低速空氣動(dòng)力學(xué)課件

第二章第頁(yè)1本章主要內(nèi)容2.1空氣流動(dòng)的描述2.2升力2.3阻力2.4飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性2.5增升裝置的增升原理飛行原理/CAFUC第二章第頁(yè)1本章主要內(nèi)容2.1空氣流動(dòng)的描飛行原理/CAFUC2.4飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能飛行原理/CAFUC2.4飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能第二章第頁(yè)3飛機(jī)的主要空氣動(dòng)力性能包括：升力特性阻力特性升阻比特性主要空氣動(dòng)力性能參數(shù)包括：最大升力系數(shù)最小阻力系數(shù)最大升阻比第二章第頁(yè)3飛機(jī)的主要空氣動(dòng)力性能包括：主要第二章第頁(yè)42.4.1升力特性升力系數(shù)的變化規(guī)律第二章第頁(yè)42.4.1升力特性升力系數(shù)的變第二章第頁(yè)5升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律當(dāng)α<α臨界，升力系數(shù)隨迎角增大而增大。當(dāng)α=α臨界，升力系數(shù)為最大。當(dāng)α>α臨界，升力系數(shù)隨迎角的增大而減小，進(jìn)入失速區(qū)。第二章第頁(yè)5升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律當(dāng)α<α第二章第頁(yè)6煙風(fēng)洞翼型繞流實(shí)驗(yàn)小迎角較大迎角大迎角第二章第頁(yè)6煙風(fēng)洞翼型繞流實(shí)驗(yàn)小迎角較大迎角第二章第頁(yè)7翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布第二章第頁(yè)7翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布第二章第頁(yè)8翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布第二章第頁(yè)8翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布第二章第頁(yè)9壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化第二章第頁(yè)9壓力中心（CP）位置隨迎角改變的第二章第頁(yè)10壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化第二章第頁(yè)10壓力中心（CP）位置隨迎角改變第二章第頁(yè)11升力特性參數(shù)零升迎角第二章第頁(yè)11升力特性參數(shù)零升迎角第二章第頁(yè)12翼型在零升迎角下的壓強(qiáng)分布?jí)簭?qiáng)高于環(huán)境氣壓壓強(qiáng)低于環(huán)境氣壓壓強(qiáng)低于環(huán)境氣壓氣動(dòng)中心前半部分合力后半部分合力第二章第頁(yè)12翼型在零升迎角下的壓強(qiáng)分布?jí)簭?qiáng)第二章第頁(yè)13升力系數(shù)曲線(xiàn)斜率第二章第頁(yè)13升力系數(shù)曲線(xiàn)斜率第二章第頁(yè)14臨界迎角和最大升力系數(shù)第二章第頁(yè)14臨界迎角和最大升力系數(shù)第二章第頁(yè)15相對(duì)厚度對(duì)升力特性的影響相對(duì)厚度增加相對(duì)厚度增加，最大升力系數(shù)增加，臨界迎角減小。第二章第頁(yè)15相對(duì)厚度對(duì)升力特性的影響相對(duì)厚第二章第頁(yè)16翼型前緣半徑對(duì)升力特性的影響半徑小半徑大前緣半徑增加，臨界迎角增加。第二章第頁(yè)16翼型前緣半徑對(duì)升力特性的影響半第二章第頁(yè)17展弦比對(duì)升力特性的影響展弦比高展弦比低展弦比越高，最大升力系數(shù)越大，臨界迎角越小。第二章第頁(yè)17展弦比對(duì)升力特性的影響展弦比高第二章第頁(yè)18后掠翼對(duì)升力特性的影響平直機(jī)翼后掠翼平直機(jī)翼的最大升力系數(shù)更大，升力系數(shù)曲線(xiàn)斜率越大，臨界迎角越小。第二章第頁(yè)18后掠翼對(duì)升力特性的影響平直機(jī)翼第二章第頁(yè)19翼型前緣粗糙度對(duì)升力特性的影響光滑粗糙翼型前緣越光滑，最大升力系數(shù)越高，臨界迎角越大。第二章第頁(yè)19翼型前緣粗糙度對(duì)升力特性的影響第二章第頁(yè)202.4.2阻力特性阻力系數(shù)的變化規(guī)律第二章第頁(yè)202.4.2阻力特性阻力系數(shù)第二章第頁(yè)21阻力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律在中小迎角范圍，阻力系數(shù)隨迎角增大而緩慢增大，飛機(jī)阻力主要為摩擦阻力。