航空模型的飛行原理講座

1、航模飛行原理第一節(jié) 簡介和基本概念簡單地說，模型飛機(jī)就是小型飛機(jī)。像大型飛機(jī)一樣，還有機(jī)翼、機(jī)身和機(jī)尾等部件。因此，模型飛機(jī)的飛行原理與大飛機(jī)基本相同，但由于體積小，會產(chǎn)生一些與大飛機(jī)不同的飛行。明白了這一點(diǎn)，就不會一味的將大飛機(jī)的理論應(yīng)用到航模上。航模主要研究：(1) 翼型；如何提高機(jī)翼的性能；模型飛機(jī)的穩(wěn)定性；航模各部分的比例及配置螺旋槳;關(guān)于空氣的一些基本知識空氣是一種混合氣體。地面空氣中含有 20.9% 的氧氣和約 78% 的氮?dú)?。空氣越高，空氣越稀薄；空氣是可壓縮的；空氣壓力p：單位面積物體表面的氣壓稱為氣壓。離地面越近，空氣越稠密，溫度越高，大氣壓也越大。氣候不同，大氣壓也不同，低

2、氣壓預(yù)示著惡劣天氣的到來。在海平面和溫度下的氣壓15C稱為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，即每平方厘米1.034公斤，也稱為一個(gè)大氣壓。相當(dāng)于 760 mm Hg 的向下壓力。為簡單起見，有時(shí)在工程中將 1 kgf/cm2但是，當(dāng)空氣流動時(shí)，受到正面撞擊的物體部分的壓力會增加?？諝饬鲃有纬傻膲毫ΨQ為動壓。由于動態(tài)壓力增加，在刮風(fēng)的日子逆風(fēng)騎行會感覺非常困難。為提高車速，降低油耗，整車采用流線型設(shè)計(jì)，降低動壓。反之，平行于氣流方向作用于物體表面的壓力稱為靜壓。氣體流動時(shí)，速度越大，動壓越大，靜壓越小。反之，轉(zhuǎn)速越小，動壓越小，靜壓越大。當(dāng)氣體不動時(shí)，靜壓達(dá)到最大值。這種關(guān)系用數(shù)學(xué)公式表示，這是后面要學(xué)習(xí)的伯努利定律

3、?？諝饷芏龋何矬w中所含物質(zhì)的量稱為質(zhì)量。無論是在地球上還是在月球上，質(zhì)量都是一樣的。重量與g有關(guān)。在不同的地方，由于g的微小變化，重量會有微小的變化，但這種微小的變化實(shí)際上是很難感覺或測量的。空氣的密度是每單位體積的空氣質(zhì)量。氣壓不同，空氣的密度也不同。單位體積的空氣質(zhì)量稱為空氣的密度。根據(jù)國際標(biāo)準(zhǔn)，海面溫度15C和壓力為760 mm Hg時(shí)空氣的密度為/ 1.226千克m3 。而純凈水，每立方米的質(zhì)量一般航模計(jì)算，一般采用海平面標(biāo)準(zhǔn)值。但如果大氣條件不標(biāo)準(zhǔn)，溫度不15(1-1)其中： 大氣密度，單位：kg/m；P大氣壓，單位：mmHg；T大氣溫度，單位：攝氏度，攝氏度。離地越遠(yuǎn)，氣壓p越低，

4、或者溫度t越高，就會使空氣密度變小。空氣粘度把兩塊板子放在一起，把下面的那塊固定住，把上面的那塊推一下，我們就會感覺到摩擦。這個(gè)摩擦力就是固體和固體之間的摩擦力。為了減少摩擦，可以在兩塊板之間加入潤滑油。加入潤滑油后，摩擦力可以大大降低，但不能完全消除。即使加了很多潤滑油，兩塊板也完全隔著一層潤滑油。雖然摩擦小了很多，但還是有摩擦的。但是，此時(shí)的摩擦力并不是固體與固體之間的摩擦力，而是潤滑油的粘性所產(chǎn)生的摩擦力。為了進(jìn)一步了解粘度的作用，可以將儲層的厚度放大很多倍。兩個(gè)板塊之間的油層被認(rèn)為是由許多薄油層組成。最靠近下板的油層憑借其粘性附著在下板上。當(dāng)下墊板不動時(shí)，油層也不動，所以它的速度為零。

5、并且最靠近上板的層也附著在上板上。因此，當(dāng)上板塊以速度 V 運(yùn)動時(shí)，該層的速度也為 V。這兩層之間的其他油層的速度并不一致。速度越低，速度越低，速度越高。從下到上，所有油層的速度變化從 0 逐漸增加到V。由于各薄層的速度不同，油層與油層之間會產(chǎn)生摩擦力，即所謂的粘性摩擦力。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，當(dāng)下板不動時(shí)，粘滯摩擦力 f 與上板的速度 V 和板的面積 S 近似成正比，與兩板之間的距離成反比，即, 油層總厚度 d, 有關(guān)系：(1-2)式中：f-粘性摩擦力，單位：牛頓；V兩板的相對速度，單位：m/s；d油層厚度，單位：m；S板面積，單位： m2 ；乘以系數(shù)，上式可變?yōu)椋?1-3)式中：-（動態(tài)）粘度（舊

