飞机飞行的原理课件.pptx

1、第2章 飞机飞行的原理第2章 飞机飞行的原理2.1 流体流动的基本知识流体流动的基本知识2.2 流体流动的基本规律流体流动的基本规律2.3 作用在飞机上的空气动力作用在飞机上的空气动力2.4 飞机的重心、机体坐标轴系和飞飞机的重心、机体坐标轴系和飞机平衡机平衡2.5 飞机的稳定性和操纵性飞机的稳定性和操纵性第2章 飞机飞行的原理第2章 飞机飞行的原理2.6 飞机的增升装置飞机的增升装置2.7 飞机的飞行性能、起飞和着陆飞机的飞行性能、起飞和着陆2.8 飞机的机动飞行飞机的机动飞行2.9 直升机的飞行原理直升机的飞行原理思考题与习题思考题与习题第2章 飞机飞行的原理2.1 流体流动的基本知识流体

2、流动的基本知识2.1.1 飞行相对运动原理飞行相对运动原理 飞行相对运动原理如图2-1所示。假设飞机是在静止的大气中(无风情况下)作水平等速直线飞行的状态，一观察者乘坐在高空气球(固定在空气中的某一位置)上描述这一飞行状态，则飞机是以速度v向左飞行(见图2-1(a)，并将扰动周围的空气使之产生运动，而运动起来的空气同时将在飞机的外表面上产生空气动力。第2章 飞机飞行的原理如果另一个观察者就乘坐在飞机上，观察到的情景则是远前方空气(连同乘坐在气球上的观察者)是以同样的速度v流向静止不动的飞机，但方向是向右(见图2-1(b)。远前方空气来流流过飞机外表面时，空气的流动速度、压力等都将发生变化而产生

3、空气动力。显然，作用在飞机上的空气动力不会因观察者乘坐的方位发生变化而变化，而是一样的。这就称为飞行相对运动原理。第2章 飞机飞行的原理不良反应1轻度反应轻度反应 发热、恶心呕吐、面色苍白、局限性荨麻疹。发热、恶心呕吐、面色苍白、局限性荨麻疹。2中度反应中度反应 频繁恶心、呕吐、泛发性荨麻疹、血压偏低、频繁恶心、呕吐、泛发性荨麻疹、血压偏低、面部及声门水肿、呼吸困难、寒战高热、头痛及胸腹部面部及声门水肿、呼吸困难、寒战高热、头痛及胸腹部不适等。不适等。3严重反应严重反应 血压急骤下降、晕厥、出现意识障碍、急性血压急骤下降、晕厥、出现意识障碍、急性肺水肿，心率失常以至心跳、呼吸骤停。肺水肿，心率

4、失常以至心跳、呼吸骤停。第2章 飞机飞行的原理造影剂毒副作用轻度反应轻度反应 发热、恶心呕吐、面色苍白、局限性荨发热、恶心呕吐、面色苍白、局限性荨麻疹。麻疹。中度反应中度反应 频繁恶心、呕吐、泛发性荨麻疹、血压频繁恶心、呕吐、泛发性荨麻疹、血压偏低、面部及声门水肿、呼吸困难、寒战高热、偏低、面部及声门水肿、呼吸困难、寒战高热、头痛及胸腹部不适等。头痛及胸腹部不适等。严重反应严重反应 血压急骤下降、晕厥、出现意识障碍、血压急骤下降、晕厥、出现意识障碍、急性肺水肿，心率失常以至心跳、呼吸骤停。急性肺水肿，心率失常以至心跳、呼吸骤停。第2章 飞机飞行的原理预防（1）有碘过敏史或碘试验阳性者，禁用常规

5、碘造影剂。）有碘过敏史或碘试验阳性者，禁用常规碘造影剂。（2）碘过敏但反应较轻者，必须实行造影检查时，可采）碘过敏但反应较轻者，必须实行造影检查时，可采用非离子型造影剂，使用前，先给地塞米松用非离子型造影剂，使用前，先给地塞米松510mg，并做好抢救准备。并做好抢救准备。（3）高危病人难以耐受离子型造影剂的副反应，可选用）高危病人难以耐受离子型造影剂的副反应，可选用非离子型造影剂，但仍不能放松对非离子型造影剂发生非离子型造影剂，但仍不能放松对非离子型造影剂发生毒副反应的警惕性。毒副反应的警惕性。（4）造影病人均应于术前纠正脱水状态，保证充足的液）造影病人均应于术前纠正脱水状态，保证充足的液体入

6、量。体入量。第2章 飞机飞行的原理硫酸钡【典】【基】【医保（甲）】常用胃肠常用胃肠X X线造影剂。线造影剂。第二节第二节胆系、泌尿系、子宫输卵管、胃肠道造影剂胆系、泌尿系、子宫输卵管、胃肠道造影剂第2章 飞机飞行的原理碘番酸【典】【医保（甲）】常用胆囊及胆管造影剂。第2章 飞机飞行的原理碘苯酯【典】【医保（甲）】主要脊髓蛛网膜下腔造影剂。主要脊髓蛛网膜下腔造影剂。第三节第三节 脊髓及其他体腔的造影剂脊髓及其他体腔的造影剂第2章 飞机飞行的原理图2-1 飞行相对运动原理的示意第2章 飞机飞行的原理利用这一原理，飞机以速度v作水平直线飞行时，作用在飞机上的空气动力大小与远前方空气以速度v流向静止不

