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1、作用在飛機上的空氣動力,升力 更大的重量 阻力 更小發(fā)動機功率,問題：如何增大升力、減小阻力,迎角,相對氣流方向與翼弦之間的夾角,Angle of Attack (AoA),不同于飛機的姿態(tài),升力,氣流翼型上表面流線變密流管變細 下表面平坦流線變化不大(與遠前方流線相比) 連續(xù)性定理、伯努利定理翼型的上表面流管變細流管截面積減小氣流速度增大故壓強減小 翼型的下表面流管變化不大壓強基本不變 上下表面產(chǎn)生了壓強差總空氣動力R R的方向向后向上分力：升力L、阻力D,不同迎角對應(yīng)的壓力分布,,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(dāng)迎角增大到某一值
2、時，則會出現(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(dāng)機翼迎角超過臨界點時，流經(jīng)上翼面的氣流會出現(xiàn)嚴(yán)重分離，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。,視頻演示,風(fēng)洞,失速,流線,空氣動力系數(shù),升力系數(shù) Cy ( CL ) 阻力系數(shù) Cx ( CD ),無因次量,升力特性曲線,,Cy-曲線的特點,Cy=0 的迎角(用0表示)一般為負值(04)； Cy- 曲線在一個較大的范圍內(nèi)是直線段； Cy有一個最大值Cy max，而在接近最大值Cy max前曲線上升的趨勢就已減緩。,彎度和迎角
3、的作用,改變后緣彎度的作用,增升裝置,襟翼（前、后緣）,簡單襟翼,富勒襟翼,,Boeing 727 三縫襟翼,,Boeing 727 Triple-Slotted Fowler Flap System,F-14全翼展的前緣縫翼與后緣襟翼,前緣縫翼,,縫翼和襟翼對升力系數(shù)的影響,,力矩特性及焦點,規(guī)定：使翼型抬頭的力矩為正 升力的力矩 MzP = -Y1 ( x壓 - xP ),用力矩系數(shù)的形式表示為,零升力矩系數(shù) mz0,焦點 mzP不隨Cy而變化的點 升力增量作用點,,阻力,摩擦阻力 壓差阻力 干擾阻力,誘導(dǎo)阻力,激波阻力,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
4、附面層 ) 層流流動，摩擦阻力?。晃闪髁鲃樱Σ磷枇Υ蟮亩?- 盡量使物體表面的流動保持層流狀態(tài),附面層,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(fēng)面積、形狀和在氣流中的位置都有很大的關(guān)系,迎面阻力,摩擦阻力和壓差阻力合起來叫做“迎面阻力”一個物體究竟哪種阻力占主要部分，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，壓差阻力占主要部分，摩擦阻力則居次要位置，且總的迎面阻力也較大,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,阻力3：誘導(dǎo)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（
5、向后傾斜），產(chǎn)生了向后的分力（阻力） 誘導(dǎo)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,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，使氣流開始分離，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),阻力5：激波阻力,屬于壓差阻力,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),,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
6、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,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,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
7、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。這附加部分的阻力就是波阻。,,,John Gay拍攝 1999年7月7日 F/A 18-C Hornet 在航母附近低高度（75英尺）超音速飛行的場面,正激波和斜激波,Ma=1 正激波 Ma1 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，這表明產(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。,臨界馬赫數(shù),上翼面流管收縮局部流速
8、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(dāng)翼型上最大速度點的速度增加到等于當(dāng)?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)）,局部激波,當(dāng)MMcr以后，在翼型上表面等音速點后面，由于翼型表面的連續(xù)外凸，流管擴張，空氣膨脹加速，出現(xiàn)局部超音速區(qū)。,通常機翼上表面會首先達到當(dāng)?shù)匾羲?，局部激波首先出現(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(dāng)速度進一步增加時，機翼上下表面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。,阻力,摩擦阻力 壓差阻力 誘導(dǎo)阻力 干擾阻力 激波阻力,或 零升阻力 和 升致阻力 兩大類,飛機所受的阻力可以分為,,,
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