1、 作用在飛機(jī)上的空氣動力取決于飛機(jī)和空氣之間的相對運(yùn)作用在飛機(jī)上的空氣動力取決于飛機(jī)和空氣之間的相對運(yùn)動情況。而與觀察、研究時所選用的參考坐標(biāo)無關(guān)。動情況。而與觀察、研究時所選用的參考坐標(biāo)無關(guān)。 空氣相對飛機(jī)的運(yùn)動稱為空氣相對飛機(jī)的運(yùn)動稱為相對氣流相對氣流， 相對氣流的方向與相對氣流的方向與飛機(jī)運(yùn)動的方向相反飛機(jī)運(yùn)動的方向相反 。 只要相對氣流速度相同只要相對氣流速度相同 ， 產(chǎn)生的空氣動力也就相等。產(chǎn)生的空氣動力也就相等。 （非定常流動轉(zhuǎn)換為定常流動）（非定常流動轉(zhuǎn)換為定常流動） 將飛機(jī)的飛行轉(zhuǎn)換為空氣的流動將飛機(jī)的飛行轉(zhuǎn)換為空氣的流動 ，使空氣動力問題的研，使空氣動力問題的研究大大簡化。究

2、大大簡化。 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)就是根據(jù)這個原理建立起來的。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)就是根據(jù)這個原理建立起來的。風(fēng)洞應(yīng)用風(fēng)洞應(yīng)用相對氣流的方向與相對氣流的方向與飛機(jī)運(yùn)動飛機(jī)運(yùn)動的方向相反的方向相反 。飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向平飛時：爬升時：飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向爬升時：飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向飛行速度方向飛行速度方向相對氣流方向相對氣流方向 連續(xù)性假設(shè)：連續(xù)性假設(shè)：在進(jìn)行空氣動力學(xué)研究時，將大量的、單個分子組成的大在進(jìn)行空氣動力學(xué)研究時，將大量的、單個分

3、子組成的大氣看成是連續(xù)的介質(zhì)。氣看成是連續(xù)的介質(zhì)。 連續(xù)介質(zhì)：連續(xù)介質(zhì)：組成介質(zhì)的物質(zhì)連成一片，內(nèi)部沒有任何空隙。在其中任組成介質(zhì)的物質(zhì)連成一片，內(nèi)部沒有任何空隙。在其中任意取一個微團(tuán)都可看成是由無數(shù)分子組成。微團(tuán)表現(xiàn)出來意取一個微團(tuán)都可看成是由無數(shù)分子組成。微團(tuán)表現(xiàn)出來的特性體現(xiàn)了眾多分子的共同特性。的特性體現(xiàn)了眾多分子的共同特性。對大氣對大氣采用采用連續(xù)性假設(shè)的理由：連續(xù)性假設(shè)的理由： 自由行程：自由行程：一個氣體分子一次碰撞到下一次再碰撞時所走一個氣體分子一次碰撞到下一次再碰撞時所走過的距離。過的距離。 平均自由行程：平均自由行程：氣體中所有分子自由行程的平均值。氣體中所有分子自由行程的

4、平均值。 海平面，標(biāo)準(zhǔn)大氣壓條件下，空氣的平均海平面，標(biāo)準(zhǔn)大氣壓條件下，空氣的平均自由行程為：自由行程為： 空氣分子的平均自由行程要比飛機(jī)的尺寸小得多?？諝饬骺諝夥肿拥钠骄杂尚谐桃蕊w機(jī)的尺寸小得多。空氣流過飛機(jī)表面時，與飛機(jī)之間產(chǎn)生的相互作用不是單個分子過飛機(jī)表面時，與飛機(jī)之間產(chǎn)生的相互作用不是單個分子所為。而是無數(shù)分子共同作用的結(jié)果。所為。而是無數(shù)分子共同作用的結(jié)果。 流體微團(tuán)在宏觀上無限小，在微觀上無限大。流體微團(tuán)在宏觀上無限小，在微觀上無限大。毫米810l 流場：流體流動所占據(jù)的空間稱為流場：流體流動所占據(jù)的空間稱為流場流場。 流場的選取可根據(jù)研究的需要進(jìn)行確定?？纱罂尚　Ａ鲌龅倪x取

5、可根據(jù)研究的需要進(jìn)行確定?？纱罂尚?。非定常流與非定常流場：非定常流與非定常流場：在流場中的任何一點(diǎn)處，如果流體微團(tuán)流過時的流動參在流場中的任何一點(diǎn)處，如果流體微團(tuán)流過時的流動參數(shù)數(shù)速度、壓力、溫度、密度等隨時間變化，這種流動速度、壓力、溫度、密度等隨時間變化，這種流動就稱為非定常流，這種流場被稱為非定常流場。就稱為非定常流，這種流場被稱為非定常流場。定常流與定常流場：定常流與定常流場：如果流體微團(tuán)流過時的流動參數(shù)如果流體微團(tuán)流過時的流動參數(shù)速度、壓力、溫度、速度、壓力、溫度、密度等不隨時間變化，這種流動就稱為定常流，這種流場密度等不隨時間變化，這種流動就稱為定常流，這種流場被稱為定常流場。被稱

6、為定常流場。 在某一瞬時在某一瞬時t t，從流場中某點(diǎn)出發(fā)，順著這一點(diǎn)的速度指向畫一個微，從流場中某點(diǎn)出發(fā)，順著這一點(diǎn)的速度指向畫一個微分段到達(dá)鄰點(diǎn)，再按鄰點(diǎn)在同一瞬時的速度指向再畫一個微分段，一分段到達(dá)鄰點(diǎn)，再按鄰點(diǎn)在同一瞬時的速度指向再畫一個微分段，一直畫下去，當(dāng)取微分段趨于零時，便得到一條光滑的曲線。在這條曲直畫下去，當(dāng)取微分段趨于零時，便得到一條光滑的曲線。在這條曲線上，任何一點(diǎn)的切線方向均與占據(jù)該點(diǎn)的流體質(zhì)點(diǎn)速度方向指向一線上，任何一點(diǎn)的切線方向均與占據(jù)該點(diǎn)的流體質(zhì)點(diǎn)速度方向指向一致，這樣曲線稱為致，這樣曲線稱為流線流線。 在任何瞬時，在流場中可繪制無數(shù)條這樣的流線。流線的引入，對定

7、在任何瞬時，在流場中可繪制無數(shù)條這樣的流線。流線的引入，對定性刻畫流場具有重要意義。性刻畫流場具有重要意義。 流線是反映流場流線是反映流場瞬時瞬時流速方向的曲線。其是同一時刻，由流速方向的曲線。其是同一時刻，由不同流體質(zhì)點(diǎn)組成的。不同流體質(zhì)點(diǎn)組成的。 與與跡線跡線相比，跡線是同一質(zhì)點(diǎn)不同時刻的軌跡線。相比，跡線是同一質(zhì)點(diǎn)不同時刻的軌跡線。1.1. 在定常流動中，流體質(zhì)點(diǎn)的跡線與流線重合。在非定常在定常流動中，流體質(zhì)點(diǎn)的跡線與流線重合。在非定常流動中，流動中， 流線和跡線一般是不重合的。流線和跡線一般是不重合的。2.2. 在定常流動中，流線是流體不可跨越的曲線。在定常流動中，流線是流體不可跨越的

