空气动力学PPT

翼型的升力与攻角


要有升力，翼型则必 须要有攻角或是弯度。 有弯度的翼型，其零 升攻角不为零，也就 是说在攻角为0度时， 有中弧线的翼型有升 力。 而对称翼不具有中弧 线，所以在攻角为0度 时没有升力，必须要 有攻角，翼型才能提 供升力。如图所示。
二、飞机的运动参数（续）
偏航角与侧滑角


侧滑角，drift angle，yaw angle是速度矢量V与导弹 纵向对称平面之间的夹角， 是速度坐标系与弹体坐标 系之间的关系； 偏航角是导弹纵轴在水平 面上投影与地面坐标系Ax 轴（在水平面上，指向目 标为正）之间的夹角，是 地面坐标系与弹体坐标系 之间的角度关系。

ogyg y og ogzg
2.机体坐标系（体轴系）S-oxyz 原点o —飞机质心 ox —飞机机身纵向轴线，处于飞机对称平面内 oy —垂直于飞机对称平面，指向右方 oz —在飞机对称平面内，垂直于ox向下， 描述飞机的姿态运动 3.速度坐标系（气流轴系）S-oxayaza 原点o —飞机质心 oxa — 飞机速度V的方向 oza —飞机对称平面，垂直于oxa，指向机腹 oya —垂直于oxaza平面，向右 描述飞机的速度（轨迹）运动， 气流方向—力的方向（如吹风数据） 坐标系间可以相互转换，转换矩阵 两个主要的坐标系：惯性；机体

分类：
低速 亚声速 跨声速 超声速（高超） 稀薄气体空气动力学、气体热化学动力学、 电磁流体力学等 工业空气动力学


研究方法：

实验研究

风洞、水洞、激波管中进行的模型试验（相似原理） 飞行试验 优点：较真实、可靠 不足：不能完全、准确模拟、测量精度、人力、物理 流动现象=》物理模型=》基本方程=》求解=》分析、判断=》修 正 揭示内在规律，受数学发展水平限制、难满足复杂问题 近似计算方法（有限元） 经费少、但有时结果可靠性差
二、飞机的运动参数（续）

速度向量与机体轴系的关系
1、迎角 速度向量V在飞机对称面上的投影与机体轴ox的夹 角，以V的投影在ox轴之下为正 2、侧滑角 速度向量V与飞机对称面的夹角。V处于对称面之 右时为正
产生空气动力的主要因素 对于飞控是重要的变量
三、飞行器运动的自由度
刚体飞机，空间运动，有6个自由度： 质心x、y、z线运动（速度增减，升降，左右移动） 绕质心的转动角运动 飞机有一个对称面：纵向剖面，几何对称、质量对称 1.纵向运动 速度V，高度H，俯仰角 2.横航向运动 质心的侧向移动，偏航角，滚转角 纵向、横航向内部各变量之间的气动交联较强 纵向与横航向之间的气动交联较弱，可以简化分析 飞机—面对称，导弹—轴对称
二、飞机的运动参数（续）

速度轴系与地面轴系的关系
1.航迹倾斜角 飞行速度V与地平面间的夹角 以飞机向上飞时的为正 2.航迹方位角
飞行速度V在地平面上的投影与ogxg间的夹角 速度在地面的投影在ogxg之右时为正 3.航迹滚转角 速度轴oza与包含速度轴oxa的铅垂面间的夹角， 以飞机右倾斜为正 制导、导航中常用，飞机作为点运动，运动学方程
二、飞机的运动参数（续）
俯仰角


俯仰角是指纵轴与水平面间 的夹角，而攻角是指纵轴与 来流之间的夹角（侧滑角为 零时）。 当导弹水平飞行时，攻角等 于俯仰角；导弹不是水平飞 行时，攻角不等于俯仰角。 图中所示的导弹不是水平飞 行，攻角不等于俯仰角。
计算公式：


俯仰角＝攻角+弹道倾角
二、飞机的运动参数（续）

一、流场（续）
（3）流管： 多个流线形成流管 管内气体不会流出 管外气体也不会流入，不同的截面上，流量相同 （4）定常流： 流场中各点的速度、加速度以及状态参数等只是几何位 置的函数，与时间无关 （5）流动的相对性 物体静止，空气流动 相对速度相同时，流场中 空气动力相同 物体运动，空气静止

二、连续方程
1 p V 2 p0 总压 2
V大，p小；V小，p大
四、马赫数M
马赫数：为气流速度(v)和当地音速(a)之比: 音速：微弱扰动在介质中的传播速度。


