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第二章空气动力学总汇ppt

作者:币游 发布时间:2020-07-23 19:44 点击数:

  2、后掠机翼 后掠机翼的作用: 提高飞机的临界马赫数,减小波阻。 后掠机翼提高飞机临界马赫数的原理: 产生升力的的效力: 小于飞行速度V。 V 减小波阻的原理 在机翼前缘和后缘形成的激波相对气流也向后倾斜一个角度。激波产生的波阻要比平直机翼上激波产生的波阻小一些。 能起到减小波阻作用的后掠机翼后掠角都比较大,一般在35°~ 60°之间。 (2)后掠机翼带来的问题 ①低速特性不好: 后掠机翼用来产生升力的有效速度减小了, 起飞和着陆的速度大,滑跑距离长。 ②失速特性不好: 附面层翼分离首先发生在翼梢部位: 使机翼压力中心心前移,造成机头自动上仰,迎角增大,附面层进一步分离,最后导致飞机大迎角失速。 是大大降低了副翼的操纵效率,造成飞机的横向操纵性能不足。 ③机翼结构受力形式不好: 特别是机翼根部三角区的结构受力复杂,承受扭矩比较大,机翼后粱与机身的接头受力比较大 3、小展弦比机翼 亚音速飞机通常采用大展弦比机翼。以减小诱导阻力,λ可达8~9。 跨音速和超音速飞行的飞机,为小展弦比机翼。 当机翼展弦比λ4时: 临界马赫数可以得到较大的提高, 波阻得到减缓。 小展弦比机翼不足: 在低速飞行时,诱导阻力大,起飞着陆性能也不太好。 除了小展弦比机翼外,超音速飞机还可以采用大后掠机翼和三角形机翼。 4、涡流发生器和翼刀 (1)涡流发生器 工作原理:利用旋涡从外部气流中将能量带进附面层,加快附面层内气流流动,防止气流分离的装置。 构造:是一种低展弦比小翼段,垂直地安装在它们起作用的气动力面上。 涡流发生器可以安装在低速飞机的气动力面上,起到防止附面层分离和增升的效果。 用在高亚音速和跨音速飞机上,防止或减弱激波诱导的附面层分离。 (2) 翼 刀 翼刀是一种较窄的刀条,平行于飞机的对称面,垂直地安装在机翼的表面上。 在小迎角飞行时,翼刀不影响升力沿展向的分布。 在迎角比较大,特别是接近临界迎角时,翼刀起到了阻止后掠翼附面层气流沿展向流动,防止翼梢部位附面层分离,改善后掠翼失速特性的作用。 图-16 八、空气动力加热 气流流过机体时,由于空气的粘性在机体表面形成了附面层。附面层内的空气受到摩擦阻滞和压缩,速度下降,温度升高,气流的动能转变为热能,对机体表面进行加热,这就是空气动力加热。 飞机飞行克服了“音障”进入超音速飞行后,由于空气动力加热出现的“热障”问题就成了进一步提高飞行速度的主要障碍。 超音速飞机长时间进行超音速飞行,长时间的空气动力加热使机体加热升温。 座舱的温度太高使机务人员和乘客无法忍受。 机上的设备比如无线电、航空仪表等也无法正常工作。 机体的温度也会超过机上一些非金属材料的极限工作温度。 飞机机体被热透,铝合金的机械性能大大下降,飞机结构的强度和刚度降低。达不到飞机设计要求。无法进行正常飞行。 飞机飞行速度的进一步提高还要依靠新型结构材料(比如,先进复合材料等)的研制和新工艺方法的开发。 复 习 思 考 题 什么是相对气流?相对气流的方向如何确定? 什么是相对运动原理? 连续性假设的内容?对大气采用连续性假设的理由? 什么是连续介质?有何特点? 什么是定常流动? 流线上某点的速度方向如何表示? 流体内流体流动有何特点? 连续方程是根据什么定律得出的?如何表述? 对不可压缩气体,流速与流管截面积有何关系? 伯努利方程是根据什么定律行出的?应用条件是什么? 伯努利方程如何表述? 运用连续方程和伯努利方程,说明理想流体做定常流动时,参数的变化? 复 习 思 考 题 机翼的几何外形包括哪几项? 什么是机翼翼型?表示机翼翼型的主要参数有哪些? 相对厚度的含义?最大厚度位置如何表示? 低亚音速飞机机翼翼型有何特点? 随着飞机设计飞行速度的提高,翼型的弯度、相对厚度和位置如何变化? 尾翼常用什么类型的翼型? 描述机翼平面形状的参数有? 平均几何弦长与平均空气动力弦长有何区别? 以巡航姿态为主的运输机,安装角一般取4°左右,其目的是什么? 什么是内洗和外洗? 复 习 思 考 题 什么是压力中心? 什么升力?方向如何确定?其作用点在何处? 简述升力产生的原理? 什么是驻点?什么是最低压力点? 低速飞行中飞机的阻力主要类型?什么是废阻力? 什么是层流附面层?什么是紊流附面层? 紊流附面层与层流附面层相比的何特点? 附面层转捩的原因? 逆压梯度是如何形成的? 涡流区内,空气流动的何特点? 摩擦阻力产生的原因? 影响摩擦力大小的主要因素? 层流翼型几何形状特点? 层流翼型是如何减小阻力的? 为了减小摩擦阻力,维护要注意什么? 简述减小摩擦阻力的措施? 复 习 思 考 题 什么是压差阻力? 影响压差阻力的主要因素? 减小压差阻力的措施? 什么是干扰阻力? 减小干扰阻力的措施? 翼梢旋涡是如何产生的? 什么是诱导阻力?是如何产生的? 大展弦比机翼减小诱导阻力的原因? 翼梢小翼有何作用? 诱导阻力随迎角的变化关系? 诱导阻力随飞行速度变化关系? 废阻力随飞行速度变化的关系? 摩擦阻力、压力差阻力随迎角变化的关系? 什么是有利飞行速度? 升力和阻力公式? 在潮湿的天气条件下飞行,起飞距离如何变化?为什么? 高速飞机的机翼面积比较小,这是为什么? 升力系数和阻力系数与什么有关? 为了获得较大的升力,应采用什么翼型? 为减小阻力,应采用什么翼型? 复 习 思 考 题 升力系数随迎角是如何变化的? 压力中心位置随迎角是如何变化的? 什么是零升力迎角?零升力迎角与什么有关? 阻力系数随迎角的变化特点是? 什么是升阻比?其物理意义是什么? 在极曲线上标出最大升阻比的迎角值、最大升力系数、最小阻力系数和迎角值。 利用升阻比曲线,说明以巡航姿态为主的运输机,安装角一般取4°左右的原因。 什么是临界迎角和失速迎角? 大迎角失速的原因? 大迎角失速时,有何现象? 飞机平飞时的失速速度公式?过载失速速度公式? 飞机重量增加,失速速如何变化? 现代飞机上安装的人工失速警告设备的哪些类型?基本工作原理是? 什么是机翼焦点? 机翼压力中心和焦点的区别? 高速飞行不同于低速飞行的主要原因? 飞机飞行的马赫数的定义?物理意义是? 要得到超音速气流,必须采用什么流管? 什么是激波?