8、曲線。3.3. 在常點(diǎn)處，流線不能相交、分叉、匯交、轉(zhuǎn)折，流線只在常點(diǎn)處，流線不能相交、分叉、匯交、轉(zhuǎn)折，流線只能是一條光滑的曲線。也就是，在同一時刻，一點(diǎn)處只能是一條光滑的曲線。也就是，在同一時刻，一點(diǎn)處只能通過一條流線。能通過一條流線。4.4. 在奇點(diǎn)和零速度點(diǎn)例外。在奇點(diǎn)和零速度點(diǎn)例外。流線譜 在流場中，用流線組成的描繪流體微團(tuán)流動情況的圖畫稱在流場中，用流線組成的描繪流體微團(tuán)流動情況的圖畫稱為流線譜。為流線譜。 如果流線譜不隨時間變化，它所描繪的就是定常流。如果流線譜不隨時間變化，它所描繪的就是定常流。 在流場中取一條不是流線的封閉曲線，通過曲線上各點(diǎn)的在流場中取一條不是流線的封閉曲線

9、，通過曲線上各點(diǎn)的流線形成的管形曲面稱為流線形成的管形曲面稱為流管流管。 流管內(nèi)流體流動的特點(diǎn)：流管內(nèi)流體流動的特點(diǎn)：因?yàn)橥ㄟ^曲線上各點(diǎn)流體微團(tuán)的因?yàn)橥ㄟ^曲線上各點(diǎn)流體微團(tuán)的速度都與通過該點(diǎn)的流線相切，所以只有流管截面上有流速度都與通過該點(diǎn)的流線相切，所以只有流管截面上有流體流過，而不會有流體通過管壁流進(jìn)或流出。體流過，而不會有流體通過管壁流進(jìn)或流出。 流管也像一根具有實(shí)物管壁一樣的一根管子，管內(nèi)的流體流管也像一根具有實(shí)物管壁一樣的一根管子，管內(nèi)的流體不會越過流管流出來，管外的流體也不會越過管壁流進(jìn)去。不會越過流管流出來，管外的流體也不會越過管壁流進(jìn)去。 流體的質(zhì)量流量：單位時間流過截面的流體

10、質(zhì)量。流體的質(zhì)量流量：單位時間流過截面的流體質(zhì)量。Avqm 常見的自然現(xiàn)象：常見的自然現(xiàn)象：p 在河道寬而深的地方在河道寬而深的地方, , 河水流得比較慢河水流得比較慢; ; 而在河道窄而淺而在河道窄而淺的地方的地方, , 卻流得比較快。卻流得比較快。p 夏天乘涼時夏天乘涼時, , 我們總喜歡坐在兩座房屋之間的過道中我們總喜歡坐在兩座房屋之間的過道中, , 因因?yàn)槟抢锍Ｓ袨槟抢锍Ｓ小?“ 穿堂風(fēng)穿堂風(fēng)”。p 在山區(qū)你可以看到山谷中的風(fēng)經(jīng)常比平原開闊的地方來得在山區(qū)你可以看到山谷中的風(fēng)經(jīng)常比平原開闊的地方來得大。大。 質(zhì)量守恒定律是自然界基本的定律之一質(zhì)量守恒定律是自然界基本的定律之一, , 它

11、說明物質(zhì)既不它說明物質(zhì)既不會消失會消失, , 也不會憑空增加。也不會憑空增加。 應(yīng)用在流體的流動上應(yīng)用在流體的流動上: : 在定常流動中，在定常流動中，當(dāng)流體當(dāng)流體低速、穩(wěn)低速、穩(wěn)定、連續(xù)不斷定、連續(xù)不斷地流動時地流動時, , 流進(jìn)任何一個截面的流體質(zhì)量流進(jìn)任何一個截面的流體質(zhì)量和從另一個截面流出的流體質(zhì)量應(yīng)當(dāng)相等。和從另一個截面流出的流體質(zhì)量應(yīng)當(dāng)相等。 q qm1m1 =q =qm2m2= q= qm3 m3 即即 ： 1 1A A1 1v v1 1=2 2A A2 2v v2 2 = =3 3A A3 3v v3 3 連續(xù)方程可以表述為連續(xù)方程可以表述為: : 在定常流動中在定常流動中 ，

12、 流體連續(xù)并穩(wěn)定的流體連續(xù)并穩(wěn)定的在流管中流動，在流管中流動， 通過流管各截面的質(zhì)量流量相等。通過流管各截面的質(zhì)量流量相等。 對不可壓縮流體（對不可壓縮流體（Ma0.4Ma0.4），密度），密度 等于常數(shù)，連續(xù)方等于常數(shù)，連續(xù)方程可簡化為：程可簡化為： 基本結(jié)論：基本結(jié)論：流體的流速與流管的橫截面積成反比。流體的流速與流管的橫截面積成反比。 流體流動速度的快慢流體流動速度的快慢, , 可用流管中流線的疏密程度來表示可用流管中流線的疏密程度來表示, , 流線密的地方流線密的地方, , 表示流管細(xì)表示流管細(xì), , 流體流速快流體流速快, , 反之就慢。反之就慢。 流管變細(xì)、流線變密、流速變快；流管

13、變細(xì)、流線變密、流速變快； 流管變粗、流線變疏、流速變慢。流管變粗、流線變疏、流速變慢。 332211vAvAvA 在日常生活中在日常生活中, , 我們會觀察到一些在流體的速度發(fā)生變化我們會觀察到一些在流體的速度發(fā)生變化時時, , 壓力壓力也跟著變化的情況。也跟著變化的情況。 例如：例如：a.a.在兩張紙片中間吹氣在兩張紙片中間吹氣, , 兩張紙不是分開兩張紙不是分開, , 而是相互靠近而是相互靠近; ; b.b.兩條船在水中并行兩條船在水中并行, , 也會互相靠攏也會互相靠攏; ;c.c.當(dāng)臺風(fēng)吹過房屋時當(dāng)臺風(fēng)吹過房屋時, , 往往會把屋頂掀掉往往會把屋頂掀掉, , 能量守恒定律：能量守恒定

14、律：在一個與外界隔絕的系統(tǒng)中，不論發(fā)生什在一個與外界隔絕的系統(tǒng)中，不論發(fā)生什么變化和過程，能量可以由一種形式轉(zhuǎn)變?yōu)榱硪环N形式，么變化和過程，能量可以由一種形式轉(zhuǎn)變?yōu)榱硪环N形式，但能量的總和保持恒定但能量的總和保持恒定 。 對于不可壓縮的、理想的流體對于不可壓縮的、理想的流體( ( 沒有粘性沒有粘性) ) 表示為：表示為： 靜壓靜壓：單位體積流體具有的壓力能。在靜止的空氣中，單位體積流體具有的壓力能。在靜止的空氣中， 靜壓等于大氣壓力。靜壓等于大氣壓力。 動壓：單位體積流體具有的功能。動壓：單位體積流體具有的功能。 總壓：靜壓和動壓之和?？倝海红o壓和動壓之和。常數(shù)0221pvp靜壓靜壓動壓動壓總

