空气动力学：第2章 机翼低速气动特性
飞行器空气动力学教学大纲
第一章低速翼型的气动特性（8学时）“*”
含翼型的几何参数、低速翼型流动特点及起动涡、库塔-儒可夫斯基后缘条件和环量确定、薄翼型理论、任意翼型位流解法、低速翼型的一般气动特性等部分，作业，课堂讨论。
第二章机翼低速气动特性（8学时+3学时实验）“*”
含机翼的几何参数、涡定理及下洗、升力线理论、升力面理论及涡格法、低速机翼一般气动特性等内容，3学时综合实验，作业，课堂讨论。
考核重点为：
第一章低速翼型的气动特性
翼型的几何参数、低速翼型流动特点、库塔-儒可夫斯基后缘条件、薄翼型理论、任意翼型位流解法。
第二章机翼低速气动特性
机翼的几何参数、升力线理论、低速机翼一般气动特性。
第三章亚音速翼型和机翼的气动特性
速度位方程、小扰动线化理论、亚音速流中薄翼型的气动特性、亚音速薄机翼的气动特性、临界马赫数及阻力发散马赫数。基本概念及典型流动特征分析。
通过本课程的学习，使学生对飞行器飞行的整个速度范围的空气动力特性方法有全面和系统的理解，并掌握空气动力学特性求解的基本理论和方法，初步具备飞行器气动力设计所需知识，并为学习后续课程、开展科学研究打好基础。
前修课程、能力和知识结构要求：
明确学生学习本门课程的先修课程，主要能力和知识结构。
学生需先修高等数学，数理方程，复变函数等课程，掌握基本的数学推导能力、方程组求解能力，具备基本的矢量代数、高等数学、数理方程及复变函数等的知识结构。
飞行器空气动力学教学大纲
课程编号
01200110
开课学院
航空宇航
开课系
0121
课程名称
中文
飞行器空气动力学
课程类别
必修课
英文
Aerodynamics of Aircraft
空气动力学基础：第2章 机翼低速气动特性
直匀流+附着涡线+自由涡面 因为低速翼型的升力增量在焦点处，约在1/4弦点，因此附着 涡线可放在展向各剖面的1/4弦点的连线上，此线即为升力线。
绕流。 V∞ 与对称平面处翼剖面(翼根剖面)弦线间的夹角定 义为机翼的迎角α。纵向绕流时作用在机翼上的空气动力仍
是升力Y(垂直V∞方向)，阻力X(平行V∞ 方向)，纵向力矩Mz (绕过某参考点z轴的力矩)。定义机翼纵向绕流的无量纲气
动系数为
升力系数
Cy
Y
1 2
V2
S
阻力系数
Cx
1 2
X
V2S
纵向力矩系数
1
EXIT
2.1 机翼的几何参数
几何扭转角：机翼上平行于对称面的翼剖面的 y 弦线相对于翼根翼剖面弦线的角度称为机翼的
几何扭转角 扭；如右图所示。若该翼剖面的
扭
x
局部迎角大于翼根翼剖面的迎角，则扭转角为 o
正。沿展向翼剖面的局部迎角从翼根到翼梢是
减少的扭转称为外洗，扭转角为负。反之成为
内洗。 除了几何扭转角之外还有气动扭转角，
平均空气动力弦长是—个假想矩形机翼的弦长，这一假 想机翼的面积S和实际机翼的面积相等，它的力矩特性和实 际机翼也相同。
EXIT
2.2 机翼的空气动力系数，平均气动弦长和焦点
假想矩形机翼的零升俯仰力矩为
M 'z0 mz0q SbA ,
q
1 2
V2
上式中mz0为假想机翼的零升俯仰力矩系数，也是实际机翼 的零升俯仰力矩系数，q∞为来流的动压。
空气动力学课后答案
空气动力学课后答案【篇一：空气动力学复习题】txt>第一章低速气流特性1．何谓连续介质？为什么要作这样的假设？2．何谓流场？举例说明定常流动与非定常流动有什么区别。
流场——流体所占居的空间。
定常流动——流体状态参数不随时间变化；非定常流动——流体状态参数随时间变化；3．何谓流管、流谱、流线谱？低速气流中，二维流谱有些什么特点？流线谱——由许多流线及涡流组成的反映流体流动全貌的图形。
流线——某一瞬间，凡处于该曲线上的流体微团的速度方向都与该曲线相应点的切线相重合。
流管——通过流场中任一闭合曲线上各点作流线，由这些流线所围成的管子。
二维流谱——1.在低速气流中，流谱形状由两个因素决定：物体剖面形状，物体在气流中的位置关系。
2.流线的间距小，流管细，气流受阻的地方流管变粗。
3.涡流大小决定于剖面形状和物体在气流中的关系位置。
4．写出不可压缩流体和可压缩流体一维定常流动的连续方程，这两个方程有什么不同？有什么联系？方程可变为：va=c（常数）气流速度与流管切面积成反比例。
方程可变为：适用于理想流体和粘性流体5．说明气体伯努利方程的物理意义和使用条件。
方程表达式: p?1?v2??gh?常量 21?v2?p0?常量2高度变化不大时，可略去重力影响，上式变为：p?即:静压+动压=全压 (p0相当于v=0时的静压)方程物理意义:空气在低速一维定常流动中，同一流管的各个截面上，静压与动压之和（全压）都相等。
由此可知，在同一流管中，流速快的地方，压力（p）小；流速慢的地方，压力（p）大。
方程应用条件1.气流是连续的、稳定的气流（一维定常流）；2.在流动中空气与外界没有能量交换；3.空气在流动中与接触物体没有摩擦或摩擦很小，可以忽略不计（理想流体）；4.空气密度随流速的变化可忽略不计（不可压流）。
图1-7 一翼剖面流谱p1+?v12=p2+?v22=p3+?v32v1a1=v2a2=v3a3v2=200米/秒p2=-3273675帕斯卡v3=83米/秒p3=445075帕斯卡7.何谓空气的粘性？空气为什么具有粘性？空气粘性——空气内部发生相对运动时，相邻两个运动速度不同的空气层相互牵扯的特性。
大涵道比涡扇发动机tps短舱低速气动特性分析
大涵道比涡扇发动机tps短舱低速气动特性分析摘要：本文旨在探究大涵道比涡扇发动机的低速气动特性。
通过数学建模和实验验证，该发动机的空气流相关参数可以用来评估车辆的性能。
最后，我们提出了一些技术改进方案，以提高这类发动机的性能。
关键词：大涵道比涡扇发动机、TPS、短箱低速气动特性、性能正文：1. 引言近年来，随着汽车技术的不断进步，发动机的性能变得越来越重要。