7、动的飞机时所产生的空气动力应完全相等。这两种运动情况可以相互转换，也叫做“可逆性原理”。采用这种方法，在试验研究和理论研究上都会有很大的便利，所以它广泛地被航空、航天、航海、交通运输部门等采用。第2章 飞机飞行的原理2.1.2 流体的连续性假设和状态方程流体的连续性假设和状态方程 流体是液体(如水)和气体(如空气)的总称。和固体不同，流体没有自己确定的几何形状，它们的形状都仅仅取决于盛装它们的容器形状。例如，把流体盛满在某容器内，它的形状就取决于这个容器的几何形状。流体的这种容易流动(或抗拒变形的能力很弱)的特性，为易流性。第2章 飞机飞行的原理流体的状态参数是指它的密度，温度T，压力p(又称

8、压强)这三个参数，它们是影响流体运动规律最重要的物理量。流体的密度是指流体所占空间内，单位体积中包含的质量。如流体的质量为m，占有的体积为V，则，单位是kg/m3。流体的温度T是流体分子运动剧烈程度的指标，热力学单位是K。以K为单位的绝对温度T与以为单位的摄氏温度t的关系是T=273.15+t。第2章 飞机飞行的原理流体的压力p是指作用在单位面积上且方向垂直于这个面积(沿内法线方向)的力，又称压强，单位是Pa或N/m2。就空气来说，空气的压力是众多空气分子在一面积上不断撞击产生作用的结果。在飞机上产生的空气动力，特别是升力，大都是来自于飞机外表面上的空气压力。第2章 飞机飞行的原理通过试验发现

9、，在任何状态下，气体的压力、密度和温度之间都存在一定的函数关系。即 (2-1)式(2-1)称为气体的状态方程，式中的R称为气体常数，各种气体的气体常数是不相同的。当p=1.0132105 Pa，T=293.15 K时，空气的气体常数R为287.053 m2/(s2K)。第2章 飞机飞行的原理2.1.3 流体的可压缩性、声速流体的可压缩性、声速c、黏性和传热性、黏性和传热性 1流体的可压缩性流体的可压缩性对流体施加压力，流体的体积会发生变化。在一定温度条件下，具有一定质量流体的体积或密度随压力变化而变化的特性，称为可压缩性(或称弹性)。流体压缩性的大小，通常可用体积弹性模量来度量，其定义为产生单

10、位相对体积变化所需的压力增高。即(2-2)式中，E为体积弹性模量；p为流体压力；V为一定量流体的体积。第2章 飞机飞行的原理2流体的声速流体的声速c声速(在航空界也俗称音速)c是指声波在流体中传播的速度，单位是m/s。声波是一个振动的声源(例如振动的鼓膜)产生的疏密波(压缩与膨胀相间的波)。飞机或物体在空气中运动时，在围绕它的空气中也将一直产生疏密波，或称小扰动波，它的传播速度也是声速。小扰动波或声波在静止流体中，是向所有方向以球面波的形式传播开去的。第2章 飞机飞行的原理试验表明，在水中的声速大约为1440m/s(约5200 km/h)，而在海平面的标准状态下，空气中的声速仅为341 m/s

11、(约1227 km/h)。由于水的可压缩性很小，而空气很容易被压缩，所以可以推论：流体的可压缩性越大，声速越小；流体的可压缩性越小，声速越大。在大气中，声速的计算公式为(2-3)式中，T是空气的热力学温度。随着飞行高度的增加，空气的温度是变化的，因而声速也将变化，说明空气的可压缩性也是变化的。第2章 飞机飞行的原理3流体的黏性流体的黏性黏性是流体的另一个重要物理属性。一般情况下，摩擦有外摩擦和内摩擦两种。一个固体在另一个固体上滑动时产生的摩擦叫外摩擦，而同一种流体相邻流动层间相对滑动时产生的摩擦叫内摩擦，也叫做流体的黏性。因此，有速度差的相邻流动层间，即使靠近壁面也是同一种流体(如水)之间的摩

12、擦，也是内摩擦。第2章 飞机飞行的原理根据试验，内摩擦力F(也称为流体黏性摩擦力)与相邻流动层的速度差和接触面积成正比例，而与相邻两层的距离成反比例。即(2-4)式中，是流体的内摩擦系数或称为流体的动力黏性系数，单位是Pas；比值表示在流动层的垂直方向(横向)上，每单位长度速度的变化量，也称为横向速度梯度。第2章 飞机飞行的原理4流体的传热性流体的传热性 流体的传热性也是流体的一个重要物理属性。当流体中沿某一方向存在温度梯度时，热量就会由温度高的地方传向温度低的地方，这种性质称为流体的传热性。流体的导热系数的数值随流体介质的不同而不同，空气的导热系数为2.4710-5 kJ/(mKs)。由于空

