中單翼n(2) 機(jī)翼相對機(jī)身的角度n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” (Wash in) ，通過調(diào)整外撐軒的長度減小安裝角叫“ 外洗” (Wash out) n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n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

7、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)n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，中間較長的部分為等剖面柱體。n表示機(jī)身兒何形狀特征的參數(shù)n機(jī)身長度Lahn最大當(dāng)量直徑Dahn長細(xì)比ah =Lah/Dah2.4 作用在飛機(jī)上的空氣動力n2.4.1 空氣動力、升力和阻力n2.4.2 升力的產(chǎn)生n2.4.3 阻力n2.4.4 升力和阻力n2.4.5 升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線和升阻比曲線、極曲線n2.4.6 機(jī)翼的壓力中心和焦點(diǎn)(空氣動力中心)2.4.1 空氣動力、升力和阻力n空氣動力n空氣作用在與之有相對運(yùn)動物體上的力稱為空氣動力。n飛機(jī)飛行時，作用在飛

8、機(jī)各部件上的空氣動力的合力叫做飛機(jī)的總空氣動力， 用R 表示。n總空氣動力R 的作用點(diǎn)叫壓力中心n總空氣動力在垂直來流方向上的分量叫升力，用L 表示n在平行來流方向上的分量叫阻力，用D 表示。2.4.2 升力的產(chǎn)生n飛機(jī)的升力主要由機(jī)翼來產(chǎn)生。n迎角n相對氣流與機(jī)翼弦線之間的夾角n迎角“正負(fù)”n當(dāng)氣流以一定的正迎角流過具有一定翼型的機(jī)翼時n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。n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，靜壓要下降，低于前方氣流的大氣壓力；n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，靜壓要上升，高于前方氣流的大氣壓力

9、。n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)。n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n在低速飛行中飛機(jī)的阻力n摩擦阻力n壓差阻力n干擾阻力n誘導(dǎo)阻力n廢阻力主要由空氣的粘性引起n在介紹飛機(jī)的阻力之前，應(yīng)先了解與空氣粘性有關(guān)的一些空氣的流動狀態(tài)。廢阻力1. 氣流在機(jī)體表面的流動狀態(tài)n（1）附面層n（2）層流附面層和紊流附面層n（3）附面層的分離（1）附面層n附面層n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

10、度（）n附面層的厚度越來越厚（2）層流附面層和紊流附面層 n前段附面層內(nèi)：層流附面層。n后段附面層：紊流附面層。n附面層由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)叫轉(zhuǎn)捩n轉(zhuǎn)捩段n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)”。n轉(zhuǎn)捩原因n流動距離越長，附面層內(nèi)的分層流動越不穩(wěn)n機(jī)體表面對附面層施加擾動n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n順壓梯度n逆壓梯度n附面層分離n分離點(diǎn)n分離點(diǎn)非轉(zhuǎn)捩點(diǎn)n轉(zhuǎn)捩點(diǎn)在分離點(diǎn)之前n分離點(diǎn)后形成渦流區(qū)n渦流區(qū)內(nèi)，氣流壓力下降2. 摩擦阻力n（1）摩擦阻力的產(chǎn)生n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)n由于空氣有粘性，

11、當(dāng)氣流流過機(jī)體表面時，機(jī)體表面給氣流阻滯力并生成附面層。n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，同時作用在兩個物體上。n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，這個力就是摩擦阻力。n紊流附面層產(chǎn)生的摩擦阻力比層流附面層大得多。n摩擦阻力的大小除了與附面層內(nèi)氣流的流動狀態(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n 機(jī)翼采用層流翼型。n設(shè)法使附面層保持層流狀態(tài)n在機(jī)翼表面安裝一些氣功裝置，不斷向附面層輸入能量n保持機(jī)體表面的光滑清潔。n要盡量減小機(jī)體與氣流的接

12、觸面積。3. 壓差阻力n( 1 )壓差阻力的產(chǎn)生n在機(jī)翼的后緣生成低壓的渦流區(qū)n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n(2) 減小壓差阻力的措施n盡量減小飛機(jī)機(jī)體的迎風(fēng)面積。n暴露在空氣中的機(jī)體各部件外形應(yīng)采用流線型。n飛行時，除了起氣動作用的部件外，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n（1）干擾阻力的產(chǎn)生n流過機(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n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)。n（2）減小干擾阻力的措施n適當(dāng)安排各部件之間的相對位置。中單翼干擾阻力量小，下單翼最大，上單翼居中。n在部件結(jié)合

