【正文】 第一部分 航空模型的飛行原理 思考題1. 掌握空氣壓強(qiáng)的概念，壓強(qiáng)與溫度和高度有什么關(guān)系？什么叫標(biāo)準(zhǔn)大氣壓(一個(gè)大氣壓)？什么叫動(dòng)壓強(qiáng)？什么叫靜壓強(qiáng)？壓強(qiáng)與氣流流動(dòng)的速度有什么關(guān)系？2. 什么叫物質(zhì)的質(zhì)量？物質(zhì)的質(zhì)量是否會(huì)變化？什么叫空氣的密度？空氣的密度與壓強(qiáng)(高度)和溫度有什么關(guān)系？3. 什么叫摩擦力4. 什么叫層流邊界層？什么叫湍流邊界層？5. 雷諾數(shù)是如何引出的？它與那些因素有關(guān)？6. 雷諾數(shù)的大小與產(chǎn)生層流邊界面和湍流邊界面有什么關(guān)系？大飛機(jī)與小飛機(jī)的雷諾數(shù)的主要區(qū)別是什么？ 什么叫空氣動(dòng)力？空氣動(dòng)力的表現(xiàn)形式是哪兩種？8什么叫正壓力？什么叫負(fù)壓力？9正負(fù)壓力對(duì)飛機(jī)有什么好處和壞處？10什么是風(fēng)洞？有什么用途？11試分析機(jī)翼所受到的合力和分力，什么叫壓力中心？什么叫升力？什么叫阻力？12為什么機(jī)翼會(huì)產(chǎn)生升力？13從計(jì)算機(jī)翼所產(chǎn)生的升力的公式可知，升力的大小與哪些因素有關(guān)？其中的翼型與哪個(gè)參數(shù)有關(guān)？14什么叫迎角？什么叫翼弦？15一般的翼型在迎角等于零時(shí)能否產(chǎn)生升力？為什么？什么叫零升力迎角？對(duì)稱翼型又有什么特點(diǎn)？16當(dāng)迎角較小時(shí)，升力系數(shù)與迎角成什么關(guān)系？什么叫臨界迎角ac r？什么叫失速？17阻力由那兩部分組成？分別叫什么？是如何產(chǎn)生的？如何才能減小這兩種阻力？18根據(jù)阻力的計(jì)算公式，物體的阻力與哪些因素有關(guān)？這個(gè)公式是否已包含了摩擦阻力和壓差阻力？19對(duì)于流線型和非流線型物體，各是那種阻力占主要地位？20什么叫邊界層？邊界層可分為哪兩種？這兩種邊界層各有什么特點(diǎn)和區(qū)別？從減小物體表面阻力的觀點(diǎn)看，哪種的阻力較??？21什么叫氣流分離？層流層與湍流層比較，那個(gè)的氣流分離較晚？壓差阻力較??？所以從減小壓差阻力的觀點(diǎn)看，邊界層最好是層流的，還是湍流的？22流線型的模型飛機(jī)的主要阻力是什么阻力？但對(duì)于機(jī)翼來說，情況又有什么不同？23在機(jī)翼的上表面，什么叫反流現(xiàn)象？氣流分離和分離點(diǎn)？24在迎角很小時(shí)，只會(huì)產(chǎn)生什么阻力？而當(dāng)迎角很大時(shí)，會(huì)發(fā)生什么情況？什么是失速？25機(jī)翼上表面是層流層還是湍流層好？為什么？。這些擾流器的具體安裝方法見第三章。這種辦法主要是增加機(jī)翼上表面靠近前緣部分的粗糙棋度，或者在機(jī)翼前緣加擾流線。彎曲度小、厚度大的翼型Re c r很大，這種翼型不宜于在小型及小速度的模型飛機(jī)上使用。最粗略地估計(jì)，厚度是翼弦8%的彎曲翼型的臨界雷諾數(shù)大概為50000。 根據(jù)各種理型的臨界雷諾數(shù)來決定機(jī)翼翼弦最小長(zhǎng)度是很理想的辦法，這樣可保證機(jī)翼在臨界雷諾數(shù)以上的條件下工作；可惜絕大部分翼型的臨界雷諾數(shù)是不知道的，一般翼型資料所標(biāo)明的雷諾數(shù)不是臨界值而只是該資料試驗(yàn)時(shí)的雷諾數(shù)值，這點(diǎn)千萬(wàn)不要弄錯(cuò)。國(guó)際級(jí)牽引模型滑翔機(jī)翼弦最好不要小于15厘米。要達(dá)到這點(diǎn)，可設(shè)法使模型飛機(jī)飛行速度加大或者翼弦加長(zhǎng)。一些科學(xué)家把機(jī)翼放在風(fēng)洞中測(cè)量它的升力和阻力，求出它的升力系數(shù)和阻力系數(shù)時(shí)，發(fā)現(xiàn)如果不斷增大雷諾數(shù)(例如增大風(fēng)速)，機(jī)翼產(chǎn)生的升力系數(shù)會(huì)在達(dá)到一定雷諾數(shù)時(shí)突然增大很多，阻力系數(shù)會(huì)突然減小，如圖210所示，這時(shí)的雷諾數(shù)稱為臨界雷諾數(shù) (Re c r)。 