【正文】 空氣動力學 流體流動的基本概念 氣流沿物體邊緣的流動狀態(tài) 機體幾何外形和參數 作用在飛機上的空氣動力 機翼附著物（冰、雪、霜）對翼型的影響 高速飛行的一些特點 流體流動的基本概念 * 氣流：空氣的流動稱為氣流 。 空氣相對物體的流動 ，稱為相對氣流 。 * 相對運動原理：物體在靜止的空氣中運動和空氣流過靜止的物體，會產生同樣的相對氣流和同樣的空氣動力。 應用：對飛機進行試飛或利用飛機模型安裝在風洞中來研究飛機空氣動力的產生和變化。 連續(xù)性假設 將流體看成由無間隙的連續(xù)介質所組成，各種物理量都是空間和時間的連續(xù)性函數 0 流線和流線譜：在定常流動中 ， 空氣微團流過的路線 （ 軌跡 ） 叫作流線 。 由許多流線所組成的圖形 ， 叫做流線譜 。 一般情況下流線不能相交 。 由許多流線所圍成的管子稱為流管 。流線間隔縮小 ， 表明流管收縮；反之 ， 表明流管擴張 。 流體流動的兩個基本定理 連續(xù)性定理：質量守恒定律在流體力學上的應用形式 。 當氣流連續(xù)而穩(wěn)定地流過一根流管時 ， 在同一時間間隔內 ， 流過流管任何切面的空氣質量都是相等的 。 ?1V1S1 = ?2V2S2 = 常數 低速流動的氣體近似看作是不可壓縮的 ,即 ?1 = ?2則得到低速空氣動力學和液體流體動力學中常用的連續(xù)性方程 。 V1S1 = V2S2 = 常數 上式表明，在不考慮壓縮性的情況下，氣流速度與流管的切面積成反比。 2, 伯努利定理：理想流體連續(xù)而穩(wěn)定地在流管內流過時 ， 在與外界沒有能量交換情況下 ， 則在流管內任一切面上流體的靜壓與動壓之和為常數 ， 即總壓沿程不變 。 伯努利定理實質上是能量守恒定理在流體力學中的應用。定理表明，理想流體沿流管流動過程中，流速增大的地方，靜壓力必然減小，反之亦然。這個定理不能用于高速氣流中。 常量???? 222221112121 vpvp ?? 機翼上產生升力的原因：流經機翼上翼面的流管收縮 ，切面積變小 。 下翼面的流管擴張 ， 切面變大 。 據連續(xù)性定理可知 ， 上翼面的空氣流速大于來流的流速 。 下翼面的氣流流速小于來流流速 。又據伯努力定理可知 ， 上翼 面處氣流的靜壓低于來流大氣壓強，而下翼面靜壓大于來流大氣壓強。作用在機翼上、下表面的壓強差的總和在垂直于相對氣流方向的分力，就是機翼產生的升力。升力方向與相對氣流的方向垂直。 機翼上表面有一個最低壓力點（氣流流速最大）。前緣處有一個最高壓力點（氣流速度為零）稱為 ‘ 駐點 ’ 。 氣流沿物體邊緣的流動狀態(tài) 附面層 附面層特性 氣流分離機理及其危害 附面層 ： 氣流流經物體表面時，由于空氣粘性影響而使貼近物體表面的氣流流速逐漸減慢的空氣層。附面層內在物體表面處的流速為零。通常把流速達到外部流速的99%這一點到表面的距離 ?，稱為該處附面層的厚度。 （ 1） 附面層的厚度沿氣流方向逐漸加厚 。 （ 2）附面層內因為摩擦，使氣流部分動能轉化為熱能，所以總壓降低，并且沿氣流方向各切面的總壓均不同。附面層外部可視為無粘性流動的氣體。 附面層特性 （ 3） 層流附面層和紊流附面層：在附面層內空氣分層流動 ， 各層互不混淆的流動狀態(tài)稱為層流附面層 。 物體前部一般保持層流附面層狀態(tài)；流經一段距離后 ， 則轉成空氣微團上 、 下亂動的紊流狀態(tài) ， 形成紊流附面層 。 紊流附面層底部的速度梯度比層流附面層的大 ， 所以造成的摩擦阻力要大得多 。 （ 4） 轉捩點：由層流附面層轉變?yōu)槲闪鞲矫鎸拥呐R界點 。 對給定的飛機其機翼表面上的轉捩點將隨飛行速度的提高而前移；另外機翼表面粗糙也將使轉捩點前移 ， 從而增加摩擦阻力 。 氣流分離及其危害 （ 1） 氣流分離：流經物體的氣流脫離物體表面 ， 使物體后部形成大量渦流的現象 。 氣流開始脫離表面處稱為氣流分離點 。 （ 2） 氣流分離機理：附面層內流速低 ， 外部高速氣流流經翼型最低壓力點后 ， 沿途壓力逐漸增大 。 致使附面層內流動受到阻滯 ， 甚至發(fā)生逆流 。 迫使外部氣流脫離翼型表面 ， 并形成大量旋渦 。 （ 3） 氣流分離的危害：機翼氣流分離會使升力突然大大下降 、 阻力劇增 （ 壓差阻力 ） 引起飛機失速；機翼和尾翼發(fā)生抖振；操縱性和穩(wěn)定性下降 。 （ 4） 影響氣流分離的因素：物體外形 、 來流速度 、 來流與物體的相對位置及物體表面光潔度等 。 機體幾何外形和參數 翼型： 沿著飛機機身縱軸平行的方向剖一刀，所剖開來的剖面形狀 (通常也稱為 ? 翼剖面 ? )。 影響翼型性能的最主要的參數是翼型的厚度和彎度及前緣半徑和后緣角。 機翼剖面形狀 層流翼型：具有較小的相對厚度和彎度 。 其最大厚度位于離前緣 40—50%的翼弦處 ， 能使翼型上壓強的最低點位于翼型靠后的部分 。 有利于提高臨界馬赫數和延緩氣流分離 。 這種翼型用于高亞音速的飛機上 。 菱形翼型：具有尖的前緣和小的相對厚度，用于超音速飛機。 機翼平面形狀 機翼平面形狀是飛機處于水平狀態(tài)時 ， 機翼在水平面上的投影形狀（ a） 矩形； （ b） 梯形；（ c） 橢圓形； （ d） 后掠翼； （ e） （ f） 和（ g） 為三角形和雙三角形 。 機翼平面的特征參數 翼展：左右兩翼尖之間的距離 L。 平均幾何弦長：機翼面積 S與翼展 L之比 。 平均氣動弦長：不同平面形狀的機翼對應當量矩形機翼的弦長 。 當量矩形機翼與原機翼的面積及力矩特性相同 。 展弦比：翼展與平均幾何弦長之比入 。 梯形比（根梢比）：翼根弦長與翼尖弦長之比 ?。 后掠角：機翼前緣與垂直于機身縱軸線的平面之間的夾角 ， 稱為前緣后掠角 。 機翼四分之一弦線的連線與垂直于機身縱軸線的平面之間的夾角 ， 稱為后掠角 ， 一般用 x表示 。 上反角和下反角：翼尖上翹為上反角 ， 反之為下反角 。 均為弦平面沿展向與垂直于飛機立軸的平面之間的夾角 。 在飛機校裝時 ， 按給定位置進行測量 。 安裝角：機翼翼弦平面與機身縱軸之間所夾的銳角 ， 機翼的安裝角為正 ，前緣上偏 。 在校裝時調大安裝角稱 ‘ 內洗 ’ 、 調小安裝角稱 ‘ 外洗 ’ 。 縱向上反角：機翼安裝角與飛機水平安定面安裝角之差 。 一般水平安定面的安裝角為負 ， 前緣下偏 。 機身的幾何形狀和參數 前部：園頭錐體。 中部：等剖面園柱體。 后部：尖削錐體。 主要參數：總長、最大當量直徑和相對位置、長細比。 作用在飛機上的空氣動力 總空氣動力：作用在飛機上的空氣動力總和。 壓力中心：總空氣動力作用線與飛機縱軸的交點。 升力：在飛機對稱面內總空氣動力在垂直來流方向上的分量。 阻力：在飛機對稱面內總空氣動力在平行來流方向上的分量。 v 飛機升力和阻力的計算公式 221 vSCYy ??221 vSCQx ??xCY— 升力； Q— 阻力； ρ— 空氣密度； v — 飛機與氣流之間的相對速度； S — 機翼面積； — 升力系數； — 阻力系數。 yC影響升力的因素 :機翼面積 空氣密度 飛行速度 升力系數 機翼面積：飛機的升力與機翼面積成正比 。 空氣密度：飛機飛行環(huán)境的溫度和高度通過大氣密度的變化而體現 。 ， 溫度和飛行高度愈高其密度愈小導致升力減小 ， 只有高速飛機才適于高空飛行 。高原機場和高的場溫不利于飛機起飛 。 飛行速度 （ 相對氣流的速度 ） ：其它條件不變時 ， 升力與速度的平方成正比 。 當飛機有偏航角速度時 ， 由于左右機翼的相對氣流速度不同 ， 會使飛機產生滾轉力矩 。 飛機的升力 升力系數：其它條件不變時升力與升力系數成正比 。 升力系數是個綜合參數 ，它是翼型 、 攻角 、 機翼平面形狀等的函數 。 翼型對升力系數的影響：彎度和厚度越大 ， 升力系數越大 。 升力系數隨迎角的變化關系 攻角：翼弦與迎面氣流 (相對氣流 )之間所夾的銳角。攻角通常也稱為迎角。 升力系數隨迎角的變化關系 升力系數曲線 ：隨著攻角的增大升力系數與迎角呈線性增大 ， 當升力系數達到最大值后隨迎角的增大而迅速減小 。 零升攻角：升力系數 （ 升力 ） 等于零時對應的攻角 。 對稱翼型的零升攻角等于零 。 非對稱翼型的零升攻角不等于零 。 具有正彎度的翼型其零升攻角為一個小的負攻角 。 臨界攻角（失速攻角）：升力系數最大值所對應的攻角。 展弦比和梯形比越大 ， 升力系數越大 。 飛機機翼的翼展是有限的 ， 在兩翼尖附近 ，下翼面壓強高的氣流會繞過翼尖 ， 旋向上翼面 。 降低尖