第9章飞机的空气动力案例
空气动力学在飞机中的应用
空气动力学在飞机中的应用一、飞机气动力性能研究飞机气动力性能是指飞机运动中的空气动力学问题，包括阻力、升力、稳定性和控制等方面。
在设计飞机时，需要通过气动力测试获得飞机的气动特性，如飞行速度、升力系数、阻力系数和滚转、俯仰和偏航的阻力、升力和动力系数等。
通过这些数据，可以进一步推导出飞机的稳定性和控制性能，从而精确地设计出符合需求的飞机。
二、飞机空气动力设计优化飞机的翼型、机身和尾翼等部件都需要经过空气动力设计优化，以满足对飞机某些特定要求，如高升力系数、低阻力系数等。
设计优化需要采用计算机辅助设计软件，模拟不同设计方案的气动力性能，并通过优化算法得出最优方案。
三、飞机气动噪声控制气动噪声是指飞机在飞行过程中由于空气流动引起的噪声，对周围环境和航空器本身都会产生影响。
控制气动噪声是飞机设计中一个重要的目标。
控制气动噪声需要从翼型、机身、发动机进气、襟翼等方面入手，采用减噪技术来减少气动噪声的产生。
四、飞机稳定性和控制性能研究飞机的稳定性和控制性能直接影响到飞行安全和操纵性，是飞机设计中的重要问题。
稳定性研究包括静态稳定、动态稳定和自稳性分析，控制性能研究包括操纵质量、慌张性、阶跃响应等方面。
通过空气动力学模拟和试验，可以获得精确的稳定性和控制性能参数，指导飞机设计和飞行测试。
五、飞机结构强度分析飞机的结构强度和气动性能紧密相关，因为飞机结构设计需要满足飞机在飞行过程中所受的各种气动载荷。
空气动力学模拟和试验可以为飞机结构强度分析提供载荷数据，指导各个部件的强度设计和选型。
空气动力学在飞机设计中的应用非常广泛，涉及到飞机气动力性能、设计优化、气动噪声控制、稳定性和控制性能研究以及结构强度分析等方面。
随着计算机技术和试验技术的不断发展，空气动力学在飞机设计中的应用将会越来越重要。
飞机飞行时，受到空气流动的影响，包括阻力、升力、推力和重力等，而这些力量的平衡和协调是保证飞机在空中稳定飞行和安全运作的重要因素。
《飞机空气动力学》PPT课件
4 Y N cos N q b B 平板升力系数： Y 4 (C y ) qb B
EXIT
垂直于来流的升力为：
B
9.2
线化理论
弯度部分
作用于微元面积dS上的升力为： dYf (C p C p ) f q dS cosq l u
由于： dx dS cos q 所以： dYf (C p C p ) f q dx l u
EXIT
飞机空气动力学
第9章
超声速翼型的气动特性
9.1 9.2 9.3 9.4
引言; 线化理论 布泽曼理论; 激波-膨胀波法
· 重点：线化理论 · 难点：布泽曼理论
EXIT
9.2
线化理论
9.2.1 9.2.2 9.2.3
升 阻
力 力
俯仰力矩
EXIT
第9章 超声速翼型的气动特性
9.2 线化理论
为减小波阻，超音速翼型厚度都比较薄，弯度很小甚至为零
dy 4( ) f b 将弯度载荷代入后积分得：Y dx q dx 4q f 0 B B
EXIT
9.1
引言
超音速薄翼型的绕流特点和流动图画
在运动翼型的上下方某一处，各作一平行于运动方向的控制面， 研究受扰动的气流质点进出此控制面的情况。翼型前、后方受扰 气流质点在控制面处的运动情况分别如图所示：
EXIT
9.1
引言
超音速薄翼型的绕流特点和流动图画
由动量定律，向前流入控制面的气流将给翼型一推力分量。而向 后流入控制面的气流则将给翼型一阻力分量，从控制面垂直进出 的流动不会使翼型承受推力或阻力。这样，在无粘性流体中作亚 声速流动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声速翼型 将承受阻力，这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。
《空气动力学基础》第9章
2
1 Ma2
C py 2
2
1
1
1
4
1 Ma
2
Ma
C py
2
1
22:35
14
第九章 高超声速流动基础知识
§9-2 高超声速相仿律和马赫无关原理
•马赫高无超关声速绕流中的激波和膨胀波关系式
气流经过膨胀波后参数变化 Ma 1 若 p
tan
p
2
1
1
tan p
mz
2
M Ma
两个放射相似翼剖面
Cp c2
f
Ma
c
,
c
Cy
2
1 b
b
0
fl
fu
dx
Y
Ma
Cx
3
