空气动力学机体形状课件.ppt

1、空气动力学空气动力学流体流动的基本概念流体流动的基本概念气流沿物体边缘的流动状态气流沿物体边缘的流动状态机体几何外形和参数机体几何外形和参数作用在飞机上的空气动力作用在飞机上的空气动力机翼附着物（冰、雪、霜）对翼型的影响机翼附着物（冰、雪、霜）对翼型的影响高速飞行的一些特点高速飞行的一些特点 流体流动的基本概念流体流动的基本概念 *气流：空气的流动称为气流。空气相对物体的流动，气流：空气的流动称为气流。空气相对物体的流动，称为相对气流。称为相对气流。*相对运动原理：物体在静止的空气中运动和空气流相对运动原理：物体在静止的空气中运动和空气流过静止的物体，会产生同样的相对气流和同样的空气过静止的物

2、体，会产生同样的相对气流和同样的空气动力。动力。应用：对飞机进行试飞或利用飞机模型安装在风洞应用：对飞机进行试飞或利用飞机模型安装在风洞中来研究飞机空气动力的产生和变化。中来研究飞机空气动力的产生和变化。连续性假设连续性假设 将流体看成由无间隙的连续介质所组成，将流体看成由无间隙的连续介质所组成，各种物理量都是空间和时间的连续性函各种物理量都是空间和时间的连续性函数数 0 0 流线和流线谱：在定常流动中，空气微团流线和流线谱：在定常流动中，空气微团流过的路线（轨迹）叫作流线。由许多流线所流过的路线（轨迹）叫作流线。由许多流线所组成的图形，叫做流线谱。一般情况下流线不组成的图形，叫做流线谱。一般

3、情况下流线不能相交。由许多流线所围成的管子称为流管。能相交。由许多流线所围成的管子称为流管。流线间隔缩小，表明流管收缩；反之，表明流流线间隔缩小，表明流管收缩；反之，表明流管扩张。管扩张。流体流动的两个基本定理流体流动的两个基本定理1 1、连续性定理：质量守恒定律在流体力学上的应用、连续性定理：质量守恒定律在流体力学上的应用形式。当气流连续而稳定地流过一根流管时，在同一时间形式。当气流连续而稳定地流过一根流管时，在同一时间间隔内，流过流管任何切面的空气质量都是相等的。间隔内，流过流管任何切面的空气质量都是相等的。1 1V V1 1S S1 1=2 2V V2 2S S2 2=常数常数 低速流动

4、的气体近似看作是不可压缩的低速流动的气体近似看作是不可压缩的,即即 1 1=2 2则得到低则得到低速空气动力学和液体流体动力学中常用的连续性方程。速空气动力学和液体流体动力学中常用的连续性方程。V V1 1S S1 1=V=V2 2S S2 2=常数常数上式表明，在不考虑压缩性的情况下，气流速度与流管的上式表明，在不考虑压缩性的情况下，气流速度与流管的切面积成反比。切面积成反比。2,2,伯努利定理：理想流体连续而稳定地在流管内流过伯努利定理：理想流体连续而稳定地在流管内流过时，在与外界没有能量交换情况下，则在流管内任一切面上时，在与外界没有能量交换情况下，则在流管内任一切面上流体的静压与动压之

5、和为常数，即总压沿程不变。流体的静压与动压之和为常数，即总压沿程不变。伯努利定理实质上是能量守恒定理在流体力学中的应用。定伯努利定理实质上是能量守恒定理在流体力学中的应用。定理表明，理想流体沿流管流动过程中，流速增大的地方，静理表明，理想流体沿流管流动过程中，流速增大的地方，静压力必然减小，反之亦然。这个定理不能用于高速气流中。压力必然减小，反之亦然。这个定理不能用于高速气流中。常量222221112121vpvp 机翼上产生升力的原因：机翼上产生升力的原因：流经机翼上翼面的流管收缩，流经机翼上翼面的流管收缩，切面积变小。下翼面的流管切面积变小。下翼面的流管扩张，切面变大。据连续性扩张，切面变

6、大。据连续性定理可知，上翼面的空气流定理可知，上翼面的空气流速大于来流的流速。下翼面速大于来流的流速。下翼面的气流流速小于来流流速。的气流流速小于来流流速。又据伯努力定理可知，上翼又据伯努力定理可知，上翼面处气流的静压低于来流大气压强，而下翼面静压大于来面处气流的静压低于来流大气压强，而下翼面静压大于来流大气压强。作用在机翼上、下表面的压强差的总和在垂流大气压强。作用在机翼上、下表面的压强差的总和在垂直于相对气流方向的分力，就是机翼产生的升力。升力方直于相对气流方向的分力，就是机翼产生的升力。升力方向与相对气流的方向垂直。向与相对气流的方向垂直。机翼上表面有一个最低压力点（气流流速最大）。前缘

7、机翼上表面有一个最低压力点（气流流速最大）。前缘处有一个最高压力点（气流速度为零）称为处有一个最高压力点（气流速度为零）称为驻点驻点。气流沿物体边缘的流动状态气流沿物体边缘的流动状态 附面层附面层 附面层特性附面层特性 气流分离机理及其危害气流分离机理及其危害 附面层附面层：气流流经物体表面时，由于空气粘性影响而使贴近气流流经物体表面时，由于空气粘性影响而使贴近物体表面的气流流速逐渐减慢的空气层。附面层内在物体表面的气流流速逐渐减慢的空气层。附面层内在物体表面处的流速为零。通常把流速达到外部流速的物体表面处的流速为零。通常把流速达到外部流速的99%99%这一点到表面的距离这一点到表面的距离，称

