第二章第三節(jié) 飛行基本原理及飛行控制

第三節(jié)飛機(jī)的機(jī)體結(jié)構(gòu)一、飛行基本原理二、飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性三、飛機(jī)的飛行過程空氣動力——任何物體只要和空氣之間產(chǎn)生相對運動，空氣就會對它產(chǎn)生作用力。飛機(jī)的升力——主要由機(jī)翼和空氣的相對運動而產(chǎn)生。風(fēng)箏——利用風(fēng)力人類制造了第一種重于空氣的飛行器。1、伯努利定理18世紀(jì)，瑞士科學(xué)家伯努利通過對流體（包括氣體和液體）運動的深入研究建立了伯努利定理后，流體運動的基本力學(xué)原理才得以展示，并出現(xiàn)了流體力學(xué)，從而奠定了飛機(jī)在空氣中運動的理論基礎(chǔ)。DanielBernoulli,1700-1782.1、伯努利定理基本推到原理：在不同截面處來測量管內(nèi)流體的流速v和流體對管壁的壓力P(我們稱之為流體的靜壓)由每個截面上垂直管中的液體高度表現(xiàn)出來。截面積為S，S1>S2>S3，液體流速V1<V2<V3，液體靜壓P1>P2>P3P1P2P3定性結(jié)論：在液體穩(wěn)定流動的條件下，流動是連續(xù)的，進(jìn)口處和出口處所流過的流體質(zhì)量是相同的；截面小，流速大，靜壓??；截面大，流速小，靜壓大；1、伯努利定理1、伯努利定理在流體流動中它的能量包括動能和勢能（壓力能）兩部分，根據(jù)能量守恒原理，如果把能量的損耗忽略不計，流體在各個截面上的能量總和是不變的；P是流體作用時在流體作用在容器壁上的壓強(qiáng)，是單體流體在靜止時所具有的能量；Q=是動壓，是流體流動時在流動方向上所產(chǎn)生的壓強(qiáng)，送單位流體內(nèi)包含的運動能量，Pt我們稱之為總壓，是單位流體內(nèi)動能和靜止能的總和；2、伯努力定理的應(yīng)用—伯努力定理在大氣中的使用（1）伯努利定理在大氣中的應(yīng)用當(dāng)把伯努利定理使用到大氣中的飛機(jī)時，可以把飛機(jī)相當(dāng)于管壁，而管內(nèi)的流體就成了大氣，流體的靜壓力就是這一點的大氣壓力。流動的速度是空氣和物體之間的相對運動速度。2、伯努力定理的應(yīng)用—伯努力定理在大氣中的使用（1）伯努利定理在大氣中的應(yīng)用2、伯努力定理的應(yīng)用—伯努力定理在大氣中的使用（1）伯努利定理在大氣中的應(yīng)用山谷里的風(fēng)通常比平原大高樓大廈之間的對流通常比空曠地帶大河水在河道窄的地方流得快，河道寬的地方流得慢2、伯努力定理的應(yīng)用—伯努力定理在大氣中的使用火車站臺安全線由伯努利定理知：流動速度增加,流體的靜壓將減??；反之,流動速度減小,流體的靜壓將增加。但是流體的靜壓和動壓之和,稱為總壓始終保持不變。伯努利定理的證明：

高速行駛的火車周圍有強(qiáng)大的氣流,人靠近的話即使不接觸也會把人帶倒,畫上安全線就是說保持一定的距離使氣流無法對人身造成傷害。

流線——是流場中一條空間曲線，在該曲線上流體微團(tuán)的速度與曲線在該點的切線重合。流速流線翼型2、伯努力定理的應(yīng)用（2）機(jī)翼上的升力相對運動--實際上是物體在空氣中運動，但為了研究方便，我們假設(shè)物體不動，空氣以相同的速度從相反方向流過來。這兩種運動中物體所受空氣給它的作用力是一樣的。2、伯努力定理的應(yīng)用（2）機(jī)翼上的升力2、伯努力定理的應(yīng)用翼型---就是把機(jī)翼沿平行機(jī)身縱軸方向切下的剖面,機(jī)翼的翼型是流線型的,上表面彎曲大,下表面彎曲小或者是直線；翼型的最前一點叫作前緣點;翼型的最后一點叫作后緣點;前緣點和后緣點的連線叫翼弦;迎角---是翼弦和相對氣流方向的夾角;Y升力——機(jī)翼上表面空氣流速較快，壓力小，機(jī)翼下表面的空氣流動速較慢，壓強(qiáng)大。機(jī)翼上下表面的壓力差產(chǎn)生升力；Q阻力——要產(chǎn)生升力，機(jī)翼必須和空氣有相對運動，也就是飛機(jī)一定要向前運動。它向前運動的同時空氣就會產(chǎn)生阻力；R空氣動力——阻力和升力的合力形成了向上、向后的力，叫做空氣動力；失速---飛機(jī)在形成迎角時，隨著迎角的增加，升力系數(shù)也增加，當(dāng)迎角增大到某一個值，升力系數(shù)達(dá)到最大，之后迎角再增加，升力系數(shù)減小，這時就是失速了。