飛行原理(升力和阻力)

飛行原理(升力和阻力)第1頁，共41頁。迎角相對氣流方向與翼弦之間的夾角

AngleofAttack(AoA)不同于飛機的姿態(tài)第2頁，共41頁。升力氣流→翼型→上外表流線變密→流管變細下外表平坦→流線變化不大(與遠前方流線相比)連續(xù)性定理、伯努利定理→翼型的上外表→流管變細→流管截面積減小→氣流速度增大→故壓強減小翼型的下外表→流管變化不大→壓強根本不變上下外表產(chǎn)生了壓強差→總空氣動力RR的方向向后向上→分力：升力L、阻力D第3頁，共41頁。不同迎角對應(yīng)的壓力分布第4頁，共41頁。失速通常，機翼的升力與迎角成正比。迎角增加，升力隨之增大(圖1、圖2)。但是，當迎角增大到某一值時，那么會出現(xiàn)相反的情況，即迎角增加升力反而急劇下降。這個迎角就稱為臨界迎角。當機翼迎角超過臨界點時，流經(jīng)上翼面的氣流會出現(xiàn)嚴重別離，形成大量渦流，升力大幅下降，阻力急劇增加。飛機減速并抖動，各操縱面?zhèn)鞯綏U、舵上的外力變輕，隨后飛機下墜，機頭下俯，這種現(xiàn)象稱為失速。第5頁，共41頁。視頻演示風洞失速流線第6頁，共41頁?？諝鈩恿ο禂?shù)

升力系數(shù)Cy(CL)

阻力系數(shù)Cx(CD)第7頁，共41頁。升力特性曲線第8頁，共41頁。Cy-α曲線的特點Cy=0的迎角(用α0表示)一般為負值(0o~4o)；Cy-α曲線在一個較大的范圍內(nèi)是直線段；Cy有一個最大值Cymax，而在接近最大值Cymax前曲線上升的趨勢就已減緩。第9頁，共41頁。彎度和迎角的作用第10頁，共41頁。改變后緣彎度的作用第11頁，共41頁。增升裝置襟翼〔前、后緣〕第12頁，共41頁。簡單襟翼第13頁，共41頁。富勒襟翼第14頁，共41頁。Boeing727三縫襟翼Boeing727Triple-SlottedFowlerFlapSystem

第15頁，共41頁。F-14全翼展的前緣縫翼與后緣襟翼第16頁，共41頁。前緣縫翼第17頁，共41頁?？p翼和襟翼對升力系數(shù)的影響第18頁，共41頁。阻力摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導阻力激波阻力第19頁，共41頁。阻力1：摩擦阻力由空氣的粘性造成附面層(層流附面層紊流附面層)層流流動，摩擦阻力??；紊流流動，摩擦阻力大的多->盡量使物體外表的流動保持層流狀態(tài)附面層第20頁，共41頁。阻力2：壓差阻力運動著的物體前后所形成的壓強差所產(chǎn)生的同物體的迎風面積、形狀和在氣流中的位置都有很大的關(guān)系第21頁，共41頁。迎面阻力摩擦阻力和壓差阻力合起來叫做“迎面阻力〞一個物體終究哪種阻力占主要局部，主要取決于物體的形狀流線體，迎面阻力中主要是摩擦阻力遠離流線體的式樣，壓差阻力占主要局部，摩擦阻力那么居次要位置，且總的迎面阻力也較大第22頁，共41頁。機翼的三元效應(yīng)上翼面壓強低，下翼面壓強高->壓差->漩渦->下洗第23頁，共41頁。阻力3：誘導阻力翼尖渦使流過機翼的氣流向下偏轉(zhuǎn)一個角度〔下洗〕。升力與氣流方向垂直〔向后傾斜〕，產(chǎn)生了向后的分力〔阻力〕誘導阻力同機翼的平面形狀，翼剖面形狀，展弦比，特別是同升力有關(guān)。伴隨升力而產(chǎn)生的第24頁，共41頁。阻力4：干擾阻力氣流流過翼-身連接處，由于部件形狀的關(guān)系，形成了一個氣流的通道。B處高壓區(qū)形成氣流阻塞，使氣流開場別離，產(chǎn)生旋渦，能量消耗和飛機不同部件之間的相對位置有關(guān)第25頁，共41頁。阻力5：激波阻力屬于壓差阻力第26頁，共41頁。激波飛機飛行->對空氣產(chǎn)生擾動擾動(以擾動波的形式)以音速傳播,積聚激波形成原理激波照片(M=3)第27頁，共41頁。飛行速度小于音速時擾動波的傳播速度大于飛機前進速度傳播向四面八方飛行速度等于或超過音速時擾動波的傳播速度等于或小于飛機前進速度后續(xù)時間的擾動就會同已有的擾動波疊加在一起形成較強的波，空氣受到強烈的壓縮、而形成了激波第28頁，共41頁。波阻能量的觀點