因此，研究者们关注大涵道比涡扇发动机在低速气动特性方面的潜力。
本文旨在探讨大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性。
2. 数据收集为了对大涵道比涡扇发动机低速气动特性进行分析，我们从市场上采集了一些发动机参数，包括大涵道比比率、涡轮系统TPS的数值、箱体的尺寸等。
3. 数学模型为了计算大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性，我们建立了一个三维模型，通过分析空气动力学，对其进行数值求解。
结合实验参数，我们可以计算出相应的空气流动参数，如压力损失和动压比等。
4. 结论经过数学建模和实验室测试，我们发现大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性与发动机的性能密切相关。
最后，我们提出了一些技术改进方案，以提高这类发动机的性能。
尽管这些低速气动特性的数据可以用来评估车辆的表现，但是如何应用这些数据呢？首先，基于大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性，可以优化车辆的整体性能。
例如，可以根据压力损失和动压比来调整发动机TPS系统的涡轮半径，以最大程度地提高整车的制动性能和加速度。
此外，基于大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性，还可以改善发动机的效率。
例如，可以根据发动机的特性，优化发动机的气门开闭特性，从而减少低速的排气损失，提高发动机的动力性能。
此外，大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性也可以用于减少排气污染。
例如，通过调整TPS系统的参数，可以更有效地控制燃料燃烧，减少CO、HC和NOx的排放。
因此，应用大涵道比涡扇发动机TPS系统的低速气动特性，不仅可以提高车辆的性能，还可以改善排放效率，从而减少对环境的污染。
低速翼型的气动特性和方程讲解
5.1 翼型的几何参数及表示方法
5.1.1 翼型的几何参数 5.1.2 NACA翼型 5.1.3 NACA五位数 5.1.4 层流翼型 5.1.5 超临界机翼
5.1.1 翼型的几何参数
翼的横剖面形状，又称为翼剖面。在空气动力学中，翼型通 常理解为二维机翼，即剖面形状不变的无限翼展机翼。
在上世纪三十年代初期，美国国家航空咨询委员会 （ National Advisory Committee for Aeronautics，NACA， National Aeronautics and Space Administration， NASA ） 对低速翼型进行了系统的实验研究。
将当时的几种优秀翼型的厚度折算成相同厚度时，厚度分布 规律几乎完全一样。在当时认为是最佳的翼型厚度分布作为 NACA翼型族的厚度分布。厚度分布函数为：
莱特兄弟所使用的翼 型与利林塔尔的非常 相似，薄而且弯度很 大。这可能是因为早 期的翼型试验都在极 低的雷诺数下进行， 薄翼型的表现要比厚 翼型好。
随后的十多年里，在反复试验的基础上研制出了大量翼型， 如RAF-6， Gottingen 387，Clark Y。这些翼型成为NACA 翼型家族的鼻祖。
例: NACA 2 3 0 1 2
20 3
C
L设
2
C L设
2
3 20
0.3
2 x f 30 % x f 15 %
中弧线 0：简单型 1：有拐点
t 12%
CL设：来流与前缘中弧线平行时的理论升力系数
1939年，发展了NACA1系列层流翼型族。其后又相继发展 了NACA2系列，3系列直到6系列，7系列的层流翼型族。
(12p)2pxx2
《低速空气动力学》课件
飞行器的运动状态和运动 方程，飞行器的气动力学 模型，飞行器的动力学特 性分析。
4 第四章：低速气动力 5 第五章：低速飞行器 6 第六章：应用实例与
学特性
的气动设计
研究展望
低速气动力学流动的特性， 粘性效应和不可压缩性的 影响，气动力学的基本定 律和特性。
低速飞行器气动外型设计， 气动力学计算方法，气动 力学试验和验证方法。
《低速空气动力学》PPT 课件
一个引人入胜且易于理解的PPT课件，介绍了低速空气动力学的基本概念和原 理。
低速空气动力学课绍， 学习目标和目的。
2 第二章：气动力学基 3 第三章：飞行器的运
础知识
动学和动力学
气体的物理特性，流动的 基本规律，流体力学的基 本方程，低速近似和网格 生成等基础知识。
低速飞行器的应用案例， 未来低速飞行器的研究展 望。
7 结束语
总结本章内容，激发学习兴趣。
飞行原理课件：02.4_低速空气动力特性
地效飞机是介于船和普通飞机之间的新型水上快速交 通工具 。地效飞机在民用方面使用前景也十分广阔，如可 用于海上和内河快速运输，海情侦察，水上救生等。
第二章 第 40 页
第二章 第 41 页
我国科学家也早已关注到地效飞行器的研制，发起人 便是原国家科委常务副主任、航天专家李绪鄂。1995年， 他领导的中国科技开发院联合湖北水上飞机研究所、北京 空气动力学研究所成立了中国地效飞行器开发中心，经过4 年的努力，第一架中国的地效飞行器诞生了。
展弦比低
第二章 第 18 页
平直机翼的最大升力系数更大，升力系数曲线 斜率越大，临界迎角越小。
平直机翼 后掠翼
第二章 第 19 页
翼型前缘越光滑，最大升力系数越高，临 界迎角越大。
光滑 粗糙
第二章 第 20 页
① 阻力系数的变化规律
CD min
第二章 第 21 页
lj
➢ ➢ ➢
第二章 第 22 页
飞机脱离地 面效应区
第二章 第 37 页
飞机处于地 面效应区
●