2、伯努力定理的應(yīng)用（2）機(jī)翼上的升力升力推力重力阻力（1）飛機(jī)上的作用力——升力壓力差沿水平方向的分力即為阻力。壓力差沿垂直方向的分力即為升力。3、飛機(jī)上的作用力壓力差沿水平方向的分力即為阻力。壓力差沿垂直方向的分力即為升力。失速影響升力的因素:1、機(jī)翼面積S2、大氣密度ρ3、飛機(jī)空速v4、升力系數(shù)CL按照物理成因阻力可以分為:1、摩擦阻力2、壓差阻力3、誘導(dǎo)阻力4、干擾阻力5、激波阻力（高速飛行時產(chǎn)生）（2）飛機(jī)上的作用力——阻力3、飛機(jī)上的作用力摩擦阻力--由于空氣具有粘性，當(dāng)它流過飛機(jī)表面時，在飛機(jī)表面形成較大的速度梯度，從而產(chǎn)生的阻力。附面層（2）飛機(jī)上的作用力——摩擦阻力附面層--外層空氣的流動速度逐漸加大，機(jī)體表面的阻滯作用逐漸減少，直到速度與外界自由流速相等。這樣一流速有變化的空氣稱之為“附面層”；3、飛機(jī)上的作用力壓差阻力--空氣繞流飛機(jī)時前后形成的壓力差的阻力，它也是由于粘性造成的。如果沒有粘性，壓力分布不會造成這種阻力。3、飛機(jī)上的作用力（2）飛機(jī)上的作用力——壓力阻力摩擦阻力--由于空氣具有粘性，當(dāng)它流過飛機(jī)表面時，在飛機(jī)表面形成較大的速度梯度，從而產(chǎn)生的阻力。（2）飛機(jī)上的作用力——壓力阻力3、飛機(jī)上的作用力機(jī)身和機(jī)翼機(jī)身和尾翼機(jī)翼和發(fā)動機(jī)短艙干擾阻力--飛機(jī)各部分之間由于氣流干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力。摩擦阻力、壓差阻力和干擾阻力通稱為廢阻力。（2）飛機(jī)上的作用力——干擾阻力產(chǎn)生干擾阻力的部位3、飛機(jī)上的作用力誘導(dǎo)阻力---由于產(chǎn)生升力，翼面上方壓力小而下方壓力大，空氣在翼尖從下翼面繞過翼尖流向上翼面形成渦流，從而產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力。（2）飛機(jī)上的作用力——誘導(dǎo)阻力3、飛機(jī)上的作用力D=CDPv2SW4、馬赫與激波在20世紀(jì)40年代，活塞式飛機(jī)的平飛速度達(dá)到每小時700多千米，俯沖時接近聲波速度，差不多到達(dá)了這種飛機(jī)的速度極限。當(dāng)接近聲速時，飛機(jī)會出現(xiàn)劇烈的抖振，而且變得很不穩(wěn)定，幾乎無法操縱。有時會破壞飛機(jī)結(jié)構(gòu)如機(jī)翼和尾翼造成失事墜毀的悲慘結(jié)果。這就是所謂的“音障”?！耙粽稀爆F(xiàn)象是飛機(jī)出現(xiàn)激波和波阻的結(jié)果。激波---當(dāng)物體的運動速度等于或大于音速時，物體前方形成一層劇烈壓縮的空氣氣層，這里空氣密度急劇增加，阻力迅速增大，這種現(xiàn)象叫做激波。急劇增大的阻力稱為激波阻力，也叫聲障。4、馬赫與激波空氣在通過激波時，受到薄薄一層稠密空氣的阻滯，使得氣流速度急驟降低，由阻滯產(chǎn)生的熱量來不及散布，于是加熱了空氣。加熱所需的能量由消耗的動能而來。在這里，能量發(fā)生了轉(zhuǎn)化--由動能變?yōu)闊崮堋幽艿南谋硎井a(chǎn)生了一種特別的阻力。從能量的觀點來看，波阻就是這樣產(chǎn)生的。4、馬赫與激波波阻的害處:1、當(dāng)飛行速度在音速附近時，根據(jù)計算，波阻可能消耗發(fā)動機(jī)大約全部動力的四分之三。2、高熱——熱障4、馬赫與激波波阻——空氣在通過激波時，受到這一薄層稠密空氣的阻滯，使流速急劇降低，由阻滯而產(chǎn)生的熱量使空氣加溫。加溫所消耗的能量來自動能。動能的消耗表示產(chǎn)生了一種新的阻力。該阻力由于形成激波而產(chǎn)生，所以就叫“波阻”。減小激波阻力的措施----采用后掠翼后掠翼上表面達(dá)到臨界速度要高于平直機(jī)翼，因而，高亞音速飛機(jī)采用后掠翼，速度越高，后掠翼越大。大型民航機(jī)后掠角度在25°到40°之間。馬赫數(shù)---飛行速度與聲速的比值稱為馬赫數(shù).用M表示.

