4.2 升力
固定翼飞行原理,硬件介绍以及制作指导
![固定翼飞行原理,硬件介绍以及制作指导](https://img.taocdn.com/s3/m/16c3fec1534de518964bcf84b9d528ea81c72f6c.png)
固定翼飞行原理,硬件介绍以及制作指导固定翼篇目录:一(飞行原理二(硬件介绍三(制作指导一(飞行原理1.飞机飞行时受到的作用力飞机在飞行时会受到4个基本的作用力:升力(lift)、重力(weight)、推力(thrust)与阻力(drag)。
1.1升力机翼的运动在穿越空气时,会产生一股向上作用的力量,这就是升力。
机翼的前进运动,会让上下翼面所承受的压力产生轻微的差异,这个上下差异,就是升力的来源。
由于升力的存在,飞机才能够维持在空中飞行。
产生升力的主要原因: (有翼型固定翼)伯努利定律是空气动力最重要的公式,简单的说流体的速度越大,静压力越小,速度越小,静压力越大,这里说的流体一般是指空气或水,在这里当然是指空气,设法使机翼上部空气流速较快,静压力则较小,机翼下部空气流速较慢,静压力较大,两边互相较力,于是机翼就被往上推去,然后飞机就飞起来,以前的理论认为两个相邻的空气质点同时由机翼的前端往后走,一个流经机翼的上缘,另一个流经机翼的下缘,两个质点应在机翼的后端相会合,经过仔细的计算后发觉如依上述理论,上缘的流速不够大,机翼应该无法产生那么大的升力,现在经风洞实验已证实,两个相邻空气的质点流经机翼上缘的质点会比流经机翼的下缘质点先到达后缘。
(平板固定翼)攻角(迎角): 当飞机的机翼为对称形状,气流沿着机翼对称轴流动时,由于机翼两个表面的形状一样,因而气流速度一样,所产生的压力也一样,此时机翼不产生升力。
但是当对称机翼以一定的倾斜角(称为攻角或迎角)在空气中运动时,就会出现与非对称机翼类似的流动现象,使得上下表面的压力不一致,从而也会产生升力。
1.2重力重力是向下的作用力。
由于飞行员可以决定飞机的载重大小,所以某种程度上,你可以说这是人为可以控制的力量。
除了燃料随着旅程慢慢消耗之外,飞机的实际重量在航程中不大容易变动。
在等速飞行中(飞机的速度与方向保持一定不变),升力与重力维持着某种平衡。
1.3推力和阻力引擎驱动螺旋桨后,所产生的前进力量就是推力。
[讲解]机翼升力计算公式
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机翼升力计算公式机翼升力计算公式动力三角翼 2009-06-18 02:00 阅读463 评论0字号:大大中中小小机翼升力计算公式机翼升力计算公式升力L=1/2 *空气密度*速度的平方*机翼面积*机翼升力系数(N)机翼升力系数曲线如下注解:在小迎角时曲线斜率是常数。
在标识的1位置是抖振点,2位置是自动上仰点, 3位置是反横操纵和方向发散点,4位置是失速点。
对称机翼在0角时升力系数=0(由图)非对称一在机身水平时升力系数大于0,因此机身水平时也有升力滑翔比与升阻比升阻比是飞机飞行速度不同的情况下升力与阻力的比值,跟飞行速度成曲线关系,一般升阻比最大的一点对应的速度就是飞机的有利速度和有利迎角。
滑翔比是飞机下降单位距离所飞行的距离,滑翔比越大,飞机在离地面相同高度飞的距离越远,这是飞机固有的特性,一般不发生变化。
如果有两台飞行器,有着完全相同的气动外形,一台大量采用不锈钢材料的,另一台大量采用碳纤维材料,那么碳纤维材料的滑翔比肯定优于不锈钢材料的。
这个在SU-27和歼11-B身上就能体现出来,歼11-B应该拥有更大的滑翔比。
螺旋桨拉力计算公式(静态拉力估算)你的飞行器完成了,需要的拉力与发动机都计算好了,但螺旋桨需要多大规格呢?下面我们就列一个估算公式解决这个问题螺旋桨拉力计算公式:直径(米)×螺距(米)×浆宽度(米)×转速²(转/秒)×1大气压力(1标准大气压)×经验系数(0.25)=拉力(公斤)或者直径(厘米)×螺距(厘米)×浆宽度(厘米)×转速²(转/秒)×1大气压力(1标准大气压)×经验系数(0.00025)=拉力(克)前提是通用比例的浆,精度较好,大气压为1标准大气压,如果高原地区,要考虑大气压力的降低,如西藏,压力在0.6-0.7。
1000米以下基本可以取1。
飞机机翼升力的计算公式
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飞机机翼升力的计算公式中C是升力系数,S是机翼的面积。
v是飞机的速度。
ρ是大气密度。
那么各个数据的单位是什么?Y=1/2ρCSv²等式两边的单位肯定相同的。
但是我要说,这个公式中各个量采用什么单位都是无所谓的,因为里面含有一个C(升力系数)的量,这个量的单位会随着别的量选用的单位而变化,来保证等式两边的单位是统一的。
等式两边的单位肯定相同的。
例如,各个物理量都采用国际单位制,即等式左边升力Y单位选用N,等式右边ρ选用kg/m³,S选用m²,V选用m/s。
那么C的单位就应该是n·s/kg(C绝对不是没有单位的,这点楼上两位说错了),这样才能保证左边运算结果的单位是N。
这个单位很奇怪,而且这个单位并没有什么物理意义,只是为了平衡等式两边的单位。
上面只是举了一个例子,而公式采用哪一套单位制都可以。
事实上,飞机领域都是西方国家占主导地位,他们采用的单位并不是国际单位制,而是英制单位,长度单位是英寸、英尺、英里等,面积单位可能就是平方英尺等,重量单位是磅,速度单位是英里/小时,等等。
而采用这一套单位,升力系数C 的单位又不同了,还是要平衡两边的单位。