X
Ma
Cy c2
Y
Mac
,
c
mz c2
M
Mac
,
c
Cx c3
X
Mac
,
c
22:35
17
第九章 高超声速流动基础知识
§9-2 高超声速相仿律和马赫无关原理
•马马赫赫无无关关原理
5 激波层内高温和真实气体效应
强烈压缩导致温度剧增
P RT 不成立 cp，cV， 不为常数
T 2000K，O2 2O T 4000K，N2 2N T 9000K O O e
N N e
离解
电离
气动性能
偏离完全气体假设
真实气体效应 气动热
22:35
电磁环境
10
第九章 高超声速流动基础知识
绕翼型的空气动力系数表达式
（2）等腰三角形翼型
2c
航空工程师中的飞行器设计与空气动力学案例
航空工程师中的飞行器设计与空气动力学案例航空工程师是设计、制造及维护飞行器的专业人士。
他们需要应用航空工程学知识，并以空气动力学原理为基础进行飞行器设计。
本文将通过一些实际案例，介绍航空工程师在飞行器设计和空气动力学中的重要工作。
案例一：喷气式客机的气动力学性能优化喷气式客机是现代民用航空的重要组成部分。
航空工程师在设计喷气式客机时，需要考虑空气动力学性能的优化，以提高燃油效率、减少气动阻力并提升飞行性能。
首先，工程师会使用计算流体力学（CFD）软件模拟飞行器的气流分布。
通过对机身、翼面和尾翼等部件进行优化设计，可以减少气流的阻力，并改善飞行器的整体空气动力学性能。
其次，航空工程师会研究飞行器的气动外形，如机翼梢弦比、机翼后掠角等参数。
通过合理的气动外形设计，可以减少飞行器在飞行过程中所受到的气动阻力和气流干扰，提高飞行效率和稳定性。
最后，工程师会对飞行器进行模型试飞和风洞试验。
通过模拟真实飞行环境，观测飞行器在空气中的动态响应，并根据试验数据进一步优化设计。
案例二：直升机旋翼的设计与控制直升机是一种具有垂直起降和悬停能力的飞行器。
在直升机的设计中，航空工程师需要重点关注旋翼的空气动力学特性和控制系统。
旋翼的设计是直升机空气动力学设计的核心之一。
在设计过程中，工程师需要考虑旋翼的气动力学性能、载荷分布以及悬停和巡航状态下的气动特性。
通过设计合理的旋翼几何形状、旋翼桨叶的材料与形态以及控制系统，可以提高直升机的飞行效率和稳定性。
在直升机的控制系统设计中，航空工程师需要综合考虑旋翼叶片的角度、速度以及动力系统的响应等因素。
通过精确控制旋翼叶片的运动，可以实现直升机的悬停、爬升、下降和转弯等操作。
案例三：飞行器的气动外形和空气动力学设计除了喷气式客机和直升机，航空工程师还需要设计其他类型的飞行器，如战斗机、无人机等。
这些飞行器的设计与空气动力学原理密切相关。
在飞行器的气动外形设计中，航空工程师需要考虑阻力降低、升力增加以及气动稳定性等因素。
飞行器的空气动力学设计与优化
飞行器的空气动力学设计与优化随着航空工业的不断发展，飞行器的造型和性能也在不断地创新和优化。
其中，空气动力学是影响飞行器性能的重要因素之一。
空气动力学设计的好坏，直接影响着飞机的飞行稳定性和效率。
因此，飞行器的空气动力学设计与优化成为了当今航空工业中的重要研究方向之一。
一、空气动力学原理空气动力学是关于空气对物体运动的影响的科学，它是飞行器设计的重要基础。
空气动力学原理主要包括气流和空气阻力、升力和重力、环流和卡门涡等。
气流是指空气在运动时所形成的气流。
在飞行器的设计中，气流对机翼、机身等的外形设计有着重要的影响。
气流流线的流畅和趋势，以及流场的分布，直接可以影响到机翼的升力、阻力等性能指标。
空气阻力是指空气对物体运动的阻碍力。
在大气中飞行时，飞行器所受到的空气阻力非常大，它会直接影响到飞机的速度和燃料消耗等性能指标。
因此，在飞行器设计中，要对空气阻力进行精确计算和优化设计。
升力和重力是飞行器在空气中飞行时，机翼所受到的上升力和飞机的重量之间的关系。
在飞行器的设计中，要合理地利用机翼的升力产生，以提高飞机的升力，降低飞行器的重量。
这可以通过机翼的形状、角度、曲率等因素来实现。
环流和卡门涡是指空气动力学中所形成的环流和涡旋。
在飞行器的设计中，环流和卡门涡的产生直接影响到机翼和尾翼的空气动力性能，因此需要进行优化设计。
二、飞行器空气动力学设计与优化的主要方法1.模拟分析法模拟分析法是一种常用的飞行器空气动力学设计和优化方法。
通过数值计算方法，建立数学模型，对空气动力学性能进行分析和预测，从而优化飞行器的设计方案。