15、壓總壓 上式即為：不可壓縮的、理想的流體上式即為：不可壓縮的、理想的流體( ( 沒有粘性沒有粘性) ) 的伯努的伯努利方程。利方程。 粗略地說：流速小的地方粗略地說：流速小的地方, , 壓強(qiáng)大壓強(qiáng)大; ; 流速大的地方壓強(qiáng)小。流速大的地方壓強(qiáng)小。 注意適用條件：注意適用條件：不可壓縮的、理想的流體，不可壓縮的、理想的流體，做定常流動。做定常流動。常數(shù)0221pvp 由連續(xù)性定理和伯努利方程，可得結(jié)論如下：由連續(xù)性定理和伯努利方程，可得結(jié)論如下： 不可壓縮的、理想的流體，做低速不可壓縮的、理想的流體，做低速(Ma0.4)(Ma 時時4 4、氣流流過機(jī)翼時壓力分布?xì)饬髁鬟^機(jī)翼時壓力分布 將表示機(jī)翼

16、表面壓力矢量的外端點(diǎn)將表示機(jī)翼表面壓力矢量的外端點(diǎn)用光滑曲線連接起來就得到了機(jī)翼用光滑曲線連接起來就得到了機(jī)翼表面的表面的壓力分布圖壓力分布圖。 在機(jī)翼的前緣有一點(diǎn)在機(jī)翼的前緣有一點(diǎn)(A)(A)，氣流速，氣流速度減小到零，正壓達(dá)到最大值，此度減小到零，正壓達(dá)到最大值，此點(diǎn)稱為點(diǎn)稱為駐點(diǎn)駐點(diǎn)。 機(jī)翼上表面有一點(diǎn)機(jī)翼上表面有一點(diǎn)(B)(B)，氣流速度，氣流速度最大，負(fù)壓達(dá)到最大值，稱為最大，負(fù)壓達(dá)到最大值，稱為最低最低壓力點(diǎn)壓力點(diǎn)。 升力的產(chǎn)生升力的產(chǎn)生 將作用在機(jī)翼上、下表面分布將作用在機(jī)翼上、下表面分布的氣動力合成就得到了作用在的氣動力合成就得到了作用在機(jī)翼上的機(jī)翼上的氣動力氣動力的合力的合力

17、R Rj j。 氣動力氣動力在垂直來流方向上的分在垂直來流方向上的分量就是量就是升力升力，用，用L Lj j表示表示。 在在平行氣流方向的分量叫平行氣流方向的分量叫阻力阻力，用用DDj j，來表示，來表示。 合力合力R Rj j，的作用點(diǎn)就叫做機(jī)冀的，的作用點(diǎn)就叫做機(jī)冀的壓力中心壓力中心。壓力中心升力升力三要素既然升力是一種力，就必須滿足力的既然升力是一種力，就必須滿足力的“三要素三要素”：p大大 ?。盒。簹鈩恿υ诖怪眮砹鞣较蛏系姆至?。氣動力在垂直來流方向上的分量。 （機(jī)翼上下翼面壓力差的總和）機(jī)翼上下翼面壓力差的總和）p方方 向：向：垂直于相對氣流方向；垂直于相對氣流方向；p作用點(diǎn)：作用點(diǎn)：

18、壓力中心。壓力中心。升力表示法 機(jī)翼的升力主要是靠機(jī)翼機(jī)翼的升力主要是靠機(jī)翼上翼面吸力產(chǎn)生的，一般上翼面吸力產(chǎn)生的，一般占總升力的占總升力的60%80%,60%80%, 而不是靠下翼面壓力產(chǎn)生而不是靠下翼面壓力產(chǎn)生的的( (占總升力的占總升力的20204040) )，所以機(jī)翼的上，所以機(jī)翼的上壁板比壁板比下壁板厚。下壁板厚。在低速飛行時，飛機(jī)的阻力類型：在低速飛行時，飛機(jī)的阻力類型：誘導(dǎo)阻力壓差阻力壓差阻力摩擦阻力摩擦阻力干擾阻力干擾阻力 廢阻廢阻力力粘性粘性升力升力高速飛行時，還應(yīng)再加上一個激波阻力。高速飛行時，還應(yīng)再加上一個激波阻力。機(jī)翼可以產(chǎn)生升力，也可以產(chǎn)生阻力，飛機(jī)的其他部件也會產(chǎn)生

19、阻力，機(jī)翼可以產(chǎn)生升力，也可以產(chǎn)生阻力，飛機(jī)的其他部件也會產(chǎn)生阻力，機(jī)翼所產(chǎn)生的阻力占總阻力的機(jī)翼所產(chǎn)生的阻力占總阻力的25253030左右。左右。（1 1）附面層）附面層p空氣流過機(jī)體表面時，空氣流過機(jī)體表面時， 由于空氣的粘性產(chǎn)生阻滯力，在機(jī)體表面由于空氣的粘性產(chǎn)生阻滯力，在機(jī)體表面形成了沿機(jī)體表面法向方向形成了沿機(jī)體表面法向方向 ， 流速由零逐漸增加到外界氣流流速流速由零逐漸增加到外界氣流流速的薄薄的一層空氣層，的薄薄的一層空氣層， 這就叫做附面層這就叫做附面層 。p 由機(jī)體表面到附面層邊界由機(jī)體表面到附面層邊界 ( ( 流速增大到外界氣流流速流速增大到外界氣流流速 99% 99% 處處

20、 ) ) 的距離為的距離為附面層的厚度附面層的厚度 ， 用用 來表示。來表示。p 沿機(jī)體表面流動的距離越長，沿機(jī)體表面流動的距離越長， 附面層的厚度就越來越厚。附面層的厚度就越來越厚。觀看視頻 附面層的形成附面層的形成 受粘性影響受粘性影響 層流附面層：層流附面層：流體微團(tuán)層次分明地沿機(jī)體表面向后流動，上下各層之流體微團(tuán)層次分明地沿機(jī)體表面向后流動，上下各層之間的微團(tuán)相互不混淆，這是間的微團(tuán)相互不混淆，這是層流附面層層流附面層。 紊流附面層：紊流附面層：氣體微團(tuán)除了向前流動外，還上下亂竄、互相摻和，已氣體微團(tuán)除了向前流動外，還上下亂竄、互相摻和，已分不清流動的層次了，這就形成了分不清流動的層次