13、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n（1）翼梢旋渦和下洗流n上、下翼面存在壓力差n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， n機(jī)翼的翼梢部位形成了由下向上旋轉(zhuǎn)的翼梢旋渦n（2）誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生n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。n上下翼面壓力差越大，升力越大，誘導(dǎo)阻力也就越大。n（3） 減小誘導(dǎo)阻力的措施n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。n在機(jī)翼安裝翼梢小翼6. 低速飛行時飛機(jī)的阻力n

14、低速飛行時飛機(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n誘導(dǎo)阻力是隨著飛行速度的提高而逐漸減小n廢阻力隨飛行速度越提高而增大n在誘導(dǎo)阻力曲線和廢阻力曲線相交點(diǎn)總阻力最小，此時的飛行速度稱為有利飛行速度。n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n1.升力公式、阻力公式n升力公式n阻力公式SvCLL221SvCDD221n2. 影響升力和阻力的因素n（1）空氣密度、飛行速度和機(jī)翼面積n（2）升力系數(shù)和阻力系數(shù)升力系數(shù)和阻力系數(shù)都是無量綱參數(shù)，在飛行馬赫數(shù)小于一定值時， 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)n翼型n相對

15、厚度和相對彎度n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n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(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)。n當(dāng)迎角改變時，氣流在機(jī)翼表面的流動情況和機(jī)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(jī)翼升力和阻力的變化， 壓力中心位置的前后移動。1. 升力系數(shù)CL 隨迎角的變化n零升力迎角a0n升力系數(shù)為零時，機(jī)翼的升力為零非對稱翼型： a00（圖d）對稱翼型： a0=0（圖e）na a0 ： CL a0 ： CL0，升力方向指向機(jī)翼上表面（圖c）n最大升力系數(shù)對應(yīng)迎角amaxna amax

16、 ：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n機(jī)翼氣動力合力的作用點(diǎn)叫做機(jī)翼的壓力中心。n隨著迎角的改變，機(jī)翼壓心的位置會沿飛機(jī)縱向前后移動(對稱翼型除外) 。n當(dāng)迎角比較小時n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；這時機(jī)翼的升力系數(shù)比較小， 壓力中心也比較靠后。n迎角逐漸增加n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n迎角繼續(xù)增加n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

17、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n迎角超過amaxn附面層的分離點(diǎn)很快前移，渦流區(qū)迅速擴(kuò)大到整個上翼面，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n阻力系數(shù)曲線不與阻力系數(shù)CD等于零的橫線相交，說明在任何情況下飛機(jī)的阻力都不等于零。n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。nCL、 CD隨迎角變化的規(guī)律n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。nCD在小迎角范圍

18、內(nèi)增加較慢，隨后增大速度加快， 比CL增大的速度更快。n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n零升阻力系數(shù)CD04. 升阻比曲線、極曲線n升阻比Kn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。n升阻比的最大值并不是在升力系數(shù)等于最大值時達(dá)到，而是在迎角等于4 左右達(dá)到。n升阻比也叫做氣動效率。DLCCKn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)，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。n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

19、是最大升阻比。n曲線的最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)值就是最大升力系數(shù)。n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n（1）臨界迎角和飛機(jī)失速n對應(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。n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。n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n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，飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性下降n（2）飛機(jī)的失速速度n當(dāng)飛機(jī)以臨界迎角飛行時，飛機(jī)的失速速度vs為：n當(dāng)飛機(jī)平飛時，飛機(jī)的升力等于飛機(jī)的重力。n在其他的飛行狀

20、態(tài)下，飛機(jī)的升力等于飛機(jī)重力乘以載荷系數(shù)ny 。SvCLL221SCLvL/2SCLvLsmax/2SCWvLsmax/2平WLny/平sysvnvn從失速速度的計(jì)算公式，可以得出：n飛機(jī)重力增加，飛機(jī)的失速速度也會增加。n飛機(jī)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(jī)的失速速度，使飛機(jī)可以以更低的速度起飛和著陸。n 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，對應(yīng)的失速速度也就越大。ynn（3）失速警告n在飛機(jī)接近失速時，給駕駛員一個準(zhǔn)確的失速警告。n機(jī)翼上表面的氣流分離會使飛機(jī)發(fā)生抖振，會使駕駛桿和腳蹬產(chǎn)生抖動n人工失速警告設(shè)備當(dāng)迎角

21、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。2.4.6 機(jī)翼的壓力中心和焦點(diǎn)（空氣動力中心）n1.機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的定義及所在位置的表示方法n機(jī)翼壓力中心是作用在機(jī)翼上的氣動力合力的作用點(diǎn)n焦點(diǎn)是迎角改變時，機(jī)翼氣功升力增量的作用點(diǎn)。n表示方法：機(jī)翼焦點(diǎn)機(jī)翼壓力中心點(diǎn)%100/AFjFjbXX%100/APjPjbXX2. 機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的區(qū)別n（1）物理意義不一樣。n（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；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。n（3）機(jī)翼焦點(diǎn)及焦點(diǎn)位置對研究飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性有著