模拟分析法可以预测飞行器的各项性能指标，如空气动力、静力、动力等，因此被广泛应用于飞行器的设计和研发中。
2.实验研究法实验研究法是飞行器空气动力学研究的另一种重要方法。
通过风洞试验等实验手段，对飞行器的空气动力学特性进行测试和测量，从而得到精确的空气动力学数据，帮助设计人员进行优化设计。
实验研究法具有直观、可靠性高等优点，但是成本较高，周期也较长，因此一般用于飞行器的重要部件和关键技术的研究。
《飞行原理空气动力》课件
回顾气动力学在推动先进科技发展中的贡献。
让我们一起探索气动力学的更多奥秘！
鼓励听众深入学习气动力学，并探索其更多的应用和发展。
《飞行原理空气动力》 PPT课件
通过本课件，我们将带您深入了解飞行原理中的空气动力学，包括其定义、 基本概念、应用以及与先进科技的关系。
认识空气动力学
空气动力学定义
探索飞行中的空气力学现象和原理。
空气动力学发展历程
了解空气动力学在航空和航天领域的演变过程。
空气动力学研究的重要意义
探讨空气动力学在飞行器设计中的关键作用。
能优化中的应用。
3
气动力的计算方法
探讨气动力学计算方法和模拟技术。
气动力学设计
1 气动力学和设计的联 2 飞行器设计中的气动 3 气动力学设计的实例
系
力学问题
分析
解释气动力学在飞行器设 计中的关键作用。
探索飞行器设计过程中涉 及的气动力学挑战。
通过实例研究，深入理解 气动力学设计的关键概念 和技术。
空气动力学基本概念
空气动力学的基本概念
介绍空气动力学中的重要概念， 如空气动力学力、气流等。
气体的物理性质
了解气体在空气动力学中的行为 和特性。
流体的基本特性
探索流体在空气动力学中的运动 和变化。
空气动力学原理
1
空气动力学公式
学习空气动力学中的关键公式和计算方
空气动力学原理的应用
2
法。
了解空气动力学原理在飞行器设计和性
气动力学与先进科技
先பைடு நூலகம்科技的气动力学 应用
探索先进科技领域中气动力学 的创新应用。
气动力学在航空航天 中的应用
第9章 飞机的空气动力
44
• 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
CP
PP 1 2 v 2
45
理想流体绕翼型低速流动的压力分布
上下翼面压力分布与 翼型形状和攻角的大小 有关 攻角增大使负压峰 值增大；逆压梯度增大； 升力增大。 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。
51
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α、 M、Re、飞机构形等的关系。 • 知道了升力系数，就可以计算升力：
1 2 L v sCL 2
52
一．CL与攻角α的关系
翼型在不同迎角下的压强分布
0
53
一．CL与攻角α的关系
54
一．CL与攻角α的关系
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
43
– 理想流体绕翼型低速流动的压力分布
• 向量表示法
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 称为逆压流动，该段称为逆压区
• 向量表示法
– 剩余压力：翼面各点静压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）。
42
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。
直升飞机原理旋翼的空气动力特点
直升飞机原理旋翼的空气动力特点(1)产生向上的升力用来克服直升机的重力。
即使直升机的发动机空中停车时，驾驶员可通过操纵旋翼使其自转，仍可产生一定升力，减缓直升机下降趋势。
(2)产生向前的水平分力克服空气阻力使直升机前进，类似于飞机上推进器的作用(例如螺旋桨或喷气发动机)。
(3)产生其他分力及力矩对直升机; 进行控制或机动飞行，类似于飞机上各操纵面的作用。
旋翼由数片桨叶及一个桨毂组成。
工作时，桨叶与空气作相对运动，产生空气动力;桨毂则是用来连接桨叶和旋翼轴，以转动旋翼。
桨叶一般通过铰接方式与桨毂连接(如下图所示)。
旋翼的运动与固定翼飞机机翼的不，因为旋翼的桨叶除了随直升机一同作直线或曲线动外，还要绕旋翼轴旋转，因此桨叶空气动力现象要比机翼的复杂得多。