6、稱，粘度系數(shù)）顯然，它是由油的粘度和溫度決定的：油的粘度越大，溫度越低，越大；反而越小。(1-3) 可改寫為：(1-4)是粘度?？梢娬扯扰c f、d 成正比，與 S、V 成反比。代入 f、d、S 和 V 的單位得到：單位 =其中：Pa 為壓力單位。對于不同的流體，數(shù)值也不同。將式(1-3)除以S，得到單位面積的粘性摩擦力：(1 -3a)只要知道垂直于流體流動方向的單位長度的速度變化V/d之和的值，就可以得到單位面積的粘性摩擦力f 。流體粘性摩擦的計(jì)算可以完全應(yīng)用于氣體?？諝庖彩钦承缘?，當(dāng)溫度為15C邊界層、摩擦阻力、層流邊界層、湍流邊界層當(dāng)空氣流過物體表面時(shí)，也像潤滑油一樣。最接近物體表面的空氣

7、附著在物體表面。離地表稍遠(yuǎn)一點(diǎn)，氣流的速度會稍大一些。經(jīng)過一定距離后，粘性效應(yīng)可以忽略不計(jì)，此時(shí)附近的空氣速度等于沒有粘性效應(yīng)時(shí)，即沒有物體時(shí)的空氣速度。因此，空氣的粘性效應(yīng)只在物體表面的一層薄薄的空氣中明顯發(fā)生。這層薄薄的空氣稱為邊界層（以前稱為邊界層）。邊界層內(nèi)的氣流與外面的氣流不同。離物體表面最近的邊界層的空氣速度為0，最外層的流體速度與外面的空氣流速相同。我們用箭頭的長度表示邊界層各層的局部速度，如圖1-1所示。邊界層中空氣粘性摩擦的總和等于物體的表面阻力，即摩擦阻力。當(dāng)氣流剛遇到物體時(shí)，物體表面形成的邊界層比較薄。表面流過物體的時(shí)間越長，邊界層就越厚。一開始，邊界層的空氣流動是比較分

8、層的。每一層的空氣都以一定的速度和整齊的方向流動。該邊界層稱為層流邊界層。后來由于物體表面的不斷擾動（物體表面再光滑，相比微小的空氣顆粒還是很粗糙的），因?yàn)榱鬟^物體表面的氣流不相容空氣粒子本身的熱運(yùn)動，沒有空氣。有規(guī)律的隨機(jī)運(yùn)動。結(jié)果，邊界層中的氣流沒有那么分層?？拷敳康妮^快的空氣粒子可能以較慢的速度向下層運(yùn)動，而較低的空氣粒子也可能向上層運(yùn)動。這種不保持分層的邊界層稱為湍流邊界層。一般由于湍流的產(chǎn)生，機(jī)翼的阻力會變大，升力會變小。一般來說，應(yīng)盡量使用層流邊界面，避免使用湍流邊界面（但實(shí)際情況更復(fù)雜）。因此，我們需要知道在什么條件下層流會變成湍流。雷諾數(shù)實(shí)驗(yàn)表明：如果氣流的速度越高，越過物體

9、表面的距離越長，或者空氣的密度越高，層流邊界層就越容易變成湍流邊界層。相反，氣體越粘稠，它的流動就越穩(wěn)定，就越不可能成為湍流邊界層。在考慮層流邊界層是否會變成湍流邊界層時(shí)，必須考慮這些相關(guān)因素。這個(gè)決定層流邊界層是否會變成湍流邊界層的值稱為雷諾數(shù)，用符號 Re 表示為：(1-5)式中： 空氣密度，單位：kg/ m3 ；V-風(fēng)速，單位：m/s；b氣流流過物體表面的距離，單位：米；- 粘度，單位：帕秒；對于模型飛機(jī)計(jì)算，使用 1.226，公式表明，密度越高，可用的 0.000017越多。如果計(jì)算b的單位是米，上式可以簡化為：(1-6)假設(shè)拖曳模型滑翔機(jī)的滑翔速度為5米每秒，弦長（chord len