在迎角較大時(shí)，阻力系數(shù)隨迎角增大而較快增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。在接近或超過(guò)臨近迎角時(shí)，阻力系數(shù)隨迎角的增大而急劇增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力。第二章第頁(yè)21阻力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律在中小第二章第頁(yè)22阻力特性參數(shù)最小阻力系數(shù)和零升阻力系數(shù)飛機(jī)的最小阻力系數(shù)非常接近零升阻力系數(shù)，一般認(rèn)為二者為同一個(gè)值。第二章第頁(yè)22阻力特性參數(shù)最小阻力系數(shù)和零第二章第頁(yè)23中小迎角時(shí)的阻力公式在中小迎角時(shí)，阻力公式可以表示為：

A是誘導(dǎo)阻力因子，大小與機(jī)翼形狀有關(guān)。第二章第頁(yè)23中小迎角時(shí)的阻力公式第二章第頁(yè)242.4.3升阻比特性升阻比升阻比是相同迎角下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比，用K表示。升阻比的大小主要隨迎角變化而變化。

升阻比越大，飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能越好。第二章第頁(yè)242.4.3升阻比特性升阻比第二章第頁(yè)25升阻比曲線(xiàn)迎角臨界迎角最小阻力迎角第二章第頁(yè)25升阻比曲線(xiàn)迎角臨界迎角最小阻第二章第頁(yè)26升阻比隨迎角的變化規(guī)律從零升迎角到最小阻力迎角，升力增加較快，阻力增加緩慢，因此升阻比增大。在最小阻力迎角處，升阻比最大。從最小阻力迎角到臨界迎角，升力增加緩慢，阻力增加較快，因此升阻比減小。超過(guò)臨近迎角，壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減小。第二章第頁(yè)26升阻比隨迎角的變化規(guī)律從零升迎第二章第頁(yè)27性質(zhì)角性質(zhì)角是總空氣動(dòng)力與升力之間的夾角。性質(zhì)角越小，總空氣動(dòng)力向后傾斜越少，升阻比越大。第二章第頁(yè)27性質(zhì)角性質(zhì)角是總空氣動(dòng)力與升力第二章第頁(yè)282.4.4飛機(jī)的極曲線(xiàn)極曲線(xiàn)將飛機(jī)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角變化的關(guān)系綜合起來(lái)用一條曲線(xiàn)表示出來(lái)，以便于綜合衡量飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能。.極曲線(xiàn)第二章第頁(yè)282.4.4飛機(jī)的極曲線(xiàn)第二章第頁(yè)29極曲線(xiàn)的深入理解從坐標(biāo)原點(diǎn)向曲線(xiàn)引切線(xiàn)，切點(diǎn)對(duì)應(yīng)最小阻力迎角和最大升阻比。第二章第頁(yè)29極曲線(xiàn)的深入理解從坐第二章第頁(yè)30從原點(diǎn)所引直線(xiàn)與極曲線(xiàn)交于兩點(diǎn)，則兩點(diǎn)的升阻比相同，較高者的迎角較大，較高者的平飛速度較小。極曲線(xiàn)的深入理解第二章第頁(yè)30從原點(diǎn)所引直線(xiàn)與極第二章第頁(yè)31螺旋槳滑流不同滑流狀態(tài)的極曲線(xiàn)第二章第頁(yè)31螺旋槳滑流不同滑流狀態(tài)的極曲線(xiàn)第二章第頁(yè)32不同滑流狀態(tài)的極曲線(xiàn)滑流使得升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增大，最大升阻比增大，極曲線(xiàn)向右上偏移。第二章第頁(yè)32不同滑流狀態(tài)的極曲線(xiàn)第二章第頁(yè)33不同展弦比機(jī)翼的極曲線(xiàn)展弦比越大，低速空氣動(dòng)力性能越好。第二章第頁(yè)33不同展弦比機(jī)翼的極曲線(xiàn)第二章第頁(yè)34飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能曲線(xiàn)總結(jié)第二章第頁(yè)34飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能曲線(xiàn)總結(jié)第二章第頁(yè)352.4.5地面效應(yīng)飛機(jī)在起飛和著陸貼近地面時(shí)，由于流過(guò)飛機(jī)的氣流受地面的影響，使飛機(jī)的空氣動(dòng)力和力矩發(fā)生變化。這種效應(yīng)稱(chēng)為地面效應(yīng)。第二章第頁(yè)352.4.5地面效應(yīng)第二章第頁(yè)36地面效應(yīng)的產(chǎn)生原因上下翼面壓差增加地面阻礙使下洗流減小下洗角減小，使平尾迎角減小飛機(jī)脫離地面效應(yīng)區(qū)飛機(jī)處于地面效應(yīng)區(qū)第二章第頁(yè)36地面效應(yīng)的產(chǎn)生原因上下翼面壓差第二章第頁(yè)37地面效應(yīng)的效果上下翼面壓差增加，從而使升力系數(shù)增加。地面阻礙使下洗流減小，使誘導(dǎo)阻力減小，阻力系數(shù)減小。下洗角減小，使平尾迎角減小，出現(xiàn)附加下俯力矩（低頭力矩）。