①上下翼面压差增加，从而使升力系数增加。 ②地面阻碍使下洗流减小，使诱导阻力减小，阻力系数减小。 ③下洗角减小，使平尾迎角减小，出现附加下俯力矩（低头
力矩）。
第二章 第 38 页
●
飞机距地面高度在一个翼展以内，地面效 应对飞机有影响，距地面越近地面效应越强。
C
L
第二章 第 14 页
CL max
第二章 第 15 页
lj
相对厚度增加，最大升力系数增加，临界 迎角减小。
相对厚度增加
第二章 第 16 页
*相对厚度较小时，升力线斜率与翼型无关
前缘半径增加，临界迎角增加。
空气动力学第二章第二部分讲解
Cy (Cy )n cos
(Cx ) (Cxn )n cos3
四、后掠翼低速气动特性－后掠翼流动特点
翼根前段：流管粗，扩张，V ，Cp ； 翼根后段：流管变细，V ,Cp ,Cpmin 后移；
亚音速前（后）缘
或 m 1
超音速前（后）缘
或 m 1
一、主要概念回顾（续）
V
V
d d
(z) 1 l 2 d
4V l 2 z
改变了实际迎角，有效迎角为
e(z) a(z) (z)
二、升力线理论 — 升力
剖面假设：各剖面展向速度分量 以及流动参数沿展向的变化比其 他方向小得多，剖面流动为二维。
库塔－儒可夫斯基定理
R(z) Ve (z)(z)
机翼单位展长翼段升力可表示为：
Y
(z)
1 2
V2C
y
(
z)
b( z)
1
1 2
V2b( z )
C
y
a
(z)
(
z)
Y(z) V(z)
(z)
1 2
Vb( z )C y
a
(z)
(z)
d d
(z) 1 l 2 d
翼根效应：翼根剖面最小压强点后移， 升力贡献下降； 翼尖前段：流管变细，V ,Cp ,Cpmin 前移。 翼尖后段：流管变粗，V ,Cp 。
翼尖效应：翼尖剖面最小压强点前移升 力增加。
翼尖先失速
四、后掠翼低速气动特性－后掠翼气动特性
空气动力学部分知识要点
空气动力学及飞行原理课程空气动力学部分知识要点一、流体属性与静动力学基础1、流体与固体在力学特性上最本质的区别在于：二者承受剪应力和产生剪切变形能力上的不同。
2、静止流体在剪应力作用下（不论所加剪切应力τ多么小，只要不等于零）将产生持续不断的变形运动（流动），换句话说，静止流体不能承受剪切应力，将这种特性称为流体的易流性。
3、流体受压时其体积发生改变的性质称为流体的压缩性，而抵抗压缩变形的能力和特性称为弹性。
4、当马赫数小于0.3时，气体的压缩性影响可以忽略不计。
5、流层间阻碍流体相对错动（变形）趋势的能力称为流体的粘性，相对错动流层间的一对摩擦力即粘性剪切力。
6、流体的剪切变形是指流体质点之间出现相对运动（例如流体层间的相对运动）流体的粘性是指流体抵抗剪切变形或质点之间的相对运动的能力。
流体的粘性力是抵抗流体质点之间相对运动（例如流体层间的相对运动）的剪应力或摩擦力。
在静止状态下流体不能承受剪力；但是在运动状态下，流体可以承受剪力，剪切力大小与流体变形速度梯度有关，而且与流体种类有关7、按照作用力的性质和作用方式，可分为彻体力和表面力（面力）两类。
例如重力，惯性力和磁流体具有的电磁力等都属于彻体力，彻体力也称为体积力或质量力。
8、表面力：相邻流体或物体作用于所研究流体团块外表面，大小与流体团块表面积成正比的接触力。
由于按面积分布，故用接触应力表示，并可将其分解为法向应力和切向应力：9、理想和静止流体中的法向应力称为压强，其指向沿着表面的内法线方向，压强的量纲是[力]/[长度]210、标准大气规定在海平面上，大气温度为 15℃或 T0 = 288.15K ，压强 p= 760毫米汞柱 = 101325牛/米2，密度ρ= 1.225千克/米311、从基准面到 11 km 的高空称为对流层，在对流层内大气密度和温度随高度有明显变化，温度随高度增加而下降，高度每增加 1km，温度下降 6.5 K。
从 11 km 到 21km 的高空大气温度基本不变，称为同温层或平流层，在同温层内温度保持为 216.5 K。
空气动力学第二章第一部分分解
2．翼型的力矩特性
mz , L , E
1 4 Cy
1
4
( A2
A1)
mCy z
Cy
mz 0
mz , L, E
mz0
mCy y
n 1
2
( A0
A1 ) 2
升力和力矩特性（续）
mz
Mz qb2
1 qb2
b
P(x)xdx
0
mz
1 2
(
A0
A1
1 2
A2 )
Cy
2
( A0
A1 ) 2
1
mz 4 C y 4 ( A2 A1 )
A0
An
2
1 dy f (x) d 0 dx
dy f
(x)
cos n
d
0 dx
1．翼型的升力特性
x • y f (x)－弯度函数； f －最大弯度；
• b －翼弦
c －最大厚度位置
－最大弯度位置； f
•
－前缘内切圆半径； －后缘角
r l
翼面方程：
• 对于弯度、厚度不太大的翼型的形面是由弯度分布和厚度分布迭加 而成的，所以上下翼面的方程可写成 ：
yu,l (x) y f (x) yc (x)
§2－1 机翼的几何参数
机翼的几何参数：翼型＋平面形状 机翼的坐标系：
一、翼型的几何参数
• 翼型：平行于机翼纵向对称面的平面与机翼 相截所得到的外形。
①翼弦：
翼型前缘与后缘的连线。其长度叫弦长，用b表示。翼弦上部的机翼表面 为上翼面，翼弦下部机翼表面为下翼面。
②厚度特性：
• 厚度分布 yc (x) ：上下翼面在垂直翼弦方向的距离叫翼型的厚度，
空气动力学之机翼的低速气动特性
? S ? 2 b(z)dz, 0
b0 ? b(z ? 0), b1 ? b(z ? ? l / 2), bm ? S / l,
? bA ?
2 S
l/2
b2 (z)dz.
0
（2-2）展弦比、根梢比及后掠角：
? ? l2 ? l ;
S bm
? ? b0 ;
b1
? : ? 0 ? ?z?, LE?.
