北京航空航天大學飛行器空氣動力學經典課件——空氣動力學基礎

1、飛機原理與構造,第二章 空氣動力學基礎航空機電教研室 陳金瓶,大氣的重要物理參數(shù)大氣層的構造國際標準大氣流體流動的基本概念流體流動的基本規(guī)律機翼幾何外形和參數(shù)作用在飛機上的空氣動力,內容簡介,大氣的重要物理參數(shù),1.大氣密度2.大氣溫度3.大氣壓力4.粘性5.可壓縮性6.雷諾數(shù)和馬赫數(shù),1.大氣密度ρ是指單位體積內的空氣質量，用ρ表示 ，單位：kg/m3，則有：空氣的密度大，單位體積內的空氣分子多，比較稠

2、密；反之，比較稀薄。由于地心引力的作用， ρ隨高度H的增加而減小，近似按指數(shù)曲線變化。,,,,2.大氣溫度T是指大氣層內空氣的冷熱程度。微觀上來講，溫度體現(xiàn)了空氣分子運動劇烈程度。所以說溫度是大量分子熱運動的集體表現(xiàn)，含有統(tǒng)計意義。對于個別分子來說，溫度是沒有意義的。攝氏溫標（℃）絕對溫標（ K）華氏溫標（℉）,,,這三種溫度單位的換算關系可表示為：,,3.大氣壓力p是指作用在單位面積且方向垂直于此面積（沿內法線方向）的力

3、。就空氣來講，空氣的壓力是眾多空氣分子在物體表面不斷撞擊產生的結果。在飛機上產生的空氣動力中，特別是升力，大都來自于飛機外表面上的空氣壓力。單位：毫米汞柱（mmHg）、帕（Pa（N/m2））、每平方英寸磅（Psi）等，其中，帕（Pa（N/m2））為國際計量單位。規(guī)定在海平面溫度為15℃時的大氣壓力即為一個標準大氣壓，表示為760mmHg或1.013 × 105Pa。大氣壓力隨高度的變化如圖,,完全氣體是氣體分子運動論中采

4、用的一種模型氣體。它的分子體積和氣體所占空間相比較可以忽略不計、分子間的相互作用力也忽略不計。在室溫和通常壓力范圍內的氣體基本符合這些假設，所以空氣可以看作為一種完全氣體。對于完全氣體，有,,,4.粘性μ當流體內兩相鄰流層的流速不同時，兩個流層接觸面上便產生相互粘滯和相互牽扯的力，這種特性就叫粘性。,,,,實驗表明：流體的粘性力F與相鄰流層的速度差Δv=v1-v2 、接觸面的面積 ΔS 成正比，和相鄰流層的距離Δy成反比。,,F

5、 ——流體的粘性力μ ——流體的動力粘性系數(shù)Δv/ Δy ——橫向速度梯度。ΔS ——接觸面的面積 τ——單位接觸面積上的粘性力,流體動力粘性系數(shù) μ 在數(shù)值上等于橫向速度梯度為1時，作用在單位面積上的粘性力。所以 μ 可以作為量度流體粘性大小的尺度，單位是Pa · S。,,,常溫下空氣μ =1.81×10-5 Pa · S水μ=1.002 ×10-3 Pa ·

6、 S甘油μ =1.4939 Pa · S粘性系數(shù)：液體＞氣體,隨著溫度的升高氣體μ ↑流層間內摩擦力增大液體μ ↓分子間內聚力減小,用管道來運輸液體（如石油）時，對液體加溫（特別是寒冷地區(qū)的冬季），有減小流動損失、節(jié)能省耗的效果,,,5.可壓縮性E是指一定量的空氣在壓力變化時，其體積發(fā)生變化的特性?？蓧嚎s性用體積彈性模量 E 來衡量 ，其定義為產生單位相對體積變化所需的壓力增量。E 值越大，流體越難