而对于这个公式,我们没有必要追求他到底用什么单位,只要知道这个数量关系就可以了。
而如果你要应用这个公式的话,也是有难度的,因为C这个系数并不像普通公式里的系数一样固定不变,它是随着机翼迎角、机翼形状等因素而变化的,其值也应该由实验测量得出,而不能计算得出。
所以,除非做很严谨的科学研究,应用此公式的现实意义并不大。
Y=1/2ρCSv²C 没有单位.S m²V m/sρ kg/m³(标准状况为:1.297kg/m³)。
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4.2-升力
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(2)前缘分离(前缘短泡分离) 对于中等厚度的翼型(厚度6%-9%),前缘半径较小,气流绕前缘时负压 很大,从而产生很大的逆压梯度,即使在不大迎角下,前缘附近发生流动 分离,分离后的边界层转捩成湍流,从外流中获取能量,然后在附到翼面 上,形成分离气泡。起初这种短气泡很短,只有弦长的1%,当迎角达到 失速角时,短气泡突然打开,气流不能再附,导致上翼面突然完全分离, 使升力和力矩突然变化。
6
7
升力的方向
4.2.2 翼型的压力分布
① 矢量表示法
翼面各点静压与大气压之差称为剩余压力:P P P 当机翼表面压强低于大气压,称为吸力(负压)。 当机翼表面压强高于大气压,称为压力(正压)。 用矢量来表示压力或吸力,矢量线段长度为力的大小,方向为 力的方向。
8
●驻点和最低压力点
压强低于 环境气压
前半部分合力
21
II. 升力系数曲线斜率
CL CL ( 0 )
C
L
22
III.临界迎角和最大升力系数
CL max
lj
23
●相对厚度对升力特性的影响
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
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●翼型前缘半径对升力特性的影响
前缘半径增加,临界迎角增加。
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(3)薄翼分离(前缘长气泡分离) 对于薄的翼型(厚度4%-6%),前缘半径更小,气流绕前缘时负压更大,从 而产生很大的逆压梯度,即使在不大迎角下,前缘附近引起流动分离,分离 后的边界层转捩成湍流,从外流中获取能量,流动一段较长距离后再附到翼 面上,形成长分离气泡。起初这种气泡不长,只有弦长的2%-3%,随着迎角 增加,再附点不断向下游移动,当到失速迎角是,气泡延伸到右缘,翼型完 全失速,短气泡突然消失,气流不能再附,导致上翼面突然完全分离,使升 力和力矩突然变化。
飞行器升力的产生
![飞行器升力的产生](https://img.taocdn.com/s3/m/fa1c399bc5da50e2524d7fca.png)
2.飞行速度和空气密度对升力阻力的影响——飞行速度越大升力、阻力越大。升力、阻力与飞行速度的平方成正比例,即速度增大到原来的两倍,升力和阻力增大到原来的四倍:速度增大到原来的三倍,升力和阻力也会增大到原来的九倍。空气密度大,空气动力大,升力和阻力自然也大。空气密度增大为原来的两倍,升力和阻力也增大为原来的两倍,即升力和阻力与空气密度成正比例。
库塔条件
在真实且可产生升力的机翼中,气流总是在后缘处交汇,否则在机翼后缘将会产生一个气流速度很大的点。这一条件被称为库塔条件,只有满足该条件,机翼才可能产生升力。
右为满足库塔条件的实际机翼
绕翼环量(附着涡)与尾涡(自由涡)
在理想气体中或机翼刚开始运动的时候,这一条件并不满足,粘性边界层没有形成。通常翼型(机翼横截面)都是上方距离比下方长,刚开始在没有环流的情况下上下表面气流流速相同,导致下方气流到达后缘点时上方气流还没到后缘,后驻点位于翼型上方某点,下方气流就必定要绕过尖后缘与上方气流汇合。由于流体粘性(即康达效应),下方气流绕过后缘时会形成一个低压旋涡,导致后缘存在很大的逆压梯度。随即,这个旋涡就会被来流冲跑,这个涡就叫做起动涡。根据海姆霍兹旋涡守恒定律(开尔文定律),对于理想不可压缩流体(位势流)在有势力的作用下翼型周围也会存在一个与起动涡强度相等方向相反的涡,叫做环流,或是绕翼环量。
对升力的影响
(一)飞行速度
飞行速度越大,空气动力(升力、阻力)越大。实验证明:速度增大到原来的两倍,升力和阻力增大到原来的四倍;速度增大到原来的三倍,升力和阻力增大到原来的九倍。即升力、阻力与飞行速度的平方成正比例。
无人机升力公式
![无人机升力公式](https://img.taocdn.com/s3/m/67622b2df342336c1eb91a37f111f18583d00cf9.png)
无人机升力公式
嘿,朋友们!今天咱来聊聊超酷的无人机升力公式!那就是升力=1/2×空气密度×桨叶扫过面积×速度平方。
咱就拿常见的四旋翼无人机来说吧!空气密度就好比是大海里的水,水越多浮力越大嘛,空气密度大了升力也会跟着大呀。
比如说在一个空气很浓厚的环境里,这无人机不就更容易飞起来嘛!桨叶扫过面积不就像是我们拿扇子扇风的面积嘛,扇面越大风不就越大嘛,同理桨叶扫过面积大,产生的升力也会更强哦。
就像大扇子比小扇子能扇出更大的风一样,那大桨叶肯定比小桨叶能产生更多升力呀!速度平方呢,就好比跑步的速度,跑得越快风越大呀。
你想想,无人机螺旋桨转得超快,那产生的升力不就蹭蹭往上涨啦!这就好比赛车在赛道上飞驰,速度越快动力越足呀!