? 翼型理论中的气动模型是：直匀流+面涡。 ? 机翼理论中的气动模型是：直匀流+？？？。
7.3.1 气动模型及有关假设
假设无卷无耗 ，机翼弯板可用附着涡面和自由尾涡面替 代。
理由: （1）涡线是? 2? = 0 的基本解；（2）符合旋涡定 理；（3）附着涡系反映了升力展向的变化；（4）顺流 方向的自由涡系反映了尾涡的存在；（5）附着涡系与自 由尾涡系涡强一致。
7.1.2---7.1.3 扭转角，反角
（1）翼剖面不变，但弦线不在同一平面内，几何扭； （2）在不同展向位置，用了不同的翼剖面，气动扭。
几何扭转示意图
7.2 机翼低速绕流
亚声速飞机一般采用长直 的机翼；跨声速飞机的机 翼采用后掠构型；超声速 的，采用三角翼面构型； 高超声速飞行器，用乘波 体构型。
无论何种构型的飞行器， 总有起飞和着落环节。机 翼的低速气动特性必须关 注，其低速绕流十分重要。 与翼型对照，机翼绕流是 三维的。基本平面形状机 翼的三维绕流，各有特点。
? 大展弦比、平直机翼低速绕
有升力时，上翼面低压、下一面高压。有翼梢绕流；上翼 面流线偏向翼根，下翼面流线偏向翼梢，即出现“展向流”； 机翼后缘处向下游拖出“自由尾涡”，这些尾涡相互诱导、形 成看似由翼梢拖出的“翼梢涡”。它将改变翼面压强分布，使 机翼受到一个压差阻力— 此阻力与粘性无关，称为诱导阻力。
空气动力学部分知识要点
空气动力学及飞行原理课程空气动力学部分知识要点一、流体属性与静动力学基础1、流体与固体在力学特性上最本质的区别在于：二者承受剪应力和产生剪切变形能力上的不同;2、静止流体在剪应力作用下不论所加剪切应力τ多么小,只要不等于零将产生持续不断的变形运动流动,换句话说,静止流体不能承受剪切应力,将这种特性称为流体的易流性;3、流体受压时其体积发生改变的性质称为流体的压缩性,而抵抗压缩变形的能力和特性称为弹性;4、当马赫数小于时,气体的压缩性影响可以忽略不计;5、流层间阻碍流体相对错动变形趋势的能力称为流体的粘性,相对错动流层间的一对摩擦力即粘性剪切力;6、流体的剪切变形是指流体质点之间出现相对运动例如流体层间的相对运动流体的粘性是指流体抵抗剪切变形或质点之间的相对运动的能力;流体的粘性力是抵抗流体质点之间相对运动例如流体层间的相对运动的剪应力或摩擦力;在静止状态下流体不能承受剪力；但是在运动状态下,流体可以承受剪力,剪切力大小与流体变形速度梯度有关,而且与流体种类有关7、按照作用力的性质和作用方式,可分为彻体力和表面力面力两类;例如重力,惯性力和磁流体具有的电磁力等都属于彻体力,彻体力也称为体积力或质量力;8、表面力：相邻流体或物体作用于所研究流体团块外表面,大小与流体团块表面积成正比的接触力;由于按面积分布,故用接触应力表示,并可将其分解为法向应力和切向应力：9、理想和静止流体中的法向应力称为压强,其指向沿着表面的内法线方向,压强的量纲是力/长度210、标准大气规定在海平面上,大气温度为 15℃或 T0 = ,压强 p= 760 毫米汞柱= 101325牛/米2,密度ρ= 千克/米311、从基准面到 11 km 的高空称为对流层,在对流层内大气密度和温度随高度有明显变化,温度随高度增加而下降,高度每增加 1km,温度下降 K;从 11 km 到 21km 的高空大气温度基本不变,称为同温层或平流层,在同温层内温度保持为 K;普通飞机主要在对流层和平流层里活动;12、散度、旋度、有旋流、无旋流;13、描述流体运动的方程;低速不可压缩理想流体：连续方程+动量方程欧拉方程；低速不可压缩粘性流体：连续方程+动量方程N-S方程；高速可压缩理想流体：连续方程+动量方程欧拉方程+能量方程+状态方程;14、连续方程是质量守恒定律在流体力学中具体表达形式;由于连续方程仅是运动的行为,与受力无关,因此既适用于理想流体也适用于粘性流体;15、定常流是指在流场中任一固定点的所有流体属性如流速、压力、密度等都和时间无关的流动,在定常流情况下,所有参数对时间的导数都等于0;非定常流是指流场任一固定点的一个或多个速度分量或其他流体属性随时间发生变化的流动;注：流动类型：定常流/非定常流,可压缩流动/不可压缩流动,无粘流动/粘性流动,有旋流动/无旋流动;16、环量的定义：在流场中任取一条封闭曲线,速度沿该封闭曲线的线积分称为该封闭曲线的速度环量;速度环量的符号不仅决定于流场的速度方向,而且与封闭曲线的绕行方向有关,规定积分时逆时针绕行方向为正,即封闭曲线所包围的区域总在行进方向的左侧;17、在无旋流动中,沿着任意一条封闭曲线的速度环量均等于零;但是对有旋流动,绕任意一条封闭曲线的速度环量一般不等于零;18、涡量是指流场中任何一点微团角速度之二倍,如平面问题中的2ωz , 称为涡量,涡量是个纯运动学的概念;19、像流线一样,在同一瞬时,如在流场中有一条曲线,该线上每一点的涡轴线都与曲线相切,这条曲线叫涡线;给定瞬间,通过某一曲线本身不是涡线的所有涡线构成的曲面称为涡面;由封闭涡面组成的管状涡面称为涡管;涡线是截面积趋于零的涡管;涡线和涡管的强度都定义为绕涡线或涡管的一条封闭围线的环量;涡量在一个截面上的面积分称为涡通量;20、沿平面上一封闭围线 L做速度的线积分,所得的环量等于曲线所围面积上每个微团角速度的2倍乘以微团面积之和,即等于通过面积S的涡通量;21、当无涡线穿过给定曲线L1时,沿L1的速度环量Γ1等于零；当有涡线穿过给定曲线L2时,沿L2的速度环量Γ2等于过曲线所围面积内的涡通量,也等于该区域的涡强度；如果曲线所围面积内涡通量越大,则沿该曲线的速度环量越大,该区域内涡的强度越大；过同一曲线上张开的不同曲面,其涡通量是相同的,都等于沿该曲线的速度环量,都代表s1 和 s2 面上旋涡的强度；22、 理想流中涡定理：沿涡线或涡管涡强不变；一根涡管在流体里不可能中断,可以伸展到无限远去,可以自相连接成一个涡环不一定是圆环,也可以止于边界固体的边界或自由边界如自由液面;23、 开尔文kelvin 定律环量不变定律： 在理想流中,涡的强度不随时间变化,既不会增强,也不会削弱或消失;24、 拉格朗日Lagrange 定律涡量不生不灭定律：在理想流中,流动若是无旋的则流场始终无旋,反之若流场在某一时刻有旋则永远有旋;25、 亥姆霍兹Helmholtz 定律涡线涡管保持定理： 在理想流体中,构成涡线和涡管的流体质点,在以后运动过程中仍将构成涡线和涡管;二、 边界层流动1、 流动雷诺数Re 是用以表征流体质点的惯性力与粘性力对比关系的;2、 