【正文】 空氣動力學(xué) 流體流動的基本概念 氣流沿物體邊緣的流動狀態(tài) 機(jī)體幾何外形和參數(shù) 作用在飛機(jī)上的空氣動力 機(jī)翼附著物（冰、雪、霜）對翼型的影響 高速飛行的一些特點(diǎn) 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(yùn)動原理：物體在靜止的空氣中運(yùn)動和空氣流過靜止的物體，會產(chǎn)生同樣的相對氣流和同樣的空氣動力。 應(yīng)用：對飛機(jī)進(jìn)行試飛或利用飛機(jī)模型安裝在風(fēng)洞中來研究飛機(jī)空氣動力的產(chǎn)生和變化。 連續(xù)性假設(shè) 將流體看成由無間隙的連續(xù)介質(zhì)所組成，各種物理量都是空間和時間的連續(xù)性函數(shù) 0 流線和流線譜：在定常流動中 ， 空氣微團(tuán)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(kuò)張 。 流體流動的兩個基本定理 連續(xù)性定理：質(zhì)量守恒定律在流體力學(xué)上的應(yīng)用形式 。 當(dāng)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(nèi) ， 流過流管任何切面的空氣質(zhì)量都是相等的 。 ?1V1S1 = ?2V2S2 = 常數(shù) 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(xué)和液體流體動力學(xué)中常用的連續(xù)性方程 。 V1S1 = V2S2 = 常數(shù) 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(nèi)流過時 ， 在與外界沒有能量交換情況下 ， 則在流管內(nèi)任一切面上流體的靜壓與動壓之和為常數(shù) ， 即總壓沿程不變 。 伯努利定理實(shí)質(zhì)上是能量守恒定理在流體力學(xué)中的應(yīng)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(jī)翼上產(chǎn)生升力的原因：流經(jīng)機(jī)翼上翼面的流管收縮 ，切面積變小 。 下翼面的流管擴(kuò)張 ， 切面變大 。 據(jù)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(jù)伯努力定理可知 ， 上翼 面處氣流的靜壓低于來流大氣壓強(qiáng)，而下翼面靜壓大于來流大氣壓強(qiáng)。作用在機(jī)翼上、下表面的壓強(qiáng)差的總和在垂直于相對氣流方向的分力，就是機(jī)翼產(chǎn)生的升力。升力方向與相對氣流的方向垂直。 機(jī)翼上表面有一個最低壓力點(diǎn)（氣流流速最大）。前緣處有一個最高壓力點(diǎn)（氣流速度為零）稱為 ‘ 駐點(diǎn) ’ 。 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(jī)理及其危害 附面層 ： 氣流流經(jīng)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(nèi)在物體表面處的流速為零。通常把流速達(dá)到外部流速的99%這一點(diǎn)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(nèi)因?yàn)槟Σ粒箽饬鞑糠謩幽苻D(zhuǎn)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(nèi)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(jīng)一段距離后 ， 則轉(zhuǎn)成空氣微團(tuán)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(zhuǎn)捩點(diǎn)：由層流附面層轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞲矫鎸拥呐R界點(diǎn) 。 對給定的飛機(jī)其機(jī)翼表面上的轉(zhuǎn)捩點(diǎn)將隨飛行速度的提高而前移；另外機(jī)翼表面粗糙也將使轉(zhuǎn)捩點(diǎn)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(jīng)物體的氣流脫離物體表面 ， 使物體后部形成大量渦流的現(xiàn)象 。 氣流開始脫離表面處稱為氣流分離點(diǎn) 。 （ 2） 氣流分離機(jī)理：附面層內(nèi)流速低 ， 外部高速氣流流經(jīng)翼型最低壓力點(diǎn)后 ， 沿途壓力逐漸增大 。 