章航概课程学习.pptx

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1、会计学1章航概章航概第一页，共83页。2.1 空气的基本性质空气的基本性质2.1.1 大气飞行环境大气飞行环境 飞行器在大气层内飞行时所处的环境条件，飞行器在大气层内飞行时所处的环境条件，称为大气飞行环境。图称为大气飞行环境。图1 图图2 图图3 图图4 以大气中温度随高度的分布为主要以大气中温度随高度的分布为主要(zhyo)依据，可将大气层划分为对流层、依据，可将大气层划分为对流层、平流层、中间层、热层和散逸层平流层、中间层、热层和散逸层(外大气层外大气层)等等5个层次。个层次。航空器的大气飞行环境是对流层和平流层。航空器的大气飞行环境是对流层和平流层。第1页/共83页第二页，共83页。I.

2、对流层对流层 对流层是地球大气中最低的一层。对流层是地球大气中最低的一层。其厚度随纬度其厚度随纬度(wid)和季节变化，低纬度和季节变化，低纬度(wid)地区平均为地区平均为1618km；中纬度；中纬度(wid)地地区为区为1012km；高纬度；高纬度(wid)地区为地区为89km。第2页/共83页第三页，共83页。(1)对流层中气温随高度增加而降低。对流层中气温随高度增加而降低。(2)对流层集中了几乎全部的水汽，是天气变化最对流层集中了几乎全部的水汽，是天气变化最复杂的层次，也是对飞行影响最重要复杂的层次，也是对飞行影响最重要(zhngyo)的的层次。层次。(3)由于受地面情况和地形的影响，

3、对流层中有水由于受地面情况和地形的影响，对流层中有水平风和垂直风，而垂直风对飞机的飞行不利。平风和垂直风，而垂直风对飞机的飞行不利。(4)对流层集中了全部大气约四分之三的质量。对流层集中了全部大气约四分之三的质量。第3页/共83页第四页，共83页。II.平流层平流层 平流层位于对流层顶之上，直到约平流层位于对流层顶之上，直到约5055km。(1)在平流层内，随着高度的增加气温最初保持不变在平流层内，随着高度的增加气温最初保持不变或微有上升，到或微有上升，到2530公里以上气温升高较快，到了公里以上气温升高较快，到了平流层顶气温约升至平流层顶气温约升至270290K。(2)在平流层中，空气的垂直

4、运动远比对流层弱，基在平流层中，空气的垂直运动远比对流层弱，基本上只有水平本上只有水平(shupng)风而无垂直风，飞机飞行平风而无垂直风，飞机飞行平稳。稳。第4页/共83页第五页，共83页。(3)平流层水汽含量也较少，天气变化小，对飞行有利(yul)。(4)平流层大气质量约占整个大气的四分之一。第5页/共83页第六页，共83页。III.中间层中间层 中间层从平流层顶中间层从平流层顶(5055km)伸展到伸展到80km高度。高度。这一层的特点是：气温随高度增加而下降，在这一层的特点是：气温随高度增加而下降，在这一层的顶部气温可低至这一层的顶部气温可低至160190K；空气有相当；空气有相当强烈

5、的垂直运动强烈的垂直运动(yndng)。中间层大气质量约占整个大气的中间层大气质量约占整个大气的1/3000。第6页/共83页第七页，共83页。IV.热层热层 热层的范围是从中间层顶伸展到约热层的范围是从中间层顶伸展到约800km高度。高度。热层的一个特征是气温热层的一个特征是气温(qwn)随高度增加而上升。另随高度增加而上升。另一个重要特征是空气处于高度电离状态。一个重要特征是空气处于高度电离状态。第7页/共83页第八页，共83页。V.散逸层 散逸层又称逃逸层、外大气层，是地球大气的最外层，位于(wiy)热层之上。那里的空气极其稀薄，同时又远离地面，受地球的引力作用较小，因而大气分子不断地向