气流通过激波后,参数如何变化? 什么类型的激波,波阻最大? 复 习 思 考 题 膨胀波与激波相比,有什么区别? 什么是临界马赫数? 简述局部激波的形成? 什么是激波诱导附面层分离? 什么是跨音速飞行? 飞行Ma数大于1,就是超音速飞行吗? 分析升力系数、阻力系统随Ma的变化关系? 什么是激波失速?与大迎角失速有何不同? 什么是音障? 高速飞机的气动外形主要解决的的问题是什么? 超临界翼型的特点?适合什么速度区域飞行? 层流翼型适合什么飞行速度区域飞行? 超音速飞机应采用什么机翼翼型? 后掠翼是如何提高临界马赫的? 后掠翼有何缺点? 展弦比增大,可减小诱导阻力,但高速飞机为什么采用小展弦比机翼? 涡流发生器的功用? 涡流发生器的的工作原理? 翼刀常用在什么类型的机翼上?作用是什么? 什么是热障? 长时间超音速飞行,对飞机有何影响? 录像 * 观看视频 * ② 激波的定义 激波是气流以超音速流过带有内折角物体表面时,受到强烈压缩而形成的强扰动波。 ③ 波阻 气流通过激波后参数的变化: 速度下降, 温度,压力、密度上升。 参数的剧烈变化说明激波是一种强扰动波。 激波在空气中的传播速度大于音速。激波的强度越大传播的速度越快。 通过激波后,空气的温度上升,说明空气的部分能量不可逆转地变为热能,能量的损失说明气流通过激波时受到了阻力,这个阻力就叫做波阻。 压力 密度 温度 速度 激波前后温度分布 ④激波的分类 激波与气流方向之间的夹角叫做激波角。 激波角 v ④激波的分类 气流通过斜激波后,气流将向外转折 Ma1 Ma1 激波角 斜激波 正激波 外折 V V 激波形状往往与物体头部形状和飞行M数有密度关系,不同物体头部形状激波形状不同。 按 飞 行 Ma 数 分 为 类 头 部 激 波 局 部 激 波 Ma数 Ma>1: Ma<1: 形成原因 当Ma1时,在物体的头部肯定会产生一层被压缩的空气层,即头部激波 当Ma1时,在物体最凸的地方(也叫最低压力点处),可能会出现局部超音速区。 2、膨胀波 超音速气流流过扩散形通道时的情形: 超音速气流流过带有外折角的物体表面时,由于流管变粗,气流的速度加快,压力下降。 参数变化是通过外折角对气流的扰动,形成的以折角为中心逐渐散开的扇形波来完成的。 气流通过一个个波面逐渐加速降压,并转变方向,最后生成更高速的气流,沿外折后的物体表面流走。 特点:膨胀波引起气流参数的变化是逐渐的、连续的,所以是弱扰动波。 结论 超音速气流通过激波压缩减速; 超音速气流通过膨胀波膨胀加速。 四、临界速度和临界Ma数 由公式可知:V T Ma 飞机飞行时,流过机翼表面各处的气流速度并不等于飞机的飞行速度。 最低压力点处,流速达到最大,温度也最低。音速也最小。局部马赫数是流场中最大的。 四、临界速度和临界Ma数 当飞机飞行速度还没有达到飞行高度的音速时,机翼最低压力点的局部气流速度达到了该处的局部音速,形成了等音速点。此时: 飞机飞行的马赫数就叫做临界马赫数, 飞机飞行的速度就叫做临界速度。 例:飞机在2000 m 高空以V = 900 km/h 的速度飞行。在此高度音速为α =1200 km/h。 气流在机翼上翼面最大速度点被加速到V局 = 1150 km/h , 由于气流被加速, 最大速度点处的音速下降为a局= 1150 km/h。这样, 机翼翼面上的最大速度已达到了当地的音速V局/a局=1.0。 此时: Mα临= 900/1200 = O. 75 V临=900 km/h 五、局部激波和激波分离 1、局部激波的形成: 等音速点的气流沿翼型(扩张形的流管)加速,在机翼的上翼面形成局部的超音速区。 超音速区后面的气流仍为亚音速气流。亚音速气流静压较大,对超音速气流形成反压,在超音速和亚音速流动之间形成正激波。 超音速气流通过正激波减速增压,以突变的形式转变为亚音速气流。这个正激波就是局部激波 。 气流通过局部激波, 压力、密度和温度上升,温度的升高说明气流的流动受到了激波的阻力。 2、激波分离 局部激波后面气流压力大于前面气流压力,形成了很大的逆流梯度,引起了附面层的分离,这就叫做激波诱导附面层分离。 附面层分离会在机翼后部生成涡流区,使机翼后缘的压力减小,机翼前缘和机翼后缘的压力差增大,形成附加的压差阻力。 超临界飞行特点: 局部激波:对气流的流动产生很大的阻力, 激波分离:形成较大的附加压差阻力, 这些都使飞机飞行的阻力大大增加。 六、亚音速、跨音速和超音速飞行 以及气 动力系数的变化 1、亚音速、跨音速 超音速飞行 亚音速、跨音速和超音速飞行 亚音速飞行:在飞行Ma M a临界(一般为Ma=0.7左右) 气流流过机翼表面的流场全部是亚音速流场。 跨音速飞行:飞行马赫数在M a临界Ma≤1.3 飞机机翼表面的流动有亚音速流场,又有超音速流场。 超音速飞行:飞行马赫数Ma1.3 机翼表面的流场全部是超音速流场,这就是超音速飞行。 2、随飞行Ma数的提高,气动力系数的变化 升力系统的变化: MaMa临界开始,CL是先升高后急剧下降,然后略有上升,又再次下降。呈现出剧烈的上下震荡。 原因:当翼型上翼面出现局部超音速区时,局部超音速区气流压力的下降使升力系数上升,但当下翼面也出现了局部超音速区时,上下翼面压力差大大减小,升力系数也就随之下降了 。 阻力系统变化: CD则是随着Ma的增加而迅速增大,当飞行Ma接近1时,达到最大,然后又有所下降。 原因: 局部激波:对气流的流动产生很大的阻力。 激波分离:形成较大的附加压差阻力, 跨音速激波的阻力大大增加了,也就导致了阻力系数迅速增大。 焦点位置的变化: 从MaMa临界开始,随着Ma数的提高,焦点的位置先是略向后移,然后向前移,最后又再次向后移,移到XF=50%附近就基本保持不动了 。 激波失速 激波失速:当MaMa临界,Ma↗,出现了局部激波和激波诱导的附面层分离,CL迅速下降,阻力迅速增大,出现失速现象,称激波失速。 激波失速与大迎角失速的区别: 大迎角失速是迎角过大造成的,出现在大迎角小速度情况 激波失速是飞行速度过大( MaMa临界)造成的,出现在大速度小迎角情况。 3、音 障 亚音速飞机一旦飞行马赫数接近临界马赫数,除了阻力突然增大使飞机难以加速外,还会出现飞机自动低头俯冲,飞机抖振、操纵效率下降和自动横滚等现象,使飞机失去控制,甚至会造成严重的飞行事故。