13、气的导热系数很小，当温度梯度不大时，可以忽略空气的传热性对流动特性的影响。第2章 飞机飞行的原理2.1.4 来流马赫数和雷诺数来流马赫数和雷诺数 研究航空、航天飞行器的飞行原理时，经常要提到“来流马赫数Ma”和“来流雷诺数Re”两个参数(或称为飞行马赫数和飞行雷诺数)。来流马赫数Ma的定义是(2-5)第2章 飞机飞行的原理式中，v是远前方来流的速度(即飞行速度)；c是飞行高度上大气中的声速；Ma是两个速度之比，为一个无量纲量。来流马赫数Ma可以作为判断空气受到压缩程度的指标。Ma越大，飞行引起的空气受到压缩的程度就越大；反之，则越小。从飞行实践中可以知道，当Ma0.3时，空气受到压缩的程度很小

14、，称为低速飞行，可以不考虑空气的可压缩性影响，即把空气当做不可压缩的流体来进行分析；当0.3Ma0.85时，称为亚声速飞行；当0.85Ma p ，则Cp 0；若p p ，则Cp 0。由图2-3上注明的值可知，迎风墙面上是，而屋顶和背风墙面上是，所以将产生掀开屋顶的空气动力。第2章 飞机飞行的原理图2-3 风吹过房屋的流动示意第2章 飞机飞行的原理对超声速气流的观察要比低速气流困难得多，必须采用光、电各种测试方法来显示流动中产生的物理现象。图2-4是用阴影法作流动摄影试验的装置示意。表示了通过喷管出口流出的超声速气流(例如，出口的流动马赫数Ma=2.0)流过尖头子弹，用阴影法(利用流动中空气密度

15、的变化对光线的折射率不同)在屏幕上显示出的明暗相间的条纹现象。这种现象表明流动中产生了新的情况，出现了头部激波和尾部激波。第2章 飞机飞行的原理图2-4 用阴影法作流动摄影试验的装置示意第2章 飞机飞行的原理 2流场、流线、流管和流量流场、流线、流管和流量在充满流体流动的空间称为流场。流场被用来描述表示流体运动特征的物理量(流动参数)，如速度、密度和压力等，因而流场也是这些物理量的场。如果流场中任一点处流体微团的物理量随时间而变化，则称为非定常流；反之，则称为定常流。图2-5是贮水池中的水通过管道向外排泄过程的示意图。因为没有补给水源，贮水池中的水位不断下降，排水过程中出水口流出的水柱形状不断

16、发生改变(见图2-5(a)，所以其流动就是非定常流。如果补给水源，贮水池中始终保持池面的水位不变，排水过程中出水口流出的水柱形状始终保持不变(见图2-5(b)，则流动就变成了定常流。第2章 飞机飞行的原理图2-5 水的排泄过程示意第2章 飞机飞行的原理图2-6是流面和流管的示意图。在流场中，取一条不封闭的、也不是流线的曲线os。在同一瞬间，通过曲线os上的所有点作流线，于是这些互相紧密靠近的流线就构成了一个流动表面，称为流面(见图2-6(a)。在流面上各个微体流团只沿其切线方向运动，因此流面对于在其两侧流动的其他流体微团来说是不可穿透的，即流面可视为隔离流动的“固壁”。如果曲线os是一条封闭的

17、，但不在某一个流面上的曲线，在同一瞬间通过os曲线上所有点作流线，则互相紧密靠近的流线集合构成的管状流面，称为流管(见图2-6(b)。在这个瞬间，除了在流管的横断面上有流体流过外，不会有流体穿越流管管壁而流进来或流出去。第2章 飞机飞行的原理图2-6 流面和流管的示意第2章 飞机飞行的原理图2-7是流过给定流管任一横截面积上的流体质量的计算用图。流管的横截面积为，流体的密度为，在横截面上的流速为v，则单位时间流过流管横截面积的流体体积为v，称为流体的体积流量。那么单位时间流过流管横截面积的流体质量，称为流体的质量流量，用符号qm表示。如果在横截面上的速度是均匀分布的(见图2-7(a)，则有(2

18、-8)式中，qm的单位是kg/s。第2章 飞机飞行的原理如果在横截面上的速度不是均匀分布的(见图2-7(b)，这时用该横截面上的平均速度vav替代式(2-8)中v的即可。流过流管任一横截面积上的，不仅有流体的体积、质量，而且还有流体的动量、能量等。在一条流管的不同横截面上的这些物理量之间，是有一定的规律可循的。第2章 飞机飞行的原理图2-7 计算流量用图第2章 飞机飞行的原理 3绕物体流动的图画绕物体流动的图画图2-8是低速气流绕机翼翼剖面(航空界称翼剖面为流线型物体或流线体，简称翼型)流动的图画。从图中可以看出，空气贴近翼面平滑地流过去，没有分离。像翼剖面这样的物体非常有利于减小黏性阻力，产

19、生升力。第2章 飞机飞行的原理图2-8 低速气流绕翼型流动的图画第2章 飞机飞行的原理可见，在低速气流绕流过翼型(代表流线体)的流动图画中，包括了主流区、附面层流动区和尾迹区。在主流区中，流体的黏性作用很小，在理论研究中可把流体当做理想流体来处理。在附面层流动区和尾迹区中，流体的惯性力小，而流体的黏性力却起着很大的作用。高速气流绕流过物体的流动图画，观测起来要困难得多。但是，只要流动雷诺数足够大，流场中也有主流区、附面层流动区和尾迹区之分。除此之外，因气体可压缩性的影响，特别是进入跨声速区之后，还会产生激波等新的流动现象。第2章 飞机飞行的原理2.1.6 流体的模型化流体的模型化 1理想流体理