6、星际空间逃逸。第8页/共83页第九页，共83页。2.1.2 大气的物理性质大气的物理性质 大气的物理性质包括大气的温度、压强大气的物理性质包括大气的温度、压强(常称常称为压力为压力)、密度、密度(或比重或比重)、音速、粘性、音速、粘性(zhn xn)和压缩性等。和压缩性等。空气的粘性空气的粘性(zhn xn)，是空气自身相互粘，是空气自身相互粘滞或牵扯的特性。滞或牵扯的特性。从本质上讲，粘性从本质上讲，粘性(zhn xn)是流体内相邻是流体内相邻两层间的内摩擦。两层间的内摩擦。第9页/共83页第十页，共83页。空气的粘性(zhn xn)比水的要小。空气的粘性(zhn xn)和温度有关，温度高，

7、空气的粘性(zhn xn)大，反之就小。空气的粘性(zhn xn)对飞机飞行的影响主要表现在其与飞行的摩擦阻力有关。第10页/共83页第十一页，共83页。空气的压缩性，是指在压强(yqing)(压力)的作用下或温度改变的情况下，空气改变自己的密度和体积的一种特性。空气的压缩性比水要大得多，水几乎很难压缩。第11页/共83页第十二页，共83页。在低速流动时，空气压强的变化一般不大，空气密度的变化很小，空气的压缩性对于飞机的飞行(fixng)影响很小。所以在低速飞行(fixng)时，可以认为空气是不可压缩的，即可以认为密度是一个不变的数值。所谓低速，是指流动速度v不大于0.3倍音速a，即v0.3a

8、，或者M 0.3，M=v/a称为马赫数。高速飞行(fixng)时，就必须考虑空气的压缩性。第12页/共83页第十三页，共83页。2.1.3 国际标准大气国际标准大气 为了有一个研究空气动力和飞行性能的统为了有一个研究空气动力和飞行性能的统一标准，国际航空界协议，人为地规定一标准，国际航空界协议，人为地规定(gudng)了大气温度、密度、压强等随高度了大气温度、密度、压强等随高度变化的关系，这就是国际标准大气变化的关系，这就是国际标准大气(ISA)。第13页/共83页第十四页，共83页。国际标准大气的主要内容包括：(1)基本假设：大气是静止的、干燥洁净的理想气体；在规定温度随高度的变化规律和海平

9、面的温度、压力和密度(md)初始值后，通过对大气静力方程和气体状态方程的积分，获得压力和密度(md)的数据。(2)干燥空气的气体常数R287.05278J/(kgK)。第14页/共83页第十五页，共83页。(3)海平面大气物理属性等主要参数：温度T015(288.15K)；空气密度01.225kg/m3；空气压力p0101325Pa；音速a0340.294m/s；重力(zhngl)加速度g09.80665m/s2。(4)大气温度、压力、密度随高度变化的公式。此外，还有粘性系数、分子碰撞频率、分子量等。根据这些公式计算出来的数据排列成表即为国际标准大气。第15页/共83页第十六页，共83页。第1

10、6页/共83页第十七页，共83页。2.2 低速气流的特性低速气流的特性 所谓低速气流，是指流动速度所谓低速气流，是指流动速度v不大于不大于0.3倍倍音速音速a(即即v0.3a或或 M 0.3，M=v/a为称为马为称为马赫数赫数)的气流。的气流。所谓气流特性，就是指流动中的空气其压强、所谓气流特性，就是指流动中的空气其压强、密度、温度以及流管粗细同气流速度之间相互密度、温度以及流管粗细同气流速度之间相互(xingh)变化的关系。变化的关系。第17页/共83页第十八页，共83页。2.2.1 流场的概念流场的概念 I.流体流体 气体和液体统称为流体。流体的特性是：气体和液体统称为流体。流体的特性是：

11、不能保持一定形状，具有不能保持一定形状，具有(jyu)流动性；液流动性；液体具有体具有(jyu)一定的体积，不可压缩；而气一定的体积，不可压缩；而气体可以压缩。体可以压缩。第18页/共83页第十九页，共83页。气体虽然是可压缩的，但在许多工程中，气体的压力和温度变化不大(如低压等)、气流速度远小于音速(如速度v0.3a)时，可以忽略气体的压缩性，这时即把气体看作为不可压缩的流体。这样近似能使问题(wnt)简化并不会引起太大的误差。第19页/共83页第二十页，共83页。II.流场 流体所占据的空间称为流场。用以表征流体特性的物理量如速度、温度、压强、密度(md)等，称为流体的运动参数。所以流场又