即使加大亚音速飞机发动机的功率或推力,也不可能克服这些现象进行跨音速飞行。这些现象也就是所谓的“音障”。 为了飞行安全,亚音速飞机的飞行仪表上都有临界马赫数的指示。驾驶员要随时注意飞行速度,防止飞行马赫数接近临界马赫数,以保证飞行的安全。 音障现象的出现使人们认识到: 由于空气的压缩性,按照低速空气动力学原理设计的低速飞机是不可能突破临界马赫数进行更高速度飞行的,从而促进了高速空气动力学的研究和更大推力的动力装置的设计和制造,最终使人们实现了突破音障,越跨音速区域,进行超音速飞行的梦想。 七、高速飞机气动外形的特点 亚音速飞机的飞行马赫数一定要小于飞机的临界马赫数。 飞机的临界马赫数, 使飞机的飞行速度尽量向音速靠近, 这种飞机就称为高亚音速飞机。 高速飞机气动外形特点: 能提高临界马赫数Ma临;改善飞机的跨音速气动特性和减小波阻。 常用措施: 机翼采用薄翼型 机翼平面形状为后掠机翼 小展弦比机翼 机翼采用涡流发生器和翼刀改善机翼气流流动特性。 1、采用薄翼型 低亚音速飞机,飞行速度小,主要解决升力问题。 高速飞行,飞行速度大,升力足够,主要解决激波阻力。问题。 采用薄翼型 低亚音速飞机翼型: 采用相对厚度、相对弯度比较大,最大厚度点靠前, 大约为30%的翼型。 这种翼型可以使气流很快加速到最大速度,在低速飞行时得到比较大的升力系数。 高速飞机翼型 高速飞机的机翼应采用相对厚度比较小(即比较扁平的),最大厚度点位置向后移, 大约为50%的薄翼型。 相对厚度越小,上翼面的气流加速就越缓慢,可以有效地提高飞机的临界马赫数和飞机的最大平飞速度。 薄翼型对减小跨音速飞行的波阻也是非常有利的。 层流翼型: 前缘半径比较小,最大厚度的位置靠后,Xc约为40%~50%,上翼面气流加速比较缓慢,压力分布比较平坦,对提高临界马赫数也有作用。 层流翼型比较适合高亚音速飞行,是高亚音速飞机采用较多的翼型。 超临界翼型 翼型特点: 前缘半径较大,上翼面比较平坦,后部略向下弯。 气动特性: 临界马赫数比较大。 局部激波的位置靠后; 局部激波强度大大降低; 可以缓和激波诱导的附面层分离,大大减小跨音速激波的阻力。 超音速飞机翼型 采用前缘尖削、相对厚度更小即更薄的翼型。 超音速飞行时在尖削的前缘会形成斜激波,有利于减小波阻力。 翼型相对厚度的减小也会使波阻大大减小。菱形翼型减小波阻的效果最好。 协和: 15000米的高空 以2.02倍音速巡航 图-144:?? 18000,M2.35 2、影响升力和阻力的因素 空气密度、飞行速度和机翼面积 升力和阻力都与空气的密度成正比,与飞机飞行速度的平方成正比,与机翼的面积成正比。 空气密度:大气温度、飞行高度。 飞行速度:与飞机飞行速度的平方成正比。 机翼面积:可以增加升力,同时也会增加阻力。 低速飞机,往往加大机翼的面积,甚至采用双翼机。 高速飞机,获得飞行所需升力已不成问题,主要的矛盾又转化为如何减小阻力提高飞行速度,所以,随着飞机飞行速度的提高,飞机机翼的面积逐渐减小。超音速飞机的机翼面积就很小了。 升力系数和阻力系数 升力系数和阻力系数都是无量纲参数,在飞行马赫数小于一定值时,它们只与机翼的形状和迎角的大小有关,所以,这两个系数综合反映了机翼形状、迎角对飞机升力和阻力的影响。 机翼翼型对机翼升力系数和阻力系数的影响: 相对厚度与最大厚度位置: 相对厚度较大,最大厚度位置靠前的翼型,可以使流过上翼面的气流迅速加速,压力下降,产生较大的气动吸力,因此可以得到较大的升力系数。 翼型的弯度与最大弯度位置: 加大翼型的弯度,适当地将最大弯度位置前移,同样可以提高最大升力系数。低速飞机机翼多采用这样的翼型。 增加翼型厚度和弯度也会使阻力系数加大,从而增加飞机的飞行阻力。所以高速飞机都采用相对厚度较小,最大厚度位置靠后的薄翼型,或相对弯度为零的对称薄翼型 2.4.5 升力系数曲线、 阻力系数曲线 和升阻曲线 、 极曲线 升阻比和升力系数、阻力系数一样都是无量纲参数, 在飞行马赫数小于一定值时, 只与机翼的形状( 机翼翼型、机翼平面形状) 和迎角的大小有关。 当迎角改变时, 气流在机翼表面的流动情况和机翼表面的压力分布都会随之发生变化, 结果导致了机翼升力和阻力的变化, 压力中心位置的前后移动。 1、升力系数CL随迎角的变化 升力系数曲线: 最大升力系数:CLmax 临界迎角:αmax 零升力迎角:α0 CLmax αmax α0 8 16 24 32 0 0.4 0.8 1.2 1.6 α CL α<αmax时,升力系数与迎角近似成线性关系,随着迎角的增加而增加。 α>αmax时,随着迎角的增加而减小。 升力系数曲线的斜率: CLα=△CL/△ α 表示了升力系数CL随着迎角α变化的快慢。 CL α CLmax αmax 8 16 24 32 0 0.4 0.8 1.2 1.6 零升力迎角:α0 对 称 翼 型: α0=0 非对称翼型:α0=-α 非对称翼型:α=0时 CL≠0 2、机翼压力中心位置随迎角的变化 机翼气动力合力的作用点叫做机翼的压力中心。随着迎角的改变,机翼压心的位置会沿飞机纵向前后移动(对称翼型除外)。 当迎角比较小时:压力中心也靠后。 迎角的逐渐增加:压力中心前移。 迎角=αmax时:压力中心向前移动到最前端。 迎角增加超过αmax时:压力中心又移到靠后的位置。 3、阻力系数CD随迎角的变化 阻力系数曲线的横线相交,说明在任何情况下飞机的阻力都不等于零。 在迎角等于零度附近,阻力系数最小,然后随着迎角绝对值的增加而增大,变化近似按抛物线.48 CD 4、升阻比曲线),对应的阻力系数叫做零升阻力系数,用CD0表示。 升阻比:升阻比是升力和阻力之比,也就是升力系数和阻力系数之比。 K=L/D=CL/CD 升阻比曲线:升阻比随着迎角的曲线。 升阻比的最大值(Kmax)并不是在升力系数等于最大值时达到,而是在迎角等于4°左右范围内达到。 在升阻比达到最大值的状态下飞行是最有利的,因为,这时产生相同的升力,阻力最小,飞行效率最高。 升阻比也叫做气动效率 。 极曲线 极曲线是升力系数对阻力系数的曲线。对每一个迎角都可以得到一个升力系数和一个阻力系数。 最大升阻比: 最大升力系数: 最小阻力系数: 零升力系数: 5、飞机大迎角失速 临界迎角: 对应最大升力系数(CLmax)的迎角叫做临界界迎角(αmax),也叫做失速迎角。 