所以啊,要想让无人机飞得又高又稳,咱就得好好研究研究这个升力公式呢!怎么样,是不是很有意思呀?。
机翼升力公式计算
![机翼升力公式计算](https://img.taocdn.com/s3/m/8fbb4f9aba4cf7ec4afe04a1b0717fd5360cb2b6.png)
机翼升力公式计算机翼升力公式,这可是个挺有意思的话题!咱们先来说说机翼升力是咋回事儿。
想象一下,飞机在天空中翱翔,那巨大的翅膀可不是随便长着好看的,这里面可藏着科学的奥秘。
机翼升力的产生,简单来说,是因为空气在机翼上下表面流动的速度不同,从而产生了压力差,这个压力差就形成了升力。
而计算这个升力,就得用到机翼升力公式啦。
机翼升力公式通常可以表示为:L = 1/2 ρV²SCL 。
这里面的 L 代表升力,ρ是空气密度,V 是飞机相对空气的速度,S 是机翼的面积,CL 是升力系数。
咱们一个一个来看看这些参数。
先说空气密度ρ,这就好比是在不同的“空气海洋”里游泳。
在干燥的天气和潮湿的天气里,空气密度可不一样。
就像有一天我去爬山,山顶的空气感觉特别稀薄,呼吸都有点费劲,这其实就是空气密度小了。
飞机相对空气的速度 V 呢,那可太关键啦。
飞得越快,一般来说升力就越大。
我记得有一次在高速公路上开车,车速快起来的时候,能明显感觉到风的阻力在变大,这和飞机速度影响升力的道理有点类似。
机翼的面积S 也不难理解。
大机翼和小机翼产生的升力肯定不一样。
就像大扇子扇风比小扇子更有力一样。
升力系数 CL 就有点复杂了,它和机翼的形状、迎角等都有关系。
不同形状的机翼,CL 可不同。
有一回我看到一个航模比赛,有的选手的航模机翼设计得特别独特,估计就是为了获得更好的升力系数。
那在实际应用中,怎么用这个公式呢?比如说,要设计一架新飞机,工程师们就得根据飞机的预期用途、飞行速度等,来计算需要多大的机翼面积,选择什么样的机翼形状和迎角,以获得足够的升力。
再比如,在分析飞机飞行性能的时候,通过测量实际的飞行速度、空气密度等参数,代入公式,就能计算出实际产生的升力是否符合设计要求。
总之,机翼升力公式虽然看起来有点复杂,但只要咱们弄清楚每个参数的含义和作用,就能更好地理解飞机是怎么飞起来的。
说不定以后咱们自己也能设计出能飞的小玩意儿呢!希望通过我这样的讲解,能让您对机翼升力公式有更清楚的认识。
库塔茹科夫斯基升力定理
![库塔茹科夫斯基升力定理](https://img.taocdn.com/s3/m/3fb71414cec789eb172ded630b1c59eef8c79aa7.png)
库塔茹科夫斯基升力定理一、引言库塔茹科夫斯基升力定理是流体动力学中的一个重要定理,描述了物体在流体中产生升力的原理。
本文将从基本原理、公式推导、实际应用等方面对库塔茹科夫斯基升力定理进行全面深入的探讨。
二、基本原理库塔茹科夫斯基升力定理是基于流体动力学的基本定律之一——牛顿第三定律提出的。
根据牛顿第三定律,物体对流体施加的作用力与流体对物体施加的反作用力大小相等、方向相反。
当物体在流体中运动时,流体会对物体产生一个垂直于运动方向的力,即升力。
三、公式推导库塔茹科夫斯基升力定理的公式推导是基于流体动力学的基本方程进行的。
根据流体动力学的基本方程,可以推导出库塔茹科夫斯基升力定理的数学表达式。
3.1 流体动力学基本方程流体动力学的基本方程包括连续性方程、动量方程和能量方程。
这些方程描述了流体在运动过程中的质量守恒、动量守恒和能量守恒。
3.2 库塔茹科夫斯基升力定理的推导根据流体动力学的基本方程,可以推导出库塔茹科夫斯基升力定理的数学表达式。
推导过程需要考虑流体的速度场、压力场以及物体的形状和运动状态等因素。
四、实际应用库塔茹科夫斯基升力定理在航空航天、汽车工程、水力工程等领域都有广泛的应用。
本节将介绍一些实际应用案例,以展示库塔茹科夫斯基升力定理的实用性和重要性。
4.1 航空航天领域在航空航天领域,库塔茹科夫斯基升力定理被广泛应用于飞行器的气动设计和性能分析。
通过对飞行器表面的气动力进行计算和分析,可以优化飞行器的升力和阻力特性,提高飞行性能。
4.2 汽车工程领域在汽车工程领域,库塔茹科夫斯基升力定理可以用于车辆的空气动力学设计和性能评估。
通过减小汽车表面的升力,可以提高车辆的稳定性和操控性能。
4.3 水力工程领域在水力工程领域,库塔茹科夫斯基升力定理被应用于水轮机的设计和分析。
通过优化水轮机叶片的形状和布置,可以提高水轮机的转速和效率。
4.4 其他领域的应用除了航空航天、汽车工程和水力工程领域,库塔茹科夫斯基升力定理还有许多其他的应用。
飞机升力与阻力详解图文
![飞机升力与阻力详解图文](https://img.taocdn.com/s3/m/7c70ce25f08583d049649b6648d7c1c708a10b2a.png)
飞行基础知识①升力与阻力详解图文升力是怎样产生的任何航空器都必须产生大于自身重力的升力才能升空飞行,这是航空器飞行的基本原理.前面我们提到,航空器可分为轻于空气的航空器和重于空气的航空器两大类,轻于空气的航空器如气球、飞艇等,其主要部分是一个大大的气囊,中间充以比空气密度小的气体如热空气、氢气等,这样就如同我们小时候的玩具氢气球一样,可以依靠空气的静浮力升上空中.远在一千多年以前,我们的祖先便发明了孔明灯这种借助热气升空的精巧器具,可以算得上是轻于空气的航空器的鼻祖了.然而,对于重于空气的航空器如飞机,又是靠什么力量飞上天空的呢相信大家小时候都玩过风筝或是竹蜻蜓,这两种小小的玩意构造十分简单,但却蕴含着深刻的飞行原理.飞机的机翼包括固定翼和旋翼两种,风筝的升空原理与滑翔机有一些类似,都是靠迎面气流吹动而产生向上的升力,但与固定翼的飞机有一定的差别;而旋翼机与竹蜻蜓却有着异曲同工之妙,都是靠旋翼旋转产生向上的升力.机翼是怎样产生升力的呢让我们先来做一个小小的试验:手持一张白纸的一端,由于重力的作用,白纸的另一端会自然垂下,现在我们将白纸拿到嘴前,沿着水平方向吹气,看看会发生什么样的情况.哈,白纸不但没有被吹开,垂下的一端反而飘了起来,这是什么原因呢流体力学的基本原理告诉我们,流动慢的大气压强较大,而流动快的大气压强较小,白纸上面的空气被吹动,流动较快,压强比白纸下面不动的空气小,因此将白纸托了起来.