12、是分布上述运动参数的场。第20页/共83页第二十一页，共83页。III.定常定常(稳定稳定)流动与非定常流动与非定常(不稳定不稳定)流动流动 如果流场中流体的运动如果流场中流体的运动(yndng)参数不仅随位置不参数不仅随位置不同而不同，而且随时间变化而变化，这样的流动称为非同而不同，而且随时间变化而变化，这样的流动称为非定常流动。定常流动。如果流场中流体的运动如果流场中流体的运动(yndng)参数只随位置改变参数只随位置改变而与时间无关，这样的流动称为定常流动。而与时间无关，这样的流动称为定常流动。第21页/共83页第二十二页，共83页。IV.流线 流线是流场中某一瞬时的一条空间曲线，在该线

13、上各点的流体质点(zhdin)所具有的速度方向与曲线在该点的切线方向重合。图第22页/共83页第二十三页，共83页。(1)非定常流时，由于流速随时间改变，经过同一点的流线其空间方位和形状是随时间改变的。(2)定常流动时，由于流场中各点流速不随时间变化(binhu)，所以同一点的流线始终保持不变，且流线与迹线（流体质点在一段时间内运动的轨迹线）重合。第23页/共83页第二十四页，共83页。(3)流线不能相交也不能折转。因为空间每一点只能有一个速度方向，所以不能有两条流线同时通过同一点。三种情况例外(lwi)：驻点速度为零的点；奇点速度为无限大的点；流线相切。图第24页/共83页第二十五页，共83

14、页。(4)流场中的每一点都有流线通过。由这些流线构成流场的总体称为(chn wi)流线谱，简称流谱。图第25页/共83页第二十六页，共83页。V.流管和流束 在流场中画一封闭曲线，过该曲线上每一点(y din)做流线，由这许多流线所围成的管状曲面称为流管。图 由于流管表面是由流线所围成，而流线不能相交，因此流体不能穿出或穿入流管表面。这样，流管就好象刚体管壁一样把流体运动局限在流管之内或流管之外。在定常/稳定流动时，流管就象真实的管子一样。充满在流管内的流体，称为流束。第26页/共83页第二十七页，共83页。2.2.2 运动的转换运动的转换 相对原理：如果在一个相对原理：如果在一个(y)运动物

15、体系上附运动物体系上附加上一个加上一个(y)任意的等速直线运动，则此附加任意的等速直线运动，则此附加的等速直线运动并不破坏原来运动的物体系中各的等速直线运动并不破坏原来运动的物体系中各物体之间的相对运动，也不改变各物体所受的力。物体之间的相对运动，也不改变各物体所受的力。第27页/共83页第二十八页，共83页。利用(lyng)相对原理，可进行运动的转换，使问题的研究大为简化：空气作用在物体上的力，并不决定于空气或物体的绝对速度，而决定于二者之间的相对运动。图 第28页/共83页第二十九页，共83页。2.2.3 连续性定理连续性定理 实际的例子：实际的例子：(1)河水流动；河水流动；(2)穿堂风

16、；穿堂风；(3)山谷中的风比平原山谷中的风比平原(pngyun)开阔的地方开阔的地方大。大。质量守恒定律是自然界基本的定律之一。如质量守恒定律是自然界基本的定律之一。如果把这个定律应用在流体的流动上，就可以得果把这个定律应用在流体的流动上，就可以得出这样的结论：当流体低速、定常（稳定）、出这样的结论：当流体低速、定常（稳定）、连续不断地流动时，流管里的任一部分，流体连续不断地流动时，流管里的任一部分，流体都不能中断或积聚，在同一时间内，流进任何都不能中断或积聚，在同一时间内，流进任何一个截面的流体质量和从另一个截面流出的流一个截面的流体质量和从另一个截面流出的流体质量应当相等。体质量应当相等。

17、第29页/共83页第三十页，共83页。设截面的面积(min j)为A1，气流速度为v1，空气密度为1，则单位时间内流进该截面的气体质量为 图 同理，单位时间内流出截面的气体质量为第30页/共83页第三十一页，共83页。根据(gnj)质量守恒定律，m1=m2，即：由于截面和截面是任意选取的，所以可以认为，单位时间内流过任何截面的气体质量(zhling)都是相等的，故得 第31页/共83页第三十二页，共83页。如果在流动过程中，气体(qt)密度不变，即1=2=，则有 上述(shngsh)两式称为连续方程。进一步可写成：第32页/共83页第三十三页，共83页。它说明了气流流动速度和流管截面积之间的关