先来考察一下旋翼的轴向直线运动这就是直升机垂直飞行时旋翼工作的情况，它相当于飞机上螺旋桨的情况。
由于两者技术要求不同，旋翼的直径大且转速小;螺旋桨的直径小而转速大。
在分析、设计上就有所区别设一旋冀，桨叶片数为k，以恒定角速度Ω 绕轴旋转，并以速度 Vo沿旋转轴作直线运动。
如果在想象中用一中心轴线与旋翼轴重合，而半径为 r的圆柱面把桨叶裁开(参阅图 2，1—3)，并将这圆柱面展开成平面，就得到桨叶剖面。
既然这时桨叶包括旋转运动和直线运动，对于叶剖面来说，应有用向速度 (等于Ωr)和垂直于旋转平面的速度(等于Vo)，而合速度是两者的矢量和。
显然可以看出(如图2(1—3)，用不同半径的圆柱面所截出来的各个桨叶剖面，他们的合速度是不同的: 大小不同，方向也不相同。
如果再考虑到由于桨叶运动所激起的附加气流速度(诱导速度) )，那么桨叶各个剖面与空气之间的相对速度就更加不同。
与机翼相比较，这就是桨叶工作条件复杂，对它的分析比较麻烦的原因所在。
旋翼拉力产生的滑流理论现以直升机处于垂直上升状态为例，应用滑流理论说明旋翼拉力产生的原因。
此时，将流过旋翼的空气，或正确地说，受到旋翼作用的气流，整个地看做一根光滑流管加以单独处理。
空气动力学特性分析及应用案例研究
空气动力学特性分析及应用案例研究一、引言空气动力学是指飞行器在大气中运动时所受到的空气力的学科。
空气动力学研究的对象主要包括飞行器的气动力学特性以及飞行器与周围环境之间的相互作用。
空气动力学具有极其重要的理论研究和应用价值。
理论研究主要分析飞行器在飞行过程中所受的空气力，为飞行器设计提供理论基础。
应用价值则主要体现在飞行器的设计、仿真和飞行试验等方面。
本文将结合实际应用案例，对空气动力学特性进行分析，探讨其应用价值。
二、空气动力学特性分析1. 空气动力学力学模型空气动力学力学模型是空气动力学研究的基础，其研究对象主要是飞行器所受的各种空气力。
该模型包括机体力学模型、机翼力学模型、机身力学模型、尾部力学模型等。
机体力学模型是指在机体坐标系下，为了分析飞行器的运动特性，而对飞行器的运动状态进行描述。
其主要包括机体姿态、角速度、速度等。
机翼力学模型则是指飞行器的机翼在运动中所受到的各种空气力的组合。
机身力学模型则主要是描述飞行器机身所受的各种空气力。
对于尾部力学模型，则是分析飞行器尾部所受到的各种空气力。
2. 空气动力学特性参数空气动力学特性参数主要是对飞行器在各种空气环境下的运动特性进行分析和描述。
其包括飞行器的气动力、气动力矩、阻力、升力、侧向力等。
其中升力和阻力是判断飞行器飞行性能的重要参数，而气动力矩和侧向力则主要与飞行器的机动特性有关。
飞行器的升力是指飞行器向上的空气力，其大小与机翼的形状、面积、攻角以及机速有关。
飞行器的阻力则是飞行器在运动过程中所遇到的空气阻力，与飞行器的形状、速度、密度等参数有关。
3. 空气动力学试验方法空气动力学试验是对飞行器的设计和性能进行评估的重要手段。
空气动力学试验的目的主要是检验设计是否合理，评价飞行性能和预测未来运行情况。
常用的空气动力学试验方法包括风洞试验、飞行试验、数值模拟试验等。
风洞试验是模拟飞行器在不同空速、攻角条件下所受到空气力的试验方法。
飞行试验则是直接在空气环境下对飞行器的运动特性进行实测。
《飞行原理空气动力》课件
04
飞行器阻力来源与减小方法
飞行器阻力来源
01
压差阻力
由于飞行器表面压
力分布不均匀所产
02
生的阻力。
摩擦阻力
由于空气与飞行器 表面之间的摩擦力 所产生的阻力。
04
干扰阻力
由于飞行器各部件
03
之间的相互干扰所
产生的阻力。
诱导阻力
由于升力产生时所 伴随的阻力。
减小飞行器阻力的方法
优化飞行器外形设计
1 2
3
密度和压力
空气的密度和压力随高度和温度的变化而变化，对飞行器的 性能和稳定性产生影响。
粘性和摩擦力
空气的粘性对飞行器表面的气流产生摩擦力，影响飞行器的 升力和阻力。
压缩性和膨胀性
空气在压缩和膨胀时会产生温度变化，对飞行器的推进系统 和发动机性能产生影响。
流体静力学基础
流体静压力
流体静压力与重力方向相反，对飞行器产生下压力，保持飞行器的稳定。
横向稳定性
保持飞行器偏航平衡的能力，通过调 节方向舵来实现。
纵向稳定性
保持飞行器俯仰平衡的能力，通过调 节升降舵来实现。