20、想流体理想流体是一种不考虑气体黏性的模型，忽略黏性的气体称为理想气体。在这种模型中，流体微团不受黏性力的作用。当然，在研究流动阻力问题时，用理想气体模型得出的结果往往与实际情况差别较大，这是因为黏性阻力和紧贴物体表面的边界层内气体的流动特性密切相关。第2章 飞机飞行的原理2不可压流体不可压流体不可压流体是一种不考虑气体可压缩性或弹性的模型，可以认为它的体积弹性模量为无穷大或它的流体密度等于常数。对于气体，在特定的条件下，也可按照不可压缩流体处理。而求解不可压流体的流动规律，只需要服从力学定律，便可使问题的求解和数学分析大大简化。对于流动速度较低的气体，更确切地说是对来流马赫数较低的气体，在工程

21、应用中是完全可以按照不可压流体来处理流动问题的。第2章 飞机飞行的原理3绝热流体绝热流体绝热流体是一种不考虑流体的热传导性的模型，即它把流体的导热系数认为是零。不考虑气体微团间热传导作用的气体模型，称为绝热气体。气体在高速流动中，在温度梯度不太大的地方，气体微团间的传热量也是微乎其微的，忽略气体微团间传热量对流动特性的影响，因此也可以不考虑传热量的作用。第2章 飞机飞行的原理2.2 流体流动的基本规律流体流动的基本规律 流体绕物体流动时，它的各个物理量如速度、压力和温度等都会发生变化，但这些变化必须遵循基本的物理定律，这些物理定律有质量守恒定律、牛顿运动定律、热力学第一定律(能量守恒与转换定律

22、)和热力学第二定律等。用流体流动过程中的各个物理量描述的基本物理定律，就组成了空气动力学的基本方程组。它是理论分析和计算的出发点，也是解释用试验方法获得飞机空气动力特性与规律的基础，以及说明飞机外形发生变化的物理原理等。第2章 飞机飞行的原理2.2.1 质量守恒与连续方程质量守恒与连续方程 在定常流流动中，远前方来流以速度绕一个机翼翼型流过的流线谱(主流区)，如图2-9所示。在这个流场中选定一条流管来分析，在图2-9上取三个横截面积，分别位于远前方(截面1)、靠近翼型头部(截面2)和尾部(截面3)。沿这个流管横截面积的变化，是在流场中放入翼型后产生的，体现了翼型对来流流体的作用，因而流过截面1

23、、截面2和截面3的质量流量分别为，和。第2章 飞机飞行的原理根据质量守恒定律(质量不会自生也不会自灭)，于是有。即(2-9)第2章 飞机飞行的原理图2-9 绕翼型的流线谱第2章 飞机飞行的原理式(2-9)称为可压缩流体沿流管的连续方程，说明通过流管各横截面的质量流量必须相等。对于不可压缩流体，因为常数，所以式(2-9)变为(2-10)第2章 飞机飞行的原理由式(2-10)可知，对于不可压缩流体来说，通过流管各横截面的体积流量必须相等。它表明：流管横截面变小，平均流速必须增大；相反，流管横截面变大，平均流速必须减小。否则，将违背质量守恒定律。因此可以说，凡是流线相对变得密集的地区，流速就增大；相

24、反，凡是流线相对变得稀疏的地区，流速就减小。观察到的流线谱不仅可以显示出流场中的速度方向，而且还可以判断出速度的变化大小。第2章 飞机飞行的原理2.2.2 能量方程与伯努利方程能量方程与伯努利方程 1能量方程能量方程根据能量守恒与转换定律可知，能量不会消失，也不会无中生有。在任何与周围隔绝的物质系统中，不论发生什么变化或过程，能量的形态虽然可以发生转换，但能量的总和保持恒定。第2章 飞机飞行的原理例如，不可压缩流体、理想流体沿流管作定常流流动时的能量方程为(2-11)式中，单位质量流体流入与流出所具有的重力势能gz、动能、以及流动功都是机械能量，它揭示的是流体机械能的守恒与转换规律。第2章 飞

25、机飞行的原理2伯努利方程伯努利方程当应用式(2-11)来分析低速气流绕流过翼型等流线物体时(见图2-9)，重力势能的差是一个很小的量，可以忽略。于是，式(2-11)就变为方程的两边乘以，则(2-12)第2章 飞机飞行的原理大气的流动速度与压力之间的关系，可以用图2-10所示的试验结果来说明。当大气静止时，在试验管道的各个截面上的大气压力一样，都等于大气压力，所以各玻璃管中压力指示剂的液面高度都一样(见图2-10(a)。但当大气稳定地、连续地流过试验管道时，在试验管道各截面处的气流速度随截面积的变化而变化(见图2-10(b)。截面积大的地方流速小，截面积小的地方流速大。这一事实表明：流速大的地方