10、gth） 12厘米（即0.12米），那么，對于該模型飛機(jī)的機(jī)翼，雷諾數(shù)為再=69000 5 0.12=41400要將層流邊界層變成湍流邊界層，雷諾數(shù)約為50,000到200,000。因此，一般航模機(jī)翼的大部分表面是層流邊界面，很少變成湍流邊界面。可以看出，計(jì)算出的雷諾數(shù)越小，層流邊界面的可能性就越大。反之，計(jì)算出的雷諾數(shù)越大，湍流的可能性就越大。對于一架真正的飛機(jī)，由于飛行速度高，機(jī)翼弦長長，雷諾數(shù)也很大，所以在機(jī)翼表面形成的大部分邊界層都是湍流邊界層。這就是模型機(jī)和真機(jī)在性能和各種氣動效果上差別很大的根本原因。因此，模型飛機(jī)的性能無法使用從真實(shí)飛機(jī)獲得的數(shù)據(jù)來計(jì)算，因?yàn)檫@些數(shù)據(jù)都是雷諾數(shù)。在

11、案例中測量。只有當(dāng)雷諾數(shù)非常相似時(shí)，如Re=50000時(shí)，試驗(yàn)得到的數(shù)據(jù)才能用于一般牽引模型滑翔機(jī)和橡皮筋模型飛機(jī)。簡而言之，由于空氣的粘性效應(yīng)，模型飛機(jī)與真實(shí)飛機(jī)存在很多差異，而粘性效應(yīng)主要由雷諾數(shù)的大小決定。如果兩個(gè)相似暗盒的雷諾數(shù)非常接近，則空氣的作用類似于兩個(gè)暗盒。第 2 節(jié) 空氣動力學(xué)當(dāng)物體在空氣中運(yùn)動時(shí)，或當(dāng)空氣流到物體外部時(shí)，空氣對物體的作用力稱為氣動力。模型飛機(jī)和真實(shí)飛機(jī)依靠空氣動力學(xué)飛行。要想讓航模飛得更好，就必須弄清楚作用在航模上的氣動力。對飛行有利的，要盡量增加，對飛行不利的，要盡量減少。空氣動力學(xué)作用于物體時(shí)，不僅作用于某一點(diǎn)或某一部位，而是作用于物體的整個(gè)表面?？諝鈩?/p>

12、力學(xué)有兩種形式：一種是作用于物體表面的氣壓，一種是垂直作用于物體表面的壓力。另一個(gè)是空氣與物體之間的摩擦力，雖然它也作用于物體表面，但與物體表面相切。當(dāng)一個(gè)物體在空氣中運(yùn)動時(shí)，它所受的空氣力是這兩種力的總和。作用在物體上的氣壓也可以分為兩種：一種是壓力大于物體前面的氣壓，力的作用方向是從物體外面到物體表面，如圖 2-1 所示。這種壓力稱為正壓。另一種是作用在物體表面的壓力小于物體迎面而來的氣壓，壓力的方向是從物體表面向外。這種壓力稱為負(fù)壓（或吸力，如圖2-1中的數(shù)字所示）。如圖所示）?？諝鈱ξ矬w的摩擦力與物體和空氣相對于氣流的方向相反。這種作用在物體上的力總是傾向于使物體沿氣流方向移動。而如果

13、空氣不動而物體在空氣中運(yùn)動，那么空氣摩擦力與物體的運(yùn)動相反，阻止了物體向前移動。顯然，由于空氣動力學(xué)中的粘性而產(chǎn)生的空氣摩擦力不利于模型飛機(jī)的飛行。空氣對模型施加的壓力又如何呢？一般來說，氣壓對于航模來說應(yīng)該說是非常有利的。無論是航模還是真機(jī)，之所以能夠克服自身重力而飛翔，是因?yàn)闄C(jī)翼上表面產(chǎn)生了強(qiáng)大的負(fù)壓，下表面產(chǎn)生了正壓。壓力差使模型或飛機(jī)能夠飛行。但并非所有作用在物體上的壓力都是有利的。對于向前運(yùn)動的物體，一般物體前面的壓力大，后面的壓力小。這種壓力差會阻礙物體的前進(jìn)。只有物體形狀合適，才能得到最大上下壓差和最小前后壓差，也就是通常所說的最大升力和最小阻力，所以氣壓對運(yùn)動有利也有弊的對象。

14、在研究物體在空氣中的運(yùn)動時(shí)，通常用圖表畫出物體表面壓力的大小和方向，然后加以分析利用。一種稱為“風(fēng)洞”的大型設(shè)備通常用于實(shí)際測量物體表面的氣壓。所謂“風(fēng)洞”，就是利用電風(fēng)扇或其他方法產(chǎn)生穩(wěn)定的氣流，將待測物體放入風(fēng)洞中“吹”。物體表面鉆有許多小孔，這些小孔用小橡皮管連接著許多壓力表，可以測量物體表面的氣壓。需要注意的是，物體表面單位面積的壓力稱為壓力。壓力計(jì)直接測量空氣的壓力，而不是壓力。因此，圖 2-1 顯示了翼型的壓力分布。箭頭的長度表示該點(diǎn)壓力的大小，箭頭的方向表示壓力的方向和壓力的正負(fù)。要計(jì)算壓力，請將壓力乘以機(jī)翼的表面積。用直接測量物體表面各部分壓力的方法來研究物體的氣動力是非常麻煩