由升力系数曲线和阻力系数曲线可以看到,当迎角大于临界迎角时,升力系数急剧下降,阻力系数急剧增加,这种现象就叫做失速。 飞机失速主要原因:由于迎角过大,造成机翼上翼面的附面层大部分分离,形成了大面积的涡流区,上、下翼面的压力差合成的气动力对升力贡献很小,却产生了很大的压差阻力。 飞机大迎角失速 失速的危害: 速度减小,高度降低,机头下沉:大面积涡流区的出现不但使升力和阻力发生急剧的变化; 机翼、尾翼振动:因为气流的分离不稳定,周期性地形成分离旋涡,使升力忽大忽小。 稳定性和操纵性下降:使飞机难以保持正常的飞行。 迎角过大造成的飞机失速也叫做大迎角失速。 在任何空速和飞行姿态下,只要迎角超过飞机的临界迎角都可能发生失速。飞机的临界迎角一般为16°左右 。 飞机的失速速度 飞机迎角刚达到临界迎角时的飞行速度就叫做失速速度。当飞机以临界迎角飞行时,升力系数CL=Cmax,由此得出: 飞机平飞时的失速速度:飞机平飞时,L=W。所以,飞机平飞时的失速速度为 : 其他的飞行状态下的失速速度:L=W×ny 影响失速速度的因素 从失速速度的计算公式,可以得出: 飞机重量:重量增加,飞机的失速速度也会增加。 增升装置:飞机起飞着陆过程中,使用增升装置可以提高最大升力系数,从而降低飞机的失速速度,使飞机可以以更低的速度起飞和着陆。 载荷系数:载荷系数越大,对应的失速速度也就越大。 失速警告 飞机失速时出现的一些现象,威胁到飞机的飞行安全,所以,必须在飞机接近失速时,给驾驶员一个准确的失速警告,防止飞机进入失速。 飞行员自我判断: 当飞机接近临界迎角时,飞机发生抖振,也会使驾驶杆和脚蹬产生抖动,有一种操纵失灵的感觉。飞机已接近失速。在大迎角状态下飞行时,驾驶员若感觉到这些现象,就应及时向前推杆减小迎角,防止飞机失速。 失速警告设备:失速警告喇叭,失速警告灯和抖杆器。 这些人工失速警告设备都是用迎角探测器探测飞机的迎角,当迎角增大到接近临界迎角的某个值时(飞行速度比失速速度大7%),向驾驶员发出失速警告。 2.4.6 机翼的 压力中心和焦点 1、机翼压力中心和焦点的定义及所在位置的表示方法 机翼压力中心:作用在机翼上的气动力合力的作用点。 机翼的焦点:迎角改变时,机翼气动升力增量的作用 机 翼 焦 点 的 位 置——XFj = (XFj / bA )×100% 机翼压力中心的位置——XPj = (XPj / bA )×100% 2、机翼压力中心和焦点的区别 (1)物理意义不一样。压力中心是机翼气动力合力的作用点,而焦点则是机翼迎角变化时,机翼气动升力增量的作用点。因此,它们在研究机翼气动力特性时有着完全不同的作用。 (2) 机翼压力中心的位置随着机翼迎角的变化而前后移动。而机翼的焦点位置却不随迎角改变。 (3)机翼焦点及焦点位置对研究飞机的稳定性和操纵性有着重要的意义。 2.5 机翼表面积冰对飞行性能的影响 机翼是飞机的主要气动力部件, 它用来产生飞机飞行时所需要的升力。如果机冀的形状、表面状态或机翼和其他部件的相对位置不符合要求, 都会使飞机的飞行性能变坏, 甚至造成飞行事故。 机翼表面结冰会改变机翼翼型的形状,也就改变了翼型的气动特性,因而使飞机性能和品质下降。结冰使阻力增加,最大平飞速度变小,耗油增加,航程减小。巡航性能变坏 。 机翼表面结冰破坏了翼型,使升力减小,给起飞爬升带来困难。如果两侧机翼结冰不对称,还给飞机横侧操纵带来困难。 机翼表面结冰使附面层过早分离,减小CLmax和αmax,使飞机过早失速,导致事故发生。CLmax减小。增大了Vmin,对飞机着陆不利。 2.6 高速飞行的一些特点 2.6.1 空气的可压缩性和飞行马赫数 2.6.2 气流流动的加速、 减速特性 2.6.3 激波 、波阻和膨胀波 2.6.4 临界马赫数临界音速速度 2.6.5 局部激波和激被分离 2.6.6 亚音速 、跨音速和超音速飞行 以及气动力系数的变化 2.6.7 高速飞机气动外形的特点 2.6.8 空气动力加热 2.6.1 空气的可压缩性和飞行马赫数 1、空气的可压缩性:指一定量的空气在压力和温度变化时,其体积和密度发生变化的特性。 音速:声波(小扰动)在介质中传播的速度叫音速,是表示介质可压缩性大小的一个指标。 音速越大,表明介质的可压缩性越小。 对于同一种介质来说,音速只和介质的温度有关。大气层中,空气的温度随时间、地点而变化,音速也随之改变,这就表示在大气层中各处空气的可压缩性是不一样的。 低速飞行的空气动力时,可以认为空气是不可压缩的,即ρ=常数。高速飞行时,空气的可压缩性引起了空气流动规律的一些本质性的变化,这时就不得不考虑空气的可压缩性了。 空气的可压缩性是造成高速飞行不同于低速飞行的主要原因。 2、飞机飞行的马赫数 在飞机飞行中, 空气所表现出来的可压缩程度就取决于飞机的飞行速度( 空速) , 和飞机飞行当地的音速大小。 飞机飞行的马赫数等于前方来流的速度v(即飞机相对气流的速度)与当地音速a之比。 Ma=V/a 是一个无量纲的量。 Ma越大,说明飞行速度越大,或者音速越小。 Ma越大,说明空气局部压力变化越大,或者空气越容易被压缩。 计算飞机空气动力是否考虑空气压缩性的影响,以Ma确定 Ma0.4: 压缩性可以忽略不计 0.4Ma1.0: 压缩性影响不可忽略,必须进行压缩性修正。 Ma1.0: 须用考虑压缩性的高速空气动力学计算。 2.6.2 气流流动的加速、 减速特性 质量守恒定律:ρ1A1v1=ρ2A2v2 =ρ3A3v3 =…… 在考虑密度变化时,流管截面面积如何变化就变得比较复杂了。 流速 空气密度 流管截面积之间的关系 Ma 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 △v/v 皆 为 1% △ρ/ρ -0.04% -0.16% -0.36% -0.64% -1% -1.14% -1.96% -2.56% △A/A -0.96% -0.84% -0.64% -0.36% 0 0.44% 0.96% 1.65% 从表中可以看到: 当MaO.4时:流速增加1%,空气密度的变化很小,认为ρ=常数,这样,流管的截面面积就必须减小,才能使ρvA保持常数,使气流加速。所以,低速流动的气流是通过流管变细来实现加速的。 当0.4Ma1.0时:流速每增加1%,空气密度的减小仍小于1%,流管的截面面积仍然要减小。