22、重要的意義。n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)翼氣動升力變化對飛機(jī)穩(wěn)定性及操縱性影響時， 就可以在原有氣動力大小和位置不變的情況下，只將氣動升力的增量作用到焦點(diǎn)上，也就是只研究作用在焦點(diǎn)上的氣動升力增量對飛機(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）對飛機(jī)飛行性能的影響n案例n1、1994 年10 月31日，當(dāng)?shù)貢r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。n2

23、、1986年12月15日，西安管理局An-24-3413號機(jī)執(zhí)行 蘭州西安成都往返航班任務(wù)。9時03分從中川機(jī) 場起飛，9時05分飛機(jī)高度2700M，入云，有輕度積 冰，9時11分上升到3470M，速度300KM/H，9時15分 速度減到195KM/H，9時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，當(dāng)時結(jié)冰相當(dāng)嚴(yán)重。9 時53分，飛機(jī)仍在云中飛行，據(jù)氣象臺報告，云高 600M，10時05分飛機(jī)降落時，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

24、后觸地。機(jī)上旅客37人，死亡6人。n1、阻力增大：n迎風(fēng)面加大壓差阻力增大。n表面粗糙增大摩擦阻力。n 2、升力系數(shù)和臨界迎角減?。簄翼型改變同樣迎角對應(yīng)的升力系數(shù)小，使起飛和著陸速度提高。n兩側(cè)機(jī)翼翼型不對稱使飛機(jī)傾鈄，操縱困難。n破壞翼型臨界迎角減小，使飛機(jī)過早出現(xiàn)失速。n機(jī)翼除冰2.6 高速飛行的一些特點(diǎn)n2.6.1 空氣的可壓縮性和飛行馬赫數(shù)n1.空氣的可壓縮性n空氣是可壓縮的流體。n所謂的可壓縮性是指一定量的空氣在壓力或溫度變化時，其體積和密度發(fā)生變化的特性。n音速是表示介質(zhì)可壓縮性大小的一個指標(biāo)：音速越大，可壓縮性越小a：音速；T：絕對溫度n大氣中各處的可壓縮性是不同的Ta1.20

25、n低速飛行時，由于速度變化帶來的壓力變化很小，空氣的可壓縮性表現(xiàn)得不明顯。為了簡化起見，可以認(rèn)為空氣是不可壓縮的，即= 常數(shù)。n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，特別是高速飛行時，空氣的可壓縮性引起了空氣流動規(guī)律的一些本質(zhì)性的變化，必須考慮空氣的可壓縮性。n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。n2.飛機(jī)飛行的馬赫數(shù)n在飛機(jī)飛行中， 空氣所表現(xiàn)出來的可壓縮程度：飛機(jī)的飛行速度（空速）、飛機(jī)飛行當(dāng)?shù)氐囊羲佟ｏw行速度大小表明飛機(jī)飛行時，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。n馬赫數(shù)Mav：飛機(jī)相對氣流的速度；a：當(dāng)

26、地音速nMa 數(shù)越大說明空氣的可壓縮性表現(xiàn)得越明顯，對飛行的影響就越大。avMa2.6.2 氣流流動的加速、減速特性n低速下，近似地= 常數(shù)；高速下， 變化較大。n隨著Ma 數(shù)的增大，空氣密度減小的百分?jǐn)?shù)越來越大。n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流管擴(kuò)張來加速的。.333222111vAvAvAn拉瓦爾噴管n管道先收縮使亞音速氣流加速，當(dāng)達(dá)到音速（M=l）時管道再擴(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n1.激波和波阻na、b：只要時間足夠長，周圍的空氣都會受到擾動。通過一個個波面，空氣的參數(shù)會連續(xù)不斷地發(fā)生

27、微小的變化。這就使飛機(jī)前方的空氣對飛機(jī)的到來有預(yù)知，并對自己的狀態(tài)進(jìn)行了調(diào)整。n馬赫錐nc、d：當(dāng)飛機(jī)以很大的速度撞擊到前面完全平靜的、對飛機(jī)的到來毫無“預(yù)知”的空氣上時，對空氣產(chǎn)生了強(qiáng)烈的壓縮，就會在機(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。n氣流通過激波后的變化：n速度下降，溫度、壓力、密度上升。n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)闊崮埽芰康膿p失說明氣流通過激波時受到了阻力，這個阻力就叫做被阻。n激波角n正激波波阻最大超音速氣流轉(zhuǎn)變?yōu)閬喴羲贇饬鱪斜激波波阻略小超音速氣流可能減速為亞音速氣流，也可能仍為超音速氣流。n激波形狀n2.膨脹波n流管變