15、和復(fù)雜的工作，而且還得用另一種方法來測量空氣的摩擦力，所以這種方法通常只在一些研究中使用。重要飛機(jī)的精細(xì)研究工作。事實(shí)上，不可能在所有情況下都以這種方式測量所有物體。大多數(shù)物體只需要測量它前后的總壓差，也就是測量它的阻力，這樣就連空氣摩擦力也計(jì)算在內(nèi)。對于機(jī)翼，需要額外測量上下兩側(cè)的總壓差，即升力。因此，物體所承受的空氣動力雖然實(shí)際上分布在物體的整個(gè)表面上，但可以使用風(fēng)洞法輕松測量為總力。這種力稱為合力（以前稱為頭力，在機(jī)翼的情況下，用 R 表示），如圖 2-2 所示。由于這個(gè)總力是所有部分壓力的總和，所以這個(gè)力的作用點(diǎn)稱為壓力中心。模型飛機(jī)的機(jī)翼主要用于產(chǎn)生升力。升力是氣動力的一部分，所以對

16、于機(jī)翼來說，氣動力合力可以分為升力和阻力兩個(gè)分量。升力是合力在垂直于氣流方向的分力，阻力是合力沿氣流方向的分力。風(fēng)洞中的實(shí)驗(yàn)都是關(guān)于分別測量升力和阻力的。根據(jù)上述氣動情況，我們可以看出升力是由機(jī)翼上下表面的壓力差形成的，而阻力是前后壓力差和摩擦力的總和。請注意，將氣動力分離為升力和阻力是為了方便考慮未來模型飛機(jī)的整體（機(jī)翼）性能。對于其他情況，例如在分析螺旋槳的工作性能時(shí)，應(yīng)將螺旋槳葉片的氣動力分為拉力（沿飛行方向）和旋轉(zhuǎn)阻力（沿旋轉(zhuǎn)平面和與飛行方向相反的方向）。螺旋槳的旋轉(zhuǎn)）。如何考慮力分量的劃分，主要是從考慮問題的方便性出發(fā)。以后我們研究作用在機(jī)翼上的氣動力時(shí)，會沿用升力和阻力之分的方法。

17、至于模型上其他物體的氣動力，則將氣動力視為總合力，即阻力。升力和升力系數(shù)曲線為了使物體在空中飛行，它必須嘗試產(chǎn)生升力。產(chǎn)生升力的方法有很多。您可以使用機(jī)翼產(chǎn)生升力或使用轉(zhuǎn)子產(chǎn)生升力（直升機(jī)）。無論采用何種方法，都是利用物體運(yùn)動時(shí)上下兩側(cè)的壓力差產(chǎn)生升力。長條下表面的壓力差越大，產(chǎn)生的升力就越大。機(jī)翼是產(chǎn)生升力的最重要部件。機(jī)翼的形狀通常如圖 2-3 所示，頂凸平底。當(dāng)氣流通過時(shí)，上路徑較長，下路徑較短。結(jié)果，上層氣流的流速較高，而下層氣流的流速較低。根據(jù)伯努利定律，氣流速度增加時(shí)壓力減小，所以機(jī)翼上表面產(chǎn)生負(fù)壓，下表面產(chǎn)生正壓，所以機(jī)翼產(chǎn)生升力。使用伯努利定律來解釋為什么機(jī)翼會產(chǎn)生升力非常簡單

18、。但是，在計(jì)算升力時(shí)很難使用伯努利定律。計(jì)算機(jī)化機(jī)翼產(chǎn)生的升力對機(jī)翼的正確設(shè)計(jì)非常重要，因此請另作考慮。根據(jù)風(fēng)洞等實(shí)驗(yàn)方法的結(jié)果，機(jī)翼產(chǎn)生的升力大小可以表示為：(2-1)式中：L-升力，單位：牛；- 空氣密度，在海平面和標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下為 1.226 kg/m；V飛行器與氣流的相對速度，單位：m/s；S翼面積，單位： m2 ；C L - 機(jī)翼升力系數(shù)。機(jī)翼的升力系數(shù)足以通過實(shí)驗(yàn)測量（例如在風(fēng)洞中）。機(jī)翼產(chǎn)生的升力不僅與空氣密度、飛行速度和機(jī)翼面積有關(guān)，還與機(jī)翼的橫截面形狀（即翼型）、氣流與機(jī)翼形成的夾角（即夾角機(jī)翼上有1000多種翼型，氣流與機(jī)翼形成的角度（攻角）也可以有很多變化（通常為-6 +