第二章第頁(yè)37地面效應(yīng)的效果上下翼面壓差增加第二章第頁(yè)38地面效應(yīng)的產(chǎn)生范圍飛機(jī)距地面高度在一個(gè)翼展以?xún)?nèi)，地面效應(yīng)對(duì)飛機(jī)有影響，距地面越近地面效應(yīng)越強(qiáng)。第二章第頁(yè)38地面效應(yīng)的產(chǎn)生范圍飛第二章第頁(yè)39地效飛機(jī)地效飛機(jī)是介于船和普通飛機(jī)之間的新型水上快速交通工具。地效飛機(jī)在民用方面使用前景也十分廣闊，如可用于海上和內(nèi)河快速運(yùn)輸，海情偵察，水上救生等?！靶→棥钡匦эw機(jī)速度可達(dá)556千米/小時(shí)第二章第頁(yè)39地效飛機(jī)地效飛機(jī)是介于船第二章第頁(yè)40BerievBartiniVVA14地效飛行器第二章第頁(yè)40BerievBartini第二章第頁(yè)41本章主要內(nèi)容2.1空氣流動(dòng)的描述2.2升力2.3阻力2.4飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性2.5增升裝置的增升原理飛行原理/CAFUC第二章第頁(yè)1本章主要內(nèi)容2.1空氣流動(dòng)的描飛行原理/CAFUC2.4飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能飛行原理/CAFUC2.4飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能第二章第頁(yè)43飛機(jī)的主要空氣動(dòng)力性能包括：升力特性阻力特性升阻比特性主要空氣動(dòng)力性能參數(shù)包括：最大升力系數(shù)最小阻力系數(shù)最大升阻比第二章第頁(yè)3飛機(jī)的主要空氣動(dòng)力性能包括：主要第二章第頁(yè)442.4.1升力特性升力系數(shù)的變化規(guī)律第二章第頁(yè)42.4.1升力特性升力系數(shù)的變第二章第頁(yè)45升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律當(dāng)α<α臨界，升力系數(shù)隨迎角增大而增大。當(dāng)α=α臨界，升力系數(shù)為最大。當(dāng)α>α臨界，升力系數(shù)隨迎角的增大而減小，進(jìn)入失速區(qū)。第二章第頁(yè)5升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律當(dāng)α<α第二章第頁(yè)46煙風(fēng)洞翼型繞流實(shí)驗(yàn)小迎角較大迎角大迎角第二章第頁(yè)6煙風(fēng)洞翼型繞流實(shí)驗(yàn)小迎角較大迎角第二章第頁(yè)47翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布第二章第頁(yè)7翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布第二章第頁(yè)48翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布第二章第頁(yè)8翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布第二章第頁(yè)49壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化第二章第頁(yè)9壓力中心（CP）位置隨迎角改變的第二章第頁(yè)50壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化第二章第頁(yè)10壓力中心（CP）位置隨迎角改變第二章第頁(yè)51升力特性參數(shù)零升迎角第二章第頁(yè)11升力特性參數(shù)零升迎角第二章第頁(yè)52翼型在零升迎角下的壓強(qiáng)分布?jí)簭?qiáng)高于環(huán)境氣壓壓強(qiáng)低于環(huán)境氣壓壓強(qiáng)低于環(huán)境氣壓氣動(dòng)中心前半部分合力后半部分合力第二章第頁(yè)12翼型在零升迎角下的壓強(qiáng)分布?jí)簭?qiáng)第二章第頁(yè)53升力系數(shù)曲線(xiàn)斜率第二章第頁(yè)13升力系數(shù)曲線(xiàn)斜率第二章第頁(yè)54臨界迎角和最大升力系數(shù)第二章第頁(yè)14臨界迎角和最大升力系數(shù)第二章第頁(yè)55相對(duì)厚度對(duì)升力特性的影響相對(duì)厚度增加相對(duì)厚度增加，最大升力系數(shù)增加，臨界迎角減小。第二章第頁(yè)15相對(duì)厚度對(duì)升力特性的影響相對(duì)厚第二章第頁(yè)56翼型前緣半徑對(duì)升力特性的影響半徑小半徑大前緣半徑增加，臨界迎角增加。第二章第頁(yè)16翼型前緣半徑對(duì)升力特性的影響半第二章第頁(yè)57展弦比對(duì)升力特性的影響展弦比高展弦比低展弦比越高，最大升力系數(shù)越大，臨界迎角越小。