26、，气体的压力小；流速小的地方，气体的压力大。压力随流速而变化的这一关系，就是伯努利定理的基本内容。第2章 飞机飞行的原理图2-10 流速和压力的关系(a)大气静止时的情况 (b)大气流动时的情况第2章 飞机飞行的原理2.2.3 低速、亚声速和超声速管内流体的流动低速、亚声速和超声速管内流体的流动 要驱动气体在管道中流动起来，并得到期望的流动参数，需要具备两个条件：第一，要有一个压力差，在这个压力差的推动下，气体将在管道中作定常流流动；第二，要有适当的管形(要求管道的横截面积有变化)才能得到期望的气流速度。第2章 飞机飞行的原理低速气流在管道内的流动变化，如图2-11所示。当管道收缩时，A2 V

27、1(流速增大，见图2-11(a)，又由伯努利方程式(2-12)可知，(静压减小)；相反，当管道扩张时，A2A1，V2 P1(静压增大)。概括地说，低速气流在管道内的流动特点是：截面积与气体流速的乘积为一常数，截面积小的地方流速快，截面积大的地方流速慢；流速快的地方压力低，流速慢的地方压力高，但动、静压力之和为一常值。第2章 飞机飞行的原理图2-11 空速管测速原理第2章 飞机飞行的原理沿流动方向的流体静压是增大或是减小，对贴近管壁的附面层流动有很大的影响。当管道扩张过快时，会产生附面层从壁面分离的现象(见图2-11(c)，是沿流动方向上静压增大(称逆压梯度)而产生的结果。在喷气飞机进气道的设计

28、中，必须考虑到这一情况，不能把管道横截面积增加得过快。在收缩管道中，亚声速气流仍是加速运动，即V2 V1；静压下降，即P2 P1；密度减小，即；而且流体的温度也下降，即；由式(2-3)知道，相应的声速也减小，即，因而横截面上的流动马赫数将增大，即第2章 飞机飞行的原理在扩张管道中，亚声速气流仍是减速运动，有且。简而言之，收缩管道使亚声速气流增速、减压；扩张管道使亚声速气流减速、增压。在这两种情况下，亚声速气流与低速气流的流动没有本质的区别。第2章 飞机飞行的原理超声速气流在变横截面管道中的流动情况，如图2-12所示。试验的结论与低速、亚声速气流流动情况的结论完全相反，收缩管道将使超声速气流减速

29、、增压；相反，扩张管道反使超声速气流增速、减压。这是由于横截面积的变化引起的密度变化，相对来说要比引起的速度变化快得多，密度变化的因素占了主导地位。对于超声速气流，在收缩管道中，相反，在扩张管道中，第2章 飞机飞行的原理图2-12 超速气流在变截面管道中的流动第2章 飞机飞行的原理2.2.4 小扰动波在气流中的传播小扰动波在气流中的传播 假设小扰动源静止不动，而远前方空气以不同的流速V从左向右流来时，研究小扰动波的传播变化，现分四种流速情况来说明，如图2-13所示。若小扰动源每隔1s发出一次小扰动波，则图2-13为4s末的一瞬间小扰动波的四个波阵面位置。第2章 飞机飞行的原理图2-13 超声速

30、气流在变截面管道中的流动第2章 飞机飞行的原理(1)流速 。图2-14(a)所示是流速的情况，由于流速为零，每个小扰动波面都以小扰动源为球心向四周传播。则图示为4s末的一瞬间，小扰动波的四个波阵面位置是四个同心的球面。最大的球面半径为4c，是4s前发出的一个小扰动波面经过4s后到达的位置。最小的球面半径是1c，那是4s前发出的小扰动波面经过1s后到达的位置。球面波内的空气都已受到扰动，而球面波外的空气尚未受到扰动。但是，只要时间足够，小扰动波是会波及全部空间的(这里是假定小扰动波在空间传播时没有任何衰减)。第2章 飞机飞行的原理图2-14 小扰动波传播图形第2章 飞机飞行的原理(2)流速v小于

31、声速c，即来流马赫数。图2-14(b)所示是在亚声速气流中0v4c，所以球面的左边界必然在小扰动源O的右侧。如此类推，若第4s初发出的小扰动波阵面的球面半径是1c，而这个球心随气流向右移动的距离为1v，小扰动波阵球面也完全处在小扰动源O的右侧。这些球面的公切面是一个母线为直线OA的圆锥波面，将母线OA和来流速度方向的夹角记为 (这里不代表流体的黏性系数)，第2章 飞机飞行的原理则有或者 (2-13)式中，称为马赫角，各小扰动波的公切圆锥面称为马赫锥面，母线OA称为马赫线。第2章 飞机飞行的原理2.2.5 马赫波、膨胀波和激波马赫波、膨胀波和激波 超声速气流受到微小扰动而使气流方向产生微小变化，

32、扰动的界面是马赫波，如图2-15所示。当超声速气流流过AOB壁面，在O点沿顺时针方向偏转一个微小的正 角时，随着流速增大，压力、密度和温度减小，气流发生膨胀，则这时的马赫波称为膨胀马赫波；当气流在点O沿逆时针方向偏转一个微小的负角 时(见图2-16(a)，则伴随着流速减小，压力、密度和温度增大，气流发生压缩，马赫波称为压缩马赫波。第2章 飞机飞行的原理图2-15 马赫锥图第2章 飞机飞行的原理超声速气流因通路扩张，如壁面相对气流外折一个角度，或因流动条件规定从高压区过渡到低压区，气流要加速、降压，将出现膨胀波。超声速气流因通路收缩，如壁面相对气流内折一个有限角度以及气流绕流过物体时，或因流动条