21、了，這就形成了紊流附面層紊流附面層。 附面層出層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)叫轉(zhuǎn)捩，附面層出層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)叫轉(zhuǎn)捩， 流動狀態(tài)的轉(zhuǎn)變區(qū)域叫流動狀態(tài)的轉(zhuǎn)變區(qū)域叫轉(zhuǎn)捩段轉(zhuǎn)捩段 ，轉(zhuǎn)換段是很窄，轉(zhuǎn)換段是很窄 的區(qū)域的區(qū)域 ，可近似看成一點(diǎn)，可近似看成一點(diǎn) ， 稱為稱為 轉(zhuǎn)捩點(diǎn)轉(zhuǎn)捩點(diǎn) 。轉(zhuǎn)捩原因 附面層穩(wěn)定性分析附面層穩(wěn)定性分析p 附面層流動是不穩(wěn)定的。附面層流動是不穩(wěn)定的。 轉(zhuǎn)捩點(diǎn)靠前，說明紊流附面層區(qū)域較大，摩擦阻力較大，轉(zhuǎn)捩點(diǎn)靠前，說明紊流附面層區(qū)域較大，摩擦阻力較大，轉(zhuǎn)捩點(diǎn)靠后，說明層流附面層區(qū)域較大，摩擦阻力較小。轉(zhuǎn)捩點(diǎn)靠后，說明層流附面層區(qū)域較大，摩擦阻力較小。 轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的位置隨氣流速度、氣流

22、原始的紊亂程度以及物體轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的位置隨氣流速度、氣流原始的紊亂程度以及物體表面的光潔度而改變。表面的光潔度而改變。 為了減小飛機(jī)在飛行中的摩擦阻力，盡可能的保持大的層為了減小飛機(jī)在飛行中的摩擦阻力，盡可能的保持大的層流附面層區(qū)域，減少紊流附面層區(qū)域。流附面層區(qū)域，減少紊流附面層區(qū)域。層流與紊流附面層的比較 紊流附面層厚度要比層流附面層的厚。紊流附面層厚度要比層流附面層的厚。 在紊流附面層的底部，氣流的橫向速在紊流附面層的底部，氣流的橫向速度梯度比層流附面層大得多；度梯度比層流附面層大得多； 在紊流附面層內(nèi)，流體微團(tuán)雜亂無章在紊流附面層內(nèi)，流體微團(tuán)雜亂無章的上下運(yùn)動也使氣流的能量大量損耗。的上下運(yùn)

23、動也使氣流的能量大量損耗。 在紊流附面層的底層，機(jī)體表面對氣在紊流附面層的底層，機(jī)體表面對氣流的阻滯作用要比層流附面層大得流的阻滯作用要比層流附面層大得 附面層特點(diǎn)1.1. 附面層內(nèi)，沿物面法向方向壓強(qiáng)不變，等于法線主流壓附面層內(nèi)，沿物面法向方向壓強(qiáng)不變，等于法線主流壓強(qiáng)。強(qiáng)。（3）附面層的分離 順壓梯度：順壓梯度：A A到到B B，氣流逐漸加速，靜壓之逐漸減小，前面的壓力大，氣流逐漸加速，靜壓之逐漸減小，前面的壓力大于后面的壓力。于后面的壓力。 逆壓梯度逆壓梯度 ：從從B B點(diǎn)點(diǎn)C C，附面層外界的氣流逐漸減速，靜壓也隨之逐漸，附面層外界的氣流逐漸減速，靜壓也隨之逐漸加大，形成了后面壓力大于

24、前面壓力。加大，形成了后面壓力大于前面壓力。附面層分離 在逆壓作用下底層氣流產(chǎn)生倒流，與順流而下的氣流相撞，氣流將被在逆壓作用下底層氣流產(chǎn)生倒流，與順流而下的氣流相撞，氣流將被拱起脫離機(jī)體表面，并在主流氣流的沖擊下形成大的旋渦。拱起脫離機(jī)體表面，并在主流氣流的沖擊下形成大的旋渦。 氣流開始脫離機(jī)體表面的點(diǎn)叫做氣流開始脫離機(jī)體表面的點(diǎn)叫做分離點(diǎn)分離點(diǎn)。 在渦流區(qū)內(nèi)，由于空氣不停地迅速地旋轉(zhuǎn)，使氣流的動能因?yàn)槟Σ炼跍u流區(qū)內(nèi)，由于空氣不停地迅速地旋轉(zhuǎn)，使氣流的動能因?yàn)槟Σ炼鴵p耗，氣流的壓力也就下降了。損耗，氣流的壓力也就下降了。 層流變紊流（轉(zhuǎn)捩），順流變倒流（分離）。層流變紊流（轉(zhuǎn)捩），順流變倒

25、流（分離）。 分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可以發(fā)生在紊流區(qū)。分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可以發(fā)生在紊流區(qū)。 轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義不同。轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義不同。（1 1）摩擦阻力的產(chǎn)生：）摩擦阻力的產(chǎn)生：摩擦阻力是由于空氣有粘性而產(chǎn)生的阻力，存在于附面摩擦阻力是由于空氣有粘性而產(chǎn)生的阻力，存在于附面層內(nèi)。層內(nèi)。機(jī)體表面給氣體微團(tuán)向前的阻滯力，使其速度下降，氣機(jī)體表面給氣體微團(tuán)向前的阻滯力，使其速度下降，氣體微團(tuán)必定給機(jī)體以大小相等方向相反的向后的作用力，體微團(tuán)必定給機(jī)體以大小相等方向相反的向后的作用力，這個力就是摩擦阻力。這個力就是摩擦阻力。附面層內(nèi)流動狀態(tài)：紊流附面層比層流附面層的摩擦阻附面層內(nèi)流動

26、狀態(tài)：紊流附面層比層流附面層的摩擦阻力大。力大?？諝獾恼承裕嚎諝庹承栽酱?，摩擦阻力越大空氣的粘性：空氣粘性越大，摩擦阻力越大飛機(jī)表面狀況：飛機(jī)表面越粗糙，摩擦阻力越大飛機(jī)表面狀況：飛機(jī)表面越粗糙，摩擦阻力越大氣流接觸飛機(jī)表面面積：飛機(jī)與空氣的接觸面積越大，氣流接觸飛機(jī)表面面積：飛機(jī)與空氣的接觸面積越大，摩擦阻力越大。摩擦阻力越大。（3 3）減小摩擦阻力的措施）減小摩擦阻力的措施 機(jī)翼采用層流翼型：機(jī)翼采用層流翼型：要減小摩擦阻力就應(yīng)設(shè)法使附面層保持層流狀態(tài)。要減小摩擦阻力就應(yīng)設(shè)法使附面層保持層流狀態(tài)。 層流翼型的特點(diǎn)：層流翼型的特點(diǎn)：前緣半徑小，最大厚度靠后前緣半徑小，最大厚度靠后。 古典翼型