18、系。由此看出(kn ch)，当低速、定常（稳定）流动时，气流速度的大小与流管的截面积成反比，这就是连续性定理。也可以粗略地说，低速定常（稳定）流动时，截面积小的地方流速快，而截面积大的地方则流速慢。第33页/共83页第三十四页，共83页。流体流动速度的快慢，可用流管中流线的疏密程度来表示(biosh)。流线密的地方，表示(biosh)流管细，流体流速快，反之就慢。图 需要指出的是，连续性定理只适应于低速的范围(M0.3，v0.3a)，即认为密度不变，不能推广到高速。第34页/共83页第三十五页，共83页。2.2.4 伯努利定理伯努利定理(dngl)伯努利定理伯努利定理(dngl)便是能量守恒定

19、律在空便是能量守恒定律在空气动力学中的具体应用。伯努利定理气动力学中的具体应用。伯努利定理(dngl)的具体形式是：的具体形式是：式中p1为截面(jimin)的静压，p2为截面(jimin)的静压，v2/2为动压(也称速压)；p0为总压。第35页/共83页第三十六页，共83页。静压，即是流体流动时其本身(bnshn)实际具有的压强；动压，为气体流动时由流速产生的附加压强，或者说是单位体积流体所携带的动能；总压，是速度等于0时的静压。图 第36页/共83页第三十七页，共83页。在低速、定常（稳定）流动时，流场中的任一点(y din)，气体的静压与动压之和为一常量，且等于其总压，这就是伯努利定理。

20、也可以粗略地说，低速、定常（稳定）流动时，流速小的地方，压强大；而流速大的地方压强小。第37页/共83页第三十八页，共83页。伯努利定理的应用也是有条件的，它只适应于低速，即认为密度不变，不适应于高速；并且要求(yoqi)流场中的气体不与外界发生能量交换。连续性定理和伯努利定理是气体动力学中两个最基本的定理，它们说明了流管截面积、气流速度和压力这三者之间的关系。第38页/共83页第三十九页，共83页。综合连续性定理和伯努利定理，我们可以得出(d ch)如下结论：低速、定常（稳定）流动的气体，流过的截面积大的地方，速度小，压强大；而截面积小的地方，流速大，压强小。这一结论是解释机翼上空气动力产生

21、的根据。图1 图2 图3第39页/共83页第四十页，共83页。需要强调的是，在这里得出的连续性定理和伯努利定理只适用于低速，即气流不可压缩(即密度不变化)的流动情况，不能推广(tugung)到高速。第40页/共83页第四十一页，共83页。2.3 机翼的外形参数机翼的外形参数2.3.1 翼型的几何参数翼型的几何参数 沿着与飞机对称面平行的平面在机翼上切出沿着与飞机对称面平行的平面在机翼上切出的剖面称为机翼的翼型，又叫翼剖面。图的剖面称为机翼的翼型，又叫翼剖面。图1 图图2 翼型的前缘、后缘。翼型的前缘、后缘。确定翼型的主要几何参数有：弦长、相对厚确定翼型的主要几何参数有：弦长、相对厚度度(hud

22、)、最大厚度、最大厚度(hud)位置和相对弯位置和相对弯度。图度。图第41页/共83页第四十二页，共83页。I.弦长弦长 连接翼型前缘连接翼型前缘(翼型最前面翼型最前面(qin mian)的点的点)和和后缘后缘(翼型最后面的点翼型最后面的点)两点的直线段的长度，称为弦长，两点的直线段的长度，称为弦长，通常用符号通常用符号c表示。表示。第42页/共83页第四十三页，共83页。II.相对厚度 翼型的厚度是垂直于翼弦的翼型上下表面之间的直线段长度。翼型最大厚度tmax与弦长c之比，称为(chn wi)翼型的相对厚度，并常用百分数表示 现代(xindi)飞机的翼型相对厚度为3%14%。第43页/共83

