作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力

1、第二章航空飛行器基本飛行原理內(nèi)容第三節(jié)作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力(2課時(shí))幾何外形由機(jī)翼、機(jī)身和尾翼等構(gòu)成。翼型翼型的不同形狀：平板剖面，空氣動(dòng)力特性不好。薄的單凸翼剖面，對(duì)升力特性有改進(jìn)。凹凸形翼剖面，加大剖面的厚度，改善升力特性。但阻力特性不好，只適用于速度 很低的飛機(jī)上；另外，因?yàn)楹蟛亢鼙《覐澢?，在?gòu)造方面不利，因而目前已很少應(yīng)用。平凸形翼剖面，在構(gòu)造上和加工上比較方便，同時(shí)空氣動(dòng)力特性也不錯(cuò)，所以目前 在某些低速飛機(jī)上還有應(yīng)用。不對(duì)稱的雙凸形翼剖面，的升力和阻力特性都較好，在構(gòu)造方面也有利，所以廣泛 應(yīng)用在活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)上。S形翼剖面，使壓力中心不會(huì)前后移動(dòng)。對(duì)稱的雙凸形翼剖面，通常用

2、于各種飛機(jī)的尾翼面上?！皩恿饕砥拭妗?，壓強(qiáng)分布的最低壓強(qiáng)點(diǎn)(即最大負(fù)壓強(qiáng))位于翼剖面靠后的部分，可 減低阻力。這種翼剖面常用于速度較高的飛機(jī)上。菱形和雙弧形翼剖面，常用在超音速飛機(jī)上。前端很尖，相對(duì)厚度很小，也就是很薄， 超音速飛行時(shí)阻力很小；低速時(shí)的升力和阻力特性不好，使飛機(jī)的起落性能變壞。翼型的主要參數(shù)弦長(zhǎng)：連接翼型前緣(翼型最前面的點(diǎn))和后緣(翼型最后面的點(diǎn))的直線段稱為翼弦，其長(zhǎng)度 稱為弦長(zhǎng)，用c表示。相對(duì)厚度：厚度是垂直于翼弦的翼型上下表面之間的直線段長(zhǎng)度。翼型最大厚度與弦長(zhǎng)之比，稱為翼型的相對(duì)厚度，常用百分?jǐn)?shù)表示。最大厚度位置：翼型最大厚度離前緣的距離，通常也用弦長(zhǎng)的百分?jǐn)?shù)表示。相

3、對(duì)彎度：機(jī)翼平面形狀基本機(jī)翼在機(jī)翼基本平面上的投影形狀稱為機(jī)翼的平面形狀?；緳C(jī)翼是指包括穿越機(jī)身部分但不包含邊條等輔助部件的機(jī)翼，其穿越機(jī)身部分通常是由左右機(jī)翼的前緣和后緣的延長(zhǎng)線構(gòu)成，也可以由左右外露機(jī)翼根弦的前緣點(diǎn)連線 和后緣點(diǎn)的連線構(gòu)成。機(jī)翼基本平面是指垂直于飛機(jī)參考面且包含中心弦線(位于飛機(jī)參考面上的局部弦線)的平面。飛機(jī)參考面是機(jī)體的左右對(duì)稱面，飛機(jī)的主要部件對(duì)于此面是左右對(duì)稱布置的。3種基本類型：平直翼、后掠/前掠翼和三角翼機(jī)翼幾何參數(shù)機(jī)翼面積翼展展弦比梯形比（根梢比、尖削比）后掠角機(jī)翼前視形狀（上反角）翼型和機(jī)翼的各幾何參數(shù)，對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)特性影響較大。特別是機(jī)翼面積、展弦比、梯

4、形比、后掠角以及相對(duì)厚度這五個(gè)參數(shù)。機(jī)身幾何外 形（1）機(jī)身長(zhǎng)度（2）最大當(dāng)里直徑長(zhǎng)細(xì)比尾翼型式取決于飛機(jī)的功用、空氣動(dòng)力性能和結(jié)構(gòu)受力情況的不同。低速、亞音速飛機(jī)的空氣動(dòng)力翼型的升力和阻力迎角：相對(duì)氣流方向與翼弦之間的夾角升力和阻力的產(chǎn)生：上表面流線變密，流管變細(xì)，速度增大，壓強(qiáng)減小壓力中心：總空氣動(dòng)力R與翼弦的交點(diǎn)失速、臨界迎角（失速迎角）附面層摩擦阻力空氣黏性，翼表面流速受到阻滯的空氣流動(dòng)層叫做附面層層流附面層紊流附面層摩擦阻力大小，取決于空氣黏性、飛機(jī)的表面狀況以及同空氣接觸的飛機(jī)表面面積等。壓差阻力運(yùn)動(dòng)著的物體前后所形成的壓強(qiáng)差（氣流分離）壓差阻力的大小同物體的迎風(fēng)面積、形狀以及在氣

5、流中的位置有關(guān)。機(jī)翼三元效應(yīng)升力沿翼展的分布繞流下洗流誘導(dǎo)阻力干擾阻力飛機(jī)各部分之間由于氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力 氣流通道-收縮-擴(kuò)張-逆流-氣流阻塞-分離-漩-能耗飛機(jī)增升裝置后緣襟翼前緣縫翼前緣襟翼附面層控制噴氣襟翼高速飛機(jī)的空氣動(dòng)力及外形特點(diǎn)激波、膨脹波、激波阻力脫體激波，附體激波正激波，斜激波膨脹波激波阻力 氣流經(jīng)過(guò)激波，部分機(jī)械能消耗于摩擦而變成熱能而使自身溫度急劇 升高（這種現(xiàn)象常被稱為氣動(dòng)力加熱），造成了動(dòng)能損失，-激波阻力，簡(jiǎn)稱波阻。臨界馬赫數(shù)和局部激波上翼面3流管收縮3局部流速加快，大于遠(yuǎn)前方來(lái)流速度 局部流速的加快3局部溫度降低3音速下降高速飛機(jī)外形特點(diǎn)高亞首速飛機(jī)著重提高M(jìn)cr，以推遲飛機(jī)上局部激波的出現(xiàn)，從而達(dá)到提高飛行速度和飛行 效率的目的。也就是使飛機(jī)的飛行速度更接近音速，而又不至于在機(jī)翼上過(guò)早地出 現(xiàn)局部激波和產(chǎn)生波阻。措施主要有兩條：減小機(jī)翼剖面的厚度；采用適度的機(jī)翼后掠角。超音速飛機(jī)減小激波