27、：古典翼型： 層流翼型：層流翼型：3 . 0bXXcc5 . 0bXXcc減小摩擦阻力的措施減小摩擦阻力的措施 在機(jī)翼表面安裝一些氣動裝置。在機(jī)翼表面安裝一些氣動裝置。 保持機(jī)體表面的光滑清潔。保持機(jī)體表面的光滑清潔。 要盡量減小機(jī)體與氣流的接觸面積。要盡量減小機(jī)體與氣流的接觸面積。3 3、壓差阻力、壓差阻力氣流流過飛機(jī)時，由機(jī)體前后壓力差形成的阻力就叫做壓差阻力。氣流流過飛機(jī)時，由機(jī)體前后壓力差形成的阻力就叫做壓差阻力。壓差阻力的產(chǎn)生：壓差阻力的產(chǎn)生：在機(jī)翼前緣的駐點(diǎn)處速度降為零，在機(jī)翼前緣的駐點(diǎn)處速度降為零， 形成最大的正壓力點(diǎn)形成最大的正壓力點(diǎn); ; 在最低壓力點(diǎn)之后的逆壓作用下附面層分

28、離，在最低壓力點(diǎn)之后的逆壓作用下附面層分離， 又在機(jī)翼的后緣生成又在機(jī)翼的后緣生成低壓的渦流區(qū)，壓力降低。低壓的渦流區(qū)，壓力降低。機(jī)翼前緣區(qū)域的壓力大于后緣區(qū)域的壓力，形成壓差阻力。機(jī)翼前緣區(qū)域的壓力大于后緣區(qū)域的壓力，形成壓差阻力。壓差阻力的產(chǎn)生壓差阻力的產(chǎn)生 在不改變物體迎風(fēng)面積的在不改變物體迎風(fēng)面積的情況下，情況下， 將物體做成前頭將物體做成前頭圈鈍后面尖細(xì)的流線型可圈鈍后面尖細(xì)的流線型可以大大減小物體的壓差阻以大大減小物體的壓差阻力。力。影響壓力阻力的因素影響壓力阻力的因素a.a.物體的迎風(fēng)面積；物體的迎風(fēng)面積；b.b.物體的形狀有關(guān)；物體的形狀有關(guān)；c.c.物體與相對氣流的位置物體與

29、相對氣流的位置( (迎角迎角的大小的大小) )有關(guān)；有關(guān)；流線型物體的軸線流線型物體的軸線與氣流平行時，可以使壓差阻力減小。與氣流平行時，可以使壓差阻力減小。減小壓差阻力的措施減小壓差阻力的措施a.a.盡量減小飛機(jī)機(jī)體的迎風(fēng)面積。盡量減小飛機(jī)機(jī)體的迎風(fēng)面積。b.b.暴露在空氣中的機(jī)體各部件外形應(yīng)采用流線型。暴露在空氣中的機(jī)體各部件外形應(yīng)采用流線型。c.c.飛行時，除了起氣動作用的部件外，其他機(jī)體部件的軸飛行時，除了起氣動作用的部件外，其他機(jī)體部件的軸線應(yīng)盡量與氣流方向平行。線應(yīng)盡量與氣流方向平行。民用運(yùn)輸機(jī)機(jī)翼采用一定的安裝角就是為了使飛機(jī)巡航飛行時，機(jī)翼產(chǎn)生所需要升力的同時，機(jī)身軸線保持與來

30、流平行，減小壓差阻力 。4. 干擾阻力（1 1）干擾阻力的產(chǎn)生）干擾阻力的產(chǎn)生 干擾阻力是流過機(jī)體各部件的氣流在干擾阻力是流過機(jī)體各部件的氣流在部件結(jié)合處互相干擾而產(chǎn)生的阻力。部件結(jié)合處互相干擾而產(chǎn)生的阻力。 實(shí)驗(yàn)表明：整體飛機(jī)的阻力并不等于實(shí)驗(yàn)表明：整體飛機(jī)的阻力并不等于各個部件單獨(dú)產(chǎn)生的阻力之和，而是各個部件單獨(dú)產(chǎn)生的阻力之和，而是多出一個量，這個量就是由于氣流流多出一個量，這個量就是由于氣流流過各部件時，在它們的結(jié)合處相互干過各部件時，在它們的結(jié)合處相互干擾產(chǎn)生的干擾阻力。擾產(chǎn)生的干擾阻力。減小干擾阻力的措施 干擾阻力與各部件組合時的相對位置有關(guān)，也和部件結(jié)合部位形成的干擾阻力與各部件組

31、合時的相對位置有關(guān)，也和部件結(jié)合部位形成的流管形狀有關(guān)。流管形狀有關(guān)。 適當(dāng)安排各部件之間的相對位置。對于機(jī)翼和機(jī)身之間的干擾阻力適當(dāng)安排各部件之間的相對位置。對于機(jī)翼和機(jī)身之間的干擾阻力來說，來說，中單翼干擾阻力最小，下單翼最大，上單翼居中。中單翼干擾阻力最小，下單翼最大，上單翼居中。 在部件結(jié)合部位安裝整流罩，使結(jié)合部位較為光滑，減小流管的收在部件結(jié)合部位安裝整流罩，使結(jié)合部位較為光滑，減小流管的收縮和擴(kuò)張。縮和擴(kuò)張。5、誘導(dǎo)阻力 誘導(dǎo)阻力是伴隨升力而產(chǎn)生的一種阻力。誘導(dǎo)阻力是伴隨升力而產(chǎn)生的一種阻力。20072007年年6 6月月1616日，倫敦蓋特威克（日，倫敦蓋特威克（ Gatwic

32、k Gatwick ）機(jī)場，一架波音）機(jī)場，一架波音 767-3Y0/ER 767-3Y0/ER 穿云而過。兩個云漩渦的形成是因?yàn)轱w機(jī)的翼尖渦流。穿云而過。兩個云漩渦的形成是因?yàn)轱w機(jī)的翼尖渦流。 氣流流過機(jī)翼產(chǎn)生升力是由于上、下翼面存在壓力差。在壓力差的作氣流流過機(jī)翼產(chǎn)生升力是由于上、下翼面存在壓力差。在壓力差的作用下，氣流會繞過翼梢從下翼面的高壓區(qū)流向上翼面的低壓區(qū)。在機(jī)用下，氣流會繞過翼梢從下翼面的高壓區(qū)流向上翼面的低壓區(qū)。在機(jī)翼的翼梢部位形成了由下向上旋轉(zhuǎn)的翼的翼梢部位形成了由下向上旋轉(zhuǎn)的翼梢旋渦翼梢旋渦。+ + + + + 機(jī)翼下表面氣流的流線由翼根向翼梢機(jī)翼下表面氣流的流線由翼根向翼

33、梢偏斜，偏斜， 使機(jī)翼上表面氣流的流線由使機(jī)翼上表面氣流的流線由翼梢向翼根偏斜，翼梢向翼根偏斜， 而且在機(jī)翼的翼而且在機(jī)翼的翼梢部位形成了由下向上旋轉(zhuǎn)的梢部位形成了由下向上旋轉(zhuǎn)的翼梢旋翼梢旋渦渦上翼面氣流上翼面氣流翼梢旋渦翼梢旋渦立體形態(tài)下洗 由于翼梢旋渦的作用，由于翼梢旋渦的作用， 機(jī)翼上下表面的氣流在向后流動機(jī)翼上下表面的氣流在向后流動的同時出現(xiàn)了向下流動的趨勢。這種垂直氣流方向向下的的同時出現(xiàn)了向下流動的趨勢。這種垂直氣流方向向下的流動稱為下洗，流動稱為下洗， 向下流動的速度稱為下洗速度，向下流動的速度稱為下洗速度， 用用 表表示示 下洗角：下洗角： Vt tV VVV升力L 升力升力L