28、粗，氣流的速度要加快，壓力下降。n弱擾動波n超音速氣流是通過激波壓縮減速，通過膨脹波膨脹加速的。2.6.4 臨界馬赫數(shù)和臨界速度n局部馬赫數(shù)n當(dāng)飛機(jī)飛行速度還沒有達(dá)到飛行高度的音速時，也就是飛行馬赫數(shù)小于1 時，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)。n此時，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n局部激波n到達(dá)臨界速度，形成等音速點(diǎn)；n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；n形成局部超音速區(qū)，產(chǎn)生正激波；n氣流通過正激波，減速成為亞音速氣流，流速下降，壓力、密度和溫度上升。n激

29、波分離n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。n附面層分離會在機(jī)翼后部生成渦流區(qū)，增大壓差阻力。n飛行速度超過臨界速度n激波波阻n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力系數(shù)的變化n1.亞音速、跨音速和超音速飛行n圖a：較低飛行速度n圖b：當(dāng)Ma =0.72 時，翼型上表面首次出現(xiàn)了等音速點(diǎn)，這個翼型的臨界馬赫數(shù)Ma臨=0.72。n圖c：當(dāng)Ma= 0. 77 時，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出現(xiàn)。n隨著Ma 數(shù)繼續(xù)提高， 等音

30、速點(diǎn)向前移，局部激波向后移， 超音速區(qū)逐漸擴(kuò)大。n圖d：當(dāng)Ma =0. 82時，下翼面開始出現(xiàn)局部激波。n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n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，只有在正激波的后面有一塊亞音速區(qū)， 其他流場已全部變成超音速了。n大約在Ma = 1. 3 時，就可以認(rèn)為氣流在翼型表面全部都是超音速流動了n亞音速、跨音速和超音速飛行：n（1）亞音速：MaMa臨，流過機(jī)翼表面的流場為亞音速流場，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。n（2）跨

31、音速： Ma臨Ma1.3，流過機(jī)翼表面的流場既有亞音速也有超音速流場。關(guān)鍵的向題是克服音障。它的氣動力系數(shù)在飛行過程中會出現(xiàn)上下波動的現(xiàn)象，除造成阻力突增難于加速外，還會出現(xiàn)使飛機(jī)難以控制的情況音障。n（3）超音速：Ma 1.3，流過機(jī)翼表面的流場為超音速流場。對這種飛機(jī)重點(diǎn)解決的問題是：減小波阻和空氣動力加熱問題。n2. 隨著飛行Ma 數(shù)的提高， 氣動力系數(shù)的變化nCL：當(dāng)翼型上翼面出現(xiàn)局部超音速區(qū)時，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， 上下翼面壓力差大大減小，升力系數(shù)隨之下降。nCD：機(jī)翼表面出現(xiàn)局部激波后，不但阻滯氣流流動造成激波損失，而且還會

32、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。n焦點(diǎn)位置：n焦點(diǎn)位置：當(dāng)飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(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，局部激波的移動以及附面層的分離也使焦點(diǎn)的位置發(fā)生前后的移動。當(dāng)Ma Ma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了。n激波失速當(dāng)飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(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。n激波失速與大迎角失速區(qū)別原因出現(xiàn)時機(jī)n3.音障nMaMa臨后，翼型的空氣動力特性出現(xiàn)復(fù)雜的變化：n阻力突

33、然增大，飛機(jī)難以加速n自動俯沖局部激波向后移動引起n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，引起機(jī)翼抖振n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n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。n飛機(jī)的自動橫滾左右翼面上產(chǎn)生的局部超音速區(qū)有先后之差，就會產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，引起飛機(jī)橫滾。n即使加大亞音速飛機(jī)發(fā)動機(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)氣動外形的特點(diǎn)n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

34、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)。n波音787、A380的巡航速率 0.85Man高速飛機(jī)氣動外形變化的主要目的就是提高臨界馬赫數(shù)、改善飛機(jī)的跨音速空氣動力特性和減小波阻。n協(xié)和 巡航速率2.04Ma1. 采用薄翼型n薄翼型n高速飛機(jī)采用相對厚度比較?。ㄝ^扁平）、最大厚度點(diǎn)位置向后移（ 大約為50% ）的薄翼型。n低速翼型厚度、彎度較大，對氣流加速作用明顯，在低速下也能獲得較大的升力系數(shù)。CXn高速翼型飛行速度快，無需較大的升力系數(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n高亞音速常用層流翼型n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)。C