致使附面層內(nèi)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(jī)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(jī)失速；機(jī)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(jī)體幾何外形和參數(shù) 翼型： 沿著飛機(jī)機(jī)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(shù)是翼型的厚度和彎度及前緣半徑和后緣角。 機(jī)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(qiáng)的最低點(diǎn)位于翼型靠后的部分 。 有利于提高臨界馬赫數(shù)和延緩氣流分離 。 這種翼型用于高亞音速的飛機(jī)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(jī)。 機(jī)翼平面形狀 機(jī)翼平面形狀是飛機(jī)處于水平狀態(tài)時 ， 機(jī)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(jī)翼平面的特征參數(shù) 翼展：左右兩翼尖之間的距離 L。 平均幾何弦長：機(jī)翼面積 S與翼展 L之比 。 平均氣動弦長：不同平面形狀的機(jī)翼對應(yīng)當(dāng)量矩形機(jī)翼的弦長 。 當(dāng)量矩形機(jī)翼與原機(jī)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(jī)翼前緣與垂直于機(jī)身縱軸線的平面之間的夾角 ， 稱為前緣后掠角 。 機(jī)翼四分之一弦線的連線與垂直于機(jī)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(jī)立軸的平面之間的夾角 。 在飛機(jī)校裝時 ， 按給定位置進(jìn)行測量 。 安裝角：機(jī)翼翼弦平面與機(jī)身縱軸之間所夾的銳角 ， 機(jī)翼的安裝角為正 ，前緣上偏 。 在校裝時調(diào)大安裝角稱 ‘ 內(nèi)洗 ’ 、 調(diào)小安裝角稱 ‘ 外洗 ’ 。 縱向上反角：機(jī)翼安裝角與飛機(jī)水平安定面安裝角之差 。 一般水平安定面的安裝角為負(fù) ， 前緣下偏 。 機(jī)身的幾何形狀和參數(shù) 前部：園頭錐體。 中部：等剖面園柱體。 后部：尖削錐體。 主要參數(shù)：總長、最大當(dāng)量直徑和相對位置、長細(xì)比。 作用在飛機(jī)上的空氣動力 總空氣動力：作用在飛機(jī)上的空氣動力總和。 壓力中心：總空氣動力作用線與飛機(jī)縱軸的交點(diǎn)。 升力：在飛機(jī)對稱面內(nèi)總空氣動力在垂直來流方向上的分量。 阻力：在飛機(jī)對稱面內(nèi)總空氣動力在平行來流方向上的分量。 v 飛機(jī)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(jī)與氣流之間的相對速度； S — 機(jī)翼面積； — 升力系數(shù)； — 阻力系數(shù)。 yC影響升力的因素 :機(jī)翼面積 空氣密度 飛行速度 升力系數(shù) 機(jī)翼面積：飛機(jī)的升力與機(jī)翼面積成正比 。 空氣密度：飛機(jī)飛行環(huán)境的溫度和高度通過大氣密度的變化而體現(xiàn) 。 ， 溫度和飛行高度愈高其密度愈小導(dǎo)致升力減小 ， 只有高速飛機(jī)才適于高空飛行 。高原機(jī)場和高的場溫不利于飛機(jī)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(dāng)飛機(jī)有偏航角速度時 ， 由于左右機(jī)翼的相對氣流速度不同 ， 會使飛機(jī)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩 。 飛機(jī)的升力 升力系數(shù)：其它條件不變時升力與升力系數(shù)成正比 。 升力系數(shù)是個綜合參數(shù) ，它是翼型 、 攻角 、 機(jī)翼平面形狀等的函數(shù) 。 翼型對升力系數(shù)的影響：彎度和厚度越大 ， 升力系數(shù)越大 。 升力系數(shù)隨迎角的變化關(guān)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(shù)隨迎角的變化關(guān)系 升力系數(shù)曲線 ：隨著攻角的增大升力系數(shù)與迎角呈線性增大 ， 當(dāng)升力系數(shù)達(dá)到最大值后隨迎角的增大而迅速減小 。 零升攻角：升力系數(shù) （ 升力 ） 等于零時對應(yīng)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(fù)攻角 。 臨界攻角（失速攻角）：升力系數(shù)最大值所對應(yīng)的攻角。 展弦比和梯形比越大 ， 升力系數(shù)越大 。 飛機(jī)機(jī)翼的翼展是有限的 ， 在兩翼尖附近 ，下翼面壓強(qiáng)高的氣流會繞過翼尖 ， 旋向上翼面 。 降低尖