这一基本原理在足球运动中也得到了体现.大家可能都听说过足球比赛中的“香蕉球”,在发角球时,脚法好的队员可以使足球绕过球门框和守门员,直接飞入球门,由于足球的飞行路线是弯曲的,形似一只香蕉,因此叫做“香蕉球”.这股使足球偏转的神秘力量也来自于空气的压力差,由于足球在踢出后向前飞行的同时还绕自身的轴线旋转,因此在足球的两个侧面相对于空气的运动速度不同,所受到的空气的压力也不同,是空气的压力差蒙蔽了守门员.对于固定翼的飞机,当它在空气中以一定的速度飞行时,根据相对运动的原理,机翼相对于空气的运动可以看作是机翼不动,而空气气流以一定的速度流过机翼.空气的流动在日常生活中是看不见的,但低速气流的流动却与水流有较大的相似性.日常的生活经验告诉我们,当水流以一个相对稳定的流量流过河床时,在河面较宽的地方流速慢,在河面较窄的地方流速快.流过机翼的气流与河床中的流水类似,由于机翼一般是不对称的,上表面比较凸,而下表面比较平,流过机翼上表面的气流就类似于较窄地方的流水,流速较快,而流过机翼下表面的气流正好相反,类似于较宽地方的流水,流速较上表面的气流慢.根据流体力学的基本原理,流动慢的大气压强较大,而流动快的大气压强较小,这样机翼下表面的压强就比上表面的压强高,换一句话说,就是大气施加与机翼下表面的压力方向向上比施加于机翼上表面的压力方向向下大,二者的压力差便形成了飞机的升力.当飞机的机翼为对称形状,气流沿着机翼对称轴流动时,由于机翼两个表面的形状一样,因而气流速度一样,所产生的压力也一样,此时机翼不产生升力.但是当对称机翼以一定的倾斜角称为攻角或迎角在空气中运动时,就会出现与非对称机翼类似的流动现象,使得上下表面的压力不一致,从而也会产生升力.飞机的阻力凡是懂得物理知识的人都知道,飞机在飞行的过程中,机体上所受的力是平衡的.飞机的重力与飞机产生的升力平衡,而飞机的发动机的作用则是克服飞机所受的阻力,推动飞机前进,使得飞机相对于空气运动,从而产生升力.大家肯定要想,飞机发动机的功率那么大,难道飞机上所受的阻力有那么大吗的确,飞机在高速飞行的同时,会因为不同原因受到非常大的阻力.从产生阻力的不同原因来说,飞机所受的阻力可以分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力、激波阻力等.摩擦阻力当两个物体相互滑动的时候,在两个物体上就会产生与运动方向相反的力,阻止两个物体的运动,这就是物体之间的摩擦阻力.当飞机在空气中飞行时,飞机也会受到空气的摩擦阻力,飞机的摩擦阻力是因为空气的粘性造成的.当气流流过物体时,由于粘性,空气微团与物体表面发生摩擦,阻滞了气流的流动,这就是物体对空气的摩擦阻力,反之,空气对物体也给予了摩擦阻力.摩擦阻力是在边界层中产生的.所谓边界层就是紧贴物体表面,流速由外部流体的自由流速逐渐降低到零的那一层薄薄的空气层.边界层中气流的流动情况是不同的.一般机翼大约在最大厚度之前,边界层的气流各层不相混杂而成层地流动,这部分叫做“层流边界层”.在这之后,气流的活动转变为杂乱无章,并且出现了漩涡和横向流动,这部分叫做“紊流边界层”.从“层流边界层”转变为“紊流边界层”的那一点叫做“转捩点”. 边界层中的摩擦阻力大小与流动情况有很大关系,从大量的实践证明,对于层流流动,物体表面受到的摩擦阻力小,而紊流流动对物面的摩擦阻力大的多.在普通的机翼表面,既有层流边界层,又有紊流边界层,所以为了减小摩擦阻力,人们就千方百计地使物体表面的流动保持层流状态,例如通过在机翼表面上钻孔,吸除紊流边界层,这样就可以达到减阻的目的.另外,提高加工精度,使层流边界层尽量的长,延缓转捩点的出现,甚至抑制它的出现,也可以起到很好的效果.这些都是飞机设计中的层流机翼的概念.物体表面受到的摩擦阻力还跟物体的表面积有关系,面积越大,阻力也越大.因此在人们试图减小飞行阻力的时候,减小飞机的尾翼或者机翼的面积也是一个有效的方法.当然前提条件是保证产生足够的升力和控制力.例如使用推力矢量技术的飞机,由于有了发动机推力直接用于飞行控制,这样飞机的尾翼就可以减小或者去除,这样就可以大大的减小摩擦阻力.诱导阻力机翼同一般物体相似,也有摩擦阻力和压差阻力.对于机翼而言,这二者合称“翼型阻力”.机翼上除翼型阻力外,还有“诱导阻力”又叫“感应阻力”.这是机翼所独有的一种阻力.因为这种阻力是伴随着机翼上举力的产生而产生的.也许可以说它是为了产生举力而付出的一种代价.如果有一架飞机以某一正迎角a作水平飞行,它的机翼上面的压强将降低,而下面的压强将增高,加上空气摩擦力,于是产生了举力Y.这是气流作用到机翼上的力,根据作用和反作用定律,必然有一个反作用力即负举刀力-Y,由机翼作用到气流上,它的方向向下,所以使气流向下转折一个角度a,这一角度叫“下洗角”.随着下洗角的出现,同时出现了气流向下的速度.这一速度叫做“下洗速w”.下洗的存在还可由风洞实验观察出来.由实验可知:当飞机飞行时,下翼面压强大、上翼面压强小.由于翼展的长度是有限的,所以上下翼面的压强差使得气流从下翼面绕过两端翼尖,向上翼面流动.当气流绕流过翼尖时,在翼尖那儿不断形成旋涡.旋涡就是旋转的空气团.随着飞机向前方飞行,旋涡就从翼尖向后方流动,并产生了向下的下洗速w.下洗速在两个翼尖处最大,向中心逐渐减小,在中心处减到最小.这是因为旋涡可以诱导四周的空气随之旋转,而这又是由于空气粘性所起的作用.空气在旋转时,越靠内圈,旋转得越快,越靠外圈,旋转得越慢.因此,离翼尖越远,气流垂直向下的下洗速就越小.图示的就是某一个翼剖面上的下洗速度.它与原来相对速度v组成了合速度u .u与v的夹角就是下洗角a1.下洗角使得原来的冲角a减小了.根据举力Y原来的函义,它应与相对速度v垂直,可是气流流过机翼以后,由于下洗速w的作用,使v的方向改变,向下转折一个下洗角a1,而成为u.因此,举力Y也应当偏转一角度a1,而与u垂直成为y 1.此处下洗角很小,因而y与y1一般可看成相等.回这时飞机仍沿原来v的方向前进.y1既不同原来的速度v垂直,必然在其上有一投影为Q;.它的方向与飞机飞行方向相反,所起的作用是阻拦飞机的前进.实际上是一种阻力.这种阻力是由举力的诱导而产生的,因此叫做“诱导阻力”.它是由于气流下洗使原来的举力偏转而引起的附加阻力,并不包含在翼型阻力之内.图中机翼前面的一排小箭头表示原来的流速,后面的一排小箭头则表示流过机翼后偏转一个角度的流速.