34、L沿來流方向的分量沿來流方向的分量DD，這個向后作用阻礙飛機(jī)飛行的力叫做，這個向后作用阻礙飛機(jī)飛行的力叫做誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力。VV VVV升力LLLD如果上下翼面沒有壓力差，就不會產(chǎn)生升力，也就沒有誘如果上下翼面沒有壓力差，就不會產(chǎn)生升力，也就沒有誘導(dǎo)阻力產(chǎn)生。上下翼面壓力差越大，升力越大，誘導(dǎo)阻力導(dǎo)阻力產(chǎn)生。上下翼面壓力差越大，升力越大，誘導(dǎo)阻力也就越大也就越大 。 采用誘導(dǎo)阻力較小的機(jī)翼平面形狀：采用誘導(dǎo)阻力較小的機(jī)翼平面形狀：a.a.橢圓平面形狀的機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最小，其次是梯形機(jī)翼，矩形機(jī)翼的誘導(dǎo)橢圓平面形狀的機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最小，其次是梯形機(jī)翼，矩形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最大。阻力最大。b.b.加大機(jī)

35、翼的展弦比也可以減小誘導(dǎo)阻力。加大機(jī)翼的展弦比也可以減小誘導(dǎo)阻力。 無論是橢圓形機(jī)翼還是大展弦比機(jī)翼，都使機(jī)翼翼梢部位的面積在機(jī)翼總面無論是橢圓形機(jī)翼還是大展弦比機(jī)翼，都使機(jī)翼翼梢部位的面積在機(jī)翼總面積中所占比例下降，從而減小誘導(dǎo)阻力。積中所占比例下降，從而減小誘導(dǎo)阻力。大展弦比飛機(jī)誘導(dǎo)阻力與飛行速度的關(guān)系 在得到相同升力的情況下，飛機(jī)飛行速度越小，所需要的迎角越大，在得到相同升力的情況下，飛機(jī)飛行速度越小，所需要的迎角越大，迎角的增加會使上下翼面氣流的流速相差較大。壓力差加大，翼梢旋迎角的增加會使上下翼面氣流的流速相差較大。壓力差加大，翼梢旋渦隨之加強(qiáng)，誘導(dǎo)阻力也就增加了。所以低速飛機(jī)大多采

36、用大展弦比渦隨之加強(qiáng)，誘導(dǎo)阻力也就增加了。所以低速飛機(jī)大多采用大展弦比的機(jī)翼來減小誘導(dǎo)阻力。的機(jī)翼來減小誘導(dǎo)阻力。 在機(jī)翼安裝翼梢小翼在機(jī)翼安裝翼梢小翼在機(jī)翼翼梢部位安裝翼梢小翼或副油箱等外掛物都可以阻止氣流由在機(jī)翼翼梢部位安裝翼梢小翼或副油箱等外掛物都可以阻止氣流由下翼面向上翼面的流動，從而減弱翼梢旋渦，減小誘導(dǎo)阻力。翼梢下翼面向上翼面的流動，從而減弱翼梢旋渦，減小誘導(dǎo)阻力。翼梢小翼在減小誘導(dǎo)阻力，節(jié)省燃油，加大航程方面有著明顯的作用。小翼在減小誘導(dǎo)阻力，節(jié)省燃油，加大航程方面有著明顯的作用。翼梢小翼A380波音747 低速飛行時飛機(jī)的阻力低速飛行時飛機(jī)的阻力 摩擦阻力摩擦阻力 壓差阻力壓差

37、阻力 干擾阻力干擾阻力 誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力 總阻力應(yīng)是誘導(dǎo)阻力和廢總阻力應(yīng)是誘導(dǎo)阻力和廢阻力之和。阻力之和。 這四種阻力對飛行總阻力這四種阻力對飛行總阻力的貢獻(xiàn)隨著飛行速度和迎的貢獻(xiàn)隨著飛行速度和迎角的不同而變化角的不同而變化 。廢阻力廢阻力廢阻力總阻力總阻力誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力速度速度阻力阻力742974451334 誘導(dǎo)阻力是隨著飛行速度的提高而逐漸減小誘導(dǎo)阻力是隨著飛行速度的提高而逐漸減小 。 廢阻力是隨著速度的增加而增大廢阻力是隨著速度的增加而增大 。 小迎角飛行時，主要的廢阻力是摩擦阻力；迎角的增大，小迎角飛行時，主要的廢阻力是摩擦阻力；迎角的增大，壓差阻力逐漸在廢阻力中占了主導(dǎo)地位。壓差

38、阻力逐漸在廢阻力中占了主導(dǎo)地位。 誘導(dǎo)阻力曲線和廢阻力曲線相交點(diǎn)總阻力最小，此時的飛誘導(dǎo)阻力曲線和廢阻力曲線相交點(diǎn)總阻力最小，此時的飛行速度稱為行速度稱為有利飛行速度有利飛行速度。 1 1、升力公式、阻力公式、升力公式、阻力公式飛機(jī)的升力公式可以表示為：飛機(jī)的升力公式可以表示為： 飛機(jī)的阻力公式可以表示為：飛機(jī)的阻力公式可以表示為： 式中：式中：C CL L、C CDD升力系數(shù)、阻力系數(shù)升力系數(shù)、阻力系數(shù) 飛機(jī)的飛行動壓飛機(jī)的飛行動壓 S S 機(jī)翼的面積。機(jī)翼的面積。 SvCLL221SvCDD221221v 空氣密度、飛行速度和機(jī)翼面積空氣密度、飛行速度和機(jī)翼面積 升力和阻力都與空氣的密度成

39、正比，與飛機(jī)飛行速度的平升力和阻力都與空氣的密度成正比，與飛機(jī)飛行速度的平方成正比，與機(jī)翼的面積成正比。方成正比，與機(jī)翼的面積成正比。a.a. 空氣密度：空氣密度：大氣溫度、飛行高度。大氣溫度、飛行高度。b.b. 飛行速度：飛行速度：與飛機(jī)飛行速度的平方成正比。與飛機(jī)飛行速度的平方成正比。c.c. 機(jī)翼面積：機(jī)翼面積：可以增加升力，同時也會增加阻力。可以增加升力，同時也會增加阻力。低速飛機(jī)，往往加大機(jī)翼的面積，甚至采用雙翼機(jī)。低速飛機(jī)，往往加大機(jī)翼的面積，甚至采用雙翼機(jī)。高速飛機(jī)，獲得飛行所需升力已不成問題，主要的矛盾又轉(zhuǎn)化為如高速飛機(jī)，獲得飛行所需升力已不成問題，主要的矛盾又轉(zhuǎn)化為如何減小阻