7、被壓縮。在通常壓力下，空氣的E值相當小，約為水的1/20000。因此，空氣具有壓縮性，而水則視為不可壓縮流體。一般情況下飛機低速飛行（Ma＜0.3）時，視為不可壓縮流體；高速飛行（Ma≥0.3）時，則必須考慮空氣的可壓縮性。,,6.音速c是指聲波在介質中傳播的速度，單位為m/S。實驗表明，在水中聲速約為1440m/S，而在海平面標準狀態(tài)下，在空氣中的聲速只有341m/S。而我們又知道水難被壓縮，空氣易被壓縮，由此可以推論：流體

8、的可壓縮性 小，聲速大。顯然，在不可壓縮流體、固體中，聲速→∞。大氣中，聲速的計算公式為式中，T是空氣的熱力學溫度，單位為K!!!。,,,,,7.馬赫數(shù)和雷諾數(shù)馬赫數(shù)的定義是式中，v是飛行速度，c是當?shù)芈曀伲达w行高度上大氣中的聲速）。Ma是個無量綱量，它的大小可以作為空氣受到壓縮程度的指標。Ma＜0.8 亞音速； 0.8 ＜ Ma ＜ 1.3 跨音速 1.3 ＜ Ma

9、＜ 5.0 超音速Ma＞5.0 高超音速,,,,,雷諾數(shù)的定義是ρ 、μ——飛行高度上大氣的密度和動力粘性系數(shù)l——是飛機的特征尺寸v——是飛行速度Re表征了流體運動中慣性力與粘性作用的關系?？梢园l(fā)現(xiàn)，Re越小，說明空氣粘性的作用越大，對流場的影響是主要的；反之Re越大，慣性力的作用越大。,,大氣的重要物理參數(shù)大氣層的構造國際標準大氣流體流動的基本概念流體流動的基本規(guī)律機翼幾何外形和參數(shù)作用

10、在飛機上的空氣動力,內容簡介,大氣層的構造,1.大氣層的構造一、對流層二、平流層三、中間層四、電離層五、散逸層,五、散逸層：是大氣的最外層，從電離層頂部到大氣層的最外邊緣。由于地心引力很小，大氣分子不斷向星際空間散逸。,二、平流層（同溫層）◆高度范圍：11 ～ 50 km 。◆11 ～ 20km ，溫度不隨高度而變化，常年平均值為-56.5℃ ◆20 ～50km溫度隨高度的增加上升◆空氣稀薄，水蒸氣極少◆沒有云、雨、

11、雪、雹等現(xiàn)象◆沒有垂直方向的風，只有水平方向的風，而且風向穩(wěn)定◆大氣能見度好、空氣阻力小，對飛行有利，現(xiàn)代噴氣式客機多在11 ～ 12 km 的平流層底層飛行。,一、對流層◆大氣中最低的一層，在地球中緯度地區(qū)，高度范圍0 ～ 11 km ?！舭看髿?/4的質量◆天氣變化最復雜的一層，有云、雨、雪、雹等現(xiàn)象?！艨諝獾乃搅鲃雍痛怪绷鲃?，形成水平方向和垂直方向的陣風◆其壓強、密度、溫度和音速均隨高度的增加而降低。,三、中

12、間層◆高度范圍：50 ～ 80 km ◆空氣十分稀薄，溫度隨高度的增加而下降◆空氣在垂直方向有強烈的運動。,四、電離層◆高度范圍80 ～ 800 km ◆空氣處于高度的電離狀態(tài)，氮、氧分子電離成為離子和自由電子，帶有很強的導電性，能吸收、反射和折射無線電波。所以這一層對無線電通信很重要◆由于空氣電離放出的熱量，溫度很高并隨著高度的增加而上升?！粢脖环Q為暖層或熱層◆空氣密度極小，聲波已無法傳播,大氣的重要物理參數(shù)大氣層的

13、構造國際標準大氣流體流動的基本概念流體流動的基本規(guī)律機翼幾何外形和參數(shù)作用在飛機上的空氣動力,內容簡介,國際標準大氣,國際標準大氣具有以下的規(guī)定：1.大氣是靜止的、潔凈的，且相對濕度為零。2.空氣被視為完全氣體，即其物理參數(shù) （密度、溫度和壓力）的關系服從完全氣體的狀態(tài)方程 p =ρRT3.海平面作為計算高度的起點，即 H =0處 。,大氣的重要物理參數(shù)大氣層的構造國際標準大氣流體流動的基本概念流體流動的基本規(guī)