高Re 数下,流体运动的惯性力远远大于粘性力;这样研究忽略粘性力的流动问题是有实际意义的;3、 理想流体力学在早期较成功地解决了与粘性关系不大的一系列流动问题升力、波动等,但对阻力、扩散等涉及到粘性的问题则与实际相差甚远,如达朗伯疑题;4、 大量实验发现：虽然整体流动的Re 数很大,但在靠近物面的薄层流体内,流场的特征与理想流动相差甚远,沿着法向存在很大的速度梯度,粘性力无法忽略;这一物面近区粘性力起重要作用的薄层称为边界层Boundary layer;e R ==∝μρμρτLU UL U L F F J5、在远离物体的理想流体流动区域可忽略粘性的影响,流动无旋可按位势流理论处理位流区;在靠近物面的薄层内粘性力的作用不能忽略粘流区,该薄层称为边界层;边界层内粘性力与惯性力同量级,流体质点作有旋运动;6、边界层区与主流区之间无严格明显的界线,通常以速度达到主流区速度的作为边界层的外缘;由边界层外缘到物面的垂直距离称为边界层名义厚度,用δ表示;在高Re 数下,边界层的厚度远小于被绕流物体的特征长度;7、边界层位移厚度8、边界层动量损失厚度9、边界层能量损失厚度10、边界层：N-S方程化简为边界层方程11、边界层中的流体质点受惯性力、粘性力和压力的作用,其中惯性力与粘性力的相对大小决定了粘性影响的相对区域大小,或边界层厚度的大小；粘性力的作用始终是阻滞流体质点运动,使流体质点减速,失去动能；压力的作用取决于绕流物体的形状和流道形状,顺压梯度有助于流体加速前进,而逆压梯度阻碍流体运动;12、边界层分离;分离点：13、边界层分离的必要条件是：存在逆压梯度和粘性剪切层;仅有粘性的阻滞作用而无逆压梯度,不会发生边界层的分离,因为无反推力使边界层流体进入到外流区;这说明,零压梯度和顺压梯度的流动不可能发生边界层分离;只有逆压梯度而无粘性的剪切作用,同样也不会发生分离现象,因为无阻滞作用,运动流体不可能消耗动能而滞止下来;在粘性剪切力和逆压梯度的同时作用下才可能发生分离;14、由层流状态转变为湍流状态称为转捩;15、由于湍流的无规则脉动特性,流体微团将高能量带入到靠近壁面处,因此湍流流动在靠近壁面处的平均速度远大于层流流动,即湍流边界层的速度分布比层流边界层的速度分布饱满;湍流与层流相比不容易分离,可使分离引起的压差阻力大大降低;三、低速翼型1、翼型的几何参数2、NACA四位数翼型、NACA五位数翼型与翼弦线之间的夹角定义为翼型的几何迎角,简称迎角;对弦3、在翼型平面上,把来流V∞线而言,来流上偏为正,下偏为负;4、翼型绕流视为平面流动,翼型上的空气动力简称气动力可视为无限翼展机翼在展向取单位展长所受的气动力;5、当气流绕过翼型时,在翼型表面上每点都作用有压强p垂直于翼面和摩擦切应力与翼面相切,它们将产生一个合力R,合力的作用点称为压力中心,合力在来流方向的分量为阻力D或X,在垂直于来流方向的分量为升力L或Y;6、空气动力力矩取决于力矩点的位置;如果取矩点位于压力中心：力矩为零；取矩点位于翼型前缘：前缘力矩规定使翼型抬头为正、低头为负；取矩点位于翼型焦点: 焦点或气动中心力矩;7、焦点是翼型上的某个固定点,是力矩不随迎角变化的点或翼型升力增量的作用点,也称为翼型气动中心;8、薄翼型的气动中心为,大多数翼型的气动中心在之间,层流翼型在之间;9、翼型无量纲空气动力系数：升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数;10、低速翼型绕流流动特点：小迎角时,整个绕翼型的流动是无分离的附着流动,在物面上的边界层和翼型后缘的尾迹区很薄;前驻点位于下翼面距前缘点不远处,流经驻点的流线分成两部分,一部分从驻点起绕过前缘点经上翼面顺壁面流去,另一部分从驻点起经下翼面顺壁面流去,在后缘处流动平滑地汇合后下向流去;在上翼面近壁区的流体质点速度从前驻点的零值很快加速到最大值,然后逐渐减速;根据Bernoulli方程,压力分布是在驻点处压力最大,在最大速度点处压力最小,然后压力逐渐增大过了最小压力点为逆压梯度区;随着迎角的增大,驻点逐渐后移,最大速度点越靠近前缘,最大速度值越大,上下翼面的压差越大,因而升力越大;气流到后缘处,从上下翼面平顺流出,因此后缘点不一定是后驻点;11、翼型绕流气动力系数随迎角的变化曲线：升力系数曲线,阻力系数曲线,力矩系数曲线;12、在升力系数随迎角的变化曲线中,在迎角较小时是一条直线,这条直线的斜率称为升力线斜率,记为13、对于有弯度的翼型升力系数曲线是不通过原点的,通常把升力系数为零的迎角定义为零升迎角0,而过后缘点与几何弦线成的直线称为零升力线;对有弯度翼型是一个小负数,一般弯度越大,的绝对值越大;14、当迎角大过一定的值之后,就开始弯曲,再大一些,就达到了它的最大值,此值记为最大升力系数C Lmax ,这是翼型用增大迎角的办法所能获得的最大升力系数,相对应的迎角称为临界迎角;过此再增大迎角,升力系数反而开始下降,这一现象称为翼型的失速;这个临界迎角也称为失速迎角;15、最大升力系数、临界迎角和失速后的升力系数曲线受粘性影响大：16、阻力系数曲线,存在一个最小阻力系数;在小迎角时,翼型的阻力主要是摩擦阻力,阻力系数随迎角变化不大；在迎角较大时,出现了粘性压差阻力的增量,阻力系数与迎角的二次方成正比; 失速后,分离区扩及整个上翼面,阻力系数大增; 但应指出的是无论摩擦阻力还是压差阻力都与粘性有关;因此,阻力系数与Re数存在密切关系; 17、C对1/4弦点取矩的力矩系数力矩系数曲线,在失速迎角以下,基本是直线;如改成m焦点对实际的气动中心取矩,那末就是一条平直线了;但当迎角超过失速迎角,翼型上有很显着的分离之后,低头力矩大增,力矩曲线也变弯曲;18、随着迎角增大,翼型升力系数将出现最大,然后减小;这是气流绕过翼型时发生分离的结果;翼型的失速特性是指在最大升力系数附近的气动性能;19、在一定迎角下,当低速气流绕过翼型时,过前驻点开始快速加速减压到最大速度点顺压梯度区,然后开始减速增压到翼型后缘点处逆压梯度区,随着迎角的增加,前驻点向后移动,气流绕前缘近区的吸力峰在增大,造成峰值点后的气流顶着逆压梯度向后流动越困难,气流的减速越严重;这不仅促使边界层增厚,变成湍流,而且迎角大到一定程度以后,逆压梯度达到一定数值后,气流就无力顶着逆压减速了,而发生分离;这时气流分成分离区内部的流动和分离区外部的主流两部分;在分离边界称为自由边界上,二者静压必处处相等;分离后的主流就不再减速不再增压了;分离区内的气流由于主流在自由边