23、页第四十四页，共83页。III.最大厚度位置 翼型最大厚度离开前缘的距离(jl)xt，称为最大厚度位置，通常也用弦长的百分数表示，现代飞机的翼型，最大厚度(hud)位置约为3050%。第44页/共83页第四十五页，共83页。2.3.2 机翼平面形状的几何参数机翼平面形状的几何参数(cnsh)所谓机翼的平面形状，是指从飞机顶上看所谓机翼的平面形状，是指从飞机顶上看下来机翼在平面上的投影形状。图下来机翼在平面上的投影形状。图1 图图2 按照平面形状的不同，机翼基本可分为四按照平面形状的不同，机翼基本可分为四类：矩形机翼、梯形机翼、后掠机翼和三角类：矩形机翼、梯形机翼、后掠机翼和三角形机翼。前两种形

24、状主要用于低速飞机，而形机翼。前两种形状主要用于低速飞机，而后两种形状则主要用于高速飞机。后两种形状则主要用于高速飞机。第45页/共83页第四十六页，共83页。按照平面形状的不同，机翼(j y)主要可分为五类：(1)矩形机翼(j y)(2)梯形机翼(j y)(3)椭圆形机翼(j y)(4)后掠机翼(j y)(5)三角形机翼(j y)平直平直(pn zh)机翼机翼主要用于主要用于低速飞机低速飞机主要用于高速(o s)飞机第46页/共83页第四十七页，共83页。表示(biosh)机翼平面形状的主要参数有：机翼面积、翼展、展弦比、梯形比和后掠角。图 I.机翼面积 机翼平面形状所围的面积，用S表示(b

25、iosh)。II.翼展 机翼两翼尖之间的距离，用b表示(biosh)。第47页/共83页第四十八页，共83页。III.展弦比展弦比 机翼翼展的平方与面积之比，或者机翼翼机翼翼展的平方与面积之比，或者机翼翼展与机翼平均展与机翼平均(pngjn)几何弦长（等于机翼面积几何弦长（等于机翼面积S与翼与翼展展b之比）之比，用之比）之比，用A表示，即表示，即 第48页/共83页第四十九页，共83页。IV.梯形比 机翼的翼尖弦长与中心弦长之比，称为机翼的梯形比，又称尖削(jin xu)比，用符号表示。第49页/共83页第五十页，共83页。V.后掠角 机翼上有代表性的等百分比弦点连线(lin xin)同垂直于

26、机翼对称面的直线之间的夹角称为机翼的后掠角，用表示。图 后掠角表示机翼各剖面在纵向的相对位置，也即表示机翼向后倾斜的程度。后掠角为负表示翼面有前掠角。0表示前缘后掠角，0.25表示1/4弦线后掠角，0.5表示中弦线后掠角，1.0表示后缘后掠角。图 第50页/共83页第五十一页，共83页。如不特别指明，后掠角通常是指1/4弦线后掠角。平直翼的1/4弦线后掠角大约在20以下，多用于亚音速飞机(fij)；后掠掠翼1/4弦线后掠角大多在25以上，用于高亚音速和超音速飞机(fij)上；三角翼前缘后掠角约在60左右，后缘基本无后掠，多用于超音速飞机(fij)，尤以无尾式飞机(fij)采用较多。第51页/共

27、83页第五十二页，共83页。2.3.3 机翼的安装机翼的安装 上反角：垂直与飞机对称平面的直线与机翼上反角：垂直与飞机对称平面的直线与机翼下表面下表面(有的定义为与机翼翼弦平面有的定义为与机翼翼弦平面)之间的夹角之间的夹角(ji jio)，称为机翼的上反角，称为机翼的上反角。通常规定上反为正，下反为负。通常规定上反为正，下反为负。图图 安装角：翼型弦线和飞机轴线的夹角安装角：翼型弦线和飞机轴线的夹角(ji jio)叫安装角，一般为叫安装角，一般为04。第52页/共83页第五十三页，共83页。以上所述翼型和机翼的各几何参数，对机翼的气动特性影响较大。特别是机翼面积、展弦比、梯形比、后掠角以及相对