8、为该处附面层的厚度。，称为该处附面层的厚度。（1 1）附面层的厚度沿气流方向逐渐加厚。）附面层的厚度沿气流方向逐渐加厚。（2 2）附面层内因为摩擦，使气流部分动能转化为热能，所以）附面层内因为摩擦，使气流部分动能转化为热能，所以总压降低，并且沿气流方向各切面的总压均不同。附面层外部总压降低，并且沿气流方向各切面的总压均不同。附面层外部可视为无粘性流动的气体。可视为无粘性流动的气体。附面层特性附面层特性（3 3）层流附面层和紊流附面层：在附）层流附面层和紊流附面层：在附面层内空气分层流动，各层互不混淆的面层内空气分层流动，各层互不混淆的流动状态称为层流附面层。物体前部一流动状态称为层流附面层。物

9、体前部一般保持层流附面层状态；流经一段距离般保持层流附面层状态；流经一段距离后，则转成空气微团上、下乱动的紊流后，则转成空气微团上、下乱动的紊流状态，形成紊流附面层。紊流附面层底状态，形成紊流附面层。紊流附面层底部的速度梯度比层流附面层的大，所以部的速度梯度比层流附面层的大，所以造成的摩擦阻力要大得多。造成的摩擦阻力要大得多。（4 4）转捩点：由层流附面层转变为紊）转捩点：由层流附面层转变为紊流附面层的临界点。对给定的飞机其机流附面层的临界点。对给定的飞机其机翼表面上的转捩点将随飞行速度的提高翼表面上的转捩点将随飞行速度的提高而前移；另外机翼表面粗糙也将使转捩而前移；另外机翼表面粗糙也将使转捩

10、点前移，从而增加摩擦阻力。点前移，从而增加摩擦阻力。气流分离及其危害气流分离及其危害（1 1）气流分离：流经物体的气流脱离物体表面，使物体后部形成大量）气流分离：流经物体的气流脱离物体表面，使物体后部形成大量涡流的现象。气流开始脱离表面处称为气流分离点。涡流的现象。气流开始脱离表面处称为气流分离点。（2 2）气流分离机理：附面层内流速低，外部高速气流流经翼型最低压）气流分离机理：附面层内流速低，外部高速气流流经翼型最低压力点后，沿途压力逐渐增大。致使附面层内流动受到阻滞，甚至发生力点后，沿途压力逐渐增大。致使附面层内流动受到阻滞，甚至发生逆流。迫使外部气流脱离翼型表面，并形成大量旋涡。逆流。迫

11、使外部气流脱离翼型表面，并形成大量旋涡。（3 3）气流分离的危害：机翼气流分离会使升力突然大大下降、阻力剧）气流分离的危害：机翼气流分离会使升力突然大大下降、阻力剧增（压差阻力）引起飞机失速；机翼和尾翼发生抖振；操纵性和稳定增（压差阻力）引起飞机失速；机翼和尾翼发生抖振；操纵性和稳定性下降。性下降。（4 4）影响气流分离的因素：物体外形、来流速度、来流与物体的相对）影响气流分离的因素：物体外形、来流速度、来流与物体的相对位置及物体表面光洁度等。位置及物体表面光洁度等。机体几何外形和参数 翼型：沿着飞机机身纵轴平行的方向剖一刀，所剖开来的剖面形状(通常也称为“翼剖面”)。影响翼型性能的最主要的参

12、数是翼型的厚度和弯度及前缘半径和后缘角。机翼剖面形状 层流翼型：具有较小的相对厚度和弯度。其最大厚度层流翼型：具有较小的相对厚度和弯度。其最大厚度位于离前缘位于离前缘4050%4050%的翼弦处，能使翼型上压强的最低点位的翼弦处，能使翼型上压强的最低点位于翼型靠后的部分。有利于提高临界马赫数和延缓气流分于翼型靠后的部分。有利于提高临界马赫数和延缓气流分离。这种翼型用于高亚音速的飞机上。离。这种翼型用于高亚音速的飞机上。菱形翼型：具有尖的前缘和小的相对厚度，用于超音菱形翼型：具有尖的前缘和小的相对厚度，用于超音速飞机。速飞机。机翼平面形状机翼平面形状机翼平面形状是飞机处机翼平面形状是飞机处于水平

13、状态时，机翼在于水平状态时，机翼在水平面上的投影形状水平面上的投影形状（a a）矩形；（）矩形；（b b）梯形；）梯形；（c c）椭圆形；（）椭圆形；（d d）后）后掠翼；（掠翼；（e e）（）（f f）和）和（g g）为三角形和双三）为三角形和双三角形。角形。机翼平面的特征参数机翼平面的特征参数1 1、翼展：左右两翼尖之间的距离、翼展：左右两翼尖之间的距离L L。2 2、平均几何弦长：机翼面积、平均几何弦长：机翼面积S S与翼展与翼展L L之比。之比。3 3、平均气动弦长：不同平面形状的机翼对应当、平均气动弦长：不同平面形状的机翼对应当量矩形机翼的弦长。当量矩形机翼与原机翼的面量矩形机翼的弦