空氣通過激波時，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?。動能的消耗表示產(chǎn)生了一種特別的阻力。這一阻力由于隨激波的形成而來，所以就叫做"波阻"激波前后氣流物理參數(shù)的變化

第29頁，共41頁。機翼上壓強分布的觀點亞音速，最大稀薄度靠前，壓強分布沿著與飛行相反的方向上的合力，不是很大，即阻力不是很大。超音速情況下，最大稀薄度向后遠遠地移動到尾部，而且向后傾斜得很厲害，同時它的絕對值也有增加。因此，如果再考慮機翼頭部壓強的升高，那么壓強分布沿與飛行相反方向的合力，急劇增大，使得整個機翼的總阻力相應(yīng)有很大的增加。這附加局部的阻力就是波阻。第30頁，共41頁。JohnGay拍攝1999年7月7日F/A18-CHornet在航母附近低高度〔75英尺〕超音速飛行的場面第31頁，共41頁。第32頁，共41頁。正激波和斜激波Ma=1

正激波Ma>1

鈍頭：正激波尖頭：斜激波正激波的波阻大，空氣被壓縮很厲害，激波后的空氣壓強、溫度和密度急劇上升，氣流通過時，空氣微團受到的阻滯強烈，速度大大降低，動能消耗很大，這說明產(chǎn)生的波阻很大。斜激波波阻較小，傾斜的越厲害，波阻就越小。第33頁，共41頁。臨界馬赫數(shù)上翼面流管收縮局部流速加快，大于遠前方來流速度局部流速的加快局部溫度降低局部音速下降當翼型上最大速度點的速度增加到等于當?shù)匾羲贂r，遠前方來流速度v∞就叫做此翼型的臨界速度〔對應(yīng)臨界馬赫數(shù)〕第34頁，共41頁。局部激波當M∞>Mcr以后，在翼型上外表等音速點后面，由于翼型外表的連續(xù)外凸，流管擴張，空氣膨脹加速，出現(xiàn)局部超音速區(qū)。通常機翼上外表會首先到達當?shù)匾羲伲植考げㄊ紫瘸霈F(xiàn)在上翼面。隨著速度的增加，下翼面也會出現(xiàn)局部激波，而且當速度進一步增加時，機翼上下外表的局部激波還會向后移動，并且下翼面的局部激波的移動速度比上翼面的大，可能一直移到機翼后緣，同時激波的強度也將增大，激波阻力將增大。第35頁，共41頁。阻力摩擦阻力壓差阻力誘導阻力干擾阻力激波阻力總結(jié)一下：飛機所受的阻力可以分為第36頁，共41頁。Pitch–elevatorsinmotion飛機的俯仰、滾轉(zhuǎn)和轉(zhuǎn)彎第37頁，共41頁。Roll–Aileronsinmotion飛機的俯仰、滾轉(zhuǎn)和轉(zhuǎn)彎第38頁，共41頁