但密度的变化量有了明显的增加,不能完全不考虑空气可压缩性对气流流动特性的影响了。 当Ma=1时:流速增加1%,空气的密度减小1%,流管截面面积保持不变。 当Ma1.0时:流速每增加1%,空气密度的碱小开始大于1%,这时,为了保持质量流量不变,流管的截面面积必须加大,也就是超音速气流通过流管扩张来加速的。 拉瓦尔喷管 为了使亚音速气流加速到音速,必须使用先收缩后扩张的流管。叫做拉瓦尔喷管,也叫做超音速喷管。 2.6.3 激波 、波阻和膨胀波 1、激波、波阻 ①弱扰动的传播 当飞机停留在机场时 (v=0) 此时扰动源本身不动,只位于固定“O” 不断扰动。 扰动波以同心球面向四周传播,只要经过相当长的时间,整个空间都会受到扰动的影响。 V=0 球面波的半径R=a 球面波的半径R=2a 球面波的半径R=3a 球面波的半径R=4a 飞机以小于音速的速度向前飞行时 (v a ) 扰动不再是同心圆的波面,而是在飞机前进的方向分布较密,反方向分布较疏。只要时间足够长,周围的空气都会受到扰动。 通过一个个波面,空气的参数会连续不断地发生微小的变化 。 Va V 相对运动原理 V 当飞机的速度等于音速时 (v=a) 飞机和它发出的扰动波同时到达前方。 这样就有无数个波在A点相切,并迭在一起而形成一个波面,此波面就成为区分受过扰动和未受过扰动的空气分界面。 波面前空气末受到扰动,波面后空气则受到了扰动。 V=a 马赫锥 当飞机的速度大于音速时(Va) 飞机领先它所发出的扰动波跑到了前面。 无数扰动波在圆锥面上集中,形成了弱扰动边界波, 这个圆锥叫弱拢动锥或称扰动锥。锥体角 扰动锥就成为受扰动和末受扰动空气的分界面。 圆锥以外的空气未受扰动,圆锥以内空气则受到了扰动。 马赫锥 综上所述 弱扰动在亚音速和超音速时的传播情况是不同的: 在亚音速时,在整个空间都能传播扰动;在超音速时,被扰动范围只限于扰动锥内。扰动锥以外的气流不受扰动,Ma数越大,扰动锥锥角越小。 在亚音速时,扰动波可以逆气流向前传播,扰动源一路前进,所遇到都是被它扰动过的空气,因此扰动源不会和前面空气相碰;在等音速或超音速气流中,扰动波不能逆气流向前传播,而只能传播到扰动源后边一定范围,飞行速度越大,扰动波前进越困难, (3)附面层的分离 顺压梯度:A到B,气流逐渐加速,静压之逐渐减小,前面的压力大于后面的压力。 逆压梯度 :从B点C,附面层外界的气流逐渐减速,静压也随之逐渐加大,形成了后面压力大于前面压力。 附面层分离 在逆压作用下底层气流产生倒流,与顺流而下的气流相撞,气流将被拱起脱离机体表面,并在主流气流的冲击下形成大的旋涡。 气流开始脱离机体表面的点叫做分离点。 在涡流区内,由于空气不停地迅速地旋转,使气流的动能因为摩擦而损耗,气流的压力也就下降了。 分离点与转捩点的区别 层流变紊流(转捩),顺流变倒流(分离)。 分离可以发生在层流区,也可以发生在紊流区。 转捩和分离的物理含义不同。 2、摩擦阻力 (1)摩擦阻力的产生: 摩擦阻力是由于空气有粘性而产生的阻力,存在于附面层内。 机体表面给气体微团向前的阻滞力,使其速度下降,气体微团必定给机体以大小相等方向相反的向后的作用力,这个力就是摩擦阻力。 (2)影响摩擦阻力的大小的因素 附面层内流动状态:紊流附面层比层流附面层的摩擦阻力大。 空气的粘性:空气粘性越大,摩擦阻力越大 飞机表面状况:飞机表面越粗糙,摩擦阻力越大 气流接触飞机表面面积:飞机与空气的接触面积越大,摩擦阻力越大。 (3)减小摩擦阻力的措施 机翼采用层流翼型:要减小摩擦阻力就应设法使附面层保持层流状态。 层流翼型的特点:前缘半径小,最大厚度靠后。 古典翼型: 层流翼型: 减小摩擦阻力的措施 在机翼表面安装一些气动装置。 保持机体表面的光滑清洁。 要尽量减小机体与气流的接触面积。 3、压差阻力 气流流过飞机时,由机体前后压力差形成的阻力就叫做压差阻力。 压差阻力的产生: 在机翼前缘的驻点处速度降为零, 形成最大的正压力点; 在最低压力点之后的逆压作用下附面层分离, 又在机翼的后缘生成低压的涡流区,压力降低。 机翼前缘区域的压力大于后缘区域的压力,形成压差阻力。 压差阻力的产生 在不改变物体迎风面积的情况下, 将物体做成前头圈钝后面尖细的流线型可以大大减小物体的压差阻力。 影响压力阻力的因素 物体的迎风面积; 物体的形状有关; 物体与相对气流的位置(迎角的大小)有关;流线型物体的轴线与气流平行时,可以使压差阻力减小。 减小压差阻力的措施 尽量减小飞机机体的迎风面积。 暴露在空气中的机体各部件外形应采用流线型。 飞行时,除了起气动作用的部件外,其他机体部件的轴线应尽量与气流方向平行。 民用运输机机翼采用一定的安装角就是为了使飞机巡航飞行时,机翼产生所需要升力的同时,机身轴线保持与来流平行,减小压差阻力 。 4. 干扰阻力 (1)干扰阻力的产生 干扰阻力是流过机体各部件的气流在部件结合处互相干扰而产生的阻力。 实验表明:整体飞机的阻力并不等于各个部件单独产生的阻力之和,而是多出一个量,这个量就是由于气流流过各部件时,在它们的结合处相互干扰产生的干扰阻力。 减小干扰阻力的措施 干扰阻力与各部件组合时的相对位置有关,也和部件结合部位形成的流管形状有关。 适当安排各部件之间的相对位置。对于机翼和机身之间的干扰阻力来说,中单翼干扰阻力最小,下单翼最大,上单翼居中。 在部件结合部位安装整流罩,使结合部位较为光滑,减小流管的收缩和扩张。 5、诱导阻力 诱导阻力是伴随升力而产生的一种阻力。 2007年6月16日,伦敦盖特威克( Gatwick )机场,一架波音 767-3Y0/ER 穿云而过。两个云漩涡的形成是因为飞机的翼尖涡流。 (1)翼梢旋涡和下洗流 气流流过机翼产生升力是由于上、下翼面存在压力差。在压力差的作用下,气流会绕过翼梢从下翼面的高压区流向上翼面的低压区。在机翼的翼梢部位形成了由下向上旋转的翼梢旋涡。 --- --- + + + + + + 机翼下表面气流的流线由翼根向翼梢偏斜, 使机翼上表面气流的流线由翼梢向翼根偏斜, 而且在机翼的翼梢部位形成了由下向上旋转的翼梢旋涡 上翼面气流 上翼面气流 翼梢旋涡 翼梢旋涡立体形态 下洗 由于翼梢旋涡的作用, 机翼上下表面的气流在向后流动的同时出现了向下流动的趋势。