28、厚度这五个参数，对机翼的空气动力特性有重大的影响。如何合理地选择这些参数，以保证(bozhng)获得良好的空气动力特性，乃是飞机设计中的一项重要任务。第53页/共83页第五十四页，共83页。2.4 翼型的升力、阻力和力矩特性翼型的升力、阻力和力矩特性2.4.1 翼型的升力和阻力翼型的升力和阻力 I.迎角的概念迎角的概念 飞行速度（飞机质心飞行速度（飞机质心(zh xn)相对于未受飞机相对于未受飞机流场影响的空气的速度）在飞机参考平面上的流场影响的空气的速度）在飞机参考平面上的投影与翼弦（有时为飞机轴线）之间的夹角，投影与翼弦（有时为飞机轴线）之间的夹角，用用表示。图表示。图 当飞行速度沿机体坐

29、标系竖轴的分量为正时，当飞行速度沿机体坐标系竖轴的分量为正时，迎角为正。图迎角为正。图第54页/共83页第五十五页，共83页。如果按照相对气流（未受飞机流场影响的气流）方向，则相对气流速度（未受飞机流场影响的空气相对于飞机质心的运动速度）在飞机参考平面上的投影与飞机轴线或翼弦之间的夹角就是(jish)迎角，且当相对速度沿机体坐标系竖轴的分量为负时，迎角为正。图第55页/共83页第五十六页，共83页。II.升力和阻力的产生升力和阻力的产生 根据运动的转换，我们根据运动的转换，我们(w men)可以认为在空中飞可以认为在空中飞行的飞机是不动的，而空气以同样的速度流过飞机。行的飞机是不动的，而空气以

30、同样的速度流过飞机。图图 升力和阻力的产生。图升力和阻力的产生。图1 图图2 压力中心：总空气动力压力中心：总空气动力R与翼弦的交点叫做压力中与翼弦的交点叫做压力中心。好象整个空气动力都集中在这一点上，作用在机心。好象整个空气动力都集中在这一点上，作用在机翼上去似的。翼上去似的。第56页/共83页第五十七页，共83页。III.压力分布(fnb)与升力系数 根据翼型上、下表面各处的压强，可以绘制出机翼的压强分布(fnb)图(压力分布(fnb)图)。图中自表面向外指的箭头，代表吸力；指向表面的箭头，代表压力。箭头都与表面垂直，其长短表示负压(与吸力对应)或正压(与压力对应)的大小。由图可看出，上表

31、面的吸力占升力的大部分。靠近前缘处稀薄度最大，即这里的吸力最大。第57页/共83页第五十八页，共83页。机翼的压强分布还与迎角有关。图1 图2 在一定迎角范围内，R是随着迎角的增加而上升(shngshng)的。但当大到某一程度，再增加迎角，升力不但不增加反而迅速下降，这种现象我们叫做“失速”。失速对应的迎角就叫做“临界迎角”或“失速迎角”。图1 图2第58页/共83页第五十九页，共83页。为了(wi le)研究问题方使，引入升力系数CL的概念 在确定的翼型和几何(j h)形状的条件下，CL基本上只是迎角的函数。可以画出CL-曲线。图第59页/共83页第六十页，共83页。由CL-曲线(qxin)

32、上可以发现几个特点：图 (1)CL=0的迎角(以0表示，称为零升迎角)一般为负值(0-4)；(2)CL-曲线(qxin)在一个较大的范围内是直线段；(3)CL有一个最大值CLmax(约为1.11.5)，而在接近CLmax前的上升趋势就已减慢。第60页/共83页第六十一页，共83页。2.4.2 翼型的力矩特性及焦点翼型的力矩特性及焦点(jiodin)当气流流过翼型时，可以把作用在翼型上的当气流流过翼型时，可以把作用在翼型上的空气动力空气动力R分解为垂直翼弦的法向力分解为垂直翼弦的法向力L1和平行于和平行于翼弦的切向力翼弦的切向力D1图。规定力矩使翼型抬头为正，图。规定力矩使翼型抬头为正，则空气动

33、力对则空气动力对P点的力矩可写为点的力矩可写为 写成力矩(l j)系数的形式 第61页/共83页第六十二页，共83页。迎角不但影响R的大小(dxio)，同时还改变其作用点。因此可求出各个迎角下对应的升力系数CL和力矩系数Cm，画出Cm与CL曲线。图第62页/共83页第六十三页，共83页。当CL不太大时曲线近似呈直线，不同的P点可得到不同的斜率。总能找到一点，其Cm几乎不随CL 而变化，这样的点称为焦点(或空气动力中心)。焦点实质上是机翼升力增量(zn lin)的作用点。低速时，焦点一般在25%翼弦长附近。第63页/共83页第六十四页，共83页。焦点距前缘的相对位置用 表示，绕该点的力矩(l j