第二章第頁(yè)17展弦比對(duì)升力特性的影響展弦比高第二章第頁(yè)58后掠翼對(duì)升力特性的影響平直機(jī)翼后掠翼平直機(jī)翼的最大升力系數(shù)更大，升力系數(shù)曲線(xiàn)斜率越大，臨界迎角越小。第二章第頁(yè)18后掠翼對(duì)升力特性的影響平直機(jī)翼第二章第頁(yè)59翼型前緣粗糙度對(duì)升力特性的影響光滑粗糙翼型前緣越光滑，最大升力系數(shù)越高，臨界迎角越大。第二章第頁(yè)19翼型前緣粗糙度對(duì)升力特性的影響第二章第頁(yè)602.4.2阻力特性阻力系數(shù)的變化規(guī)律第二章第頁(yè)202.4.2阻力特性阻力系數(shù)第二章第頁(yè)61阻力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律在中小迎角范圍，阻力系數(shù)隨迎角增大而緩慢增大，飛機(jī)阻力主要為摩擦阻力。在迎角較大時(shí)，阻力系數(shù)隨迎角增大而較快增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。在接近或超過(guò)臨近迎角時(shí)，阻力系數(shù)隨迎角的增大而急劇增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力。第二章第頁(yè)21阻力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律在中小第二章第頁(yè)62阻力特性參數(shù)最小阻力系數(shù)和零升阻力系數(shù)飛機(jī)的最小阻力系數(shù)非常接近零升阻力系數(shù)，一般認(rèn)為二者為同一個(gè)值。第二章第頁(yè)22阻力特性參數(shù)最小阻力系數(shù)和零第二章第頁(yè)63中小迎角時(shí)的阻力公式在中小迎角時(shí)，阻力公式可以表示為：

A是誘導(dǎo)阻力因子，大小與機(jī)翼形狀有關(guān)。第二章第頁(yè)23中小迎角時(shí)的阻力公式第二章第頁(yè)642.4.3升阻比特性升阻比升阻比是相同迎角下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比，用K表示。升阻比的大小主要隨迎角變化而變化。

升阻比越大，飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能越好。第二章第頁(yè)242.4.3升阻比特性升阻比第二章第頁(yè)65升阻比曲線(xiàn)迎角臨界迎角最小阻力迎角第二章第頁(yè)25升阻比曲線(xiàn)迎角臨界迎角最小阻第二章第頁(yè)66升阻比隨迎角的變化規(guī)律從零升迎角到最小阻力迎角，升力增加較快，阻力增加緩慢，因此升阻比增大。在最小阻力迎角處，升阻比最大。從最小阻力迎角到臨界迎角，升力增加緩慢，阻力增加較快，因此升阻比減小。超過(guò)臨近迎角，壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減小。第二章第頁(yè)26升阻比隨迎角的變化規(guī)律從零升迎第二章第頁(yè)67性質(zhì)角性質(zhì)角是總空氣動(dòng)力與升力之間的夾角。性質(zhì)角越小，總空氣動(dòng)力向后傾斜越少，升阻比越大。第二章第頁(yè)27性質(zhì)角性質(zhì)角是總空氣動(dòng)力與升力第二章第頁(yè)682.4.4飛機(jī)的極曲線(xiàn)極曲線(xiàn)將飛機(jī)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角變化的關(guān)系綜合起來(lái)用一條曲線(xiàn)表示出來(lái)，以便于綜合衡量飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能。.極曲線(xiàn)第二章第頁(yè)282.4.4飛機(jī)的極曲線(xiàn)第二章第頁(yè)69極曲線(xiàn)的深入理解從坐標(biāo)原點(diǎn)向曲線(xiàn)引切線(xiàn)，切點(diǎn)對(duì)應(yīng)最小阻力迎角和最大升阻比。第二章第頁(yè)29極曲線(xiàn)的深入理解從坐第二章第頁(yè)70從原點(diǎn)所引直線(xiàn)與極曲線(xiàn)交于兩點(diǎn)，則兩點(diǎn)的升阻比相同，較高者的迎角較大，較高者的平飛速度較小。極曲線(xiàn)的深入理解第二章第頁(yè)30從原點(diǎn)所引直線(xiàn)與極第二章第頁(yè)71螺旋槳滑流不同滑流狀態(tài)的極曲線(xiàn)第二章第頁(yè)31螺旋槳滑流不同滑流狀態(tài)的極曲線(xiàn)第二章第頁(yè)72不同滑流狀態(tài)的極曲線(xiàn)滑流使得升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增大，最大升阻比增大，極曲線(xiàn)向右上偏移。第二章第頁(yè)32不同滑流狀態(tài)的極曲線(xiàn)第二章第頁(yè)73不同展弦比機(jī)翼的極曲線(xiàn)展弦比越大，低速空氣動(dòng)力性能越好。第二章第頁(yè)33不同展弦比機(jī)