方向稳定性
保持飞行器滚转平衡的能力，通过调 节副翼来实现。
飞行器控制原理
飞行器控制系统组成
执行机构
包括传感器、控制器和执行 机构等部分。
01
02
接收控制指令并驱动飞行器 的操纵面，以改变飞行器的
优化螺旋桨的设计和制造工艺、提高转速 、合理选择桨叶角度等都是提高螺旋桨效 率的有效途径。
火箭升力的产生
火箭推进原理
火箭升力的特点
火箭与飞机升力的比较
火箭升力的局限性
火箭通过燃烧燃料产生高速气 体，高速气体从尾部喷出产生 反作用力，推动火箭向前运动 。同时，喷出的气体也产生一 定的升力使火箭离地升空。
飞机飞行的原理范文
飞机飞行的原理范文造成升力的原因是飞机的机翼形状和空气流动。
飞机的机翼采用了空气动力学的设计原理，其上表面是凸起的，下表面是平坦的。
当空气流经机翼时，上表面的曲率使得空气流动速度较快，而下表面的平坦形状使得空气流动速度较慢。
根据伯努利定律，速度较快的空气产生较低的压力，而速度较慢的空气产生较高的压力。
因此，在机翼上方产生了较低的压力，而在机翼下方产生了较高的压力。
这种压力差就是升力。
同时，飞机产生推力以推动飞机向前运动。
推力是通过引擎产生的，通常是由喷气发动机或者螺旋桨推进器提供。
引擎中燃料燃烧产生高压气体，然后通过喷射或者推动来产生向后的喷气或推力。
根据牛顿第三定律，飞机向后喷射气体时，气体也会对飞机产生向前的等大反作用力，从而推动飞机向前运动。
在巡航阶段，飞机维持一定的速度和高度，飞行过程中需要不断调整推力和机翼的升力来保持飞行平衡。
当飞机需要向上爬升时，可以增加升力；当飞机需要向下俯冲时，可以降低升力。
通过调整引擎的推力和控制飞机的姿态，飞机可以实现各种飞行动作和轨迹。
降落阶段，飞机需要减小速度并着陆。
为了减小速度，飞机可以降低推力并增加空气阻力。
此外，使用气动刹车和襟翼等设备也有助于减速。
当飞机逐渐接近地面时，可以将襟翼打开，增加机翼面积，从而产生更大的升力和阻力。
当飞机接触地面后，辅助设备如刹车、襟翼和反推系统来帮助飞机减速并停稳。
总结来说，飞机飞行的原理是通过产生足够的升力来克服重力，并通过引擎产生推力来推动飞机向前运动。
这个过程基于伯努利定律和牛顿第三定律，通过控制推力和升力的大小以及调整飞机的姿态，飞机能够实现各种飞行动作和轨迹。
第9章--飞机飞行参数传感器及检测
静压系统部件位置
2，全压系统 全压等于动压与静压之和，它通过全压管
测得。全压管将测得的全压加到空速表。 全压管通常位于机身的前部。保持良好的
迎角传感器的测量精度相当重要，迎角数 据的不准确将导致气压高度、空速、性能速度、 FAC（飞行增稳计算机）计算的总重、迎角平 台与迎角保护门限值等数据产生误差，严重的 话还会导致失速警告、自动驾驶和自动油门脱 开、飞行控制系统进入备用法则等。
迎角传感器安装在飞机外部，容易遭受雷 击损坏，此外由于长期暴露在高速气流中，传 感器的风刀等部位容易出现风蚀、脱胶现象， 从而导致的动平衡性能变差，传感器测量精度 下降。
主要测量传感器
压力传感器 ➢ 压阻式、谐振式 ➢工作模式：表压、密封表压、绝压、差 压 ➢针对不同系统
压力传感器的工作模式有表压、密封表 压、绝压、差压等；压力量程从1psi ( 0.07kg/cm2 ) 到 30000psi；电磁干扰保护， 双重防护隔离；多种压力端口和电连接器规 格。
飞机上许多压力参数需要检测，如针对 辅助动力装置（APU），需要测量引气气压、 进气口压力、主油路压力、P3 空气压力、P1 空气总压、排气压力及燃油过滤器压差等。
飞机运动 飞机气动力 运
空气动力 力和力矩
动
驾
传
操纵面
驶 杆
感电 器信
动作筒
号
电信号传送
操纵
面位 大气数据传感器 置指
动作筒位置反馈
令
飞行器通过传感器测量各种直接参数， 由机载计算机计算得到间接参数，经系统处 理转变为可显示的参数，由显示系统以指针、 数字或图形方式显示出来，或将这些参数传 输给自动控制系统，产生控制指令，直接操 纵飞行器改变飞行状态。
测量压力最常用的方法有： 变形测量是将膜片、膜盒、波纹管、包端
模型飞机的空气动力学(9)