14、长。当量矩形机翼与原机翼的面积及力矩特性相同。积及力矩特性相同。4 4、展弦比：翼展与平均几何弦长之比入。、展弦比：翼展与平均几何弦长之比入。5 5、梯形比（根梢比）：翼根弦长与翼尖弦长之、梯形比（根梢比）：翼根弦长与翼尖弦长之比比。6 6、后掠角：机翼前缘与垂直于机身纵轴线的平、后掠角：机翼前缘与垂直于机身纵轴线的平面之间的夹角，称为前缘后掠角。机翼四分之一面之间的夹角，称为前缘后掠角。机翼四分之一弦线的连线与垂直于机身纵轴线的平面之间的夹弦线的连线与垂直于机身纵轴线的平面之间的夹角，称为后掠角，一般用角，称为后掠角，一般用x x表示。表示。7 7、上反角和下反角：翼、上反角和下反角：翼尖上

15、翘为上反角，反之为尖上翘为上反角，反之为下反角。均为弦平面沿展下反角。均为弦平面沿展向与垂直于飞机立轴的平向与垂直于飞机立轴的平面之间的夹角。在飞机校面之间的夹角。在飞机校装时，按给定位置进行测装时，按给定位置进行测量。量。8 8、安装角：机翼翼弦平、安装角：机翼翼弦平面与机身纵轴之间所夹的面与机身纵轴之间所夹的锐角，机翼的安装角为正，锐角，机翼的安装角为正，前缘上偏。在校装时调大前缘上偏。在校装时调大安装角称安装角称内洗内洗、调小、调小安装角称安装角称外洗外洗。9 9、纵向上反角：机翼安、纵向上反角：机翼安装角与飞机水平安定面安装角与飞机水平安定面安装角之差。一般水平安定装角之差。一般水平安

16、定面的安装角为负，前缘下面的安装角为负，前缘下偏。偏。机身的几何形状和参数机身的几何形状和参数前部：园头锥体。前部：园头锥体。中部：等剖面园柱体。中部：等剖面园柱体。后部：尖削锥体。后部：尖削锥体。主要参数：总长、最大当量直径和相对位置、长细比。主要参数：总长、最大当量直径和相对位置、长细比。作用在飞机上的空气动力作用在飞机上的空气动力总空气动力：作用在飞机上的空气动力总和。总空气动力：作用在飞机上的空气动力总和。压力中心：总空气动力作用线与飞机纵轴的交点。压力中心：总空气动力作用线与飞机纵轴的交点。升力：在飞机对称面内总空气动力在垂直来流方向上的升力：在飞机对称面内总空气动力在垂直来流方向上

17、的分量。分量。阻力：在飞机对称面内总空气动力在平行来流方向上的阻力：在飞机对称面内总空气动力在平行来流方向上的分量。分量。v v飞机升力和阻力的计算公式飞机升力和阻力的计算公式 221vSCYy221vSCQxxCY升力；升力；Q阻力；阻力；空气密度；空气密度；v 飞机与气流之间的相对速度；飞机与气流之间的相对速度；S 机翼面积；机翼面积；升力系数；升力系数；阻力系数。阻力系数。yC影响升力的因素影响升力的因素:机翼面积机翼面积 空气密度空气密度 飞行速度飞行速度 升力系数升力系数 机翼面积：飞机的升力与机翼面积成正比。机翼面积：飞机的升力与机翼面积成正比。空气密度：飞机飞行环境的温度和高度通

18、过空气密度：飞机飞行环境的温度和高度通过大气密度的变化而体现。，温度和飞行高度愈高其大气密度的变化而体现。，温度和飞行高度愈高其密度愈小导致升力减小，只有高速飞机才适于高空密度愈小导致升力减小，只有高速飞机才适于高空飞行飞行;高原机场和高的场温不利于飞机起飞。高原机场和高的场温不利于飞机起飞。飞行速度（相对气流的速度）：其它条件不飞行速度（相对气流的速度）：其它条件不变时，升力与速度的平方成正比。当飞机有偏航角变时，升力与速度的平方成正比。当飞机有偏航角速度时，由于左右机翼的相对气流速度不同，会使速度时，由于左右机翼的相对气流速度不同，会使飞机产生滚转力矩。飞机产生滚转力矩。飞机的升力飞机的升

19、力 升力系数：其它条件不变时升力与升升力系数：其它条件不变时升力与升力系数成正比。升力系数是个综合参数，力系数成正比。升力系数是个综合参数，它是翼型、攻角、机翼平面形状等的函它是翼型、攻角、机翼平面形状等的函数。数。翼型对升力系数的影响：弯度和厚度翼型对升力系数的影响：弯度和厚度越大，升力系数越大。越大，升力系数越大。升力系数随迎角的变化关系 1 1、攻角：翼弦与迎面攻角：翼弦与迎面气流气流(相对气流相对气流)之之间所夹的锐角。攻间所夹的锐角。攻角通常也称为迎角。角通常也称为迎角。2 2、升力系数随迎角的变化关系升力系数随迎角的变化关系 2 2、升力系数曲线升力系数曲线 ：随着攻角的增大升力系