19、18 ）。在公式中列出這些因素是很麻煩的，所以通常用一個(gè)數(shù)字代替（即升力系數(shù)）。不同的翼型和翼型在不同的攻角下具有不同的升力系數(shù)?？茖W(xué)家們花了很多時(shí)間將各種翼型放入風(fēng)洞中分別進(jìn)行測試，以找出不同迎角下的升力系數(shù)。升力系數(shù)，最后整理這些數(shù)據(jù)，把每個(gè)翼型的數(shù)據(jù)畫成曲線（如升力系數(shù)曲線等），方便參考。當(dāng)決定采用某種翼型時(shí)，為了計(jì)算在一定迎角下產(chǎn)生多少升力，就需要找出這個(gè)翼型的數(shù)據(jù)或曲線，找出在一定迎角下能產(chǎn)生多少升力。一定的攻角系數(shù)，然后代入式（2-1）計(jì)算升力。升力系數(shù)曲線如圖 2-4 所示。從圖中可以看出，曲線的橫坐標(biāo)代表攻角（ ），縱坐標(biāo)代表升力系數(shù)（C L ）。根據(jù)一定的攻角，可以求出相應(yīng)的

20、升力系數(shù)。迎角是相對氣流速度（V）與弦 的夾角，如圖 2-5 所示。弦是連接翼型前緣和后緣的直線。一般的翼型在攻角等于0時(shí)仍然會產(chǎn)生一定的升力，所以在零攻角時(shí)升力系數(shù)不為零，而在攻角為負(fù)時(shí)升力系數(shù)為零，而攻角為負(fù)時(shí)升力系數(shù)為零。這時(shí)候叫做零升強(qiáng)制攻擊。角落。從這個(gè)攻角來看，攻角與升力系數(shù)成正比，升力系數(shù)曲線變成一條向上傾斜的線。當(dāng)攻角增大到一定程度時(shí)，升力系數(shù)開始下降。使升力系數(shù)最大的迎角稱為臨界迎角cr 。超過臨界迎角時(shí)，升力突然減小，模型飛機(jī)可能會墜落或自動傾斜，這種情況稱為失速。模型飛機(jī)失速現(xiàn)象非常普遍，下面將進(jìn)行討論。機(jī)翼可以達(dá)到的最大升力系數(shù)用符號 C Lmax表示。為什么一般的翼型

21、在攻角為0時(shí)仍然產(chǎn)生升力？由于這些翼型的上表面是彎曲的，而下表面是比較直的，所以即使氣流以0攻角吹，上表面的氣流會流動得更快，而下表面的氣流會流動得慢，導(dǎo)致電梯。僅當(dāng)氣流從上方斜吹且迎角為負(fù)時(shí)，升力才等于 0（見圖 2-5）。如果機(jī)翼是上下對稱的，那就完全不同了。這種翼型在攻角為0時(shí)不產(chǎn)生升力，升力系數(shù)為0。此時(shí)機(jī)翼上下表面的流速相同，只在正角產(chǎn)生升力的攻擊。線控賽車模型經(jīng)常使用這種翼型。第 3 節(jié) 空氣阻力當(dāng)一個(gè)物體在空氣中運(yùn)動時(shí)，它不僅不產(chǎn)生升力，而且總是產(chǎn)生阻力。如前所述，阻力是氣動力之一，主要由兩部分組成：一部分是由于空氣的粘性作用引起的，稱為摩擦阻力或表面阻力；抵抗力或形狀抵抗力差。

22、摩擦阻力與物體表面的光滑程度有關(guān)，也與物體表面的氣流有關(guān)。物體表面的光滑程度直接影響空氣的流動，所以減少摩擦阻力的主要方法是使物體表面盡可能光滑，以減少表面上阻礙空氣流動的各種突起物。差壓阻力主要決定了干燥物體的形狀，但產(chǎn)生這種阻力的根本原因與空氣的粘度有關(guān)。例如，當(dāng)球在空氣中運(yùn)動時(shí)，如果空氣不粘稠，則不僅沒有摩擦阻力，也沒有其他阻力。因?yàn)榭諝饬鬟^球的彎頭，所以流動如圖 2-6(a) 所示。球體前后壓力分布相同，不存在壓差阻力；只有當(dāng)空氣有粘性時(shí)，空氣才會流過球。球體表面損失了一些能量，不能繞球體轉(zhuǎn)回球體背面，于是出現(xiàn)氣流分離現(xiàn)象，如圖2-6(b)所示。此時(shí)球體后方的氣流形成渦流區(qū)，球體前方的