33、件规定从低压区过渡到高压区，气流要减速、增压，将出现与膨胀波性质完全不同的另一种波，即激波。第2章 飞机飞行的原理图2-16(b)是斜激波前、后面的气流分速示意图。激波与来流方向的夹角称为激波角，用表示。当激波面与来流方向垂直，即时，称为正激波。气流通过正激波，压力、密度和温度突然升高，流速由超声速减小到亚声速，但气流方向不变。当激波面沿气流方向倾斜，即时，称为斜激波。空气流过斜激波，压力、密度和温度也突然升高，流速可能降为亚声速，也可能仍为超声速，但不像通过正激波那样强烈。第2章 飞机飞行的原理图2-16 马赫波第2章 飞机飞行的原理图2-17是1情况下的正激波和斜激波示意图。激波的形状在飞

34、行马赫数不变的情况下，主要取决于物体或飞机的形状，特别是头部的形状。如果物体的头部是方的或圆钝的，在物体的前面形成的是正激波(见图2-17(a)，在这里便形成一个亚声速区。如果物体的头部尖削，像矛头或刀刃似的，在物体的前面形成的则是斜激波(见图2-17(b)。第2章 飞机飞行的原理图2-17 Ma1情况下的正激波和斜激波第2章 飞机飞行的原理2.3 作用在飞机上的空气动力作用在飞机上的空气动力 2.3.1 飞机机翼的几何外形和参数飞机机翼的几何外形和参数 机翼是飞机产生升力和阻力的主要部件，一般用机翼的平面几何形状和翼剖面(简称翼型)几何形状来描述机翼的几何外形。所谓“翼剖面”，就是用平行于飞

35、机机身对称平面的切平面切割机翼所得到的剖面，如图2-18所示。第2章 飞机飞行的原理 图2-18 翼剖面第2章 飞机飞行的原理图2-19是翼型几何形状的示意图。一般将翼型的几何形状分成圆头尖尾翼型和尖头尖尾翼型两大类，飞机上采用的绝大多数为圆头尖尾翼型。在每类翼型之中，又分对称翼型和非对称翼型。最早的飞机所采用的翼型就是平板或弯板，后来经过很多次的飞行实践，才有了现在的流线型的翼型。目前，世界各国的研究机构提供了数以千计的翼型，可供选择使用。第2章 飞机飞行的原理图2-19 翼型几何形状的示意图第2章 飞机飞行的原理图2-20是机翼平面几何形状的示意图。机翼平面几何形状中最重要的几何尺寸有：翼

36、展长，表征机翼左右翼梢之间最大的横向距离；外露根弦长c0，翼梢弦长c1和前缘后掠角 。第2章 飞机飞行的原理图2-20 机翼平面几何形状的示意图第2章 飞机飞行的原理第2章 飞机飞行的原理2.3.2 低速、亚声速时飞机上的空气动力低速、亚声速时飞机上的空气动力1翼型的升力翼型的升力飞机翼型最前端的点叫前缘，最后端的点叫后缘，前缘与后缘的连线称为翼弦。当机翼与空气之间有相对运动时，在机翼上将产生空气动力。这个作用力与飞行姿态角(迎角)有关，所谓“迎角”，就是翼弦与相对流速v方向之间的夹角(常用符号a表示)。图2-21是小迎角a下翼型上的空气动力示意图。第2章 飞机飞行的原理图2-21 小迎角下翼

37、型上的空气1压力中心；2前缘；3后缘；4翼弦第2章 飞机飞行的原理由伯努利方程可知，上翼面的压力将减小，下翼面的压力将增大，上、下翼面的压力差是翼型产生升力的直接原因。翼型上的压力分布情况，如图2-22所示。通过大量的试验和分析可得出结论：流体的黏性和翼型的尖后缘是产生起动涡的物理原因，起动涡的大小决定绕翼型的环量，正是绕翼型的环量使翼型上、下翼面的流速产生了差异，而这一速度差异使上、下翼面产生了压力差，从而使翼型上产生了升力。第2章 飞机飞行的原理图2-22 翼型上的压力分布(空气动力)情况第2章 飞机飞行的原理2影响飞机升力和阻力的有关因素影响飞机升力和阻力的有关因素(1)机翼面积。飞机上

38、的升力(用符号表示)主要是由机翼产生的，而升力的产生又主要是由于上、下翼面的压力差。因此，压力差所作用的机翼面积越大，升力也越大。机翼面积通常用符号S表示，它和机翼平面形状有关。因而，机翼的升力应与机翼的面积S成正比，即 。机翼的平面形状有几个参数在航空界经常使用，包括翼展、展弦比、后掠角、前掠角、上反角、下反角和梯形比等。第2章 飞机飞行的原理 图2-23是飞机机翼后掠角和前掠角的示意图。后掠角的定义是：机翼前缘线同垂直于翼根对称平面(机身中心平面)的直线之间的夹角，用符号 表示。前掠角的定义与后掠角相似，但它的机翼前缘位于垂直于翼根对称平面(机身中心平面)的直线前面，用符号 表示。后掠角是