诱导阻力同机翼的平面形状,翼剖面形状,展弦比,特别是同举力有关.压差阻力“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所形成的.压强差所产生的阻力、就是“压差阻力”.压差阻力同物体的迎风面积、形状和在气流中的位置都有很大的关系.用刀把一个物体从当中剖开,正对着迎风吹来的气流的那块面积就叫做“迎风面积”.如果这块面积是从物体最粗的地方剖开的,这就是最大迎风面积.从经验和实验都不难证明:形状相同的物体的最大迎风面积越大,压差阻力也就越大.物体形状对压差阻力也有很大的作用.把一块圆形的平板,垂直地放在气流中.它的前后会形成很大的压差阻力.平板后面会产生大量的涡流,而造成气流分离现象.如果在圆形平板的前面加上一个圆锥体,它的迎风面积并没有改变,但形状却变了.平板前面的高压区,这时被圆锥体填满了.气流可以平滑地流过,压强不会急剧升高,显然这时平板后面仍有气流分离,低压区仍然存在,但是前后的压强差却大为减少,因而压差阻力降低到原来平板压差阻力的大约五分之一.如果在平板后面再加上一个细长的圆锥体,把充满旋涡的低压区也填满,使得物体后面只出现很少的旋涡,那么实验证明压差阻力将会进一步降低到原来平板的大约二十到二十五分之象这样前端圆纯、后面尖细,象水滴或雨点似的物体,叫做“流线形物体”,简称“流线体”.在迎风面积相同的条件下,它的压差阻力最小.这时阻力的大部分是摩擦阻力.除了物体的迎风面积和形状外,物体在气流中的位置也影响到压差阻力的大小.物体上的摩擦阻力和压差阻力合起来叫做“迎面阻力”.一个物体,究竟哪一种阻力占主要部分,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.干扰阻力飞机上除了摩擦阻力,压差阻力和诱导阻力以外,还有一种“干扰阻力”值得我们注意,实践表明,飞机的各个部件,如机翼、机身、尾翼等,单独放在气流中所产生的阻力的总和并不等于、而是往往小于把它们组成一个整体时所产生的阻力.所谓“干扰阻力”就是飞机各部分之间由于气流相互干扰而产生的一种额外阻力.如图所示,气流流过机翼和机身的连接处,由于机翼和机身二者形状的关系,在这里形成了一个气流的通道.在A处气流通道的截面积比较大,到C点翼面最圆拱的地方,气流通道收缩到最小,随后到B处又逐渐扩大.根据流体的连续性定理和伯努利定理,C处的速度大而压强小,B处的速度小而压强大,所以在CB一段通道中,气流有从高压区B回流到低压区C 的趋势.这就形成了一股逆流.但飞机前进不断有气流沿通道向后流,遇到了后面的这股逆流就形成了气流的阻塞现象,使得气流开始分离,而产生了很多旋涡.这些旋涡表明气流的动能有了消耗,因而产生了一种额外的阻力,这一阻力是气流互相干扰而产生的,所以叫做“干扰阻力”.不但在机翼和机身之间可能产生干扰阻力,而且在机身和尾翼连接处,机翼和发动机短舱连接处,也都可能产生.从干扰阻力产生的原因来看,它显然和飞机不同部件之间的相对位置有关.如果在设计飞机时,仔细考虑它们的相对位置,使得它们压强的增加不大也不急剧,干扰阻力就可减小.另外,还可以采取在不同部件的连接处加装流线型的“整流片”的办法,使连接处圆滑过渡,尽可能减少漩涡的产生,也可减少“干扰阻力”.激波阻力飞机在空气中飞行时,前端对空气产生扰动,这个扰动以扰动波的形式以音速传播,当飞机的速度小于音速时,扰动波的传播速度大于飞机前进速度,因此它的传播方式为四面八方;而当物体以音速或超音速运动时,扰动波的传播速度等于或小于飞机前进速度,这样,后续时间的扰动就会同已有的扰动波叠加在一起,形成较强的波,空气遭到强烈的压缩、而形成了激波.空气在通过激波时,受到薄薄一层稠密空气的阻滞,使得气流速度急骤降低,由阻滞产生的热量来不及散布,于是加热了空气.加热所需的能量由消耗的动能而来.在这里,能量发生了转化--由动能变为热能.动能的消耗表示产生了一种特别的阻力.这一阻力由于随激波的形成而来,所以就叫做"波阻".从能量的观点来看,波阻就是这样产生的.从机翼上压强分布的观点来看,波阻产生的情况大致如下;根据对机翼所作的实验,在超音速飞行时,机翼上的压强分布如图所示.在亚音速飞行情况下,机翼上只有摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力.它的压力分布如图中虚线所示.对图中两种不同的飞行情况压强分布加以比较,可以看出:在亚音速飞行情况下,最大稀薄度靠前,压强分布沿着与飞行相反的方向上的合力,不是很大,即阻力不是很大,其中包括翼型阻力和诱导阻力.可是在超音速飞行情况下,压强分布变化非常大,最大稀薄度向后远远地移动到尾部,而且向后倾斜得很厉害,同时它的绝对值也有增加.因此,如果不考虑机翼头部压强的升高,那么压强分布沿与飞行相反方向的合力,急剧增大,使得整个机翼的总阻力相应有很大的增加.这附加部分的阻力就是波阻.由于它来自机翼前后的压力差,所以波阻实际上是一种压差阻力.当然,如果飞机或机翼的任何一点上的气流速度不接过音速,是不会产生激波和波阻的.阻力对于飞机的飞行性能有很大的影响,特别是在高速飞行时,激波和波阻的产生,对飞机的飞行性能的影响更大.这是因为波阻的数值很大,能够消耗发动机一大部分动力.例如当飞行速度在音速附近时,根据计算,波阻可能消耗发动机大约全部动力的四分之三.这时阻力系数Cx急骤地增长好几倍.这就是由于飞机上出现了激波和波阻的缘故.由上面所说的看来,波阻的大小显然同激波的形状有关,而激波的形状在飞行M数不变的情况下;又主要决定于物体或飞机的形状,特别是头部的形状.按相对于飞行速度或气流速度成垂直或成偏斜的状态,有正激波和斜激波两种不同的形状.成垂直的是正激波,成偏斜的是斜激波.在飞行M数超过1时例如M等于2,如果物体的头部尖削,象矛头或刀刃似的,形成的是斜激波;如果物体的头部是方楞的或圆钝的,在物体的前面形成的则是正激波.正激波沿着上下两端逐渐倾斜,而在远处成为斜激波,最后逐渐减弱成为弱扰动的边界波.斜激波的情况也是一样的,到末端也逐渐减弱而转化为边界波.在正激波之后的一小块空间,气流穿过正激波,消耗的动能很大,总是由超音速降低到亚音速,在这里形成一个亚音速区.M数的大小也对激波的形状有影响.当M数等于1或稍大于1例如M=时,在尖头如炮弹物体前面形成的是正激波.