20、数与迎角呈线性增：随着攻角的增大升力系数与迎角呈线性增大，当升力系数达到最大值后随迎角的增大而迅速减小。大，当升力系数达到最大值后随迎角的增大而迅速减小。零升攻角：升力系数（升力）等于零时对应的攻角。对称翼型零升攻角：升力系数（升力）等于零时对应的攻角。对称翼型的零升攻角等于零。非对称翼型的零升攻角不等于零。具有正弯度的的零升攻角等于零。非对称翼型的零升攻角不等于零。具有正弯度的翼型其零升攻角为一个小的负攻角。翼型其零升攻角为一个小的负攻角。临界攻角（失速攻角）：升力系数最大值所对应的攻角。临界攻角（失速攻角）：升力系数最大值所对应的攻角。展弦比和梯形比越大，升展弦比和梯形比越大，升力系数越大

21、。飞机机翼的翼力系数越大。飞机机翼的翼展是有限的，在两翼尖附近，展是有限的，在两翼尖附近，下翼面压强高的气流会绕过下翼面压强高的气流会绕过翼尖，旋向上翼面。降低尖翼尖，旋向上翼面。降低尖部上、下翼面的压强差，使部上、下翼面的压强差，使机翼升力系数降低。同面积机翼升力系数降低。同面积的机翼选用大展弦比和梯形的机翼选用大展弦比和梯形比，能减小翼尖的影响程度。比，能减小翼尖的影响程度。展弦比和梯形比对升力系数的影响：展弦比和梯形比对升力系数的影响：飞机的阻力飞机的阻力飞机阻力的表达式为：飞机阻力的表达式为：式中式中C Cx x阻力系数，由实验得到。是机翼翼型、平面形状、阻力系数，由实验得到。是机翼翼

22、型、平面形状、迎角及机身机翼等各部件布局的综合参数。迎角及机身机翼等各部件布局的综合参数。飞机的总阻力可分为：飞机的总阻力可分为：摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力和高速飞行时产生的波阻干扰阻力和高速飞行时产生的波阻。其中摩擦阻力、压差。其中摩擦阻力、压差阻力和干扰阻力之和总称为阻力和干扰阻力之和总称为废阻废阻。影响飞机阻力的因素：阻力系数、机翼面积、空气密度及影响飞机阻力的因素：阻力系数、机翼面积、空气密度及飞行速度。飞行速度。221vSCQx摩擦阻力摩擦阻力 空气的粘性是产生摩擦阻力的原因。空气的粘性是产生摩擦阻力的原因。摩擦阻力的大小取决于飞机表面面积、

23、摩擦阻力的大小取决于飞机表面面积、飞机表面的粗糙度及附面层的流动状态。飞机表面的粗糙度及附面层的流动状态。紊流附面层的摩擦阻力较大，在飞行速紊流附面层的摩擦阻力较大，在飞行速度较高的飞机上多采用层流翼型。度较高的飞机上多采用层流翼型。压差阻力压差阻力 物体在空气中运动时，在物体前后物体在空气中运动时，在物体前后产生的压强差引起的阻力。压差阻力的产生的压强差引起的阻力。压差阻力的大小取决于飞机的迎风面积、外形和飞大小取决于飞机的迎风面积、外形和飞机的攻角。气流分离会使压差阻力急剧机的攻角。气流分离会使压差阻力急剧增大。流线型物体可减少后部气流分离，增大。流线型物体可减少后部气流分离，明显降低压差

24、阻力。机翼采用合适的安明显降低压差阻力。机翼采用合适的安装角和飞机在飞行中进行配平，其目的装角和飞机在飞行中进行配平，其目的就是减小压差阻力提高经济性。就是减小压差阻力提高经济性。干扰阻力是由于流经飞机各部分之间的气流相互干干扰阻力是由于流经飞机各部分之间的气流相互干扰而产生的一种额外阻力。图所示为机身与机翼连接处，扰而产生的一种额外阻力。图所示为机身与机翼连接处，形成一个先收缩再扩张的流管，使翼根后部形成旋涡造成形成一个先收缩再扩张的流管，使翼根后部形成旋涡造成能量损失，产生干扰阻力情况。正确布局飞机各部件之间能量损失，产生干扰阻力情况。正确布局飞机各部件之间的相对位置和在各部件连接处加装合

25、适的的相对位置和在各部件连接处加装合适的“整流片整流片”是减是减小干扰阻力的有效措施。小干扰阻力的有效措施。中单翼飞机的干扰阻力最小，下单翼最大，上单翼中单翼飞机的干扰阻力最小，下单翼最大，上单翼居中。居中。1干扰阻力干扰阻力诱导阻力诱导阻力诱导阻力是伴随着机诱导阻力是伴随着机翼上的升力产生而产生的一翼上的升力产生而产生的一种升力面上特有的阻力。升种升力面上特有的阻力。升力愈大（迎角增大），诱导力愈大（迎角增大），诱导阻力愈大。它是机翼翼尖涡阻力愈大。它是机翼翼尖涡流和机翼上翼面气流流过翼流和机翼上翼面气流流过翼型后部产生下洗速度，使相型后部产生下洗速度，使相对气流产生下洗角，总气动对气流产生