这种垂直气流方向向下的流动称为下洗, 向下流动的速度称为下洗速度, 用ω表示 下洗角:ε V α αt ε V V’ ω 升力L ( 2 ) 诱导阻力的产生 升力L’沿来流方向的分量D,这个向后作用阻碍飞机飞行的力叫做诱导阻力。 V V V’ ω 升力L’ L L’ D 如果上下翼面没有压力差,就不会产生升力,也就没有诱导阻力产生。上下翼面压力差越大,升力越大,诱导阻力也就越大 。 (3)减小诱导阻力的措施 采用诱导阻力较小的机翼平面形状: 椭圆平面形状的机翼诱导阻力最小,其次是梯形机翼,矩形机翼的诱导阻力最大。 加大机翼的展弦比也可以减小诱导阻力。 无论是椭圆形机翼还是大展弦比机翼,都使机翼翼梢部位的面积在机翼总面积中所占比例下降,从而减小诱导阻力。 大展弦比飞机 诱导阻力与飞行速度的关系 在得到相同升力的情况下,飞机飞行速度越小,所需要的迎角越大,迎角的增加会使上下翼面气流的流速相差较大。压力差加大,翼梢旋涡随之加强,诱导阻力也就增加了。所以低速飞机大多采用大展弦比的机翼来减小诱导阻力。 在机翼安装翼梢小翼 在机翼翼梢部位安装翼梢小翼或副油箱等外挂物都可以阻止气流由下翼面向上翼面的流动,从而减弱翼梢旋涡,减小诱导阻力。翼梢小翼在减小诱导阻力,节省燃油,加大航程方面有着明显的作用。 翼梢小翼 A380 波音747 6、低速飞行时飞机的阻力 低速飞行时飞机的阻力 摩擦阻力 压差阻力 干扰阻力 诱导阻力 总阻力应是诱导阻力和废阻力之和。 这四种阻力对飞行总阻力的贡献随着飞行速度和迎角的不同而变化 。 废阻力 废阻力 总阻力 诱导阻力 速度 阻力 74 297 445 1334 飞机的阻力的变化 诱导阻力是随着飞行速度的提高而逐渐减小 。 废阻力是随着速度的增加而增大 。 小迎角飞行时,主要的废阻力是摩擦阻力;迎角的增大,压差阻力逐渐在废阻力中占了主导地位。 诱导阻力曲线和废阻力曲线相交点总阻力最小,此时的飞行速度称为有利飞行速度。 2.4.4 升力和阻力 1、升力公式、阻力公式 飞机的升力公式可以表示为: 飞机的阻力公式可以表示为: 式中:CL、CD——升力系数、阻力系数 ——飞机的飞行动压 S ——机翼的面积。 平均空气动力弦长 与实际机翼面积相等,气动力矩特性相同的当量矩形机翼的弦长。叫做平均空气动力弦长,用符号bA来表示。 它是计算空气动力中心(焦点)位置、纵向力矩系数等常用的一种基准弦长。 3、机翼相对机身的安装位置 机翼相对机身中心线的高度位置: 上单翼 下单翼 中单翼 上单翼 中单翼 下单翼 波音747 B-52 F-22 机翼相对机身的安装位置 从机翼与机身的干扰阻力来看,以中单翼为最小,上单翼次之,下单翼最大。 从机身内部容积的利用来看,以上单翼为最优越。中单翼的翼梁要横穿机身中部,对机身内容积的利用有一定影响;下单翼飞机机身内的可用容积较大。 从起落架的配置来看,如果将起落架装在机翼上,上单翼飞机的起落架较长,这样不仅重量大,而且不易收放。在这方面,下单翼机比较有利。此外,上单翼飞机由于机翼位置较高,检修、拆装机翼上的发动机或其它附件,以及向机翼内的油箱加添燃油都不方便,这会给维护工作带来困难。 机翼相对机身的角度 安装角:机翼弦线与机身中心线之间的夹角叫安装角。 安装角的大小应按照飞机最重视的飞行姿态来确定。以巡航姿态为主的运输机,考虑到减小阻力,安装角一般取4°左右。 上反角、下反角:机翼底面与垂直机体立轴平面之间的夹角。 从飞机侧面看,如果翼尖上翘,就叫上反角,用符号ψ表示; 如果翼尖下垂,就叫下反角,用符号- ψ表示。 1/4弦线分 内洗与外洗 期低速飞机,机翼的安装角一般是可调的。在校装飞机外形时,将机翼上反角调定之后,可以调整外撑杆(主要是后撑杆)的长度来调整机翼的安装角。 通过调整外撑杆的长度加大安装角叫“内洗”(Wash in), 通过调整外撑杆的长度减小安装角叫“外洗”( Wash out)。 纵向上反角 机翼安装角与水平尾翼安装角之差叫纵向上反角。 二、机身的几何形状和参数 为了 减小阻力, 一般机身前部为圆头锥体 , 后部为尖削的锥体, 中间较长的部分为等剖面柱体。 描述机身的参数有: 机身长度Lsh、 最大当量直径Dsh及位置、 机身长细比λsh=Lsh/Dsh 2.4 作用在飞机上的空气动力 2.4.1 空气动力、 升力和阻力 2.4.2 升力的产生 2.4.3 阻力 2.4.4 升力和阻力 2.4.5 升力系数曲线、 阻力系数曲线 机翼的 压力中心和焦点 ( 空气动力中) 2.4.1 空气动力、 升力和阻力 飞机空中飞行时,受到的4个基本作用力。 升力 阻力 推力 重力 空气动力:升力和阻力 , 都是飞机飞行时空气作用在飞机上的力 。 空气作用在与之有相对运动物体上的力称为空气动力 。 总空气动力:飞机飞行时, 作用在飞机各部件上的空气动力的合力 叫做飞机的总空气动力 , 用 R 表示。 总空气动力 R 的作用点叫压力 中心 ; 总空气动力在垂直来流方向上的分量叫升力 , 用 L 表示 在平行来流方向上的分量叫阻力 , 用 D 表示 R L D 2.4.2 升力的产生 迎角: 相对气流与机翼弦线之间的夹角叫做迎角,用α来表示。 相对气流从机翼弦线的下方吹来,迎角为正; 相对气流从机翼弦线的上方吹来,迎角为负。 正迎角 负迎角 2、气流流过机翼的情形 气流流过机翼的情形 当气流流过机翼时,气流从机翼前缘分成上、下两股,分别沿机翼上、下表面流过,而在机翼后缘重新汇合后向后流去。 气流流过机翼流管的变化: 由于机翼上表面比较凸出,流管变细; 在机翼下表面,机翼比较平,或飞机的飞行有一定的迎角,气流受到阻挡作用,流管变粗。 4、气流流过机翼时压力分布 将表示机翼表面压力矢量的外端点用光滑曲线连接起来就得到了机翼表面的压力分布图。 在机翼的前缘有一点(A),气流速度减小到零,正压达到最大值,此点称为驻点。 机翼上表面有一点(B),气流速度最大,负压达到最大值,称为最低压力点。 升力的产生 将作用在机翼上、下表面分布的气动力合成就得到了作用在机翼上的气动力的合力Rj。 气动力在垂直来流方向上的分量就是升力,用Lj表示。 在平行气流方向的分量叫阻力,用Dj,来表示。 合力Rj,的作用点就叫做机冀的压力中心。 压力中心 升力三要素 既然升力是一种力,就必须满足力的“三要素”: 大 小:气动力在垂直来流方向上的分量。 (机翼上下翼面压力差的总和) 方 向:垂直于相对气流方向; 作用点:压力中心。 