M
V a
音速：
a 20 T
T:空气的绝对温度
音速a与温度有关，表示空气受压缩的程度,是高度的函数 临界马赫数Mcr 迎面气流的M数超过某数值时，翼面上出现局部的超音速区， 将产生局部激波 ，此时远前方的迎面气流速度V与远前方 空气的音速a之比 Mcr-每种机翼2
亚音速时M<1， ( M2-1)为负值，截面积增大则流速变小。 超音速时M〉1, ( M2-1)为正值，截面积增大流速也增大
延伸—风洞结构
风洞不同马赫数流场的形成
亚跨声速：
1 p V 2 C (常数) 2
超声速： 拉阀尔喷管：它是一个先渐缩后渐扩的管道装置，喷管的最小截面称为喉道， 在喉道处气流达到音速。 要想把亚音速气流加速成为超音速气流，管道结构必须是先收缩后扩张，这一 点是产生超音速气流的必要条件。
在流管上取垂直于流管中心线上流速方向的两个截面， 截面I： V1, 1, A1, m1 截面Ⅱ： V2 , 2 , A2 , m2 空气流动是连续的，处处没有空隙 定常流：流场中各点均无随时间分子堆积，因而单位时间内， 流入截面Ⅰ的空气质量必等于流出截面Ⅱ的空气质量 m1 1V1 A 1 m2 2V2 A 2 质量守恒原理在流体力学中的应用 d dV dA 或写成： 0 VA m(常数) V A 在V小、小范围内 连续方程： 常数，d 0


飞行速度定义 M<0.3时为低速飞行；0.3<M<Mcr为亚音速飞行; Mcr<M<1.5为 跨音速飞行; 1.5<M<5为超音速飞行，M>5为高超音速飞行
五、弱扰动的传播
飞机在大气中飞行 — 扰动源 扰动源以速度V在静止空气中运动，相当于扰动源静止而空 气以速度v流动 扰动源v=0，以音速传播（a） V<a,M<1,前方空气受扰，变化不大（b） V=a，M=1,扰动源与扰动波同时到达，前方空气（c）,扰动 只影响下游 V>a,M>1, （d）前方空气未受扰飞机前临近空气,突然，形 成激波,受扰区限于扰源下游的马赫锥内
VA 常数
A大，V小
A小，V大
三、伯努里方程（能量守恒定律）
在低速不可压缩的假设下，密度为常数 伯努里方程： 1 2 p V C (常数) 其中：p-静压， 2 1/2V2 — 动压，单位体积的动能，与高 度、速度有关 表明静压与动压之和沿流管不变 当V=0，p=p0，—最大静压
第二节 飞行器的运动参数与操纵机构
一、坐标系：
描述飞机的姿态、位置；飞机在大气中飞行，运动复杂，有多 个坐标系描述；美制与苏制，国标——美制 1.地面坐标系（地轴系） Sg og xg yg zg 原点og —地面某一点（起飞点） ogxg —地平面内，指向某方向（飞行航线） ogyg —地平面内，垂直于ogxg，指向右方 y ogzg —垂直地面，指向地心， x o 右手定则 z H 描述飞机的轨迹运动 “不动”的坐标系， ogxg x 惯性坐标系

六、激波
气流以超音速流经物体时，流场中的受扰区情况与物体的形 状有关，超音速—强扰动，产生激波 激波实际上就是气流各参数的不连续分界面 在激波之前，气流不受扰动，气流速度的大小和方向不变， 各状态参数也是常数； 气流通过激波，其流速突然变小，温度、压强、密度等也突 然升高 钝头物体的激波是脱体波（正激波），产生大波阻 楔形物体的激波是倾斜的（附体波 ），波阻较小，用于超音 速飞机的机头

七 膨胀波
伯努利静态公式 不适用于高速流动情况 ，由 于空气高速流动时密度不是常数 由推导伯努利方程动态过程，得出考虑到空气的可压缩性的 能量守恒方程： dV dA ( M 2 1) V A 流管截面积增大(dA为正)的情况下，流速变小或增大,与M 数有关 超音速气流的变化过渡区内气体是连续膨胀的，叫膨胀波
二、飞机的运动参数（续）
攻角
英文：Angle Of Attack （AOA） 攻角，也称迎角，为一 空气动力学名词。


对于翼形来说，攻角定义为翼弦与来流速度之间的夹 角，抬头为正，低头为负，常用符号α表示。 对于实际飞行的导弹来说，由于有侧滑角的存在，攻 角就不能如上定义，需要投影到导弹的纵对称平面内， 即攻角为速度矢量V在纵向对称面上的投影与导弹纵 轴之间的夹角。若导弹的侧滑角为零，则攻角直接为 速度矢量V与导弹纵轴之间的夹角
Za
X O
速度V 气流坐标系 X Xa
Z
二、飞机的运动参数

姿态角：机体轴系与地轴系的关系
1.俯仰角 机体轴ox与地平面间的夹角 抬头为正 2.偏航角 机体轴ox在地面上的投影与 地轴ogxg间的夹角 机头右偏航为正 3.滚转角（倾斜角） 机体轴oz与包含机体轴ox的 铅垂面间的夹角， 飞机向右倾斜时为正 统称欧拉角




它是在流体力学的基础上，随着航空工业和喷气推 进技术的发展而成长起来的一个学科。还涉及飞行 器性能、稳定性和操纵性等问题。 包括外流、内流。 遵循基本规律：质量守恒、牛顿第二定律，能量守恒、热
力学第一、第二定律等。

发展简史：



18世纪流体力学开始创建：伯努利公式、欧拉方程 等。 19世纪流体力学全面发展；形成粘性流体动力学、 空气-气体动力学：NS方程、雷诺方程等。 20世纪创建完整的空气动力学体系：儒可夫斯基、 普朗特、冯卡门、钱学森等，包括无粘和粘性流体 力学。1903年莱特兄弟实现飞行，60年代计算流体 力学。。。。。。

理论分析



数值计算