39、高速飞机常用的机翼平面形状，采用前掠角的飞机很少。第2章 飞机飞行的原理图2-23 飞机机翼后掠角和前掠角的示意第2章 飞机飞行的原理 图2-24是飞机机翼上反角和下反角的示意图。所谓机翼的上反角或下反角，是指机翼的底面同垂直于飞机立轴的平面之间的夹角。从飞机的侧面看，如果翼尖上翘，那么夹角就是上反角，用符号 表示；翼尖下垂，则是下反角，用符号 表示。第2章 飞机飞行的原理图2-24 飞机机翼上反角和下反角的示意第2章 飞机飞行的原理 (2)相对速度。从实际经验可知，速度越大，感受到的风力也就越大。升力和相对速度v之间的关系也是一样，即相对速度v越大，升力也就越大。但升力与相对速度v的平方成正

40、比，则升力又可写为 。(3)空气密度。升力的大小也和空气的密度 成正比，即空气密度 越大，升力也越大。由于升力与空气密度成正比，于是升力可写为 。第2章 飞机飞行的原理(4)机翼剖面形状和飞行姿态。不但机翼面积和平面形状对升力有影响，而且机翼的剖面形状和飞行姿态(即迎角)的改变也会使升力发生变化。因为不同的剖面和不同的姿态，会使机翼周围的气流速度及压力发生变化，从而导致升力的改变。翼剖面形状和迎角这两项因素的影响，通过一个系数CL表现出来。CL称为“升力系数”，它的变化象征着在一定的翼剖面情况下，迎角的变化。同时，也象征着不同的翼剖面有不同的升力特性。第2章 飞机飞行的原理考虑影响升力的因素，

41、通过试验和理论的证明，可得出升力公式为 (2-14)因为阻力同升力一样，CD也是总空气动力的一部分，便是阻力系数，所以同样可得出的阻力公式为(2-15)第2章 飞机飞行的原理 3飞机的零升阻力和减阻措施飞机的零升阻力和减阻措施飞机在低速、亚声速飞行时产生的摩擦阻力、压差阻力、干扰阻力同升力无关，统称为零升阻力。(1)黏性摩擦阻力和黏性压差阻力。黏性是空气的物理特性之一，真实流体绕物体流动时，由于存在黏性而将产生黏性摩擦阻力和黏性压差阻力。当气体流过物体表面时，由于黏性的作用，空气微团与物体表面发生摩擦，阻滞了气流的流动，由此而产生的阻力就称为黏性摩擦阻力；凡是运动的物体因前后压力差而形成的阻力

42、就称为黏性压差阻力。第2章 飞机飞行的原理图2-25是低速理想流体和黏性流体绕物体流动的示意图。黏性流体绕流过非流线体(见图2-25(a)是=90时的平板，图2-25(b)是圆柱体)时，物体前部流动情况与理想流体的情况相近，但后部绕流流动中存在着巨大的逆压梯度作用，将产生分离，使压力下降，形成很大的压差阻力，因而后部流动与理想流体的情况完全不同。为了减小压差阻力，必须消除在后部产生的分离现象，需要“整流”，采用流线型外形。第2章 飞机飞行的原理图2-25 低速理想流体和黏性流体绕物体流动的示意第2章 飞机飞行的原理图2-26是物体形状对压差阻力的影响示意图。压差阻力与物体的形状有很大的关系，如

43、果在平板的前面加上一个圆锥体(见图2-26(a)，压差阻力可减小到原来平板所受阻力的1/5；如果在平板的前、后面都加上圆锥体(见图2-26(b)，则压差阻力可减小到原来平板所受阻力的1/201/25。因而这种水滴形状前钝后尖的流线型整流罩是减小阻力的有效措施。第2章 飞机飞行的原理图2-26 物体形状对压差阻力的影响示意第2章 飞机飞行的原理(2)干扰阻力。飞机的各个部件，如机翼、机身和尾翼等，单独放在气流中产生的阻力总和并不等于把它们组合成一架飞机时所产生的阻力，而是小于一架飞机在气流中产生的阻力。所谓“干扰阻力”，指的就是飞机的阻力和单独各个部件阻力代数和的差值，是由于各个部件组合在一起时

44、，流动相互干扰产生的额外阻力增量。飞机干扰阻力又包括机翼机身之间的干扰阻力、尾翼机身之间的干扰阻力，以及机翼尾翼之间的干扰阻力等，如图2-27所示。第2章 飞机飞行的原理图2-27 机翼和机身的连接部位形成的气流干扰第2章 飞机飞行的原理图2-28是机翼和机身连接部位采用整流片的示意图。在机身和机翼的连接部位，为了消除干扰阻力这一不利因素，一般都采用整流片来修改机翼机身连接部位的外形，“填平补齐”，消除分离。图中的飞机，在机翼机身处采用了大整流片，其目的就在于此。第2章 飞机飞行的原理图2-28 机翼和机身连接部位采用整流片的示意第2章 飞机飞行的原理(3)减小低速、亚声速飞行时飞机的零升阻力