26、下洗角，总气动力向后倾斜而造成的。为减力向后倾斜而造成的。为减小下洗的影响，可采取大的小下洗的影响，可采取大的展弦比、椭园形或梯形机翼展弦比、椭园形或梯形机翼及增设翼尖小翼等措施。及增设翼尖小翼等措施。低速飞机各种阻力随飞行速度和迎角的变化情况低速飞机各种阻力随飞行速度和迎角的变化情况1 1、废阻随速度提高而增大。废阻随速度提高而增大。高速飞行时废阻占主导地位。高速飞行时废阻占主导地位。2 2、诱导阻力随速度提高诱导阻力随速度提高（迎角减小的过程）而减小。（迎角减小的过程）而减小。低速飞行时诱导阻力占主导低速飞行时诱导阻力占主导地位。地位。3 3、小迎角飞行时废阻中的小迎角飞行时废阻中的摩擦阻

27、力占主导地位，大迎摩擦阻力占主导地位，大迎角飞行时压差阻力占主导地角飞行时压差阻力占主导地位。位。飞机阻力系数随迎角的变化飞机阻力系数随迎角的变化1 1、在迎角等于零附近阻力、在迎角等于零附近阻力系数最小，但不为零。系数最小，但不为零。2 2、阻力系数随迎角的绝对、阻力系数随迎角的绝对值增大而增大。值增大而增大。3 3、升力系数为零（零升迎、升力系数为零（零升迎角）对应的阻力系数叫作角）对应的阻力系数叫作零升阻力系数零升阻力系数。飞机的升阻比1、飞机的升阻比（K）：升力系数和阻力系数之比。2、K值的大小表示飞机气动效率的高低。3、在小迎角范围内，升阻比随迎角的增加而增大;升阻比的最大值对应的迎

28、角约为4度左右，远远小于临界迎角。是机翼的安装角确定的依据。4、超过最大升阻比对应的迎角后，由于阻力系数随迎角的增大而迅速增大，使升阻比减小。飞机的极曲线1、飞机的极曲线：在不同迎角下，升力系数随阻力系数的变化关系曲线。2、从坐标原点作极曲线的切线，切点即为最大升阻比对应的迎角值。切线的斜率即为最大升阻比值。3、曲线的最高点即为最大升力系数值和对应的临界迎角。4、平行纵坐标作极曲线的切线，可得到最小阻力系数和对应的迎角。飞机大攻角失速飞机大攻角失速 在飞机飞行中，机翼攻角大于临界攻角引起的失速。在飞机飞行中，机翼攻角大于临界攻角引起的失速。机翼攻角大于临界攻角后，气流严重分离，升力系数迅机翼攻

29、角大于临界攻角后，气流严重分离，升力系数迅速下降，并伴随有阻力剧增。飞行中的飞机就会发生不速下降，并伴随有阻力剧增。飞行中的飞机就会发生不能即刻阻止的机头下沉、飞机滚转、机翼尾翼抖动，并能即刻阻止的机头下沉、飞机滚转、机翼尾翼抖动，并使飞机的操纵和稳定性下降。使飞机的操纵和稳定性下降。各型飞机在使用中都规定一个各型飞机在使用中都规定一个 升力系数（小于最升力系数（小于最大升力系数）或迎角（小于临界迎角）的限制值，并且大升力系数）或迎角（小于临界迎角）的限制值，并且当飞机迎角探测器探测到其迎角达到限制值（大于失速当飞机迎角探测器探测到其迎角达到限制值（大于失速速度速度7 7）时，失速警告设备发出

30、警告：警告喇叭、警）时，失速警告设备发出警告：警告喇叭、警告灯、抖杆器。告灯、抖杆器。飞机的失速速度飞机的失速速度1 1、定义（、定义（CCAR-25CCAR-25部）：部）：飞机可以操纵的定常飞行飞机可以操纵的定常飞行的最小速度的最小速度。此时飞机的迎角达到最大迎角的限制。此时飞机的迎角达到最大迎角的限制值。值。2 2、使用中影响飞机失速速度的主要因素：、使用中影响飞机失速速度的主要因素：飞机重量：重量愈大失速速度越高。飞机重量：重量愈大失速速度越高。载荷系数：载荷系数愈大失速速度越高。载荷系数：载荷系数愈大失速速度越高。增升装置：使用增升装置可降低失速速度。增升装置：使用增升装置可降低失速

31、速度。向上垂直突风：向上垂直突风引起附加迎角，使向上垂直突风：向上垂直突风引起附加迎角，使失速速度提高。失速速度提高。压力中心和焦点压力中心压力中心：作用在飞机上的总空气动力的作用线与飞机纵轴的交点。在攻角不大的情况下，常近似地把总升力在纵轴上的作用点作为全机的压力中心。在一定迎角范围内，压力中心位置随迎角的增大而前移。焦点焦点（空气动力中心）升力增量（迎角变化量引起的升力变化量）作用点。焦点位置不随攻角改变，飞机从亚音速进入超音速时焦点位置将后移。机翼附着物（冰、雪、霜）对翼型的影响机翼附着物（冰、雪、霜）对翼型的影响 1 1、阻力增大：、阻力增大：迎风面加大迎风面加大压差阻力增大。压差阻力