M小于0.4的飛機(jī)一般稱為低速飛機(jī)M在0.4-0.9的飛機(jī)稱為亞音速飛機(jī)，其中0.75-0.9之間,稱為高亞音速飛機(jī)M在0.9-1.2的范圍時稱為跨音速區(qū)域,沒有飛機(jī)專門在這個區(qū)域飛行M在1.3以上飛行的飛機(jī)稱為超音速飛機(jī)4、馬赫與激波臨界馬赫數(shù)---飛機(jī)產(chǎn)生局部激波時的飛行馬赫數(shù)，即飛機(jī)表面速度最大點的M=1時的飛行馬赫數(shù)。M臨是亞聲速和跨聲速的分界點,此時所產(chǎn)生的局部激波同樣也對飛機(jī)有著不利的影響；阻力突然增大4、馬赫與激波4、馬赫與激波飛機(jī)速度達(dá)到M臨時，局部阻力增加很大，甚至?xí)菇Y(jié)構(gòu)受損，尤其是局部激波后面的附面層很容易分離，機(jī)翼上表面的局部激波會使機(jī)翼升力下降造成“激波失速”；vvv1平直機(jī)翼后掠機(jī)翼流過平直機(jī)翼和后掠機(jī)翼的氣流速度翼刀小翼解決局部激波的問題——采用后掠機(jī)翼提高M(jìn)臨和降低波阻。后掠翼提高了M臨，推遲局部激波出現(xiàn)，使飛機(jī)的速度提高，同時它擁有的升力卻減少了，因而低速飛機(jī)不采用后掠機(jī)翼，高速飛機(jī)需要低速飛行時，特別是起飛降落時，機(jī)翼升力不夠，需要采用增生裝置來提高飛行性能。采取后掠飛機(jī)在機(jī)翼上增加了翼刀或翼尖小翼，用以減緩氣流在機(jī)翼延伸方向的流動，并增加機(jī)翼的抗扭曲剛度。1969年美國國家航空航天局（NASA）蘭利研究中心的理查德.惠特科姆運用理論方法設(shè)計出超臨界翼型，特點是前緣鈍圓，上表面平坦，下表面在后緣處有反凹，且后緣較薄并向下彎曲。與普通翼型相比可提高臨界馬赫數(shù)0.06-0.1。使飛機(jī)的速度提高，使用這種機(jī)翼可減少飛機(jī)的后掠角，減輕飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量。第三節(jié)飛機(jī)的飛行控制1、飛機(jī)的平衡機(jī)體坐標(biāo)軸：縱軸、橫軸、立軸（1）俯仰平衡繞橫軸的轉(zhuǎn)動稱為俯仰（2）方向平衡繞立軸的轉(zhuǎn)動稱為偏航（3）橫側(cè)平衡繞縱軸的轉(zhuǎn)動稱為滾轉(zhuǎn)TDLTGDGLD上升下降受力分析2、飛機(jī)的穩(wěn)定性穩(wěn)定性---飛機(jī)在受到外界擾動偏離其平衡位置之后，不需要駕駛員干預(yù)，能夠自動恢復(fù)到原來的平衡狀態(tài)，飛機(jī)就是具有穩(wěn)定性的。(c)負(fù)穩(wěn)定性(b)中性穩(wěn)定(a)正穩(wěn)定性飛機(jī)具有穩(wěn)定性飛機(jī)不具有穩(wěn)定性飛機(jī)具有中立穩(wěn)定性（1）飛機(jī)的穩(wěn)定性—縱向穩(wěn)定性（繞橫軸的穩(wěn)定性）氣動中心在重心之后水平尾翼（2）飛機(jī)的穩(wěn)定性—方向穩(wěn)定性（繞立軸的穩(wěn)定性）垂直尾翼（3）飛機(jī)的穩(wěn)定性—橫側(cè)穩(wěn)定性（繞縱軸的穩(wěn)定性）上反角后掠角垂直尾翼3、飛機(jī)的操縱性(1)俯仰操縱——升降舵后拉桿，升降舵后緣上偏，產(chǎn)生上仰力矩，飛機(jī)抬頭。前推桿，升降舵后緣下偏，產(chǎn)生下俯力矩