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1、作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力,升力 更大的重量 阻力 更小發(fā)動(dòng)機(jī)功率,問題：如何增大升力、減小阻力,迎角,相對(duì)氣流方向與翼弦之間的夾角,Angle of Attack (AoA),不同于飛機(jī)的姿態(tài),升力,氣流翼型上表面流線變密流管變細(xì) 下表面平坦流線變化不大(與遠(yuǎn)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(xì)流管截面積減小氣流速度增大故壓強(qiáng)減小 翼型的下表面流管變化不大壓強(qiáng)基本不變 上下表面產(chǎn)生了壓強(qiáng)差總空氣動(dòng)力R R的方向向后向上分力：升力L、阻力D,不同迎角對(duì)應(yīng)的壓力分布,,失速,通常，機(jī)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(shí)，則會(huì)出現(xiàn)相反的情況，即迎角增加升力反而急劇下降。這個(gè)迎角就稱為臨界迎角。 當(dāng)機(jī)翼迎角超過臨界點(diǎn)時(shí)，流經(jīng)上翼面的氣流會(huì)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(jī)減速并抖動(dòng)，各操縱面?zhèn)鞯綏U、舵上的外力變輕，隨后飛機(jī)下墜，機(jī)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(dòng)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(diǎn),Cy=0 的迎角(用0表示)一般為負(fù)值(04)； Cy- 曲線在一個(gè)較大的范圍內(nèi)是直線段； Cy有一個(gè)最大值Cy max，而在接近最大值Cy max前曲線上升的趨勢(shì)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(jiǎn)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(duì)升力系數(shù)的影響,,力矩特性及焦點(diǎn),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(diǎn) mzP不隨Cy而變化的點(diǎn) 升力增量作用點(diǎn),,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(dòng)，摩擦阻力小；紊流流動(dòng)，摩擦阻力大的多 - 盡量使物體表面的流動(dòng)保持層流狀態(tài),附面層,阻力2：壓差阻力,運(yùn)動(dòng)著的物體前后所形成的壓強(qiáng)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(gè)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(yuǎn)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(jī)翼的三元效應(yīng),,上翼面壓強(qiáng)低，下翼面壓強(qiáng)高 - 壓差 - 漩渦 - 下洗,阻力3：誘導(dǎo)阻力,翼尖渦使流過機(jī)翼的氣流向下偏轉(zhuǎn)一個(gè)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(jī)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(gè)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(jī)不同部件之間的相對(duì)位置有關(guān),阻力5：激波阻力,屬于壓差阻力,激波,飛機(jī)飛行 - 對(duì)空氣產(chǎn)生擾動(dòng) 擾動(dòng)(以擾動(dòng)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(shí) 擾動(dòng)波的傳播速度大于飛機(jī)前進(jìn)速度 傳播向四面八方 飛行速度等于或超過音速時(shí) 擾動(dòng)波的傳播速度等于或小于飛機(jī)前進(jìn)速度 后續(xù)時(shí)間的擾動(dòng)就會(huì)同已

6、有的擾動(dòng)波疊加在 一起形成較強(qiáng)的波， 空氣受到強(qiáng)烈的壓縮、而形成了激波,波阻,能量的觀點(diǎn) 空氣通過激波時(shí)，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(dòng)能而來。在這里，能量發(fā)生了轉(zhuǎn)化--由動(dòng)能變?yōu)闊崮?。?dòng)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(jī)翼上壓強(qiáng)分布的觀點(diǎn) 亞音速，最大稀薄度靠前，壓強(qiáng)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(yuǎn)遠(yuǎn)地移動(dòng)到尾部，而且向后傾斜得很厲害，同時(shí)它的絕對(duì)值也有增加。因此，如果再

7、考慮機(jī)翼頭部壓強(qiáng)的升高，那么壓強(qiáng)分布沿與飛行相反方向的合力，急劇增大，使得整個(gè)機(jī)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(chǎng)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(qiáng)、溫度和密度急劇上升，氣流通過時(shí)，空氣微團(tuán)受到的阻滯強(qiáng)烈，速度大大降低，動(dòng)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(yuǎn)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(diǎn)的速度增加到等于當(dāng)?shù)匾羲贂r(shí)，遠(yuǎn)前方來流速度v就叫做此翼型的臨界速度（對(duì)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(diǎn)后面，由于翼型表面的連續(xù)外凸，流管擴(kuò)張，空氣膨脹加速，出現(xiàn)局部超音速區(qū)。,通常機(jī)翼上表面會(huì)首先達(dá)到當(dāng)?shù)匾羲伲植考げㄊ紫瘸霈F(xiàn)在上翼面。隨著速度的增加，下翼面也會(huì)出現(xiàn)局部激波，而且當(dāng)速度進(jìn)一步增加時(shí)，機(jī)翼上下表面的局部激波還會(huì)向后移動(dòng)，并且下翼面的局部激波的移動(dòng)速度比上翼面的大，可能一直移到機(jī)翼后緣，同時(shí)激波的強(qiáng)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(jī)所受的阻力可以分為,,,