14、律機翼幾何外形和參數(shù)作用在飛機上的空氣動力,內容簡介,流體流動的基本概念,相對運動原理連續(xù)性假設流場、定常流和非定常流流線、流線譜、流管和流量,,1.相對運動原理空氣相對飛機的運動稱為相對氣流，相對氣流的方向與飛機運動的方向相反。只要相對氣流速度相同，產生的空氣動力也就相等。將飛機的飛行轉換為空氣的流動，使空氣動力問題的研究得到簡化。,飛機的運動方向與相對氣流的方向,,2.連續(xù)介質假設連續(xù)性假設是指把流體看成連綿一片的、沒

15、有間隙的、充滿了它所占據的空間的連續(xù)介質。空氣分子是 2.7 ×1019 個/cm3空氣分子的平均自由程約為6 ×10-6cm空氣分子的平均直徑約為3.7 ×10-8cm兩者之比約為170:1因此從微觀上來說，空氣是一種有間隙的不連續(xù)介質。,,飛機的特征尺寸一般以 m 計，至少以 cm 計，比流體分子的平均自由程大得多因此，一般不研究流體分子的個別運動，而是研究流體的宏觀運動，即將空氣看成連續(xù)介

16、質。在某些情況下，例如在120km的高空，空氣分子的平均自由行程和飛行器的特征尺寸在同一數(shù)量級，連續(xù)介質假設就不再成立。,四、電離層◆高度范圍80 ～ 800 km ◆空氣處于高度的電離狀態(tài)，對無線電通信很重要◆溫度很高并隨著高度的增加而上升。也被稱為暖層或熱層◆空氣密度極小，聲波已無法傳播,,3.流場、定常流和非定常流流體流動所占據的空間稱為流場，用來描述表示流體運動特征的物理量，如速度、密度、壓力等等。在流場中的每一

17、點處，如果流體微團的物理量隨時間變化，這種流動就稱為非定常流動，這種流場被稱為非定常流場；反之，則稱為定常流動和定常流場。,,4.流線、流線譜、流管流線是在流場中用來描繪流體微團流動狀態(tài)的曲線。在流線每一點上，曲線的切線方向正是流體微團流過該點時流動速度的方向。在流場中，用流線組成的描繪流體微團流動情況的圖畫稱為流線譜。,,v,,在流場中取一條不是流線的封閉曲線，通過曲線上各點的流線形成的管形曲面稱為流管。因為通過曲線上各點流體微團

18、的速度都與通過該點的流線相切，所以只有流管截面上有流體流過，而不會有流體通過管壁流進或流出。,,,,流體流動的基本規(guī)律,連續(xù)性定理伯努利定理,1.連續(xù)性定理連續(xù)性定理是質量守恒定律在流體流動中的應用。對于低速流體，當流體連續(xù)不斷而穩(wěn)定地流過一個粗細不等的管道時，由于管道中任何一部分的流體都不能中斷或擠壓起來，因此在同一時間內，流進任一切面的流體的質量和從另一切面流出的流體質量是相等的。,流體連續(xù)性方程：

19、 ?1S1v1= ?2S2v2 = ?3S3v3 =……=const. 即： ? S v = const.,對于低速流體，流體不可壓縮，即： ?1= ?2 = ?3=…… 可得：S1v1= S2v2 = S3v3 =……=const. 即： S v = const.,2.伯努利定理連續(xù)性定理是能量守恒定

20、律在流體流動中的應用。管道中以穩(wěn)定的速度流動的流體，若流體為不可壓縮的理想流體（沒有粘性），則沿管道各點的流體的動壓與靜壓之和等于常量。p+0.5? v2 = P = const靜壓 ：就是“壓能”，即勢能的一種，也就是壓力動壓 ：氣體具有流動速度，受阻力時，由于動能轉變?yōu)閴毫δ芏鸬某^流體靜壓力部分的壓力,,低速流動空氣的特性根據流體連續(xù)性定理和伯努利定理，可以得到以下結論：流體在管道中流動時，凡是管道剖面大的地方，流體