23、壓力較低，因此前后壓力差產(chǎn)生了壓差阻力。顯然，為了減小壓差阻力，必須減小物體背后的渦流面積，增加物體背后氣流的壓力。一般來說，流線型的物體可以很好地滿足這一要求。如圖2-27所示，錐體，差壓阻力可以降低到原來的1/5。如果前后加一個(gè)流線型錐體，壓差阻力可以降低到原來的1/201/25?？梢?，這種前后尖鈍的水滴形流線型整流罩是降低阻力的有效措施。計(jì)算物體阻力的公式與計(jì)算升力的公式相似。物體的阻力與物體的形狀和大小、相對氣流的速度和空氣的密度有關(guān)。計(jì)算公式為(2-2)式中：D抗性，單位：牛； S物體的最大橫截面積或表面積，單位： m2 ； C D物體的阻力系數(shù)。不同的物體有不同的阻力系數(shù)。如果同一

24、物體計(jì)算面積S的方法不同（使用截面積或表面積），風(fēng)阻系數(shù)也會不同。使用該公式計(jì)算的例子請參考第四章。計(jì)算出的阻力包括摩擦阻力和壓差阻力。各種物體的阻力系數(shù)都是用風(fēng)洞試驗(yàn)測得的，所以結(jié)果已經(jīng)是這兩種阻力之和了。一般來說，對于流線型的物體，比如模型飛機(jī)的機(jī)身，摩擦阻力占總阻力的大部分；而對于非流線型物體，如平板、球體等，壓差阻力占總阻力的大部分。主要位置。但無論哪種阻力直接或間接受到空氣粘度的影響，我們都必須進(jìn)一步了解空氣粘度的作用。如前所述，空氣粘性的作用主要表現(xiàn)在離物體最近的薄薄的一層氣流上，稱為邊界層。邊界層一般可分為兩種：一種是層流層，另一種是湍流層（以前稱為湍流層）。這兩個(gè)邊界層的性質(zhì)是

25、不同的。層流層的流動逐層非常“規(guī)則”。因此，當(dāng)氣流流過物體時(shí)，如果所形成的邊界層為層流層，它是由空氣的粘性產(chǎn)生的。摩擦阻力比較?。煌牧鲗恿魇峭牧鞯?，所以摩擦阻力比較大。從降低物體表面電阻的角度來看，最好盡量保持邊界層為層狀。兩個(gè)邊界層之間有很大的不同，即它們產(chǎn)生的速度變化是不同的。兩個(gè)邊界層的速度在離物體最近的點(diǎn)處為0，相當(dāng)于“粘”在物體表面；離開物體表面稍遠(yuǎn)一些，空氣流動。當(dāng)它到達(dá)邊界層的最外邊緣時(shí)，兩個(gè)邊界層內(nèi)的氣流速度與外面的氣流速度相同。但是，在從零到外部速度的變化之間，兩個(gè)邊界層速度的變化并不相同。前面的圖 1-1 使用了一個(gè)非常簡單的箭頭長度來顯示邊界層氣流速度的變化。層流邊界層的

26、速度變化比較劇烈，但湍流層的情況并非如此。它的空氣粒子“四處走動”，相互影響，所以邊界層內(nèi)的速度比較均勻，變化不大，邊界層相互靠近。物體表面的空氣流速仍然很高。湍流層的這一特性使得在表面上流動時(shí)難以停止，而層流層則相反。氣流從物體表面分離形成渦流區(qū)域而產(chǎn)生的壓差阻力。氣流分離的早晚時(shí)間與物體的形狀和邊界層的性質(zhì)有關(guān)。如果邊界層為層流層，流動容易停在某個(gè)地方（受到背壓時(shí)），使氣流很早就分離，渦流面積大，壓差阻力也大；如果邊界層是湍流，則湍流層要好得多，湍流層不易停止，氣流分離可以比較晚，壓差阻力比較小，如圖2-7所示。因此，從降低壓差阻力的觀點(diǎn)來看，邊界層優(yōu)選為湍流。航模的大部分部件都是流線型的

27、，要減少的阻力主要是為了減少摩擦阻力，所以我們基本上可以保持邊界層層流而不是湍流。為此，必須將表面打磨光滑。但是對于模型飛機(jī)最重要的部分機(jī)翼來說，情況就完全不同了。雖然機(jī)翼截面形狀為流線型，但在大迎角飛行（如滑翔）時(shí)，氣流很容易從機(jī)翼上表面分離而形成失速，因此應(yīng)特別注意機(jī)翼。第 4 節(jié)機(jī)翼失速和雷諾數(shù)模型飛機(jī)的飛行時(shí)間與最大升力系數(shù)有很大關(guān)系。機(jī)翼能夠產(chǎn)生的最大升力系數(shù)越大，模型飛機(jī)的滑翔性能就越好。因此，如何延緩機(jī)翼失速，增加臨界迎角，提高最大升力系數(shù)，直接關(guān)系到航模性能的提高。機(jī)翼失速的原因可以通過氣流的分離來解釋。當(dāng)氣流流過機(jī)翼時(shí)，機(jī)翼上表面的氣流速度逐漸增大，在機(jī)翼最高處，速度最快。之