40、力提高飛行速度，所以，隨著飛機(jī)飛行速度的提高，飛機(jī)何減小阻力提高飛行速度，所以，隨著飛機(jī)飛行速度的提高，飛機(jī)機(jī)翼的面積逐漸減小。超音速飛機(jī)的機(jī)翼面積就很小了。機(jī)翼的面積逐漸減小。超音速飛機(jī)的機(jī)翼面積就很小了。 升力系數(shù)和阻力系數(shù)都是無量綱參數(shù)，在飛行馬赫數(shù)小于一定值時，它們只升力系數(shù)和阻力系數(shù)都是無量綱參數(shù)，在飛行馬赫數(shù)小于一定值時，它們只與與機(jī)翼的形狀和迎角機(jī)翼的形狀和迎角的大小有關(guān)，所以，這兩個系數(shù)綜合反映了機(jī)翼形狀、的大小有關(guān)，所以，這兩個系數(shù)綜合反映了機(jī)翼形狀、迎角對飛機(jī)升力和阻力的影響。迎角對飛機(jī)升力和阻力的影響。 機(jī)翼翼型對機(jī)翼升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響：機(jī)翼翼型對機(jī)翼升力系數(shù)和阻力

41、系數(shù)的影響：a.a.相對厚度與最大厚度位置：相對厚度與最大厚度位置：相對厚度較大，最大厚度位置靠前的翼型，可以使流過上翼面的氣流迅速加相對厚度較大，最大厚度位置靠前的翼型，可以使流過上翼面的氣流迅速加速，壓力下降，產(chǎn)生較大的氣動吸力，因此可以得到較大的升力系數(shù)。速，壓力下降，產(chǎn)生較大的氣動吸力，因此可以得到較大的升力系數(shù)。b.b.翼型的彎度與最大彎度位置：翼型的彎度與最大彎度位置：加大翼型的彎度，適當(dāng)?shù)貙⒆畲髲澏任恢们耙?，同樣可以提高最大升力系?shù)。加大翼型的彎度，適當(dāng)?shù)貙⒆畲髲澏任恢们耙?，同樣可以提高最大升力系?shù)。低速飛機(jī)機(jī)翼多采用這樣的翼型。低速飛機(jī)機(jī)翼多采用這樣的翼型。c.c.增加翼型厚度

42、和彎度也會使阻力系數(shù)加大，從而增加飛機(jī)的飛行阻力。所以增加翼型厚度和彎度也會使阻力系數(shù)加大，從而增加飛機(jī)的飛行阻力。所以高速飛機(jī)都采用相對厚度較小，最大厚度位置靠后的薄翼型，或相對彎度為高速飛機(jī)都采用相對厚度較小，最大厚度位置靠后的薄翼型，或相對彎度為零的對稱薄翼型零的對稱薄翼型 升阻比和升力系數(shù)、阻力系數(shù)一樣都是無量綱參數(shù)，升阻比和升力系數(shù)、阻力系數(shù)一樣都是無量綱參數(shù)， 在在飛行馬赫數(shù)小于一定值時，飛行馬赫數(shù)小于一定值時， 只與機(jī)翼的形狀只與機(jī)翼的形狀( ( 機(jī)翼翼型、機(jī)翼翼型、機(jī)翼平面形狀機(jī)翼平面形狀) ) 和迎角的大小有關(guān)。和迎角的大小有關(guān)。 當(dāng)迎角改變時，當(dāng)迎角改變時， 氣流在機(jī)翼表面

43、的流動情況和機(jī)翼表面氣流在機(jī)翼表面的流動情況和機(jī)翼表面的壓力分布都會隨之發(fā)生變化，的壓力分布都會隨之發(fā)生變化， 結(jié)果導(dǎo)致了機(jī)翼升力和結(jié)果導(dǎo)致了機(jī)翼升力和阻力的變化，阻力的變化， 壓力中心位置壓力中心位置的前后移動。的前后移動。1 1、升力系數(shù)、升力系數(shù)C CL L隨迎角的變化隨迎角的變化 升力系數(shù)曲線升力系數(shù)曲線: :最大升力系數(shù)：最大升力系數(shù)：C CLmaxLmax臨界迎角：臨界迎角： maxmax零升力迎角：零升力迎角： 0 0C CLmaxLmax maxmax0816243200.40.81.21.6CL maxmax時，升力系數(shù)時，升力系數(shù)與迎角近似成線性關(guān)系，與迎角近似成線性關(guān)系，

44、隨著迎角的增加而增加。隨著迎角的增加而增加。 maxmax時時, ,隨著迎角的隨著迎角的增加而減小。增加而減小。 升力系數(shù)曲線的斜率升力系數(shù)曲線的斜率: :C CLL= =C CL L 表示了升力系數(shù)表示了升力系數(shù)C CL L隨著隨著迎角迎角 變化的快慢。變化的快慢。CLCLmax maxmax816243200.40.81.21.6零升力迎角：0 對對 稱稱 翼翼 型：型： 0 00 0 非對稱翼型：非對稱翼型： 0 0 非對稱翼型：非對稱翼型： 0 0時時 C CL L00 阻力系數(shù)曲線不與阻力系阻力系數(shù)曲線不與阻力系數(shù)數(shù)C CDD =0 =0的橫線相交，說明的橫線相交，說明在任何情況下飛

45、機(jī)的阻力在任何情況下飛機(jī)的阻力都不等于零都不等于零。 在迎角等于零度附近，阻在迎角等于零度附近，阻力系數(shù)最小，然后隨著迎力系數(shù)最小，然后隨著迎角絕對值的增加而增大，角絕對值的增加而增大，變化近似按拋物線規(guī)律。變化近似按拋物線規(guī)律。81624320.080.160.240.320.400.48CD 4、升阻比曲線 升力為零時升力為零時(=(=0 0) )，對應(yīng)的阻力系數(shù)，對應(yīng)的阻力系數(shù)叫做零升阻力系數(shù)，用叫做零升阻力系數(shù)，用C CD0D0表示。表示。 升阻比：升阻比是升力和阻力之比，升阻比：升阻比是升力和阻力之比，也就是升力系數(shù)和阻力系數(shù)之比。也就是升力系數(shù)和阻力系數(shù)之比。 K=L/D=CK=L

46、/D=CL LC CD D 升阻比曲線：升阻比隨著迎角的曲升阻比曲線：升阻比隨著迎角的曲線。線。升阻比的最大值升阻比的最大值( (KmaxKmax）并不是在）并不是在升力系數(shù)等于最大值時達(dá)到，而是升力系數(shù)等于最大值時達(dá)到，而是在迎角等于在迎角等于4 4左右范圍內(nèi)達(dá)到。左右范圍內(nèi)達(dá)到。在升阻比達(dá)到最大值的狀態(tài)下飛行在升阻比達(dá)到最大值的狀態(tài)下飛行是最有利的，因?yàn)椋@時產(chǎn)生相同是最有利的，因?yàn)椋@時產(chǎn)生相同的升力，阻力最小，飛行效率最高。的升力，阻力最小，飛行效率最高。 升阻比也叫做升阻比也叫做氣動效率氣動效率 。 極曲線是升力系數(shù)對阻力系數(shù)極曲線是升力系數(shù)對阻力系數(shù)的曲線。對每一個迎角都可以的曲線