21、的流速就小，流體的靜壓 就大，而管道剖面小的地方，流速就大，靜壓就小。即：若 S1＞ S2 ＞ S3則 v1＜ v2＜ v3 p1＞ p2＞ p3,,實驗驗證空氣靜止時，各處大氣壓力都一樣，等于此處的大氣壓力，測壓管中指示劑液面的高度都相等?？諝庖阅骋凰俣冗B續(xù)穩(wěn)定地流過管道，空氣壓力下降，所有液面均有所升高，但升高的量卻不一樣管截面最細處，速度最快，靜壓最小，動壓最大。,機翼的幾何外形和參數(shù),機翼翼型的形狀和參數(shù)機

22、翼平面的形狀和參數(shù)機翼相對機身的安裝位置,就是用平行于飛機機身對稱平面的平面切割機翼所得的剖面。 圓頭尖尾翼型 尖頭尖尾翼型,,,早期飛機：平板和彎板,,,流線型：提高飛行性能,翼型（翼剖面）的形狀,弦線:前緣與后緣之間的連線。弦長：弦線的長度，又稱為幾何弦長。用b表示，是翼型的特征尺寸。,翼型的參數(shù)（一）,,厚度t：上下翼面在垂直于翼弦方向的距離，其中最大者稱為最大厚度tm最大相對厚度t’ ：t’=tm /

23、b最大相對厚度位置x’：x’=xm / b,翼型的參數(shù)（二）,,,中弧線（中線）：在弦向任一位置x處，垂直于弦線的直線與上、下表面交點的中點連接起來所構成的線。彎度fm ：中弧線與翼弦之間的距離最大相對彎度f ’ ：f ’= fm / b最大相對彎度位置x’：x’=xm / b,翼型的參數(shù)（三）,,,前緣半徑rp后緣角τ：翼型上下表面周線在后緣處切線的夾角迎角α,翼型的參數(shù)（四）,翼型的分類,１全對稱翼：上下弧線均凸且對稱

24、，一般用于尾翼２半對稱翼：上下弧線均凸但不對稱，常用于低亞音速飛機的機翼３克拉克Y翼：下弧線為一直線，也叫平凸翼４S型翼：中弧線是一個平躺的S型，因攻角改變時，壓力中心不變動，常用于無尾翼機５內凹翼：又叫凹凸翼型，下弧線在翼弦上面，升力系數(shù)大，常見于早期飛機及牽引滑翔機，所有鳥類除蜂鳥外都是這種翼型,NACA 24152 ——相對彎度，即中弧線的最大弧高為2%4 ——相對彎度位置位于翼弦前緣的40%15——相對厚度，

25、即最大厚度是弦長的15%NACA 0012,NACA四位數(shù)翼型族,機翼的幾何外形和參數(shù),機翼翼型的形狀和參數(shù)機翼平面的形狀和參數(shù)機翼相對機身的位置參數(shù),機翼平面形狀：從飛機頂上看下去，機翼在平面上的投影形狀低速飛機跨音速、超音速飛機,翼面的形狀,,,,,,,,,,機翼面積S：機翼在水平面內的投影面積翼展展長l：機身兩側翼尖之間的距離根梢比η：翼根弦長和翼尖弦長之比η=b1/b2展弦比λ：展長和機翼平均幾何弦長bav之

26、比bav=S/ l→ λ=l/bav=l2/S,翼面的參數(shù)（一）,后掠角χ（/chi/）：沿機翼展向等百分比弦線點的連線與垂直于機身中心線的直線之間的夾角,翼面的參數(shù)（二）,前緣后掠角χ01/4弦線后掠角χ0.25中弦線后掠角χ0.5后緣后掠角χ1,,平均氣動力弦長：與實際機翼面積相等、氣動力矩特性相同的當量矩形機翼的弦長，用bA表示。是計算空氣動力中心（焦點）、縱向力矩系數(shù)等常用的一種基準弦長。,翼面的參數(shù)（三）,,機翼的幾