如果M数超过1相当多例如M=,形成的则是斜激波.正激波的波阻要比斜激波大,因为在正激波下,空气被压缩得很厉害,激波后的空气压强和密度上升的最高,激波的强度最大,当超音速气流通过时,空气微团受到的阻滞最强烈,速度大大降低,动能消耗很大,这表明产生的波阻很大;相反的,斜激波对气流的阻滞较小,气流速度降低不多,动能的消耗也较小,因而波阻也较小.斜激波倾斜的越厉害,波阻就越小.加强图仔细看啊从机翼截面观察气体流场状态下图所示为:飞机在转弯时的受力情况.假定飞机的飞行方向是由外飞进屏幕里,即飞机是在做左转弯.此时飞行员向左侧压杆,使左侧副翼上翻、右侧副翼下翻,在左翼上产生向下的力Fa、右翼上产生向上的力Fb,此二力以机身重心为中心形成一滚动力矩,使飞机向左翻滚.而从整架飞机来考虑,机翼左翻也使总升力 F 向左翻.在竖直和水平方向上将其分解,其竖直分力F1 与飞机重力G 维持平衡,保持飞机的飞行高度;水平分力F2 提供做圆周运动所需的向心力,使飞机转弯. 同理可得,飞机在俯冲时,飞行员向前推杆使平尾上的升降舵下翻,产生向上的力抬起机尾,机头向下形成俯冲姿态;爬升时向后拉杆,升降舵上翻,产生压力压下机尾,使机头向上形成爬升姿态;蹬右踏板使方向舵右翻,产生水平向左的推力推动机尾向左,使机头向右,同理,蹬左踏板使飞机向左.综上所述,如果把操纵杆向左推再向后拉,会使飞机左侧翻时做一个爬升动作,即一个左急转.其实,再复杂的机动动作也是由这么几块操纵面完成的,也就是操纵杆前后左右推拉以及不同高度、速度的排列组合,看起来开飞机好象不那么复杂吧,不过这只是在游戏里,要换成真的,光身体素质这一项就没几个人过得了关了.小常识在电子传动技术被广泛运用于航空领域之前,飞机的操控一直是依靠机械传动的,即所有操纵面的转动都要靠飞行员的体力来完成,在完成一个高过载机动时,机翼承受的加速度往往是七八个重力加速度,甚至更高,飞行员要付出的体力的巨大是可想而知的有力回馈摇杆的玩家都能体会到.而电子传动技术则彻底把飞行员从“力气活”里解放了出来,飞行变得更轻松了,也更注重技巧了,各种高难度的机动动作也诞生了,其难度也更多地反映出飞机的机动性能,而不是飞行员的身体素质.。
螺旋桨升力的计算
![螺旋桨升力的计算](https://img.taocdn.com/s3/m/bd4b7d11fc4ffe473368ab2a.png)
螺旋桨升力的计算
1.螺旋桨
靠桨叶在空气中旋转将发动机转动功率转化为推进力或升力的装置,简称螺旋桨。
它由多个桨叶和中央的桨毂组成,桨叶好像一扭转的细长机翼安装在桨毂上,发动机轴与桨毂相连接并带动它旋转。
2.直升飞机
直升飞机是一种以动力装置驱动的旋翼作为主要升力和推进力来源,能垂直起落及前后、左右飞行的旋翼航空器。
本次计算升力的直升飞机的一些参数:
3.升力计算
为计算方便,假定直升飞机的螺旋桨的一半的有效长度为如图所示的三棱柱:
图中:
x1为螺旋桨中心到有效长度的距离,x1=
h为螺旋桨高,h=
d为螺旋桨宽,d=
l为螺旋桨的有效长度,l=
w为螺旋桨的转速,w=
此外,空气密度为(温度为20°C时的空气密度)
由伯努利方程:得
于是:
参考文献
【1】. 郭祥龙董慎行晏世雷.《基础物理学(第二版)》.苏州大学出版社,2003(4). 【2】.百度百科
【3】.淘宝网。
航天器气动参数
![航天器气动参数](https://img.taocdn.com/s3/m/abb7b490c67da26925c52cc58bd63186bceb92f1.png)
航天器气动参数
航天器气动参数是指在飞行过程中对航天器产生影响的空气动力学参数。
这些参数包
括了气动力、气动力矩、风阻力、升力、失速速度等等。
航天器的气动力是由空气流体作用在航天器表面而产生的阻力和升力。
在气动力学中,气动力和升力是密切相关的,并且它们的数值大小取决于航天器表面的几何形状。
气动力
可以分为两种类型:阻力和升力。
阻力主要是航天器与空气流体的剪切力和搅拌力产生的
摩擦力,对航天器运动的速度和方向起到制约作用;而升力主要是由于作用在航天器表面
的流体力对其操纵面产生的力矩而产生的竖直向上的力,可以帮助航天器获得飞行高度。
另外,航天器在飞行中还会产生气动力矩,这种力矩主要是由于作用在航天器上不同
部位的流体力矩产生的。
这些力矩会对航天器的稳定性和控制性产生影响,使其在飞行中
受到更强大的制约。
航天器在飞行过程中还面临着风阻力的影响,风阻力是风流动与物体表面产生的摩擦力,对于大气层内的航天器来说,风阻力是非常重要的,因为它会导致航天器瞬间速度的
下降。
为了保证航天器能顺利进行任务以及返航,需要对其抗风能力进行充分的考虑。
航天器的失速速度是指在飞行过程中航天器所能承受的最大风阻力,当风阻力超过航
天器所能承受的极限时,航天器就会失去稳定性而出现失速现象。
这样,航天器就很容易
出现翻滚、失控等情况,非常危险。
以上就是航天器在飞行过程中面临的气动参数,了解它们有助于更好的理解和掌握航
天器的设计原理。
升力是怎样产生的
![升力是怎样产生的](https://img.taocdn.com/s3/m/c0a06767caaedd3383c4d329.png)
升力是怎样产生的任何航空器都必须产生大于自身重力的升力才能升空飞行,这是航空器飞行的基本原理。
前面我们提到,航空器可分为轻于空气的航空器和重于空气的航空器两大类,轻于空气的航空器如气球、飞艇等,其主要部分是一个大大的气囊,中间充以比空气密度小的气体(如热空气、氢气等),这样就如同我们小时候的玩具氢气球一样,可以依靠空气的静浮力升上空中。
远在一千多年以前,我们的祖先便发明了孔明灯这种借助热气升空的精巧器具,可以算得上是轻于空气的航空器的鼻祖了。
然而,对于重于空气的航空器如飞机,又是靠什么力量飞上天空的呢?相信大家小时候都玩过风筝或是竹蜻蜓,这两种小小的玩意构造十分简单,但却蕴含着深刻的飞行原理。
飞机的机翼包括固定翼和旋翼两种,风筝的升空原理与滑翔机有一些类似,都是靠迎面气流吹动而产生向上的升力,但与固定翼的飞机有一定的差别;而旋翼机与竹蜻蜓却有着异曲同工之妙,都是靠旋翼旋转产生向上的升力。
机翼是怎样产生升力的呢?让我们先来做一个小小的试验:手持一张白纸的一端,由于重力的作用,白纸的另一端会自然垂下,现在我们将白纸拿到嘴前,沿着水平方向吹气,看看会发生什么样的情况。