升力表示法 机翼的升力主要是靠机翼上翼面吸力产生的,一般占总升力的60%~80%, 而不是靠下翼面压力产生的(占总升力的20%~40%),所以机翼的上壁板比下壁板厚。 2.4.3 阻力 在低速飞行时,飞机的阻力类型: 诱导阻力 压差阻力 摩擦阻力 干扰阻力 废阻力 粘性 升力 高速飞行时,还应再加上一个激波阻力。 机翼可以产生升力,也可以产生阻力,飞机的其他部件也会产生阻力,机翼所产生的阻力占总阻力的25%~30%左右。 1、气流在机体表面的流动状态 (1)附面层 空气流过机体表面时, 由于空气的粘性产生阻滞力,在机体表面形成了沿机体表面法向方向 , 流速由零逐渐增加到外界气流流速的薄薄的一层空气层, 这就叫做附面层 。 由机体表面到附面层边界 ( 流速增大到外界气流流速 99% 处 ) 的距离为附面层的厚度 , 用δ来表示。 沿机体表面流动的距离越长, 附面层的厚度就越来越厚。 观看视频 δ 无粘性流动与有粘性流动 附面层的形成 受粘性影响 (2) 附面层类型 层流附面层:流体微团层次分明地沿机体表面向后流动,上下各层之间的微团相互不混淆,这是层流附面层。 紊流附面层:气体微团除了向前流动外,还上下乱窜、互相掺和,已分不清流动的层次了,这就形成了紊流附面层。 附面层出层流状态转变为紊流状态叫转捩, 流动状态的转变区域叫转捩段 ,转换段是很窄 的区域 ,可近似看成一点 , 称为 转捩点 。 转捩原因 附面层稳定性分析 附面层流动是不稳定的。 转捩点的位置 转捩点靠前,说明紊流附面层区域较大,摩擦阻力较大,转捩点靠后,说明层流附面层区域较大,摩擦阻力较小。 转捩点的位置随气流速度、气流原始的紊乱程度以及物体表面的光洁度而改变。 为了减小飞机在飞行中的摩擦阻力,尽可能的保持大的层流附面层区域,减少紊流附面层区域。 层流与紊流附面层的比较 紊流附面层厚度要比层流附面层的厚。 在紊流附面层的底部,气流的横向速度梯度比层流附面层大得多; 在紊流附面层内,流体微团杂乱无章的上下运动也使气流的能量大量损耗。 在紊流附面层的底层,机体表面对气流的阻滞作用要比层流附面层大得 附面层特点 附面层内,沿物面法向方向压强不变,等于法线 伯努利方程 在日常生活中, 我们会观察到一些在流体的速度发生变化时, 压力也跟着变化的情况。 例如: 在两张纸片中间吹气, 两张纸不是分开, 而是相互靠近; 两条船在水中并行, 也会互相靠拢; 当台风吹过房屋时, 往往会把屋顶掀掉, 能量守恒定律:在一个与外界隔绝的系统中,不论发生什么变化和过程,能量可以由一种形式转变为另一种形式,但能量的总和保持恒定 。 对于不可压缩的、理想的流体( 没有粘性) 表示为: 静压 单位体积流体具有的压力能。在静止的空气中, 静压等于大气压力。 动压:单位体积流体具有的功能。 总压:静压和动压之和。 静压 动压 总压 上式即为:不可压缩的、理想的流体( 没有粘性) 的伯努利方程。 粗略地说:流速小的地方, 压强大; 流速大的地方压强小。 注意适用条件:不可压缩的、理想的流体,做定常流动。 连续性定理和伯努利方程结合 由连续性定理和伯努利方程,可得结论如下: 不可压缩的、理想的流体,做低速(Ma0.4)定常流动时: 流管变细 , 流线变密, 流体的流速将增加 , 流体的动压增大 , 静压将减小 ; 流管变粗, 流线变疏, 流体的流速将减小 , 流体的动压减小 , 静压将增加。 速度和压力的关系 流管变细 ,流速将增加, 动压增大 , 静压将减小 ; 流管变粗, 流速将减小 , 动压减小 , 静压将增加。 机翼气动升力 的产生 当气流流过机翼表面时, 由于气流的方向和机翼所采用的翼型 , 使机翼表面形成的流管变细或变粗, 流体中的压力能和动能能之间发生转变 , 在机翼表面形成不同的压力分布 , 从而产生升力 。 2.3 机体几何外形和参数 2. 3.1 机冀的凡何外形和参数 2.3. 2 机身的几何形状和参数 2. 3.1 机冀的几何外形和参数 机翼翼型 机翼平面形状 机翼相对机身 的安装位置。 机翼的几何外形和参数 1、机翼翼型 机翼横切面的形状称为机翼翼型。 对平直机翼就是用平行机身对称面的平面切割机翼所得机翼的切面形状 。 表示机翼翼型的参数 弦线、弦长 厚度、相对厚度、最大厚度 中弧线、弯度、相对弯度 弦线、弦长 弦线、弦长: 机翼前缘:翼型最前端的一点。 机翼后缘:最后端的一点。 弦 线:连接机翼前缘和机翼后缘的线。也叫翼弦。 弦线的长度叫几何弦长,简称弦长。用符号b表示 机翼前缘 机翼后缘 弦 线 弦长b 厚度、相对厚度 厚 度:翼弦垂直线与翼型上下翼面的交点之间距离称为翼型的厚度。 最大厚度:厚度的最大值称为最大厚度Cmax。 最大厚度距前缘的距离Xc 厚度 最大厚度 Cmax Xc 相对厚度:最大厚度与弦长之比称为相对厚度 相对厚度的含义:对厚度表示翼型的厚薄程度。相对厚度大,表示翼型厚;相对厚度小, 表示翼型薄。 最大厚度的位置:用最大厚度距前缘的距离Xc和弦长之比来表示。 中弧线、弯度、相对弯度 中弧线:垂直弦线的直线在上下翼面所截线段中点的连线叫中弧线。 最大弯度:中弧线到弦线之间的最大距离叫最大弯度,用fmax表示。 最大弯度距前缘的距离Xf 中弧线 最大弯度 Xf 相对弯度:最大弯度与弦长之比叫相对弯度。 相对弯度的含义:表示翼型的弯曲程度,相对弯度大,表示翼型弯曲程度大;相对弯度小,表示翼型弯曲程度小。 最大弯度的位置:用最大弯度距前缘的距离Xf和弦长之 比来表示。 机翼翼型的选择 翼型可以用弯度特征、 厚度特征、 前缘半经和后缘角等参数来描述, 改变这些参数可以得到不同的翼型。 机翼翼型的选择 低亚音速飞机机翼采用不对称的双凸 形翼型 , 它是前缘圈、 后缘尖, 具有一定弯度, 相对厚度约为 12% - 18%, 最大厚度的位置为 30% 左右。 不对称的双凸 形翼型 低速飞机机翼采用的翼型弯度较大, 相对弯度约为 4%~6%, 最大弯度位置靠前。 机翼翼型的选择 对称翼型 ( g) 的弯度为零, 中弧线与弦线重合 , 一般用于尾翼。 对称翼型 机翼翼型的选择 随着飞行速度的提高 , 翼型的相对厚度逐渐减小, 最大厚度的位置逐渐向后移。 随着飞行速度的提高 ,翼型的弯度也逐渐减小 , 高速飞机为减小阻力 , 大多采用弯度为零的对称翼型。 