27、何外形和參數(shù),機翼翼型的形狀和參數(shù)機翼平面的形狀和參數(shù)機翼相對機身的安裝位置,上反角ψ (psi)與下反角-ψ：機翼的底面與垂直于飛機立軸的平面之間的夾角，從飛機前面看，如果翼尖上翹，夾角就是上反角ψ ；翼尖下垂，則是下反角-ψ 。低速機翼采用一定的上反角可以改善飛機的橫向穩(wěn)定性,機翼相對于機身的位置（一）,,機翼相對于機身中心線的位置：上單翼、下單翼和中單翼。安裝角,機翼相對于機身的位置（二）,,,機身中心線,安裝角的大小應按

28、照飛行最重視的飛行姿態(tài)來確定。以巡航姿態(tài)為主的運輸及，考慮到減小阻力，安裝角一般取4°左右。,作用在飛機上的空氣動力,空氣動力升力阻力升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線、升阻比曲線機翼的壓力中心和焦點,空氣動力,定義：空氣作用在與之有相對運動物體上的力稱為空氣動力。壓力中心：空氣動力的作用點。 垂直于來流方向的升力L 平行于來流方向的阻力D,,升力,產生原理：連續(xù)性定理、伯努利定理,負壓區(qū),正壓區(qū),,,駐

29、點,最低壓力點,升力,升力公式可以表示為影響升力的因素空氣密度飛行速度機翼面積升力系數(shù)CL是無量綱參數(shù)，在飛行馬赫數(shù)Ma小于一定值時，他們只與機翼的形狀和迎角有關。,當αα臨界，升力系數(shù)隨迎角的增大而減小，進入失速區(qū)。,臨界迎角,迎角對升力系數(shù)的影響,,,,,當機翼迎角超過臨界點時，流經上翼面的氣流會出現(xiàn)嚴重分離，形成大量渦流，升力下降，阻力急劇增加。飛機減速并抖動，各操縱面?zhèn)鞯綏U、舵上的外力變輕，隨后飛機下墜，機頭下俯

30、，這種現(xiàn)象稱為失速。,過失速機動飛機在超過失速迎角之后，仍然有能力完成可操縱的戰(zhàn)術機動。,機翼對升力系數(shù)的影響,相對厚度：相對厚度↑CLmax ↑ α臨界↓前緣半徑：前緣半徑↑CLmax —α臨界↑展弦比： 展弦比↑CLmax ↑ α臨界↓后掠角： 后掠角↑CLmax ↓ α臨界↑前緣粗糙度：前緣越光滑， CLmax ↑ α臨界↑,阻力,分類附面層（邊界層）,阻力,

31、,摩擦阻力,壓差阻力,干擾阻力,誘導阻力,,零升阻力（廢阻）,附面層的產生,由于空氣有粘性，當它流過不是絕對光滑的機體表面時，機體表面對最緊貼自身的氣體微團產生阻滯力，使其流速降為零，由此空氣的粘性產生阻滯力一層一層向外影響下去，就在機體表面形成了沿機體表面法線方向，流速由零逐漸增加到外界氣流流速的薄薄的一層空氣層，就叫做附面層。,平板表面形成附面層,附面層內的速度梯度,附面層的分類,根據附面層內氣體的流動狀態(tài)可分為：層流附面層：前段

32、附面層內，流體微團層次分明的沿機體表面向后流動，上下各層之間的微團互不混淆。液體流速較低，質點受粘性制約，不能隨意運動，粘性力起主導作用；紊流附面層：后段附面層，氣體微團除了向前流動外，還上下亂竄、互相摻和，已分不清流動的層次。液體流速較高，粘性的制約作用減弱，慣性力起主導作用。附面層由層流狀態(tài)轉變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)叫轉捩。液體流動時，究竟是層流還是紊流，要用雷諾數(shù)來判定。,摩擦阻力,根據牛頓第三定律（作用力與反作用力定律），機體表面給氣體

33、微團向前的阻滯力，使其速度下降，氣體微團必定給機體以大小相等方向相反的向后的作用力，這個力就是摩擦力。在紊流附面層的底層，機體表面對氣流的阻滯作用要比層流附面層大得多，所以，紊流附面層的摩擦阻力＞層流附面層的摩擦阻力影響因素：附面層內氣流流動狀態(tài)，接觸面積，機體表面狀態(tài)等。,減小摩擦阻力的措施,1,采用層流翼型目的：使附面層保持在層流狀態(tài)原因：此種翼型下，壓力分布比較平坦，最低壓力點位置后移，減小附面層變厚的趨勢，有利于保持層流

