2第二章-飞机飞行时的气动力.docx

其次章飞机飞行时的气动力2.1 机翼上空气动力的产生2.1.1 机翼上产生升力的缘由图2T机翼上升力的产生下面我们应用伯努利定理来说明机翼上产生升力的缘由。在机翼四周沿着空气经过的路径取出一个假想的矩形截面的流淌管道，如图2-1所示。由伯努利定理可知，机翼上表面的静压比机翼前方的气流静压小得多。但翼型下表面的流管面积与机翼前方的流管面积相比反而增大，因此机翼下表面的静压比机翼前方的气流静压大。由于机翼前方未受扰动的气流静压是一样的，所以上下表面之间就产生了一个压强差，下表面的静压比上表面的静压大，这个静压差在垂直于气流方向上的重量就是机翼产生的升力。从图2-1翼剖面流线图中所示的作用在机翼上的力可见，除了升力？外还有与飞行方向平行且方向相反的阻力0,两者的合力就是机翼上的总空气动力几总空气动力/?与翼弦的交点称为“压力中心”。试验证明：Y=CySpv2(2-1)式中：CV为升力系数，与机翼形态及攻角等因素有关，由试验取得。S为机翼面积。随着攻角的增加，机翼上产生的升力也渐渐增大。气流从机翼前缘就起先分别，尾部有很大的涡流区。这时升力突然大大降低，阻力快速增大。这种现象称为“失速”，如图2-2所示。图中翼剖面上的弯折的箭头表示突然降低的升力。飞机刚刚出现失速时的攻角称为失速攻角，也称临界攻角。失速攻角一般为15°-16°,有时可达20°。飞机一旦进入失速，就会发生螺旋(也称尾旋)下降的现象，造成危急；同时，还会使飞机发生抖振。因此，飞机不应以大于或接近“失速攻角”的攻角飞行。图2-2失速1-升力突然下降：2翼弦失速是一种具有潜在危急的反常飞行现象。不论飞行速度大小，过多、过猛地拉杆,只要飞机的攻角超过临界攻角，就会发生失速。失速速度是推断飞机是否失速的重要标记。每一种飞机都规定了各种飞行状态的失速速度，飞行速度都不能小于相应的失速速度。2.2 影响飞机升力的因素2.2.1 机翼平面形态和面积的影响我们知道，飞机上的升力主要是由机翼产生的。“机翼面积”通常用符号S来表示。机翼升力与面积成正比。升力系数G,则与机翼的平面形态有关。所谓“机翼平面形态”是指从飞机顶上看下来的机翼在平面上的投影形态。机翼的平面形态有多种，如图2-3所示。低速飞机最常用的机翼平面形态为长方形(如图2-3（八）所示)。从减小“诱导阻力”的观点来看，最好采纳椭圆形机翼(如图2-3(c)所示，有关诱导阻力的概念将在下一节中介绍)。但由于这种机翼的加工比较困难，所以一般都采纳梯形机翼(如图2-3(b)所示)。梯形机翼无论在削减诱导阻力和加工方面的效果都比较好。当飞机的飞行速度达到音速旁边或者超过音速以后，就应采纳后掠机翼(如图2-3(d)所示)。在超音速机上，还可采纳三角形的机翼平面形态(如图2-3(e)和(f)所示)或双三角形的机翼平面形态(如图2-3(g)所示)图2-3机翼的平面形态2.2.2相对速度V的影响因为？与气流的动能;M成正比（这里是空气的质量）。因此，升力y也与气流相对速度y的平方成正比。这一关系已完全为试验所证明。2.2.3空气密度O的影响升力？的大小也和空气的密度。成正比，即。越大，升力J，也越大。2.2.4机翼剖面形态和飞行姿态（攻角。）的影响不但机翼平面形态对升力系数有影响，而且机翼的剖面形态和飞行姿态（即攻角）的变更也会使机翼的升力系数发生变更。因为不同的翼剖面和不同的姿态，会使机翼四周的气流速度及压强分布发生变更，从而导致升力系数Cy发生变更。2.3飞机的阻力飞机不但机翼会产生升力，水平尾翼和机身也会产生升力。但是，同机翼上的升力相比，飞机其它部位产生的升力是微乎其微的。所以，通常用机翼的升力来代表整个飞机的升力。飞机上的升力是这样的，但飞机的阻力却不然。不但机翼会产生阻力，飞机的其它部分如机身、起落架、尾翼等都会产生阻力。现代飞机在巡航飞行时，机翼阻力大约占整个飞机总阻力的2535%因此，不能以机翼阻力来代表整个飞机的阻力。