Re:模型飞机的空气动力学第三节机翼机翼飞行时所受的升力因为是平均分布载重，所以盖板受的力并不大，所以一般盖板用2mm 的巴沙木绰绰有余，有些飞机根本没有盖板只有薄膜也可以，翼肋片只要把翼型撑出形状就好，不可能压力破坏，所以很多人把它挖洞以减轻重量，我曾经把一架25级特技机Joker 的翼肋每片都挖了三个大洞，你猜我省了几公克重量，答案只有3公克，机翼我们比较关心的是弯矩及扭矩应力，飞机飞行时所受的升力图解如﹝图10-5a﹞，剪应力如﹝图10-5b﹞，弯矩应力如﹝图10-5c﹞，可以看出破坏都发生在两边机翼接合处，所以机翼中间应力大的地方都要特别加强，要抵抗弯矩应力应设法使大梁的断面积加大，并使上下大梁距离增加，就像铁轨的断面一样，所以﹝图10-6a﹞配置就比﹝图10-6b﹞好，滑翔机低阻力很薄的翼型就很难处理了，必要时上下梁改用一根实心梁，尾翼因面积小，应力不大，靠后面那跟实心梁支撑也够了，但那根梁的材质要选硬质一点的。
双翼机机翼的结构与单翼机不同，单翼机的机翼是悬臂式结构，双翼机单独一片上翼或下翼都是软趴趴的，加上中间的支撑及钢线成一箱形结构，箱形结构在承受弯矩时上下翼分别承拉力与压力，不像单翼机由同一机翼的上下梁分别承受拉力与压力，因上下翼离的很开所以在结构上很有效，但中间支撑及钢线增加的阻力及上下翼之间的干扰，所以双翼机都不快。
要抵抗扭矩变形应设法使机翼结构成一桶状，使外缘有最多的材料，所以全覆盖的机翼除翼型比较准确外，抗扭性也比较好，小飞机机翼没有全覆盖，也要使前部形成一D桶﹝如图10-7﹞，以便抵抗扭力。
保丽龙是机翼另一种常见的材料，与巴沙木相比，保丽龙可以承受压力虽然没木头强，但完全无法承受拉力，所以使用保丽龙作机翼要加上抗拉力材料，常见的作法有在上下缘埋入木头梁，或是只埋下缘梁以承受拉力，另外就是整个以FRP布包覆，成一桶形结构，这种方式在滑翔机上很常见。
机翼的破坏有一大部分是弯矩破坏，为了防止弯矩破坏有些飞机机翼装有斜撑如塞斯纳152等，斜撑对减低弯矩及剪力很有效，如﹝图10-8﹞可以看出最大弯矩及剪力都降低许多，代价当然是斜撑多出来的重量与阻力。
物理中飞机原理的应用实例
物理中飞机原理的应用实例引言飞机是一种利用物理原理以空气为介质进行飞行的交通工具。
其设计与原理涉及到多个物理学概念和定律的应用。
本文将介绍一些在飞机设计中应用的物理原理实例。
1. 升力的产生与应用升力是飞机能够在大气中保持飞行的重要力量。
通过使用翼型引导气流，飞机在机翼上产生升力。
在物理学中，升力是由飞机的翼型和来流气流的相互作用产生的。
当气流经过翼型时，它会受到弯曲和扩散。
根据伯努利定理，当气流通过翼型上表面的速度较快时，气体压力较低。
而当气流通过翼型下表面时，速度较慢，气体压力较高。
这种压力差会在翼型上产生一个向上的力，即升力。
飞机的设计者利用这个原理来产生升力，并使飞机得以飞行。
在设计飞机机翼时，需要考虑到翼型的形状、厚度和倾角等因素，以优化升力的产生并提高飞机的性能。
2. 阻力与减阻措施阻力是飞机在飞行过程中需要克服的力量。
它包括了飞机在空气中前进时所受到的空气阻力和飞机各个零部件的摩擦阻力。
在物理学中，阻力是由来流气体对飞机运动的反作用力产生的。
当飞机在空气中前进时，空气颗粒会碰撞到飞机的表面，从而产生阻力。
为了减小阻力并提高飞机的飞行效率，设计者采取了多种措施，如采用流线型的机身设计、减小飞机表面的粗糙度、使用细翼等。
减阻措施的应用在飞机设计中非常重要。
通过减小阻力，飞机可以达到更高的速度，并减少燃料消耗，提高飞行效率。
3. 动力与推力动力是飞机进行飞行所需的能量。
在传统的喷气式飞机中，动力是通过喷气发动机提供的。
喷气发动机以燃烧燃料产生高温高压气体，然后通过喷口喷射出去，产生巨大的推力。
这个推力将飞机向前推动，并克服阻力使飞机得以飞行。
在物理学中，动力和推力是由牛顿第三定律所描述的。
根据牛顿第三定律，一切作用力都会产生一个同等大小但方向相反的反作用力。
喷气发动机喷出的气体作用在反方向上，推动飞机向前。
4. 重力与平衡重力是一个地球吸引物体的力量。
在飞行过程中，飞机需要克服重力，以保持在空中的平衡状态。
(整理)作用在飞机上的空气动力.
2.3 飞机的几何外形和作用在飞机上的空气动力2.3.1 飞机的几何外形和参数飞机的几何外形，由机翼、机身和尾翼（分为水平尾翼或平尾、垂直尾翼或垂尾）等主要部件的几何外形共同构成。
现代飞机的几何外形，必须保证满足空气动力特性和隐身特性等方面的要求。
飞机的几何外形也称为气动外形。
机翼的几何外形当飞机在空中飞行时，作用在飞机上的升力主要是由机翼产生；同时机翼上也会产生阻力。