28、后，隨著翼型緩慢向下傾斜，氣流逐漸變慢。最后，在后緣，流速與機(jī)翼前面的流速相似，機(jī)翼上表面氣壓的變化與流速密切相關(guān)。在流速最快的地方（即機(jī)翼最高點(diǎn)附近），壓力最低，然后開始增加；壓力隨著接近后緣而增加，最后恢復(fù)到幾乎等于機(jī)翼前面的壓力。角度越大，越明顯。攻角越大，機(jī)翼上表面氣流速度越快，壓力越低，產(chǎn)生的升力越大，即上表面前后壓力變化越明顯的機(jī)翼。機(jī)翼表面形成的邊界層的壓力變化與邊界層外的氣壓變化完全相同。壓力在機(jī)翼前緣附近逐漸減小，直至機(jī)翼最高點(diǎn)，邊界層由高壓流向低壓。這流量不難，而且流速越來越快。經(jīng)過機(jī)翼最高點(diǎn)后，流速逐漸減慢，壓力逐漸升高。此時(shí)，邊界層從低壓區(qū)流向高壓區(qū)。對于靜止的氣體，這

29、樣的流動是不可能的。但此時(shí)的邊界層已經(jīng)流動了，流速很大，所以還是可以倒流的。在流動中，由于粘度的影響，邊界層的流動速度減慢。尤其是最靠近機(jī)翼表面的部分，減速更為明顯。由于這種流動，最靠近機(jī)翼的部分在邊界層到達(dá)后緣之前已經(jīng)停止流動。為了填補(bǔ)“真空”，外面的氣流產(chǎn)生了逆流現(xiàn)象。如圖 2-8 所示，邊界層外的氣體離開機(jī)翼表面，不再沿機(jī)翼表面形狀流動。在這些氣流和翼型之間，氣體呈漩渦狀混沌，這種情況稱為氣流分離，而逆流剛開始停止邊界層的點(diǎn)稱為分離點(diǎn)。當(dāng)攻角很小時(shí)，機(jī)翼上表面的壓力變化不是很劇烈，邊界層的逆流不是很困難，氣流可以在后緣附近開始分離，僅產(chǎn)生壓差阻力。當(dāng)攻角較大時(shí)，情況就不同了。當(dāng)攻角較大時(shí)

30、，機(jī)翼上表面的壓力變化很大，邊界層中的空氣迅速停止流動，氣流在距機(jī)翼最高點(diǎn)不遠(yuǎn)的地方開始分離。這樣，機(jī)翼上表面充滿了渦流，升力大大降低，阻力迅速增大。這種情況就是我們所說的失速；攻角越大，情況越糟糕，重力降低越多，阻力增加越多。因此，失速實(shí)際上是機(jī)翼上表面氣流過早分離的結(jié)果。如果機(jī)翼上表面的邊界層為層流層，由于該邊界層容易形成氣流分離，失速較早，機(jī)翼產(chǎn)生的最大升力系數(shù)也比較小。如果是湍流層，機(jī)翼的上表面會好很多。邊界層是層流還是湍流的決定主要基于四個(gè)因素：一是邊界層外氣流的相對速度，二是氣流在物體表面上空的長度，三是空氣的粘度和密度，第四是物體表面的光滑度。氣流本身的程度、形狀和湍流。如第一章

31、所述，前面三個(gè)因素的影響可以一起估計(jì)，即用雷諾數(shù)估計(jì)，雷諾數(shù)的計(jì)算如公式（1-5）所示。當(dāng)機(jī)翼的 Re 較大時(shí)，邊界層變得更加湍流。航模翼弦小，飛行速度小，所以Re不大。國際橡皮筋模型的Re一般在40000左右；國際牽引型號滑翔機(jī)的Re也是40000-50000，較小的型號更低。如果機(jī)翼上表面總是層流，性能不會很好。例如，模型飛機(jī)的臨界迎角一般為10 14 ，而真飛機(jī)（Re在百萬以上）的臨界迎角在l8以上。與真機(jī)相比，航模的最大升力系數(shù)也差很多。模型飛機(jī)為1.01.2，真機(jī)可達(dá)2.0或更高。Re 是確定邊界層條件的主要參考值。模型飛機(jī)和真實(shí)飛機(jī)所承受的氣動力無非是壓力和摩擦力。如前所述，這兩種