哈,白纸不但没有被吹开,垂下的一端反而飘了起来,这是什么原因呢?流体力学的基本原理告诉我们,流动慢的大气压强较大,而流动快的大气压强较小,白纸上面的空气被吹动,流动较快,压强比白纸下面不动的空气小,因此将白纸托了起来。
这一基本原理在足球运动中也得到了体现。
大家可能都听说过足球比赛中的“香蕉球”,在发角球时,脚法好的队员可以使足球绕过球门框和守门员,直接飞入球门,由于足球的飞行路线是弯曲的,形似一只香蕉,因此叫做“香蕉球”。
这股使足球偏转的神秘力量也来自于空气的压力差,由于足球在踢出后向前飞行的同时还绕自身的轴线旋转,因此在足球的两个侧面相对于空气的运动速度不同,所受到的空气的压力也不同,是空气的压力差蒙蔽了守门员。
对于固定翼的飞机,当它在空气中以一定的速度飞行时,根据相对运动的原理,机翼相对于空气的运动可以看作是机翼不动,而空气气流以一定的速度流过机翼。
飞行器升力的产生
![飞行器升力的产生](https://img.taocdn.com/s3/m/25ae708ca45177232e60a26f.png)
升力,就是向上的力。
使你上升的力。
有很多种了。
一般都是说在空气中。
也就是向上的力大于向下的力,其合力可以使物体上升。
这个力就是升力。
升力的成因较复杂,因为要考虑实际流体的粘性、可压缩性等诸多条件。
大多用的是库塔儒可夫斯基定理,它是工程师计算飞机升力最精确的方法。
具体内容就是由绕翼坏流导致升力,产生了上下压力差,这个压力差就是升力(Y),升力和向后的诱导阻力(d)合成为空气动力(R)。
流过各个剖面升力总合就是机翼的升力。
升力维持飞机在空中飞行。
中文名升力外文名lift产生原因流体的压强差影响因素升力系数迎角流速接触面积等升力系数Cl = L/(qS)升力的来源升力来源于机翼上下表面气流的速度差导致的气压差。
但机翼上下表面速度差的成因解释较为复杂,通常科普用的等时间论和流体连续性理论均不能完整解释速度差的成因。
航空界常用二维机翼理论,主要依靠库塔条件、绕翼环量、库塔•茹可夫斯基定理和伯努利定理来解释。
库塔条件在真实且可产生升力的机翼中,气流总是在后缘处交汇,否则在机翼后缘将会产生一个气流速度很大的点。
这一条件被称为库塔条件,只有满足该条件,机翼才可能产生升力。
右为满足库塔条件的实际机翼绕翼环量(附着涡)与尾涡(自由涡)在理想气体中或机翼刚开始运动的时候,这一条件并不满足,粘性边界层没有形成。
通常翼型(机翼横截面)都是上方距离比下方长,刚开始在没有环流的情况下上下表面气流流速相同,导致下方气流到达后缘点时上方气流还没到后缘,后驻点位于翼型上方某点,下方气流就必定要绕过尖后缘与上方气流汇合。
由于流体粘性(即康达效应),下方气流绕过后缘时会形成一个低压旋涡,导致后缘存在很大的逆压梯度。
随即,这个旋涡就会被来流冲跑,这个涡就叫做起动涡。
根据海姆霍兹旋涡守恒定律(开尔文定律),对于理想不可压缩流体(位势流)在有势力的作用下翼型周围也会存在一个与起动涡强度相等方向相反的涡,叫做环流, 或是绕翼坏量。
实际模型上观测到的尾涡环流是从翼型上表面前缘流向下表面前缘的,所以环流加上来流就导致后驻点最终后移到机翼后缘,从而满足库塔条件。
机翼升力计算公式滑翔比与升阻比螺旋桨拉力计算公式
![机翼升力计算公式滑翔比与升阻比螺旋桨拉力计算公式](https://img.taocdn.com/s3/m/a3d92e30b9f3f90f77c61bbb.png)
机翼升力计算公式升力L=1/2 *空气密度*速度的平方*机翼面积*机翼升力系数(N)机翼升力系数曲线如下注解:在小迎角时曲线斜率是常数。
在标识的1位置是抖振点,2位置是自动上仰点, 3位置是反横操纵和方向发散点,4位置是失速点。
对称机翼在0角时升力系数=0(由图)非对称一在机身水平时升力系数大于0,因此机身水平时也有升力s滑翔比与升阻比升阻比是飞机飞行速度不同的情况下升力与阻力的比值,跟飞行速度成曲线关系,一般升阻比最大的一点对应的速度就是飞机的有利速度和有利迎角。
滑翔比是飞机下降单位距离所飞行的距离,滑翔比越大,飞机在离地面相同高度飞的距离越远,这是飞机固有的特性,一般不发生变化。
如果有两台飞行器,有着完全相同的气动外形,一台大量采用不锈钢材料的,另一台大量采用碳纤维材料,那么碳纤维材料的滑翔比肯定优于不锈钢材料的。
这个在SU-27和歼11-B身上就能体现出来,歼11-B应该拥有更大的滑翔比。
螺旋桨拉力计算公式(静态拉力估算)你的飞行器完成了,需要的拉力与发动机都计算好了,但螺旋桨需要多大规格呢?下面我们就列一个估算公式解决这个问题螺旋桨拉力计算公式:直径(米)×螺距(米)×浆宽度(米)×转速²(转/秒)×1大气压力(1标准大气压)×经验系数(0.25)=拉力(公斤)或者直径(厘米)×螺距(厘米)×浆宽度(厘米)×转速²(转/秒)×1大气压力(1标准大气压)×经验系数(0.00025)=拉力(克)前提是通用比例的浆,精度较好,大气压为1标准大气压,如果高原地区,要考虑大气压力的降低,如西藏,压力在0.6-0.7。
1000米以下基本可以取1。
例如:100×50的浆,最大宽度10左右,动力伞使用的,转速3000转/分,合50转/秒,计算可得:100×50×10×50²×1×0.00025=31.25公斤。
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4.2.1 升力的产生原理
升力垂直于飞行速度方向,它将飞机支托在空中, 克服飞机受到的重力影响,使其自由翱翔。
升力 Lift
拉力
阻力
Pull
Drag
重力
Weight
2
飞机各部分所产生的空气动力的总和叫做飞机的总空气 动力(R),其方向是向上并向后倾斜的。
垂直于飞行速度的分力叫做升力(L)。
34
(3)薄翼分离(前缘长气泡分离) 对于薄的翼型(厚度4%-6%),前缘半径更小,气流绕前缘时负压更大,从 而产生很大的逆压梯度,即使在不大迎角下,前缘附近引起流动分离,分离后 的边界层转捩成湍流,从外流中获取能量,流动一段较长距离后再附到翼面上 ,形成长分离气泡。起初这种气泡不长,只有弦长的2%-3%,随着迎角增加 ,再附点不断向下游移动,当到失速迎角是,气泡延伸到右缘,翼型完全失速 ,短气泡突然消失,气流不能再附,导致上翼面突然完全分离,使升力和力矩 突然变化。