45、的措施。飞机的零升阻力是纯粹的付出，要千方百计地减小它们。要减小低速、亚声速飞行时飞机的零升阻力，主要的办法有三种。第2章 飞机飞行的原理第一，采用层流翼型(机身)替代古典翼型(机身)来减小机翼的摩擦阻力。古典翼型和层流翼型都是圆头尖尾翼型，只是古典翼型的最大厚度位置靠前，而层流翼型的最大厚度位置向后移。自然，翼面外形也会发生变化。为了减小飞行阻力，就要设计层流翼型和层流机身，使大部分机身、机翼表面保持层流流态，来达到减小机翼、机身摩擦阻力的目的。自然，机翼、机身表面也必须打磨光滑，要消除机翼、机身表面上的一切小突起物。第2章 飞机飞行的原理第二，对飞机的其他部件也应当“整流”，制成流线型外形

46、，以减小黏性压差阻力。第三，要减小干扰阻力，必须妥善地考虑和安排各个部件的相对位置，必要时还应在这些部件之间加装整流片。第2章 飞机飞行的原理4飞机的诱导阻力飞机的诱导阻力诱导阻力是伴随升力的产生而产生的，如果没有升力，也就没有诱导阻力。诱导阻力的产生可通过机翼和翼型在迎角大于零升迎角时所出现的流动差别来说明，机翼和翼型的区别可用矩形机翼来说明，则机翼的翼展为有限值，而翼型的翼展为无限大。第2章 飞机飞行的原理图2-29是低速气流绕迎角不等于零时机翼的流动示意图。当机翼的迎角a大于零升迎角时，低速气流沿展向每个翼剖面(翼型)的流动都相同，流动变化都发生在来流平面内(见图2-29(a)。低速气流

47、沿展向矩形机翼流动时，下翼面压力大，上翼面压力小，上、下翼面的压力差将使得气流从下翼面绕过两侧翼梢，向上翼面流动(见图2-29(b)。由于产生了绕翼梢的流动而出现了展向流速，使沿上、下翼面流动的流线产生弯曲，离开后缘时有展向速度差存在，结果从机翼后缘将拖出后缘尾涡涡面来(见图2-29(c)。流出的尾涡面形状由于自身的相互诱导作用，将产生变形，以致破裂，在离开后缘一定距离后，往往卷成两个大而集中的尾涡(见图2-29(c)。第2章 飞机飞行的原理图2-29 低速气流绕迎角a不等于零时机翼的流动示意第2章 飞机飞行的原理 尾涡面的出现将改变整个流场，给机翼的空气动力(升力和阻力)带来重大变化。首先，

48、尾涡的出现将产生诱导速度场，从而产生一个与升力方向相反的下洗速度分量，作用在机翼上及机翼后面的区域，改变机翼上的空气动力；其次，产生尾涡及尾涡诱导产生的上、下洗流也必然耗费能量。与这些流动变化相关的是，将在机翼上产生一个被称为机翼诱导阻力的量。机翼的诱导阻力系数用 表示，按机翼理论分析有 (2-16)式中，为机翼诱导阻力系数的平面形状修正参数，一般为大于零的小数。第2章 飞机飞行的原理对于现代重型或大型喷气式旅客机、运输机，在起飞、着陆的过程中，由于飞行速度 相对较小，飞机必须用大的CL(其中主要是机翼提供的CL)飞行，因而向后拖出的尾涡强度大，产生的下洗速度也相对较大。如果小型飞机飞入大型或

49、重型飞机的尾涡区中，会受到很强的干扰，甚至出现飞行事故，如图2-30所示。因此，在机场附近的空域，必须进行交通管制，小型飞机和大型或重型飞机之间必须保持较大的飞行间距，以确保飞行安全。第2章 飞机飞行的原理图2-30 大型飞机的尾涡对小型飞机产生干扰作用的示意第2章 飞机飞行的原理 在同样的迎角下，因为有尾涡的诱导下洗速度作用，机翼的有效迎角将减小，所以机翼产生的升力要比翼型产生的升力小。按机翼理论分析有 (2-17)式中，代表翼型的升力线斜率；为机翼升力系数的平面形状修正参数，一般也是一个大于零的小数。第2章 飞机飞行的原理低速飞行中，飞机的总阻力系数CD应当等于零升阻力系数CD0和诱导阻力

50、系数CDi之和。因为低速飞行中，升力系数比较大，所以诱导阻力系数在总阻力系数中占有较大的比例。减小机翼诱导阻力系数CDi的主要措施有四种，如图2-31所示。第2章 飞机飞行的原理(1)增大机翼的展弦比是首选的措施。(2)选择适当的机翼平面形状。过去，低速飞机中常选用椭圆形的机翼平面形状。(3)采用翼梢油箱布局来阻挡翼梢绕流，增加有效的展弦比以达到减小诱导阻力系数的目的。(4)现代民航飞机常采用“翼梢小翼”的装置，也是一种减小诱导阻力的措施。第2章 飞机飞行的原理图2-31 减小机翼诱导阻力系数CDi的主要措施 第2章 飞机飞行的原理2.3.3 跨声速时飞机上的空气动力跨声速时飞机上的空气动力