依据阻力产生的缘由来分，低速飞机上的阻力有：摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力等。下面我们分别来探讨。2. 3.1摩擦阻力一、摩擦阻力产生的缘由空气的物理特性之一是粘性。当空气流过飞机表面时，由于空气有粘性，空气微团与飞机表面发生摩擦，阻滞了气流的流淌，由此而产生的阻力称为“摩擦阻力二总的说来，摩擦阻力的大小，取决于空气的粘性、飞机表面的状况以及同气流接触的飞机表面面积。空气的粘性越大，飞机表面越粗糙，飞机的接触面积越大，那么，摩擦阻力也就越大。二、减小摩擦阻力的措施因此，为了减小飞机上的摩擦阻力，在飞机设计和制造过程中，应尽可能把飞机表面做得光滑些。例如，尽量考虑采纳埋头钾钉钾接飞机表面上的结构件(如蒙皮)；同时,钉头突出高度或凹进深度应符合设计要求。另外，在飞机设计和安装过程中，尽可能缩小飞机暴露在气流中的表面面积，也有助于减小摩擦阻力。3. 3.2压差阻力一、压差阻力产生的缘由“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。压差阻力与物体的迎风面积、形态和在气流中的位置都有很大的关系。什么是物体的“迎风面积”呢？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称为0迎风面积”。假如这块面积是从物体的最大截面面积的地方剖开的，那么就称为“最大迎风面积”，如图2-4中的阴影部分所示。二、减小压差阻力的措施从阅历和试验都不难证明：物体的最大迎风面积越大，压差阻力也就越大。物体形态对压差阻力也有很大的影响。把一块圆形的平板，垂直地放在气流中。它将和前面所说的直立在气流中的平板一样，前后形成很大的压差阻力。平板后面会产生大量的旋涡，而造成气流分别现象。假如在圆形平板的前面加上一个圆锥体，它的迎风面积并没有发生变更，但形态却变更了，如图2-5（八）所示。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，压强不会急剧上升，明显这时平板后面仍有气流分别，低压区仍旧存在，但是前后的压强差却大大减小了，因而压差阻力也可降低到原来平板压差阻力的大约五分之一左右。图2-5物体形态对压差阻力的影响图2-4物体的最大迎风面积1圆形平板剖面：2一前部圆锥体：3一后部圆锥体假如在平板后面再加上一个瘦长的圆锥体（如图2-5（b）所示），把充溢旋涡的低压区也填满，使得物体后面只出现很少的旋涡，那么试验证明压差阻力将会进一步降低到原来平板压差阻力的大约二十到二十五分之一。象这样前端圆钝，后面尖细，象水滴或雨点似的物体（图2-5（b）,称为'流线型物体”（简称流线体）。在迎风面积相同的条件下，它的压差阻力最小。除了物体的迎风面积和形态对压差阻力有影响外，物体与气流之间的相对位置，对压差阻力的大小也有非常显著的影响。因此，为了减小飞机上的压差阻力，在飞机设计和制造过程中，应尽可能把暴露在气流中的全部部件都做成流线型的，并且尽量减小飞机及各部件的迎风面积。4. 3.3诱导阻力一、诱导阻力产生的缘由与一般物体一样，机翼上也有摩擦阻力和压差阻力，这二者合称为“翼型阻力”。机翼上除翼型阻力外，还有“诱导阻力”。这是机翼所特有的一种阻力。因为这种阻力是伴随着机翼上升力的产生而产生的。换句话说，它是为了产生升力而付出的一种“代价”。下面我们来看看诱导阻力是如何产生的。当飞机飞行时，下翼面压强大，上翼面压强小。由于机翼的翼展是有限的，所以产生了向下的下洗速度口。这种下洗速度在两个翼尖处最大，向翼根方向渐渐减小，在机身对称面处达到最小值（如图2-6所示）。图2-6翼尖涡流依据升力的定义，它应与相对气流速度垂直。但是，气流流过机翼以后，由于存在下洗速度，使原来相对速度的方向发生了变更，向下偏转了一个角度，这个偏转角称为“下洗角”（如图2-7所示）。因此，升力也应当偏转一个相应的角度，这样必定在与飞机飞行相反的方向上有一投影分力。