17
●压力中心(CP)位置随迎角改变的变化
18
●压力中心(CP)位置随迎角改变的变化
19
② 升力特性参数
I. 零升迎角 0
0
20
●翼型在零升迎角下的压强分布
后半部分合力 压强低于 环境气压 压强高于 环境气压
气动中心
压强低于 环境气压
前半部分合力
21
II. 升力系数曲线斜率
CL CL ( 0 )
33
(2)前缘分离(前缘短泡分离) 对于中等厚度的翼型(厚度6%-9%),前缘半径较小,气流绕前缘时负压 很大,从而产生很大的逆压梯度,即使在不大迎角下,前缘附近发生流动 分离,分离后的边界层转捩成湍流,从外流中获取能量,然后在附到翼面 上,形成分离气泡。起初这种短气泡很短,只有弦长的1%,当迎角达到 失速角时,短气泡突然打开,气流不能再附,导致上翼面突然完全分离, 使升力和力矩突然变化。
10
4.2.3 升力公式
L CL V S
1 2 2
CL
1 2
—飞机的升力系数
V
2
—飞机的飞行动压
—机翼的面积。
S
11
●升力公式的物理意义
L CL V S
1 2 2
飞机的升力与升力系数、来流动压和机翼面积成正比。 升力系数综合的表达了机翼形状、迎角等对飞机升 力的影响。
展弦比高
展弦比低
26
●后掠翼对升力特性的影响
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
27
●翼型前缘粗糙度对升力特性的影响
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
28
4.3.2翼型的失速
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。
35
薄翼分离过程和升力曲线。
另外,除上述三种分离外,还可能存在混合分离形式,气流绕翼型是同时在 前缘和后缘发生分离。
36
29
翼型分离现象与翼型背风面上的流动情况和压力分布密切相关。
小迎角翼型附着绕流
30
大迎角翼型分离绕流
分析翼型的失速:
上翼面的流动,过前驻点开始快速加速减压到最大速度点(顺压), 然后减速增压到翼型后缘点处(逆压),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。 边界层增厚,变成湍流,迎角大到一定程度后,逆压梯度达到一定 数值,气流无力顶着逆压减速而发生分离。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,二者的静压必处处相等。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。
平行于飞行速度方向的分力叫做阻力(D)。
3
●升力的产生原理
前方来流被机翼分为 了两部分,一部分从 上表面流过,一部分 从下表面流过。 由连续性定理和伯努力定理可知,
① 在翼型的上表面,由于正迎角和翼面外凸的影响, 流管收缩,流速增大,压力降低;
② 在翼型的下表面,气流受阻,流管扩张,流速减 慢,压力增大。 推导?
12
4.3.1 升力特性
① 升力系数的变化规律
13
●升力系数随迎角的变化规律
当α<α临界,升力系数随迎角增大而增大。
当α=α临界,升力系数为最大。
当α>α临界,升力系数随迎角的增大而减小,进入失速区。
14
●烟风洞翼型绕流实验 小迎角
较大迎角
大迎角
15
●翼型在不同迎角下的压强分布
16
●翼型在不同迎角下的压强分布
4
●升力的产生原理
2 1 P v 1 1 P 0 2
P1 v1
P2 v2
2 1 P v 2 2 P 0 2
P 1 v P 2 v
1 2 2 1 1 2
2 2
v1 v2
5
P 1 P 2
●升力的产生原理
上下表面出现的压力差,在垂直于(远前方)相对气 流方向的分量,就是升力。 机翼升力的着力点,称为压力中心(Center of Pressure)
最低压力点,是机翼上表面负压最大的点。
9
② 坐标表示法
压力系数: C p
P 1 2 v 2
P P 1 2 v 2
•压力系数是无量纲参数。 •翼面各点的压力系数主要取决于迎 角和翼型的形状,与动压(流速) 无关。 •Cp=1的点就是驻点,Cp最小的点 就是最低压力点。 •从右图可以看出,机翼升力的产生 主要是靠机翼上表面吸力的作用, 尤其是上表面的前段,而不是主要 靠下表面正压的作用。
CL
22
III. 临界迎角和最大升力系数
CL max
lj
23
●相对厚度对升力特性的影响
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
24
●翼型前缘半径对升力特性的影响
前缘半径增加,临界迎角增加。
半径小 半径大
25
●展弦比对升力特性的影响
展弦比越高,最大升力系数越大,临界迎角越小。
②
③
31
根据大量实验,在大Re数下,翼型分离可根据其厚度不同分为: (1)后缘分离(湍流分离) (2)前缘分离(前缘短泡分离) (3)薄翼分离(前缘长气泡分离)
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(1)后缘分离(湍流分离) 分离对应的翼型厚度大于12%-15%,翼型头部的负压不是特别大,分 离从翼型上翼面后缘近区开始,随迎角增加,分离点逐渐向前缘发展, 起初升力线斜率偏离直线,当迎角达到一定值,分离点发展到上翼面 某一位置时,升力系数达到最大,以后升力系数下降。后缘分离的发 展是比较缓慢的,流谱的变化是连续的,失速区的升力曲线也变化缓 慢,失速特性好。
6
7
升
力
的
方
向
4.2.2 翼型的压力分布
① 矢量表示法
翼面各点静压与大气压之差称为剩余压力:P P P 当机翼表面压强低于大气压,称为吸力(负压)。 当机翼表面压强高于大气压,称为压力(正压)。
用矢量来表示压力或吸力,矢量线段长度为力的大小,方向为 力的方向。
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●驻点和最低压力点
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。