32、力與空氣的粘性有間接或直接的關(guān)系，即邊界層或邊界層。重新相關(guān)。第 5 節(jié)空氣動力學(xué) 類似當(dāng)我們要估計(jì)航模的特性時(shí)，一般不可能將航模放在風(fēng)洞中進(jìn)行測試，通常只能使用別人已經(jīng)測試過的數(shù)據(jù)。要使用別人的數(shù)據(jù)，有一個(gè)最基本的條件，就是別人實(shí)驗(yàn)中使用的物體的形狀必須和我們的航?；蛘咚哪硞€(gè)部分相似。這點(diǎn)恐怕是毫無疑問的，只是形狀相似而已?？梢允褂闷渌说臏y試結(jié)果嗎？情況不一定如此。在使用別人的數(shù)據(jù)時(shí)，也要注意“氣動相似度”的問題。 .所謂“氣動相似”，是指作用在兩個(gè)大小不同但形狀相似的物體上的氣動力應(yīng)該成正比，而且作用力的方向應(yīng)該相同。圖 2-9 顯示了兩個(gè)形狀相似的翅膀，其中 A 和 a 是任意對應(yīng)點(diǎn)

33、。作用在兩點(diǎn) A 和 a 上的力分別是壓力 P 1和 P 2 ，以及摩擦力 F 1和 F 2 。如果這兩個(gè)機(jī)翼“氣動相似”，則氣動力的大小不同，但成正比，而且方向必須相同，即壓力與摩擦力形成的合力與摩擦力的夾角力應(yīng)該相等。空氣產(chǎn)生的壓力與空氣密度和速度 V 的平方成正比，而空氣摩擦力與空氣粘度和速度成正比，與流過機(jī)翼表面的長度 成反比。顯然，為了使兩個(gè)機(jī)翼具有相同的角度，兩個(gè)機(jī)翼的壓力與摩擦比必須相同?？梢员硎救缦?_ _由上式可知，壓力與摩擦的比值與（ ）有關(guān)。根據(jù)前面的介紹，這些因素的乘積稱為雷諾數(shù)。也就是說，要使兩個(gè)物體在空氣動力學(xué)上相似，必須使1 = 2 ，即要求兩個(gè)物體的雷諾數(shù)相同。

34、現(xiàn)在，雷諾數(shù)對我們有了更具體的意義。雷諾數(shù)不僅是判斷邊界層性質(zhì)和機(jī)翼是否容易失速的參考，也是判斷別人航模的氣動數(shù)據(jù)對自己航模是否有價(jià)值的依據(jù)。為此，首先要估算一下自己的航模的速度，測量弦長，用計(jì)算雷諾數(shù)的公式來計(jì)算雷諾數(shù)。如果兩個(gè)雷諾數(shù)接近，則可以使用參考材料。比較可靠的航模數(shù)據(jù)在測試時(shí)一般都會標(biāo)明雷諾數(shù)，方便用戶比較和參考。使用具有非常不同的雷諾數(shù)的數(shù)據(jù)通常很難獲得好的結(jié)果。例如，適合大雷諾數(shù)的真實(shí)飛機(jī)的翼型一定不能在模型飛機(jī)上表現(xiàn)良好。許多人的經(jīng)驗(yàn)充分證明了這一點(diǎn)。 .如前所述，當(dāng)機(jī)翼上表面的邊界層始終為層流時(shí)，機(jī)翼的性能不佳。如果雷諾數(shù)比較高，即機(jī)翼弦長較長，或者飛行速度較快，層流層可能

35、會變成不分離的湍流層，機(jī)翼的性能可以大大提高。一些科學(xué)家將機(jī)翼放入風(fēng)洞中測量其升力和阻力，在計(jì)算其升力系數(shù)和阻力系數(shù)時(shí)發(fā)現(xiàn)，如果雷諾數(shù)不斷增加（如增加風(fēng)速），則產(chǎn)生的升力系數(shù)由機(jī)翼會在達(dá)到一定雷諾數(shù)時(shí)突然增大很多，阻力系數(shù)突然減小，如圖2-10所示。此時(shí)的雷諾數(shù)稱為臨界雷諾數(shù)（Re cr ） 。如果模型飛機(jī)的雷諾數(shù)大于Re cr ，則性能必須大大提高。要做到這一點(diǎn)，可以嘗試讓模型飛機(jī)飛得更快或拉長弦。對于計(jì)時(shí)模型飛機(jī)，滑翔時(shí)增加飛行速度是不利的，所以唯一的辦法就是增加弦長。國際級牽引模型滑翔機(jī)的翼弦最好不小于15厘米。橡皮筋動力模型受限于競賽規(guī)則，所以機(jī)翼面積不能太大，弦不能太長，雷諾數(shù)也不大，所以該模型的滑翔性能比其他大型航模差.根據(jù)各種有理類型的臨界雷諾數(shù)確定翼弦的最小長度是一種理想的方法，可以保證機(jī)翼在臨界雷諾數(shù)以上的條件下工作；不幸的是，大多數(shù)翼型的臨界雷諾數(shù)是未知的。是的，一般翼型數(shù)據(jù)所表示的雷諾數(shù)不是臨界值，而只是數(shù)據(jù)測試時(shí)的雷諾數(shù)。不要誤會。由于缺乏