第二章 飞机的空气动力

• 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）。
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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。
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。
B C A
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二．附面层分离和失速
II.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
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二．附面层分离和失速
分离区的特点
附面层分离后，涡流区的压强降低
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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 • 主要有机翼产生
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
第二章 飞机的空气动力
1
主要研究飞机在飞行时与空气的相互作用力，以及飞 机的气动布局对飞行的影响
2
机翼的组成
机翼分为四个部分：翼跟、前缘、后缘、翼尖
机翼的前缘和后缘架装了很多改善或控制飞机气动力性能的 装置，这些装置包括副翼、襟翼、缝翼和绕流板——控制飞 机气动性能的装置。
3
4
尾翼（Empennage）
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
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• 气动力系数
滚转力矩系数mx
mX
风洞试验结果必须修正到实际飞行Re后才能用
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第二章 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
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• 翼型的平面形状及参数
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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28
• 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） 矩形翼、梯形翼、三角翼的SMC
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2.2 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
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2.2 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
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• 气动力
飞机和空气有相对运动时，空气给飞机的作用力
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• 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
当α>α临界，
升力系数随迎角 的增大而减小， 进入失速区。
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一．CL与攻角α的关系
零升迎角
0
0
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一．CL与攻角α的关系
最大升力系数与失速攻角:
使升力系数取得最大值CLmax的攻角，用st表示
CL max
lj
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一．CL与攻角α的关系
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 C L 表示，近似成常数
a • CL与α可表示为： CL＝ C （ L α-
） 0
CL
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一．CL与攻角α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
CL max
失速
C 2 л ( 0 ) CZL= 2
0

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二．附面层分离和失速
68
二．附面层分离和失速
I. 顺压梯度与逆压梯度
• 包括垂直尾翼和水平尾翼
垂直尾翼：垂直安定面+方向舵 水平尾翼：水平安定面+升降舵 尾翼
• 作用：控制飞机的平衡
垂直安定面 垂直尾翼 方向舵
升降舵 水平安定面
水平尾翼
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第二章 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
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
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– 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
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• 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
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机翼的平面形状及参数
• 矩形机翼 • 梯形机翼 • 椭圆形机翼 • 后掠翼 • 前掠翼 • 三角翼
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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
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1947年研制出世界上翼展最大的水上飞机“云杉鹅”
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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
c L ( z)
L 1 2 v C ( z )z 2
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）
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2.3 不可压流机翼上的压力分布
• 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
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• 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
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• 零升弦 • 零升攻角 • 气动扭转 • 几何扭转
Angle of Twist
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• 机翼的压力分布
– 沿翼展方向各剖面的压力系数分布（p39） – 常用沿展向各剖面升力系数表示（p39，图2－16）
6
2.1 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
7
• 翼型
– 机翼的流向剖面形状
机翼剖面示意图
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常见的翼型有：
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• 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。
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2.3 不可压流机翼上的压力分布
• 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
442.3 不可压流机Fra bibliotek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
• 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
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• 气动力系数
升力系数CL 阻力系数CD 侧向力系数CZ
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2.4 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。
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一．CL与攻角α的关系
翼型在不同迎角下的压强分布
0

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一．CL与攻角α的关系
升力系数的变化规律
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
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
D V S CD