34、)系数用Cm0(0)表示。对已选定的翼型，它们都是定值。因此可得 可见压力中心并非焦点(jiodin)，它是随CL 的增大而前移，并逐渐接近焦点(jiodin)。第64页/共83页第六十五页，共83页。2.4.3 附面层与摩擦阻力附面层与摩擦阻力 空气是有粘性的，当它流过机翼时，就会有空气是有粘性的，当它流过机翼时，就会有一层很薄的气流被一层很薄的气流被“粘粘”在机翼表面在机翼表面(biomin)上。这个流速受到阻滞的空气流动层就叫做附上。这个流速受到阻滞的空气流动层就叫做附面层。根据作用和反作用定理，受阻滞的空气面层。根据作用和反作用定理，受阻滞的空气必然会给机翼表面必然会给机翼表面(bio

35、min)一个与飞行方向一个与飞行方向相反的作用力，这就是摩擦阻力。图相反的作用力，这就是摩擦阻力。图第65页/共83页第六十六页，共83页。附面层中气流的流动(lidng)情况是不同的，一般可分为层流附面层和紊流附面层。层流转变为紊流的那一点称为转捩点（转变点）。图 附面层内的摩擦阻力同气流的流动(lidng)情况有很大关系。层流层的摩擦阻力小，而紊流层的摩擦阻力大。因此，尽可能在机翼上保持层流流动(lidng)是有利的。摩擦阻力的大小，还取决于空气的粘性、飞机的表面状况以及同空气接触的飞机表面面积等。第66页/共83页第六十七页，共83页。2.4.4 压差阻力压差阻力 压差阻力的产生是由于运

36、动着的物体前后所压差阻力的产生是由于运动着的物体前后所形成的压强差。其大小同物体的迎风面积形成的压强差。其大小同物体的迎风面积(min j)、形状以及在气流中的位置有关。物体的迎风、形状以及在气流中的位置有关。物体的迎风面积面积(min j)越大，压差阻力也越大。物体的形越大，压差阻力也越大。物体的形状和位置对压差阻力也有很大的作用。图状和位置对压差阻力也有很大的作用。图1 图图2 图图3第67页/共83页第六十八页，共83页。前端圆钝，后面尖细，象水滴或雨滴似的物体，称为流线形物体，简称流线体。在迎风面积相同的条件(tiojin)下，它的压差阻力最小。这时大部分是摩擦阻力。图 物体上的摩擦阻

37、力和压差阻力合起来叫做迎面阻力。第68页/共83页第六十九页，共83页。一个物体，究竟那一种阻力(摩擦阻力或压差阻力)占主要部分，这要取决于物体的形状和位置：如果是流线体，那么它的迎面阻力中主要部分是摩擦阻力；如果形状远离(yun l)流线体的式样，那么压差阻力占主要部分，摩擦阻力则居次要位置，而且总的迎面阻力也较大。第69页/共83页第七十页，共83页。飞机上不但机翼会产生升力(shn l)，还有平尾和机身都可以产生升力(shn l)，其他暴露在气流中的某些部分也都可以产生少许的升力(shn l)。不过除了机翼以外，其他部分产生的升力(shn l)都是很小的；而且平尾的升力(shn l)由于

38、操纵的需要，经常改变方向，忽上忽下。所以通常用机翼的升力(shn l)来代替整个飞机的升力(shn l)。换句话说，机翼的升力(shn l)就是整架飞机的升力(shn l)。第70页/共83页第七十一页，共83页。2.5 机翼的三元机翼的三元(sn yun)效应效应 2.5.1 升力系数曲线升力系数曲线(qxin)的斜率的斜率 或或 机翼产生(chnshng)升力时，下翼面的压力比上翼面的大，下表面的气体就可以绕过翼尖向上表面流动而产生(chnshng)横向运动(图1 图2 图3)，它的直接后果是缓和了上下翼面的压强差。第71页/共83页第七十二页，共83页。因此，在同样的迎角下，有限翼展的实