當(dāng)機(jī)翼上表面的邊界層始終是層流層時(shí)，機(jī)翼的性能不好，這在前面已討論過了。 比較可靠的模型飛機(jī)資料一般都注明試驗(yàn)時(shí)的雷諾數(shù)，以便使用者對(duì)比參考。為此，必須首先估計(jì)自己模型飛機(jī)的速度，量出弦長(zhǎng)，代人計(jì)算雷諾數(shù)的公式算出雷諾數(shù)。 現(xiàn)在，雷諾數(shù)對(duì)我們來說又有一個(gè)更具體的意義了。根據(jù)前面的介紹，這些因素的乘積稱為雷諾數(shù)。很明顯，要使兩個(gè)機(jī)翼的q角相同，必須兩個(gè)機(jī)翼的壓力和摩擦力的比值相同。如果這兩個(gè)機(jī)翼是“空氣動(dòng)力學(xué)相似”，空氣動(dòng)力的大小雖然不同，但是成比例，方向必須相同，即由壓力和摩擦力所形成的合力與摩擦力的夾角應(yīng)該相等。 如圖29所示為兩個(gè)形狀相似的機(jī)翼，A與a是任意的相對(duì)應(yīng)的點(diǎn)。這一點(diǎn)恐怕不會(huì)有什么疑問的了，可是只是形狀相似，別人的試驗(yàn)成果是否就能用上呢?這就不一定了，要使用別人的資料時(shí)還要注意到“空氣動(dòng)力學(xué)相似”問題。第五節(jié)空氣動(dòng)力學(xué)相似我們要估計(jì)模型飛機(jī)的特性時(shí)，一般不可能親自把模型飛機(jī)放在風(fēng)洞中做試驗(yàn)，通常只能利用別人已經(jīng)試驗(yàn)出來的資料。 Re是決定邊界層情況的一個(gè)主要參考值。以上。~14176。如果機(jī)翼上表面始終是層流層，性能一定不會(huì)很好。模型飛機(jī)的機(jī)翼翼弦小、飛行速度小，所以Re不大。在第一章已說過，前面三個(gè)因素的影響可以合起來估算，即用雷諾數(shù)估算，雷諾數(shù)計(jì)算見式(15)。機(jī)翼上表而如果是湍流層則情況會(huì)好得多。這樣一來機(jī)翼上表面充滿旋渦，升力大為減小，阻力迅速增大，這種情況就是我們說的失速；迎角再加大，情況便更糟，引力減小更多，阻力增加更大，所以，失速其實(shí)就是機(jī)翼上表面的氣流過早分離的結(jié)果。 在迎角很小時(shí)，機(jī)翼上表面壓強(qiáng)的變化不十分激烈，邊界層向后流動(dòng)不很困難，氣流可在接近后緣才開始分離，這只會(huì)產(chǎn)生壓差阻力。而外面的氣流為了填補(bǔ)“真空”于是產(chǎn)生反流現(xiàn)象，如圖28所示，邊界層外的氣體離開機(jī)翼表面不再沿著機(jī)翼表面形狀流動(dòng)。尤其是最靠近機(jī)翼表面的那一部分，減慢更顯著。不過這時(shí)的邊界層已經(jīng)流動(dòng)，并有很大的流速，所以仍然能夠向后流動(dòng)。過了機(jī)翼最高點(diǎn)以后，流速逐漸減慢，壓強(qiáng)逐漸增大，這時(shí)候邊界層是從低壓區(qū)流向高壓區(qū)。在機(jī)翼前緣附近一直到機(jī)翼最高點(diǎn)壓強(qiáng)是逐漸降低，邊界層是從高壓流向低壓。迎角愈大，機(jī)翼上表面氣流流速愈快，壓強(qiáng)愈低，產(chǎn)生的升力也愈大，即機(jī)翼上表面前后壓強(qiáng)的變化也愈明顯。最后到了后緣，流速又與機(jī)翼前面的流速差不多了， 機(jī)翼上表面氣體壓強(qiáng)的變化和流速是密切相關(guān)的。 機(jī)翼失速的原因可以用氣流的分離來解釋，當(dāng)氣流流過機(jī)翼時(shí)，在機(jī)翼上表面的氣流流速逐漸增大，到了機(jī)翼的最高點(diǎn)，流速最快。如果機(jī)翼能產(chǎn)生的最大升力系數(shù)愈大，模型飛機(jī)的滑翔性能也會(huì)愈好。機(jī)翼的截面形狀雖然是流線型的，但在大迎角飛行(如滑翔)時(shí)，氣流很容易從機(jī)翼上表面分離以至形成失速，所以對(duì)于機(jī)翼需要加以特別的考慮。要想達(dá)到這點(diǎn)必須把表面打磨得很光滑。所以從減小壓差阻力的觀點(diǎn)看，邊界層最好是湍流的。氣流分離的早晚與物體形狀有關(guān)，同時(shí)也與邊界層的性質(zhì)有關(guān)。湍流層的這個(gè)