34、附面層。,減小摩擦阻力的措施,2，在機翼表面安裝一些氣動裝置，不斷向附面層輸入能量；結構上也可以采取對附面層進行吸氣或吹氣的措施，加大附面層內氣流的流動速度，減小附面層的厚度，使附面層保持層流狀態(tài)。3，保持機體表面的光滑清潔。機翼表面對氣流的任何微小擾動都會是流動狀態(tài)發(fā)生改變。所以以后再維護修理飛機的工作中，一定要保持機體表面的光滑整潔。4，盡量減小機體與氣流的接觸面積。,壓差阻力,通俗解釋，就是運動的物體因前后壓力差而形成的阻力。

35、以低速飛行的對稱翼型為例駐點-最低壓力點：順壓梯度最低壓力點以后：逆壓梯度——阻礙了附面層內流體向后流動，同時附面層內的氣流由于粘性的作用消耗了動能。無法克服逆壓梯度的阻力繼續(xù)向后流動，故發(fā)生了倒流，使氣流離開了翼面，產生了附面層分離現(xiàn)象。由于分離后翼型背風面的壓力低于前部壓力，故將產生壓差阻力。,減小壓差阻力的措施,1盡量減小飛機機體的迎風面積。比如，在保證裝在所需要容積的情況下，機身橫截面的形狀應采取圓形或近似圓形。2暴

36、露在空氣中的機體各部件外形應采用流線型（圓頭尖尾），以便適應不同來流方向以及使翼型后部邊界層不易出現(xiàn)分離。3飛行時，除了起氣動作用的部件外，其他機體部件的軸線應盡量與氣流方向平行,內因：空氣的粘性外因：翼面彎曲導致的逆壓梯度,干擾阻力,F1=機翼阻力+機身阻力+尾翼阻力+……+各部件單獨放在氣流中產生的阻力 F2=整機在氣流中產生的阻力一般來說F2>F1，那么ΔF=F2-F1即稱為干擾阻力。它是由于各個部件組合在一起時

37、，空氣流動相互干擾產生的額外阻力增量改進措施： 在部件結合 部位安裝整流罩，使結 合部位較為光滑，減小 流管的收縮和擴張。,誘導阻力,伴隨升力的產生而產生。機翼：翼展為有限值翼型：翼展為無限大,下翼面壓力>上翼面壓力,氣流繞過翼梢，向上翼面流動,機翼后緣拖出尾渦渦面,產生展向速度，翼面上流線發(fā)生彎曲,產生誘導速度場，下洗速度（與升力方向相反）,減小誘導阻力的措施,分析可知，機翼的誘導阻力是機翼特有的阻力，只有當升

38、力不為零時，才會有誘導阻力換句話說，誘導阻力是產生有用升力必須付出的“代價”，只能減小，而無法絕對避免它。措施采用誘導阻力較小的機翼平面形狀。橢圓形<梯形<矩形。加大機翼的展弦比也可以減小誘導阻力。在機翼安裝翼梢小翼。,阻力,阻力公式可以表示為影響阻力的因素阻力系數(shù),,有利飛行速度,,迎角對阻力系數(shù)的影響,阻力系數(shù)曲線不與CD=0的橫線相交，說明在任何迎角下飛機的阻力都不等于零。在迎角等于零附近，阻力系數(shù)

39、最小，然后隨著迎角絕對值的增加而增大。,,,升阻比曲線,看一架飛機的飛行性能，是不是能產生的升力越大越好呢？以較小的阻力獲得所需要的升力，才能提高飛機的飛行效率。為此我們引入升阻比的概念，用K表示K=L/D=CL/CD,極曲線,極曲線是升力系數(shù)對阻力系數(shù)的曲線。對每一個迎角都可以得到一個升力系數(shù)和一個阻力系數(shù)，以CL為縱坐標，以CD為橫坐標，將各點連線就得到了極曲線。,從原點所引直線與極曲線交于兩點，則兩點的升阻比相同，較高者的迎