界上通过粘性的作用不断地带走质量,中心部分便不断有气流从后面来填补,而形成中心部分的倒流;20、根据库塔—儒可夫斯基升力环量定律,对于定常、理想、不可压流动,在有势力作用下,直匀流绕过任意截面形状的有环量绕流,所受的升力为：21、在来流作用下,不管物体形状如何,只要环量值不为零,绕物体就会产生升力；反之只要环量值为零,则绕流物体的升力为零;22、库塔-儒可夫斯基后缘条件：1对于给定的翼型和迎角,绕翼型的环量值应正好使流动平滑地流过后缘去;2若翼型后缘角0,后缘点是后驻点;即V1=V2=0;3若翼型后缘角=0,后缘点的速度为有限值;即V1=V2=V≠0;4真实翼型的后缘并不是尖角,往往是一个小圆弧;实际流动气流在上下翼面靠后很近的两点发生分离,分离区很小;所提的条件是：p1=p2V1=V2;23、环量产生的物理原因：处于静止状态,绕流体线的速度环量为零；当翼型在刚开始启动时,粘性边界层尚未在翼面上形成,绕翼型的速度环量为零,后驻点不在后缘处,而在上翼面某点,气流将绕过后缘流向上翼面；随时间的发展,翼面上边界层形成,下翼面气流绕过后缘时将形成很大的速度,压力很低,从后缘点到后驻点存在大的逆压梯度,造成边界层分离,从产生一个逆时针的环量,称为起动涡；起动涡随着气流流向下游,封闭流体线也随气流运动,但始终包围翼型和起动涡,根据涡量保持定律,必然绕翼型存在一个顺时针的速度环量,使得绕封闭流体线的总环量为零;这样,翼型后驻点的位置向后移动;只要后驻点尚未移动到后缘点,翼型后缘不断有逆时针旋涡脱落,因而绕翼型的环量不断增大,直到气流从后缘点平滑流出后驻点移到后缘为止为止;24、流体粘性和翼型的尖后缘是产生起动涡的物理原因;绕翼型的速度环量始终与起动涡环量大小相等、方向相反;25、对于一定形状的翼型,只要给定绕流速度和迎角,就有一个固定的速度环量与之对应,确定的条件是库塔条件;26、 如果速度和迎角发生变化,将重新调整速度环量,以保证气流绕过翼型时从后缘平滑汇合流出前驻点则变化;27、 代表绕翼型环量的旋涡,始终附着在翼型上,称为附着涡;根据升力环量定律,直匀流加上一定强度的附着涡所产生的升力,与直匀流中一个有环量的翼型绕流完全一样;28、 对于薄翼而言,升力线的斜率与翼型的形状无关：29、 绝对迎角为V ∞与零升力线间的夹角,用αa 表示,即： αa ＝α-α0 30、 C m ～C L 也是一条直线,斜率 , 截距为 C m0 ;C m0 为零升力矩系数; 31、 1/4弦点就是薄翼型气动中心的位置,是薄翼型升力增量的作用点;32、 翼型的升力特性通常指升力系数与迎角的关系曲线;实验和计算结果表明,在小迎角下,升力系数与迎角为线性关系：33、 在失速迎角处,升力系数达到最大C Lmax ;确定升力特性曲线的三个参数是,升力线斜率,零升迎角,最大升力系数失速迎角;34、 升力线斜率与Re 数关系不大,主要与翼型的形状有关;对薄翼的理论值为2;35、 零升迎角α0主要与翼型弯度有关,正弯度时为一小负数;36、 最大升力系数C Lmax 主要与边界层分离有关,取决于翼型几何参数、Re 数、表面光洁度,随Re 增大而增大;37、 翼型纵向力矩特性通常用C m －C L 曲线表示,迎角不大时也接近一条直线：对于正弯度的翼型C m0 为一个小负数；力矩曲线斜率也是负值;薄翼理论可以估计这πα2 =d dC L 41-=LC m C两个值,C m0与翼型弯度函数有关,力矩曲线斜率为;38、 翼型上升力的作用点升力作用线与弦线的交点为压力中心 P ,弦向位置用表示,小迎角时压心位置为 迎角越小,压力中心越靠后; 39、 翼型上还存在这样的一个点,对该点的力矩系数与升力的大小无关,恒等于零升力矩系数,此点称为焦点或气动中心F;气动中心反映了翼型随迎角变化而引起的升力增量的作用点,正弯度时,压力中心位于焦点之后;如何证明焦点对给定翼型是一个固定点——作业题140、 翼型阻力包括摩擦阻力和压差阻力;翼型阻力的产生实质是空气粘性引起的;摩擦阻力是物面上直接的摩擦切应力引起的,压差阻力是因物面边界层改变了压强分布造成的;迎角不大时主要是摩擦阻力,随迎角增大压差阻力剧增;41、 翼型的阻力特性可用C D -α曲线表示,但在飞机设计上常用C L -C D 曲线来表示翼型的升阻特性,称为极曲线;42、 翼型的升阻比定义为 , 表征了翼型的气动效率;43、 升阻比大的飞机续航时间长,燃油经济性好,因为达到一定升力系数需要克服的阻力最小;性能好的翼型最大升阻比可达到50以上;巡航时,飞机在最大升阻比对应的迎角附近飞行,约为3～5度;四、 低速机翼及其气动特性1、 翼展：翼展是指机翼左右翼尖之间的长度,一般用 l 表示;bx x p p =LC m L L m p C C C C C x --=-= o m2、 机翼面积：是指机翼在oxz 平面上的投影面积,一般用S 表示;3、 翼弦：翼弦是指机翼沿机身方向的弦长;除了矩形机翼外,机翼不同地方的翼弦是不一样的,有翼根弦长 b 0、翼尖弦长b 1;4、 几何平均弦长 b pj 定义为 ,即用相同翼展和面积的矩形机翼弦长定义几何平均弦长5、 展弦比：翼展 l 和平均几何弦长 b pj 的比值叫做展弦比,用λ表示,其计算公式可表示为： 6、 展弦比也可以表示为翼展的平方与机翼面积的比值; 7、 展弦比越大,机翼的升力系数越大,但阻力也增大;高速飞机为了减阻一般采用小展弦比的机翼;8、 根梢比：根梢比是翼根弦长b 0与翼尖弦长b 1的比值,一般用η 表示;9、 梢根比：梢根比是翼尖弦长 b 1 与翼根弦长 b 0 的比值,一般用ξ表示;10、 上反角Dihedral angle ：上反角是指机翼基准面和水平面的夹角,当机翼有扭转时,则是指扭转轴和水平面的夹角;当上反角为负时,就变成了下反角Cathedral angle ;低速机翼采用一定的上反角可改善横向稳定性;11、 后掠角：后掠角是指机翼与机身轴线的垂线之间的夹角;后掠角又包括前缘后掠角机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角,一般用χ0表示、后缘后掠角机翼后缘与机身轴线的垂线之间的夹角,一般用χ1表示及1/4弦线后掠角机翼1 /4弦线与机身轴线的垂线之间的夹角,一般用χ表示;lS b pj =pjb l =λSl=λ12、低速机翼采用一定的后掠角可改善横侧向稳定性;如果飞机的机翼向前掠,则后掠角就为负值,变成了前掠角;13、几何扭转角：机翼上平行于对称面的翼剖面的弦线相对于翼根翼剖面弦线的角度称为机翼的几何扭转角φ扭;若翼剖面的局部迎角大于翼根翼剖面的迎角,则扭转角为正;沿展向翼剖面的局部迎角从翼根到翼梢是减少的扭转称为外洗,扭转角为负;反之称为内洗;14、气动扭转角：平行于机翼对称面任一翼剖面的零升力线和翼根翼剖面的零升力线之间的夹角;15、安装角：机翼安装在机身上时,翼根翼剖面弦线与机身轴线之间的夹角称为安装角;16、V∞与对称平面处翼剖面翼根剖面弦线间的夹角定义为机翼的迎角α;纵向绕流时作用在机翼上的空气动力仍是升力L 垂直V∞ 方向,阻力 D 平行V∞方向,纵向力矩M绕过某参考点z 轴的力矩;z17、机翼的空气动力系数：升力系数、阻力系数、纵向力矩系数;其中的b A为平均气动弦长18、平均空气动力弦长是一个假想矩形机翼的弦长,这一假想机翼的面积S和实际机翼的面积相等,它的力矩特性和实际机翼也相同但不能保证假想机翼的展长与原机翼展长相等;19、因机翼左右对称,而且来流与机翼对称面平行,则机翼的焦点必位于机翼的对称面上翼根剖面;机翼的平面形状给定后,机翼的焦点位置x F就可以确定;20、飞机焦点的重要意义在于它影响飞机的纵向静稳定性;所谓静稳定性是指飞机受到阵风扰动后具有自动恢复原有姿态的特性;当飞机在不失速的正常飞行条件下,飞机的纵向静稳定性只取决于全机焦点和重心之间的相对位置;当全机焦点位于重心之后,飞机是纵向静稳定的；当全机焦点位于重心之前,飞机是纵向静不稳定的；当全机焦点和重心重合,飞机是纵向中立静稳定的;21、亚声速飞行时机翼焦点一般位于全机重心之前,因此单有机翼的飞机是静不稳定的,机身升力的影响使焦点前移,因此翼身组合体的纵向静不稳定性更大,加上平尾后全机焦点大大后移位于重心之后;平尾能够对飞机的纵向静稳定性起重要作用的本质原因在于,平尾将整个飞机的焦点大大后移,即平尾的设计使得飞机随迎角增大而产生的升力增量作用点后移;22、二维翼型相当于展长无限大的机翼,即λ=∞,而实际机翼的展长及相应的λ均为有限值,流动必然是三维的;23、对于三维机翼,气流以正迎角绕机翼流动时,机翼产生向上的升力,下翼面的压强必定大于上翼面的压强,下翼面的高压气流有向上翼面流动的倾向;24、对于λ= ∞的无限翼展机翼,由于无翼端存在,上下翼面的压差不会引起展向的流动,展向任一剖面均保持二维翼型的特性;对于有限翼展机翼,由于翼端的存在,在正升力时机翼下表面压强较高的气流将从机翼翼尖翻向上翼面,使得上翼面的流线向对称面偏斜,下翼面的流线向翼尖偏斜,而且这种偏斜从机翼的对称面到翼尖逐渐增大;由于上下翼面气流流线的偏斜,上下翼面气流在机翼后缘会合时尽管压强一样,但展向分速是相反的,所以在后缘处要拖出轴线几乎与来流方向平行的旋涡组成的涡面,这涡面称为自由涡面;25、从升力特性看,有限展弦比直机翼与无限展长机翼的主要差别,或者说三维效应主要体现在以下两点：首先是Γ沿展向是变化；其次是机翼后有一个从后缘拖出的自由。
飞机气动特性研究
飞机气动特性研究飞机在飞行中所表现出的气动特性是决定其稳定性和操纵性的关键因素，而研究这些特性也是飞机设计和改进的基础。
本文将介绍飞机气动特性的基本概念、主要影响因素以及相关的研究方法和应用。
一、气动力学基本概念气动力学是研究物体在空气中运动时所受的气动力和气动特性的学科，它包括流体力学、空气动力学和气动热力学等。
在飞机设计中，主要应用的是空气动力学和气动热力学。
飞机在飞行中所受的气动力有两种：阻力和升力。
阻力是指飞机在飞行中受到空气阻力的力量，它是由于空气粘性对飞机表面的摩擦作用、压力分布不均匀等因素引起的。
阻力越小，飞机的速度就越快，飞行效率就越高。
升力是指飞机在飞行中受到空气上升力的力量，它是由于飞机的机翼形状和攻角等因素引起的。
升力越大，飞机就能够在较低的速度下维持飞行，操纵性也就越好。
在空气动力学中，还有一个重要的参数——升力系数，它定义为升力与空气密度、机翼面积和飞行速度的乘积的比值。
升力系数可以反映飞机的升力性能，也可以用于比较不同机型之间的升力差异。
二、影响飞机气动特性的因素1、机翼形状机翼形状是影响飞机升力和阻力的重要因素。
对于有翼飞机而言，机翼的几何形状、椭圆度、前缘后退角、扭曲角度、展弦比等参数都会影响机翼所受的气流流动状态和压力分布，从而影响升力和阻力的大小和分布。
2、攻角攻角是指机翼的相对风向角度，也可以理解为机翼的倾斜角度。
攻角越大，机翼所受的气流冲击和压力也就越大，升力也就越大。
但当攻角过大时，机翼容易发生失速，升力反而下降。
3、空气密度空气密度是影响飞机升力和阻力的重要因素之一。
在不同海拔高度和气温下，空气密度会发生变化，从而会对飞机所受的气动力产生影响。
一般来说，海拔越高和气温越低，空气密度越小，飞机的升力和阻力也会随之下降。
4、雷诺数雷诺数是描述流体运动状态的参量，它与飞机模型的尺寸、速度和粘性特性有关。
在飞机气动研究中，雷诺数常用于描述升力和阻力的变化规律。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
人类要想自由飞翔，必须做到：
1、必须有良好的气动外形 2、必须有轻巧的结构 3、必须有相当的动力 4、必须达到一定的速度 5、必须有机敏的操纵机构 6、必须有导航系统
Folie 5
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
与鸟的飞行不同，飞机在空中能够飞行是依靠与空气 的相对运动，而产生作用在飞机上的力和力矩来实现的。 如对于水平等速直线飞行而言，从飞机受力条件，有
Folie 2
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
人类向往飞行是从模仿鸟类飞行开始的。但是由于鸟 类飞行机理的复杂性，至今未能对扑翼机模仿成功。
而真正促使人们遨游天空的，也许是受中国风筝的启 发，在航空之父凯利的科学理论指导下，将动力和升力 面分开考虑，而发明了固定翼飞机。
飞机是二十世纪人类史最伟大的科学成就。是人类最 快捷、舒适、高效、安全的交通运输工具，在国家安全、 社会和国民经济的发展中占有极其重要的地位。
Folie 21
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
以下是用来衡量机翼气动外形的主要几何参数：
翼展---翼展是指机翼左右翼尖之间的长度，一般 用 l 表 示。