32、增大。表面粗糙表面粗糙增大摩擦阻力。增大摩擦阻力。2 2、升力系数和临界迎角减小：、升力系数和临界迎角减小：翼型改变翼型改变同样迎角对应的升力系数小，使起飞和着陸同样迎角对应的升力系数小，使起飞和着陸速度提高。速度提高。两侧机翼翼型不对称两侧机翼翼型不对称使飞机倾钭，操纵困难。使飞机倾钭，操纵困难。破坏翼型破坏翼型-临界迎角减小，使飞机过早出现失速。临界迎角减小，使飞机过早出现失速。高速飞行的一些特点高速飞行的一些特点音速和马赫数音速和马赫数1 1、音速：当空气受到扰动时，空气发生压缩和膨胀，、音速：当空气受到扰动时，空气发生压缩和膨胀，并以纵波的形式向外传播，这个传播速度就是音速。空气并以纵

33、波的形式向外传播，这个传播速度就是音速。空气中的音速中的音速 a20.1a20.1T T 米秒。温度愈高，压缩和膨胀过米秒。温度愈高，压缩和膨胀过程的传播速度就愈大。音速高低表示空气本身的可压缩性。程的传播速度就愈大。音速高低表示空气本身的可压缩性。2 2、马赫数：飞机相对气流的速度、马赫数：飞机相对气流的速度V V与当地音速与当地音速a a 的比的比值，即值，即M=V/a M=V/a。3 3、马赫数的意义：马赫数的大小表明飞机飞行速度、马赫数的意义：马赫数的大小表明飞机飞行速度（扰动的强度）接近或超过当地音速（空气本身的可压缩（扰动的强度）接近或超过当地音速（空气本身的可压缩性）的程度，它反

34、映了空气的可压缩性对飞机空气动力影性）的程度，它反映了空气的可压缩性对飞机空气动力影响的严重性。响的严重性。aVaV 亚音速流和超音速流的加速、减速特性：亚音速流和超音速流的加速、减速特性：区别主要是由于气体在高速流动时的可压缩性（密度变区别主要是由于气体在高速流动时的可压缩性（密度变化）的影响而产生的。据连续性方程：化）的影响而产生的。据连续性方程：管道形状管道形状亚音速流动亚音速流动超音速流动超音速流动收缩管道收缩管道扩张管道扩张管道速度增加，压强下降速度增加，压强下降速度下降，压强增大速度下降，压强增大速度下降，压强增大速度下降，压强增大速度增加，压强下降速度增加，压强下降 拉瓦尔喷管：

35、管道先收缩使亜音速气流加速，当达到音速（M=l）时管道再扩张，使气流膨胀速度增加，压强下降，得到超音速气流。激波和波阻激波和波阻1 1、激波的形成：激波是由大气的可压缩性引起的。、激波的形成：激波是由大气的可压缩性引起的。当飞机以音速或超音速飞行时，飞机会在飞机前方形成当飞机以音速或超音速飞行时，飞机会在飞机前方形成一道扰动区和未被扰动区的分界面，即边界波。无数道一道扰动区和未被扰动区的分界面，即边界波。无数道办界波被叠加在一起，就形成一层受到强烈压缩的薄薄办界波被叠加在一起，就形成一层受到强烈压缩的薄薄的空气层，这就是激波。气流通过激波时，受到很强的的空气层，这就是激波。气流通过激波时，受到

36、很强的阻滞，参数发生突变。速度突然下降，压强、温度、密阻滞，参数发生突变。速度突然下降，压强、温度、密度突然增高。度突然增高。2 2、激波的分类：正激波和斜激、激波的分类：正激波和斜激波波（1 1）正激波：激波波面与）正激波：激波波面与相对气流成垂直的激波。气流穿相对气流成垂直的激波。气流穿过正激波后，消耗很大动能，其过正激波后，消耗很大动能，其速度总是降低到亚音速。速度总是降低到亚音速。（2 2）斜激波：激波波面与）斜激波：激波波面与相对气流成向后倾斜角的激波。相对气流成向后倾斜角的激波。气流通过斜激波后，消耗的动能气流通过斜激波后，消耗的动能比正激波小，其速度可能降为亚比正激波小，其速度可

37、能降为亚音速，也可能保持超音速，具体音速，也可能保持超音速，具体情况取决于斜激波的倾斜程度和情况取决于斜激波的倾斜程度和相对气流速度。相对气流速度。3 3、M M数和物体形状对激波形状的影响：数和物体形状对激波形状的影响：M M数等于或数等于或稍大于稍大于1 1时，在钝头或尖头物体前面形成的都是正激波。时，在钝头或尖头物体前面形成的都是正激波。当当M M数超过数超过1 1相当多（例相当多（例M=2.479M=2.479）时，则在尖头物体前）时，则在尖头物体前形成的是斜激波，而在圆钝形头部物体前仍形成正激波。形成的是斜激波，而在圆钝形头部物体前仍形成正激波。4 4、波阻：气流通过激波时，能量发生