它事实上是一种阻力，称为“诱导阻力”（如图2-8所示）。由此可见，诱导阻力是由于气流下洗使原来的升力偏转而引起的，与前面所讲的总空气动力"在飞机飞行方向的重量0（阻力）不应混淆。图2-7下洗速度和下洗角二、减小诱导阻力的措施诱导阻力的大小与机翼的平面形态、展弦比利升力有关。通常以椭圆形平面形态和大展弦比的机翼的诱导阻力最小。翼尖挂有副油箱，或者加装翼梢小翼都会阻挡翼尖泯流的翻转，减弱涡流强度，减小外翼气流的下洗速度，从而减小了诱导阻力。5. 3.4干扰阻力一、干扰阻力产生的缘由飞机上除了摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力以外，还有种“干扰阻力”值得我们留意。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往往要小于组成一架飞机时的总阻力。其中的差值就是“干扰阻力”。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的阻力。二、减小干扰阻力的措施从干扰阻力产生的缘由来看，它明显和飞机不同部件之间的相对位置有关。假如在飞机设计中，细致考虑它们的相对位置，使得气流流过它们之间时压强的增大不大也不急剧，就可使干扰阻力降低到最小。另外，在不同部件的连接处加装流线形的“整流片”，使连接处圆滑过渡，尽可能削减涡流的产生，也可有效地降低干扰阻力。以上我们从阻力产生的缘由，具体介绍了低速飞机上的四种阻力一一摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力以及降低阻力的措施。至于在高速飞行的飞机上，还有一种阻力一一波阻。关于波阻，我们将在下一节中介绍。2.4 飞机高速飞行时的阻力2.4.1 激波和波阻一、激波的产生从能量的观点来看，空气通过激波时，使得气流的流速急剧下降，加热了空气。加热所需的能量由消耗的动能而来。在这里，能量发生了转换一一由动能转化为热能。动能的消耗表示产生了一种新的阻力。这种新的阻力由于随激波的形成而来，所以就称为“波阻”。二、波阻的大小波阻的大小与激波的形态有关，而激波的形态在飞行马赫数不变的状况下，又主要取决于物体或飞机的形态，特殊是头部的形态。按相对于飞行速度（或气流速度）成垂直或成偏斜的状态，可以把激波分为正激波和斜激波。与气流速度成垂直的是正激波，而与气流速度成偏斜的则是斜激波。M数的大小对激波的形态也有影响。当V数等于或稍大于1（例如必数等于1.042）时,在尖头物体（如炮弹）前面形成的是正激波。假如招数超过1相当多（例如"数等于2.479）,形成的则是斜激波。无论在上述那种状况下，正激波的波阻总是比斜激波的波阻大。2.4.2 4.2临界马赫数和局部激波一、临界速度和临界马赫数当飞行速度增大到肯定程度，机翼表面最低压力点的气流流速等于该点的音速，此时的飞行速度就称为“临界速度”*（如图2-10所示）。与临界速度相对应的马赫数就称为“临界马赫数“Ma。即(2-2).½tMcT=一a图2-10临界速度临界马赫数的大小与机翼的攻角有关。随着机翼攻角的增大，机翼上表面最低压力点的气流流速更为加快，局部音速也更小。因此攻角增大，临界马赫数将降低。于是在较小的飞行速度，机翼上表面就有可能出现等音速点（该点的局部气流流速等于音速），也就是说，临界速度或临界马赫数有所降低。反之，攻角减小，则临界马赫数提高。二、局部激波假如飞机的飞行速度稍大于临界速度，机翼上就会出现一个局部超音速区，在那里产生一个正激波，由于这个正激波只在局部产生，因此称为“局部激波”，如图2T1所ZjSo由于一般机翼的上表面比下表面更凸出，因此通常机翼上表面的气流流速比下表面的气流流速大，首先达到局部音速，所以局部激波首先在机翼上表面出现。随着飞机飞行速度的增加，下表面也会出现局部激波，而且当速度进一步增加时，机翼上下表面的局部激波还将向后缘移动，可能始终移动到机翼的后缘，如图2T2所示。同时，激波的强度也将增大