第9章飞机的空气动力

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1、1,第9章 飞机的空气动力,1.翼型和机翼的几何参数 2.气动力的合力(矩)及气动力系数 3.低速机翼上的压力分布 4.低速、亚音速的升力特性 5.低速、亚音速的俯仰力矩特性 6.飞机的阻力特性 7.跨音速气动特性简介 8.增升装置 9.飞机极曲线,2,飞机各部件当中，机翼是产生空气动力的主要部件,9.1 翼型和机翼的几何参数,3,翼型 机翼的流向剖面形状,机翼剖面示意图,4,翼型的参数： 后缘翼型上下表面在后部的交点称后缘（Trailing Edge）。 前缘以后缘为圆心画圆弧和翼型头部相切，切点就是前缘（Leading Edge）。 翼弦前、后缘的连线称为翼弦，其长度叫弦长，通常用c（或b

2、）表示。 中线翼型各内切圆圆心的连线叫中线或中弧线。,5,翼型的参数： 最大厚度翼型最大内切圆的直径 相对厚度（厚弦比）最大厚度和弦长的比值 最大厚度位置翼型最大厚度到前缘的距离 最大厚度相对位置,6,翼型的参数： 弯度中线到翼弦的最大垂直距离即最大弧高称为翼型的弯度，用 fmax表示。如中弧线在翼弦之上是向上拱起的，称之为正弯度。 相对弯度弯度和弦长的比值。 最大弯度位置翼型最大弯度到前缘的距离。用Xf表示最大弯度位置。 最大弯度相对位置-翼型最大弯度到前缘的距离与弦长的比值。,7,翼型的参数： 攻角（迎角）翼弦和无穷远来流速度V（即飞行速度）的夹角。图示的为正。 焦点翼弦上距前缘1/4弦长

3、的点，通常用F表示焦点,8,矩形机翼 梯形机翼 椭圆形机翼 三角翼 后掠翼 前掠翼,机翼的平面形状及参数,9,10,11,12,13,14,15,16,翼展机翼左右翼尖之间的直线距离，用字母L表示 机翼面积机翼在XOZ平面的投影面积，用S表示 焦点线机翼各剖面焦点的连线,翼型的平面形状及参数,17,翼型的平面形状及参数,后略角焦点线在XOZ平面的投影与OZ轴的夹角，用表示,18,翼型的平面形状及参数 上反角 焦点线与XOZ平面的夹角，用表示。 如果翼低于XOZ平面，则称下反角,19,20,翼型的平面形状及参数 几何平均弦长 与所给机翼的面积、翼展相同的矩形机翼的弦长 是翼长在翼展区间上的平均值

4、，也叫标准平均弦SMC（Standard Mean Chord） 气动平均弦长 与所给机翼的面积、空气动力、俯仰力矩都相同的假想矩形机翼弦长 半个机翼的面积中心的弦长 MAC (Mean Aerodynamic Chord)，用CA,21,22,翼型的平面形状及参数 展弦比 翼展与几何平均弦长之比，用表示。 展弦比越大，则机翼越细长。 =L/C=L2/s 根尖比 翼根弦长与翼尖弦长之比，用表示：=Cr/Ct； 也有用尖根比做为参数的。,23,第9章 飞机的空气动力,1.翼型和机翼的几何参数 2.气动力的合力(矩)及气动力系数 3.低速机翼上的压力分布 4.低速、亚音速的升力特性 5.低速、亚音

5、速的俯仰力矩特性 6.飞机的阻力特性 7.跨音速气动特性简介 8.增升装置 9.飞机极曲线,24,气动力与坐标系 (1)机体座标系,9.2 气动力的合力、力矩及其系数,25,气动力与坐标系 (2)气流座标系,9.2 气动力的合力、力矩及其系数,26,气动力 飞机和空气有相对运动时，空气给飞机的作用力,27,气动力 飞机的气动力合力R、合力矩M 飞机在空气中飞行的时候，气流流经飞机表面的各个部件，气流对飞机的各部件产生气动力。 把这些气动力等效平移到重心，然后矢量求和 得到合力R和合力矩M,28,飞机的气动力合力R 升力 是指与飞机速度方向垂直的力 不一定在铅垂面内 通常用L或Y表示，与气流坐标