39、际机翼的升力系数就比无限翼展的升力系数小。而且展弦比越小，横向流动所波及的相对范围就越大，它的升力系数曲线的斜率（简称(jinchng)升力线斜率）自然就越小。图 第72页/共83页第七十三页，共83页。2.5.2 机翼的下洗流和诱导阻力机翼的下洗流和诱导阻力 有限翼展的横向气流在机翼后面形成一个自有限翼展的横向气流在机翼后面形成一个自由涡并引起机翼展长范围内的空气产生由涡并引起机翼展长范围内的空气产生(chnshng)一个向下的速度一个向下的速度w，称为下洗速度。，称为下洗速度。离开旋涡中心越近，下洗速度的数值越大。图离开旋涡中心越近，下洗速度的数值越大。图 诱导阻力的产生诱导阻力的产生(c

40、hnshng)图图1 图图2 图图3第73页/共83页第七十四页，共83页。诱导阻力(zl)同机翼的平面形状、剖面形状、机翼展弦比，特别是同升力有关。在同样CL的条件下，椭圆形机翼的诱导阻力(zl)最小。机翼展弦比越大，诱导阻力(zl)越小。第74页/共83页第七十五页，共83页。2.5.3 有限有限(yuxin)翼展机翼的阻力系数翼展机翼的阻力系数 同升力系数一样，我们定义阻力系数同升力系数一样，我们定义阻力系数CD 第75页/共83页第七十六页，共83页。低速机翼的阻力(zl)系数为 摩擦阻力系数CD摩与雷诺数(Re=vb/，v为流速，为动粘性系数，b为物体特性长度)的大小(dxio)和附

41、面层的流态有关，在小迎角时，它占据主导地位。第76页/共83页第七十七页，共83页。压差阻力系数D压在大迎角，尤其是在附面层有较严重的分离后，才迅速地增加，而在小迎角时主要是受机翼相对厚度的影响，基本上是一个常数。只有(zhyu)诱导阻力系数D诱是与CL的平方成正比。因此CD-曲线接近一条抛物线。图 机翼的摩擦阻力和压差阻力，常统称为翼型阻力(型阻)。第77页/共83页第七十八页，共83页。2.5.5 机翼的极曲线及升阻比机翼的极曲线及升阻比 把机翼的升力系数把机翼的升力系数(xsh)和阻力系数和阻力系数(xsh)随随迎角变化的关系，综合地用一条曲线画出来，称迎角变化的关系，综合地用一条曲线画

42、出来，称之为机翼极曲线，即之为机翼极曲线，即CL=f(CD)曲线曲线(图图)。极曲线的纵坐标表示升力系数极曲线的纵坐标表示升力系数(xsh)，横坐标，横坐标表示阻力系数表示阻力系数(xsh)，曲线上每一点对应一个迎，曲线上每一点对应一个迎角。角。从极曲线上可看出从极曲线上可看出CL和和CD的对应值及所对应的对应值及所对应的迎角的迎角，亦可找出，亦可找出0、cr、CLmax和和CDmin来。来。第78页/共83页第七十九页，共83页。在分析机翼气动性能时还会用到升阻比的概念(ginin)。升阻比表示同一个迎角下升力与阻力之比 由坐标原点作极曲线的切线(qixin)，切点处对应的升阻比即为机翼的最

43、大升阻比(L/D)max(图)。最大升阻比状态机翼的气动效率最高。第79页/共83页第八十页，共83页。前面已经谈到，机翼的升力即为整架飞机的升力，但飞机的阻力却不然。不但机翼会产生(chnshng)阻力，飞机暴露在气流中的其他部分如起落架、机身、尾翼等同样会产生(chnshng)阻力。现代飞机在巡航飞行时，机翼的阻力(翼型阻力和诱导阻力)大约占全机阻力的25%35%。因此，不能以机翼的阻力来代替全机的阻力。第80页/共83页第八十一页，共83页。飞机上除了有摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力以外，还有一种干扰阻力。所谓干扰阻力，就是飞机各部分之间由于气流相互(xingh)干扰而产生的一种额外阻力。图1 图2第81页/共83页第八十二页，共83页。归纳起来，低速飞行时，飞机会产生四种阻力：摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力，其中(qzhng)的诱导阻力时低速飞行的主要阻力。高速飞行时，飞机上面除了上述四种阻力外，还会出现激波阻力(波阻)。第82页/共83页第八十三页，共83页。