机翼上的空气动力的大小和方向，在很大程度上又决定于机翼的外形，即机翼翼型（或翼剖面）几何形状、机翼平面几何形状等。
描述机翼的几何外形，主要从这两方面加以说明。
a. 机翼翼型的几何参数飞机机翼、尾翼，导弹翼面，直升机旋翼叶片和螺旋桨叶片上平行于飞行器对称面或垂直于前缘的剖面形状，称为翼型，又称为翼剖面。
翼型具有各种不同的形状，如图2.3.1所示。
图中(a)是平板剖面，它的空气动力特性不好。
后来人们在飞行实践的过程中，发现把翼剖面做成像鸟翼那样的弯拱形状——薄的单凸翼剖面（见图(b)），对升力特性有改进。
随着飞机的发展，人们认识到加大剖面的厚度，也会改善升力特性，因而就有了凹凸形翼剖面（见图(c)），这种翼剖面的升力特性虽然较好，但阻力特性却不好，只适用于速度很低的飞机上；另外，因为后部很薄而且弯曲，在构造方面不利，因而目前已很少应用。
至于平凸形翼剖面（见图(d)），在构造上和加工上比较方便，同时空气动力特性也不错，所以目前在某些低速飞机上还有应用。
不对称的双凸形翼剖面（见图(e)）的升力和阻力特性都较好，在构造方面也有利，所以广泛应用在活塞发动机的飞机上。
图(f)中是S形翼剖面，这种翼剖面的中线呈S形的，它的特点是尾部稍稍向上翘，使得压力中心不会前后移动。
对称的双凸形翼剖面（见图(g)），通常用于各种飞机的尾翼面上。
图(h)是所谓“层流翼剖面”，它的特点是压强分布的最低压强点(即最大负压强)位于翼剖面靠后的部分，可减低阻力。
这种翼剖面常用于速度较高的飞机上。
飞机在空气中的运动资料课件
机身是飞机的主体结构，用于容纳乘 客、货物和机载设备等。
尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，用于 控制飞机的俯仰、偏航和滚转等运动 。
发动机是飞机产生推力的主要部件， 为飞机提供前进的动力。
起落架用于支撑飞机在地面的移动和 起降，包括轮子和减震装置等。
飞机的飞行原理
飞机通过机翼的特殊形状产生 升力，使飞机能够升空飞行。
飞机的飞行方向、高度和速度 等通过飞行员的操作和控制来 实现。
飞机的稳定性由机翼、尾翼和 其他部件的协同作用来保证， 使飞机在飞行中保持稳定。
飞机的动力来源
飞机的动力来源主要 有两种：燃油发动机 和电动机。
电动机通过电力驱动 螺旋桨或风扇产生推 力，为飞机提供动力 。
燃油发动机通过燃烧 燃油产生推力，为飞 机提供前进的动力。
02
CATALOGUE
飞机在空气中的运动
飞机的起飞
滑行加速
飞机在跑道上滑行，逐 渐加速至起飞速度。
离地
随着速度的增加，机翼 产生的升力克服重力，
使飞机离地。
爬升
飞机起飞后，逐渐爬升 高度，直至达到巡航高
度。
姿态调整
在起飞过程中，飞行员 会根据需要调整飞机的 姿态，如抬机头、收起
落架等。
飞机的飞行
飞行员培训
飞行员应接受严格的培训和考核，确保他们具备足够的技能和知识来 安全驾驶飞机。
安全管理体系
航空公司应建立完善的安全管理体系，包括安全政策、风险评估、应 急预案等，以减少事故发生的可能性。
空中交通管制
空中交通管制员应密切监视飞行器的动态，确保飞机之间的安全距离 和飞行高度，防止相撞事故的发生。
着陆
飞机接触跑道并减速，完成着 陆过程。
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根尖比——
• 翼根弦长与翼尖弦长之比，用η表示：η=Cr/Ct； • 也有用尖根比做为参数的。
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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
23
9.2 气动力的合力、力矩及其 系数
• 气动力与坐标系
(1)机体座标系
24
9.2 气动力的合力、力矩及其 系数
• 气动力与坐标系
(2)气流座标系
Y
V∞
X
Z
25
• 气动力
飞机和空气有相对运动时，空气给飞机的作用力
26
• 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
2
• 翼型
– 机翼的流向• 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）表示。 中线——翼型各内切圆圆心的连线叫中线或中弧 线。