6、系的Y轴重合 主要由机翼产生 阻力 是与飞行速度相反的力 用D或X表示，与气流坐标系的X轴重合 侧向力 与气流坐标系的Z轴重合,29,气动力 合力矩M 合力矩可沿机体坐标系分解为： 滚转力矩：沿机体坐标系X轴的分量，用MX表示 偏航力矩：沿机体坐标系Y轴的分量，用MY表示 俯仰力矩：沿机体坐标系Z轴的分量，用MZ表示,30,31,气动力系数 压力系数（压强系数） 常用于确定物体表面的压力系数 不可压流中驻点的CP=1 可压流中驻点的CP1 在Vmax点CP最小 合力系数,32,气动力系数 升力系数CL 阻力系数CD 侧向力系数CZ 因为R2X2+Y2+Z2 故 CR2 CL2+ CD2+CZ2

7、,33,气动力系数 滚转力矩系数mx 偏航力矩系数my 俯仰力矩系数mz,34,（风洞工作的原理和条件） 流动相似条件（准则）是： 几何形状相似（飞机或机翼部件按一定比例缩小做出来的） 马赫数相同 Re相同,流动相似准则,注 ： 前两个条件容易满足，做到Re相同很难 风洞试验结果必须修正到实际飞行Re后才能用,35,第九章 飞机的空气动力,1.翼型和机翼的几何参数 2.气动力的合力(矩)及气动力系数 3.低速机翼上的压力分布 4.低速、亚音速的升力特性 5.低速、亚音速的俯仰力矩特性 6.飞机的阻力特性 7.跨音速气动特性简介 8.增升装置 9.飞机极曲线,36,9.3 不可压流机翼上的压力分

8、布,机翼的气动特性 机翼的气动特性是指机翼产生的升力、阻力、力矩随攻角、来流马赫数的变化情况及其与机翼剖面的形状、平面形状的关系 机翼上 的气动特性与机翼上的压力分布密切相关,37,9.3 不可压流机翼上的压力分布,翼型的压力分布 理想流体绕翼型低速流动的压力分布,理想流体低速流经对称翼型的绕流谱,38,39,翼型的压力分布 理想流体绕翼型低速流动的压力分布 前驻点：在机翼前端，气流流速减小到0，正压最大的点 后驻点：在机翼后缘，有上下两条流线相交，速度必为0 前驻点、后驻点其压强为总压Pt,40,41,42,翼型的压力分布 理想流体绕翼型低速流动的压力分布 向量表示法 剩余压力：翼面各点静压

9、P与大气压P之差（P=P- P ）称为剩余压力 正压：如果翼面上的某点的P P ，则P为正值，叫正压 吸力：如果翼面上的某点的P P ，则P为负值，叫吸力（负压）。,43,用矢量来表示压力或吸力，矢量线段长度表示吸力或正压力的大小。方向与翼面垂直，箭头由翼面指向外表示吸力；箭头指向翼面表示正压。,A点，称为驻点，是正压最大的点，位于机翼前缘附近，该处气流流速为零。,B点，称为最低压力点，在最大速度点，压强最小，吸力最大，是机翼上表面负压最大的点,44,从前驻点到最小压力点（速度最大点），静压减小，速度增大，称为顺压流动，该段称为顺压区 从最小压力点到后驻点，沿流动方向，静压增大，速度减小，则称

10、为逆压流动，该段称为逆压区,理想流体绕翼型低速流动的压力分布 向量表示法,45,理想流体绕翼型低速流动的压力分布 坐标表示法,压力系数CP,46,上下翼面压力分布与翼型形状和攻角的大小有关,理想流体绕翼型低速流动的压力分布,理想流体绕流时，作用在翼型上的气动力的合力垂直于无穷远来流速度，即只产生升力，没有阻力。,攻角增大使负压峰值增大；逆压梯度增大；升力增大。,47,实际流体（粘流）中绕翼型的压力分布 翼面不再是流线 负压峰值下降，相同攻角a时，升力L下降 无后驻点 出现阻力,48,零升弦：这样一条弦，当来流速度与它平行流来时升力为零 零升攻角：零升弦和翼弦的夹角，即升力为零时的攻角（迎角）

11、气动扭转：机翼各剖面的零升弦不在一个平面内，则说机翼有气动扭转 几何扭转：机翼各剖面的翼弦不在一个平面内，则说机翼有几何扭转,49,机翼的压力分布 沿翼展方向各剖面的压力系数分布 常用沿展向各剖面升力系数表示,三维机翼各剖面的压力分布随攻角的变化与翼型类似 对于三维机翼，即使是理想气流，在有升力时也会产生阻力（诱导阻力）,50,小结 翼型上的压力分布 理想流体绕翼型流动的压力分布 向量表示法 坐标表示法 实际流体（粘流）中翼型的压力分布 零升攻角与机翼的扭转 机翼沿翼展方向各剖面上的升力系数分布,2.3 不可压流机翼上的压力分布,51,1.翼型和机翼的几何参数 2.气动力的合力(矩)及气动力系