机翼面积---是指机翼在oxz平面上的投影面积，一般用S 表示。
翼弦---翼弦是指机翼沿机身方向的弦长。除了矩形机翼
外，机翼不同地方的翼弦不一样，有翼根弦长b0、翼尖
返回
Folie 3
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
当年李白受安史之乱蒙冤沦为囚犯，被流放到白帝城 后，朝廷大赦天下，他立刻返舟东下，重出三峡，欣喜 的心情无法言表：
朝辞白帝彩云间，千里江陵一日还。两岸猿声啼不住， 轻舟已过万重山。
如果李白乘飞机，不知如何写佳作。是否同意写成如 下：
朝辞白帝彩云间，千里江陵一时还。两耳风声鸣不住， 轻机已过万重山。
Folie 15
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
B-52远程战略轰炸机（同温层堡垒） 上单翼、4发翼下吊、后掠翼、正常式布局
Folie 16
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
协和号超声速客机（Ma=2.04） 双发三角形机翼布局
Folie 17
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
A380客机远程宽身运输机 下单翼、四发翼下吊、后掠翼、正常式布局
2、机翼的形状 机翼的外形五花八门、多种多样，有平直的，有三角
的，有后掠的，也有前掠的等等。然而，不论采用什么 样的形状，设计者都必须使飞机具有良好的气动外形， 并且使结构重量尽可能的轻。所谓良好的气动外形，是 指升力大、阻力小、稳定操纵性好。
Folie 12
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
弦长b1。
几何平
Folie 22
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
•b1 •b0
•l
Folie 23
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
展弦比---翼展l和平均几何弦长bpj的比值叫做展弦比，用λ 表示，其计算公式可表示为 ：
l
bpj
展弦比也可以表示为翼展的平方与翼面积的比值。
l2
S
展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大。 高速飞机一般采用小展弦比的机翼。
美国战术运输机C-130 上单翼、平直机翼、4发翼下吊布置、正常式布局
Folie 13
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
F-22猛禽—当今世界最先进的第四代战斗机 中单翼、双发、梯形翼、双立尾正常式
Folie 14
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
喷火战斗机—英国第二次世界大战名机 下单翼、椭圆形机翼、正常式布局
L＝G LV （升力与重力平衡）
F＝D D//V （推力与阻力平衡）
M=0
(俯仰力矩保持守恒）
Folie 6
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
飞机产生升力必须具备的条件： （1）有空气（飞机在空中飞行是靠作用于飞机上的空气 动力）。此外，喷气发动机的氧气也是取源于空气。 （2）必须存在一定的飞行速度（飞机和空气之间要有一 定的相对运动，产生空气动力）。 （3）要有适当的气动外形、受力大小和飞行姿态。 （4）必须存在保持和改变飞行状态的能力。
战斗机----多数采用中或下单翼，三角翼、大后掠翼正常 或鸭式布局（速度快、阻力小、机动灵活、失速迎角大）
Folie 20
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
3、坐标系定义
x轴---机翼纵轴，沿机翼对称面翼型弦线，向后为正 ； y轴---机翼竖轴，机翼对称面内，与x轴正交，向上为正； z轴---机翼横轴，与x、y轴构成右手坐标系，向左为正。
第2章 机翼低速气动特性
第2章 机翼低速气动特性
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数 2.2 机翼的空气动力系数，平均气动弦长和焦点 2.3 大展弦比直机翼的气动特性
2.3.1 绕流流态 2.3.2 气动模型和升力线假设 2.3.3 升力线理论 2.3.4 大展弦比直机翼的失速特性 2.4 后掠翼的低速气动特性 2.5 升力面理论 2.6 小展弦比机翼的低速气动特性 2.7 机翼低速气动特性的工程计算
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
Folie 9
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
按机翼和机身连接的相互位置分为： 按机翼弦平面有无上反角分为：
Folie 10
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
按立尾的数量分为： 按机翼与平尾的相对纵向位置分为：
Folie 11
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
Folie 18
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
S37前掠翼战斗机（三翼面布局）
Folie 19
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
一般而言： 运输机----多数采用上单翼（便于装货）
高亚音速客机---下单翼布局、后掠翼、正常式布局 （升阻比大，运行经济，座舱噪声低，视野宽） （在机身下半部放置货物）
Folie 7
2.1 飞机的气动布局与机翼的几何参数
1、飞机的气动布局 不同类型的飞机、不同的速度、不同的飞行任务，飞
机的气动布局是不同的。 何为飞机的气动布局？
广义而言：指飞机主要部件的尺寸、形状、数量、及 其相互位置。
飞机的主要部件有：推进系统、机翼、机身、尾翼 （平尾、立尾）、起落架等。
Folie 8