歼—11 机翼翼型的选择 目前民用运输机机翼翼型的相对厚度约为 8% -16% , 最大厚度的位置约为 35% ~50%。 2、机翼的几何外形和参数 机翼的平面形状是指从飞机顶上往下看,机翼在水平面上的投影。 常见机翼形状:矩形、梯形、椭圆形、后掠形、前掠形、三角形、双三角形等。 矩形翼:结构简单,但阻力较大; 椭圆翼:诱导阻力最小,但制造工艺复杂,没有被广泛使用; 梯形翼:阻力也较小,制造也简单,广泛使用在活塞式发动机的飞机; 为了提高飞机的飞行速度,提高飞机飞行的稳定性,目前民用飞机广泛使用后掠机翼; 大后掠翼、变后掠翼、三角翼等用在高速飞机,特别是超音速战斗机。 机翼的几何外形和参数 机翼面积( S ):指机翼在水平面的投影面积 梢根比(又称梯形比):翼梢弦长和翼根弦长之比,用符号η表示。 η=b梢/b根 机翼展长(L):指从一侧机翼翼尖到另一侧机翼翼尖垂直于机体纵轴的距离。 展弦比:展长与弦长之比叫展弦比。用符号λ来表示。如果机翼形状不是矩形,弦长应取平均几何弦长b平均。 b平均=S/L L 后掠角 沿机翼展向等百分比弦线点连线与垂直机身中心线的直线之间的夹角叫后掠角,用符号χ来表示。 飞机说明书中给出的常有机翼前缘后掠角,用X0表示。 机翼1/4弦线表示。 现代民用运输机机翼的后掠角X1/4大约在30°左右。 x-29a 美国前掠翼技术验证机 su-47?金雕,俄罗斯的五代实验战机 第二章 空气动力学 2.1 流体流动的基本概念 2.2 流体流动的基本规律 2.3 机体几何外形和参数 2.4 作用在飞机上的空气动力 2.5 机翼表面积冰 ( 雪、 霜) 对飞机飞行性能 的影响 2.6 高速飞行的一些特点 2.1 流体流动的基本概念 2.1.1 相对运动原理 2.1.2 连续性假设 2.1.3 流场、 定常流和非定常流 2.1.4 流线 相对运动原理 作用在飞机上的空气动力取决于飞机和空气之间的相对运动情况。而与观察、研究时所选用的参考坐标无关。 空气相对飞机的运动称为相对气流, 相对气流的方向与飞机运动的方向相反 。只要相对气流速度相同 , 产生的空气动力也就相等。 风洞实验 将飞机的飞行转换为空气的流动 ,使空气动力问题的研究大大简化。 风洞实验就是根据这个原理建立起来的。 风洞应用 2.1.2 连续性假设 连续性假设: 在进行空气动力学研究时,将大量的、单个分子组成的大气看成是连续的介质。 连续介质: 组成介质的物质连成一片,内部没有任何空隙。在其中任意取一个微团都可看成是由无数分子组成。微团表现出来的特性体现了众多分子的共同特性。 对大气采用连续性假设的理由: 空气分子的平均自由行程要比飞机的尺寸小得多。空气流过飞机表面时,与飞机之间产生的相互作用不是单个分子所为。而是无数分子共同作用的结果。 流体微团在宏观上无限小,在微观上无限大。 2.1.3 流场、 定常流和非定常流 流场:流体流动所占据的空间称为流场。 非定常流与非定常流场:在流场中的任何一点处,如果流体微团流过时的流动参数——速度、压力、温度、密度等随时间变化,这种流动就称为非定常流,这种流场被称为非定常流场。 定常流与定常流场:如果流体微团流过时的流动参数——速度、压力、温度、密度等不随时间变化,这种流动就称为定常流,这种流场被称为定常流场。 定常流 流 线 在某一瞬时t,从流场中某点出发,顺着这一点的速度指向画一个微分段到达邻点,再按邻点在同一瞬时的速度指向再画一个微分段,一直画下去,当取微分段趋于零时,便得到一条光滑的曲线。在这条曲线上,任何一点的切线方向均与占据该点的流体质点速度方向指向一致,这样曲线称为流线。 在任何瞬时,在流场中可绘制无数条这样的流线。流线的引入,对定性刻画流场具有重要意义。 流线与迹线 流线是反映流场瞬时流速方向的曲线。其是同一时刻,由不同流体质点组成的。 与迹线相比,迹线是同一质点不同时刻的轨迹线。 流线的性质 在定常流动中,流体质点的迹线与流线重合。在非定常流动中, 流线和迹线一般是不重合的。 在定常流动中,流线是流体不可跨越的曲线。 在常点处,流线不能相交、分叉、汇交、转折,流线只能是一条光滑的曲线。也就是,在同一时刻,一点处只能通过一条流线。 在奇点和零速度点例外。 流线谱 在流场中,用流线组成的描绘流体微团流动情况的图画称为流线谱。 如果流线谱不随时间变化,它所描绘的就是定常流。 流管 在流场中取一条不是流线的封闭曲线,通过曲线上各点的流线形成的管形曲面称为流管。 流管内流体流动的特点:因为通过曲线上各点流体微团的速度都与通过该点的流线相切,所以只有流管截面上有流体流过,而不会有流体通过管壁流进或流出。 流管也像一根具有实物管壁一样的一根管子,管内的流体不会越过流管流出来,管外的流体也不会越过管壁流进去。 流体的质量流量 流体的质量流量:单位时间流过截面的流体质量。 qm---质量流量 ,单位 kg/kg 2.2 流体流动的基本规律 2. 2. 1 连续方程 2. 2. 2 伯努利方程 2. 2. 1 连续方程 常见的自然现象 在河道宽而深的地方, 河水流得比较慢; 而在河道窄而浅的地方, 却流得比较快。 夏天乘凉时, 我们总喜欢坐在两座房屋之间的过道中, 因为那里常有“ 穿堂风”。 在山区你可以看到山谷中的风经常比平原开阔的地方来得大。 质量守恒定律 质量守恒定律是自然界基本的定律之一, 它说明物质既不会消失, 也不会凭空增加。 应用在流体的流动上: 当流体低速、稳定、连续不断地流动时, 流进任何一个截面的流体质量和从另一个截面流出的流体质量应当相等。 连续方程推导 qm1 =qm2= qm3 即 : ρ1A1v1=ρ2A2v2 =ρ3A3v3 连续方程可以表述为: 在定常流动中 , 流体连续并稳定的在流管中流动, 通过流管各截面的质量流量相等。 不可压缩流体连续方程 对不可压缩流体(Ma0.4),密度ρ等于常数,连续方程可简化为: A1v1= A2v2 = A3v3 =…… 基本结论:流体的流速与流管的横截面积成反比。 流体流动速度的快慢, 可用流管中流线的疏密程度来表示, 流线密的地方, 表示流管细, 流体流速快, 反之就慢。 流管变细、流线变密、流速变快; 流管变粗、流线变疏、流速变慢。 流线与速度 录像 * 观看视频 *

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