38、了转换，由、波阻：气流通过激波时，能量发生了转换，由动能转化为热能。动能的消耗表示产生了新的阻力动能转化为热能。动能的消耗表示产生了新的阻力波阻。显然，正激波的波阻比斜激波的波阻大。波阻。显然，正激波的波阻比斜激波的波阻大。膨胀波膨胀波当超音速气流流经凸角时，其流管切面逐渐扩大，使气当超音速气流流经凸角时，其流管切面逐渐扩大，使气流流M M数增高、压力和密度下降，气流在转折点处将形成数增高、压力和密度下降，气流在转折点处将形成一个扇形的膨胀区域（扇形波），称为膨胀波。一个扇形的膨胀区域（扇形波），称为膨胀波。临界临界M M数与局部激波数与局部激波1 1、临界、临界M M数：当飞机飞行速度达到某

39、一数值时（数：当飞机飞行速度达到某一数值时（M M数小于数小于l.0l.0），机翼上表面的局部流速（压力最低点）达），机翼上表面的局部流速（压力最低点）达到该处的音速（局部马赫数等于到该处的音速（局部马赫数等于1 1）时，对应的飞行速度）时，对应的飞行速度称为临界速度，相应的飞行称为临界速度，相应的飞行M M数称为临界数称为临界M M数。数。2 2、局部激波：当飞机飞行速度达到临界马赫数以、局部激波：当飞机飞行速度达到临界马赫数以后，在机翼上表面局部后，在机翼上表面局部M M数等于数等于1 1的点的后部形成的正激波，的点的后部形成的正激波，称为称为“局部激波局部激波”。3 3、激波分离与激波失

40、速。、激波分离与激波失速。（1 1）激波分离：气流流经局部激波后，因局部激）激波分离：气流流经局部激波后，因局部激波后的高压而导致机翼上的气流分离称为波后的高压而导致机翼上的气流分离称为“激波分离激波分离”。（2 2）激波失速：由激波分离而引起的飞机失速称）激波失速：由激波分离而引起的飞机失速称为为“激波失速激波失速”。临界临界M M数与局部激波数与局部激波 亜音速、跨音速和超音速飞行亜音速、跨音速和超音速飞行（1 1）亚音速：）亚音速：M M0.7;0.7;流过机翼表面的流场为亚流过机翼表面的流场为亚音速流场，低亚音速范围内可不考虑空气的压缩性影响，音速流场，低亚音速范围内可不考虑空气的压缩

41、性影响，而在高亜音速范围内则必须进行压缩性的修正和而在高亜音速范围内则必须进行压缩性的修正和解决提解决提高临界马赫数的问题。高临界马赫数的问题。（2 2）跨音速：）跨音速：0.7M0.7M1.3;1.3;流过机翼表面的流流过机翼表面的流场既有亜音速也有超音速流场。它的气动力系数在飞行场既有亜音速也有超音速流场。它的气动力系数在飞行过程中会出现上下波动的现象，除造成阻力突增难于加过程中会出现上下波动的现象，除造成阻力突增难于加速外，还会出现使飞机难以控制的情况速外，还会出现使飞机难以控制的情况音障。音障。关键的关键的向题是克服向题是克服音障音障。（3 3）超音速：）超音速：1.3M;1.3M;流

42、过机翼表面的流场为超流过机翼表面的流场为超音速流场。音速流场。重点解决的问题是：减小波阻和空气动力加重点解决的问题是：减小波阻和空气动力加热问题。热问题。提高临界马赫数的措施提高临界马赫数的措施 层流翼型层流翼型：较小的前缘半径、翼型薄并扁平，：较小的前缘半径、翼型薄并扁平，上翼面气流加速缓慢、压力分布比较平坦降低上翼面气流加速缓慢、压力分布比较平坦降低了翼面最高点的局部速度。主要用于高亜音速了翼面最高点的局部速度。主要用于高亜音速飞机。飞机。超临界翼型超临界翼型：较大的前缘半径、上翼面比较：较大的前缘半径、上翼面比较平坦后部略向下弯。上翼面气流加速更加缓慢。平坦后部略向下弯。上翼面气流加速更

43、加缓慢。即使出现局部激波则强度也弱并且靠后，避免即使出现局部激波则强度也弱并且靠后，避免诱导激波分离，具有好的跨音速特性。主要用诱导激波分离，具有好的跨音速特性。主要用于跨音速飞机。于跨音速飞机。后掠机翼后掠机翼：机翼的后掠角为：机翼的后掠角为x x，则流过翼型，则流过翼型的有效速度（垂直于机翼前缘或的有效速度（垂直于机翼前缘或1/41/4弦线的气弦线的气流速度）流速度）v=Vcosxv=Vcosx。式中。式中VV飞机迎面气流飞机迎面气流相对速度。故提高了飞机的临界马赫数。从高相对速度。故提高了飞机的临界马赫数。从高亜音速到超音速飞机，速度愈高采用的后掠角亜音速到超音速飞机，速度愈高采用的后掠

44、角愈大。愈大。减小波阻的措施减小波阻的措施 波阻是超音速气流通波阻是超音速气流通过激波消耗能量而引起过激波消耗能量而引起的。正激波比斜激波的的。正激波比斜激波的阻力大。超音速飞机多阻力大。超音速飞机多采用尖的头部和尖前缘采用尖的头部和尖前缘的的超音速翼型超音速翼型（如菱（如菱形），跨音速飞机上则形），跨音速飞机上则使用使用超临界翼型超临界翼型。大后大后掠角、三角形和小展弦掠角、三角形和小展弦比的机翼比的机翼用于跨音速和用于跨音速和超音速飞机上。超音速飞机上。涡流发生器涡流发生器1 1、功用：装于高亜音速和跨音速飞机的机翼上翼面、功用：装于高亜音速和跨音速飞机的机翼上翼面上，延缓气流分离和提高安