15
翼型的平面形状及参数
–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
16
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
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• 翼型的平面形状及参数
风洞试验结果必须修正到实际飞行Re后才能用
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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
• 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CP>1 • 在Vmax点CP最小
PP CP 1 2 v 2
CR R 1 2 v s 2
合力系数
31
• 气动力系数
升力系数CL 阻力系数CD 侧向力系数CZ
CL
L 1 2 v s 2
或CY
Y 1 2 v s 2
CD
因为R2＝X2+Y2+Z2
故 CR2＝ CL2+ CD2+CZ2
D 1 2 v s 2
或C X
Z
X 1 2 v s 2
CZ
1 2 v s 2
32
• 气动力系数
滚转力矩系数mx
mX
上反角
• 焦点线与XOZ平面的夹角，用ψ表示。 • 如果翼低于XOZ平面，则称下反角
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• 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，也叫标准平均弦SMC （Standard Mean Chord）
• 气动平均弦长－－
6
• 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α。图示的α为正。 焦点——翼弦上距前缘1/4弦长的点，通常用F表示焦点
7
机翼的平面形状及参数
• 矩形机翼 • 梯形机翼 • 椭圆形机翼 • 三角翼 • 后掠翼 • 前掠翼
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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
1
9.1 翼型和机翼的几何参数
飞机各部件当中，机翼是产生空气动力的主要部件
t tmax / c
4
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
5
• 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。
MX 1 2 v sC A 2
MY 1 2 v sC A 2
偏航力矩系数my
mY
俯仰力矩系数mz
mZ
MZ 1 2 v sC A 2
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• 流动相似准则
（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 注 ： 前两个条件容易满足，做到Re相同很难
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
20
21
• 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λ表示。 • 展弦比越大，则机翼越细长。 λ =L/C=L2/s
D V S CD
1 2 2 W
Z V S CZ
1 2 2 W
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• 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
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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
L V S CL
1 2 2 W