12、数 3.低速机翼上的压力分布 4.低速、亚音速的升力特性 5.低速、亚音速的俯仰力矩特性 6.飞机的阻力特性 7.跨音速气动特性简介 8.增升装置 9.飞机极曲线,第九章 飞机的空气动力,52,9.4 低速、亚音速的升力特性,升力特性是指研究升力系数与各种影响因素，如攻角、M、Re、飞机构形等的关系。 知道了升力系数，就可以计算升力：,53,CL与攻角的关系,翼型在不同迎角下的压强分布,54,CL与攻角的关系,55,升力系数的变化规律,当临界，升力系数随迎角的增大而减小，进入失速区。,CL与攻角的关系,56,零升迎角,CL与攻角的关系,57,最大升力系数与失速攻角: 使升力系数取得最大值CLm

13、ax的攻角，用st表示,CL与攻角的关系,58,在迎角不大时，升力系数与迎角成正比（升力线斜率） 其斜率称为升力线斜率，用 表示，近似成常数 CL与可表示为： CL （ - ）,CL与攻角的关系,59,CL与攻角的关系,大攻角下，升力系数曲线的弯曲和失速现象与附面层分离有关,60,附面层分离和失速,61,顺压梯度与逆压梯度,顺压：A到B，沿流向压力逐渐减小，如机翼上表面前段。 逆压：B到C，沿流向压力逐渐增加，如机翼上表面后段。,A,B,C,附面层分离和失速,62,附面层分离,在逆压梯度作用下，附面层底层出现倒流，与上层顺流 相互作用，形成漩涡脱离物体表面的现象。,分离点,附面层分离和失速,6

14、3,分离区的特点,附面层分离后，涡流区的压强降低 分离区内压强几乎相等，并且等于分离点处的压强。,P分离点,P1,P2,P3,P4,P分离点 = P1 = P2 = P3 = P4,附面层分离和失速,64,分离点与最小压力点的位置,附面层分离和失速,65,附面层分离和失速,攻角增大下的气流分离,66,附面层分离和失速,附面层分离会使： 上翼面后部分离区压强比理想绕流小（负压增大） 没有出现理想流体应有的减速、增压过程 上翼面前部负压峰值比理想流体绕流小 分离使流线弯曲减小、前缘附近的绕流程度减小，上翼面头部速度减小 对下翼面影响不大 攻角增大，前驻点后移，下翼面基本上是顺压区，不发生附面层分离

15、,67,附面层分离和失速,出现气流分离后，攻角再增大，对升力系数曲线的影响： 对下翼面影响不大 对上翼面的影响 攻角增大不多时，分离区扩大不多，则上翼面总的升力增大，但比理想流体绕流增加的少，故升力系数曲线开始弯曲,攻角逐渐增大，逆压梯度增加，分离点前移，分离区逐渐扩大，升力增加越来越小，升力系数曲线越来越弯曲 攻角增大到一定程度，升力系数达到最大。 攻角再增大，分离区进一步扩大，升力系数减小，翼型失速。,68,三维机翼的附面层分离 矩形机翼：根部； 梯形机翼：中部； 椭圆形机翼：同时分离； 后掠翼：尖部,附面层分离和失速,69,附面层分离和失速,机翼失速 一边减速，一边掉高度,70,附面层分

16、离和失速,机翼失速,71,附面层分离和失速,抖动攻角和抖动升力系数 使飞机发生明显抖动的攻角称为抖动攻角，此时的升力系数称为抖动升力系数 民航飞机以抖动攻角和抖动升力系数作为允许使用的最大攻角和最大升力系数,72,附面层分离和失速,后掠翼升力特性,73,后掠翼与后掠角,后掠角是机翼弦长的连线与飞机横轴之间的夹角。,附面层分离和失速,后掠翼升力特性,74,对称气流经过直机翼时的M数变化,气流经过直机翼后, 马赫数M会增加。,亚音速下对称气流流经后掠翼,附面层分离和失速,后掠翼升力特性,75,亚音速下对称气流流经后掠翼,对称气流经过后掠翼,可以将气流速度分解到垂直于机翼前缘和平行于机翼前缘。,附面层分离和失速,后掠翼升力特性,76,在气流向后的流动过程中，平行于前缘的气流分速不发生变化，而垂