45、装于机翼后缘舵面的操纵效率。上，延缓气流分离和提高安装于机翼后缘舵面的操纵效率。2 2、工作原理：涡流发生器是一排沿翼展方向、垂直、工作原理：涡流发生器是一排沿翼展方向、垂直于翼面安装的很短的翼型片，位于副翼（或方向舵）的前方。于翼面安装的很短的翼型片，位于副翼（或方向舵）的前方。当气流流过这些垂直固定的当气流流过这些垂直固定的“小翼小翼”时，会在其顶部产生涡时，会在其顶部产生涡流。涡流使外部高速气流卷入原来较厚的附面层内，从而使流。涡流使外部高速气流卷入原来较厚的附面层内，从而使附面层减薄、沿翼型近表面的气流流速加快，达到适缓气流附面层减薄、沿翼型近表面的气流流速加快，达到适缓气流分离的作用

46、。分离的作用。高速飞机的附面层控制高速飞机的附面层控制涡流发生器、翼刀涡流发生器、翼刀翼刀翼刀构造：一种较窄的构造：一种较窄的刀条刀条，平行于飞机对称面垂，平行于飞机对称面垂直安装于后掠机翼或三角形机翼的上翼面上。直安装于后掠机翼或三角形机翼的上翼面上。功用：在大迎角时阻止后掠翼表面气流沿展向流动，功用：在大迎角时阻止后掠翼表面气流沿展向流动，避免翼梢部分附面层增厚，引起翼梢处气流首先分避免翼梢部分附面层增厚，引起翼梢处气流首先分离离;改善后掠翼飞机大迎角失速自动上仰的不良失改善后掠翼飞机大迎角失速自动上仰的不良失速特性和提高副翼操纵效率。速特性和提高副翼操纵效率。超音速飞行时的空气动力加热超

47、音速飞行时的空气动力加热热障热障空气动力加热机理：空气动力加热机理：空气的粘性使附面层内的空气在流动中受到摩擦、阻空气的粘性使附面层内的空气在流动中受到摩擦、阻滞和压缩，把气流的动能转变为热能，对机体表面进行滞和压缩，把气流的动能转变为热能，对机体表面进行加热。加热。热障热障现象只有在超音速飞行时才有显著的表现象只有在超音速飞行时才有显著的表现。现。空气动力加热引起的后果：空气动力加热引起的后果：在结构中形成温度梯度在结构中形成温度梯度产生热应力。产生热应力。结构在高温下工作结构在高温下工作降低受力构件的强度和刚度，使降低受力构件的强度和刚度，使 非金属材料不能正常工作或损坏。非金属材料不能正

48、常工作或损坏。座舱温度过高座舱温度过高环境恶化，影响乘员和设备的正常工环境恶化，影响乘员和设备的正常工作。作。飞行理论飞行理论飞机在空中运动的坐标系飞机在空中运动的坐标系飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程飞机的巡航飞行飞机的巡航飞行起飞起飞 着陆着陆飞机水平转弯飞机水平转弯等速爬升等速爬升 等速下滑等速下滑飞机的增升装置飞机的增升装置机体坐标系和地面坐标系：机体坐标系和地面坐标系：.机体坐标系：与机体固定，机体坐标系：与机体固定，原点位于飞机重心处，坐标轴原点位于飞机重心处，坐标轴方向按右手定则互相垂直。方向按右手定则互相垂直。x x轴轴方向指向机头方

49、向指向机头;y;y轴在飞机对称轴在飞机对称平面内。平面内。.地面坐标系：与地球表面固地面坐标系：与地球表面固定，原点位于地面上的任一选定，原点位于地面上的任一选定点，坐标轴方向按右手定则定点，坐标轴方向按右手定则互相垂直。互相垂直。x x轴指向地球表面上轴指向地球表面上某一选定方向某一选定方向;x;x轴和轴和z z轴在水平轴在水平面内面内;y;y轴铅垂向上。轴铅垂向上。飞机在空中运动的坐标系飞机在空中运动的坐标系飞机在空中运动的自由度：飞机在空中运动的自由度：空间一个刚体的运动，可以用其重心的质点平移运动和绕其空间一个刚体的运动，可以用其重心的质点平移运动和绕其重心的旋转运动两种运动的叠加来描

50、述。共有六个自由度：重心的旋转运动两种运动的叠加来描述。共有六个自由度：三个平移和三个转动。三个平移和三个转动。飞机重心运动轨迹代表整架飞机的运动轨迹。空间一个质点飞机重心运动轨迹代表整架飞机的运动轨迹。空间一个质点的运动有三个平移自由度的运动有三个平移自由度;分别是沿地面坐标系的分别是沿地面坐标系的x x、y y、z z 三个轴的平移运动。三个轴的平移运动。机体绕重心的转动运动有三个转动自由度机体绕重心的转动运动有三个转动自由度;分别是绕机体坐分别是绕机体坐标系的标系的x x、y y、z z 三个轴的转动运动。三个轴的转动运动。飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程飞行时作用在飞机上的外载荷