47、。對每一個迎角都可以得到一個升力系數(shù)和一個阻力得到一個升力系數(shù)和一個阻力系數(shù)。系數(shù)。 最大升阻比：最大升阻比： 最大升力系數(shù)：最大升力系數(shù)： 最小阻力系數(shù)：最小阻力系數(shù)： 零升力系數(shù)：零升力系數(shù)：臨界臨界迎角：迎角：對應(yīng)最大升力對應(yīng)最大升力系數(shù)系數(shù)( (C CLmaxLmax) )的迎角叫做的迎角叫做臨界界迎角臨界界迎角(maxmax) )，也叫做也叫做失速迎角失速迎角。由由升力系數(shù)曲線和阻力系數(shù)曲線可以看到，當(dāng)迎角大于升力系數(shù)曲線和阻力系數(shù)曲線可以看到，當(dāng)迎角大于臨界迎角時，升力系數(shù)急劇下降，阻力系數(shù)急劇增加，臨界迎角時，升力系數(shù)急劇下降，阻力系數(shù)急劇增加，這種現(xiàn)象就叫做這種現(xiàn)象就叫做失速失

48、速。飛機(jī)失速主要原因飛機(jī)失速主要原因：由于由于迎角過大，造成機(jī)翼上翼面的迎角過大，造成機(jī)翼上翼面的附面層大部分分離，形成了大面積的渦流區(qū)，上、下翼附面層大部分分離，形成了大面積的渦流區(qū)，上、下翼面的壓力差合成的氣動力對升力貢獻(xiàn)很小，卻產(chǎn)生了很面的壓力差合成的氣動力對升力貢獻(xiàn)很小，卻產(chǎn)生了很大的壓差阻力。大的壓差阻力。 飛機(jī)大迎角失速飛機(jī)大迎角失速 失速的危害失速的危害： 速度減小，高度降低，機(jī)頭下沉：速度減小，高度降低，機(jī)頭下沉：大面積大面積渦流區(qū)的出現(xiàn)不但使升力渦流區(qū)的出現(xiàn)不但使升力和阻力發(fā)生急劇的和阻力發(fā)生急劇的變化；變化； 機(jī)翼、尾翼振動：機(jī)翼、尾翼振動：因?yàn)橐驗(yàn)闅饬鞯姆蛛x不穩(wěn)定，周期性

49、地形成分離旋渦，氣流的分離不穩(wěn)定，周期性地形成分離旋渦，使升力使升力忽大忽小。忽大忽小。 穩(wěn)定性穩(wěn)定性和操縱性和操縱性下降下降：使：使飛機(jī)難以保持正常的飛行。飛機(jī)難以保持正常的飛行。 迎角迎角過大造成的飛機(jī)失速也叫做過大造成的飛機(jī)失速也叫做大迎角失速大迎角失速。在在任何空速和飛行姿態(tài)下，只要迎角超過飛機(jī)的臨界迎角都可能發(fā)生失速。飛機(jī)任何空速和飛行姿態(tài)下，只要迎角超過飛機(jī)的臨界迎角都可能發(fā)生失速。飛機(jī)的臨界迎角一般為的臨界迎角一般為1616左右左右 。飛機(jī)的失速速度飛機(jī)的失速速度 飛機(jī)飛機(jī)迎角剛達(dá)到臨界迎角時的飛行速度就叫做失速速度。當(dāng)飛機(jī)以臨迎角剛達(dá)到臨界迎角時的飛行速度就叫做失速速度。當(dāng)飛機(jī)

50、以臨界迎角飛行時，升力系數(shù)界迎角飛行時，升力系數(shù)C CL L=C=Cmaxmax，由此得出：，由此得出： 飛機(jī)飛機(jī)平飛時的失速速度：平飛時的失速速度：飛機(jī)平飛時，飛機(jī)平飛時，L=WL=W。所以，飛機(jī)平飛時的失。所以，飛機(jī)平飛時的失速速度為速速度為 ： 其他其他的飛行狀態(tài)下的失速速度：的飛行狀態(tài)下的失速速度：L=WL=Wn ny ySCWvLsmax2平SCLvLsmax2平sYSvnv影響失速速度的因素從失速速度的計(jì)算公式，可以得出：從失速速度的計(jì)算公式，可以得出：a.a.飛機(jī)飛機(jī)重量：重量：重量增加重量增加，飛機(jī)的失速速度也會增加，飛機(jī)的失速速度也會增加。b.b.增升裝置：增升裝置：飛機(jī)飛機(jī)

51、起飛著陸過程中，使用增升裝置可以提高最大起飛著陸過程中，使用增升裝置可以提高最大升力系數(shù)，從而降低飛機(jī)的失速速度，使飛機(jī)可以以更低的速升力系數(shù)，從而降低飛機(jī)的失速速度，使飛機(jī)可以以更低的速度起飛和著陸。度起飛和著陸。c.c.載荷系數(shù)：載荷系數(shù)：載荷系數(shù)載荷系數(shù)越大，對應(yīng)的失速速度也就越大。越大，對應(yīng)的失速速度也就越大。 失速警告失速警告 飛機(jī)飛機(jī)失速時出現(xiàn)的一些現(xiàn)象，威脅到飛機(jī)的飛行安全，失速時出現(xiàn)的一些現(xiàn)象，威脅到飛機(jī)的飛行安全，所以，必須在飛機(jī)接近失速時，給駕駛員一個準(zhǔn)確的失所以，必須在飛機(jī)接近失速時，給駕駛員一個準(zhǔn)確的失速警告，防止飛機(jī)進(jìn)入失速。速警告，防止飛機(jī)進(jìn)入失速。a.a. 飛行員

52、自我判斷飛行員自我判斷：當(dāng)當(dāng)飛機(jī)接近臨界迎角時，飛機(jī)發(fā)生抖振，也會使駕駛桿和腳蹬產(chǎn)生飛機(jī)接近臨界迎角時，飛機(jī)發(fā)生抖振，也會使駕駛桿和腳蹬產(chǎn)生抖動，有一種操縱失靈的感覺。飛機(jī)已接近失速。在大迎角狀態(tài)下抖動，有一種操縱失靈的感覺。飛機(jī)已接近失速。在大迎角狀態(tài)下飛行時，駕駛員若感覺到這些現(xiàn)象，就應(yīng)及時向前推桿減小迎角，飛行時，駕駛員若感覺到這些現(xiàn)象，就應(yīng)及時向前推桿減小迎角，防止飛機(jī)失速防止飛機(jī)失速。b.b. 失速警告設(shè)備：失速警告設(shè)備：失速警告喇叭，失速警告燈和抖桿器失速警告喇叭，失速警告燈和抖桿器。這些這些人工失速警告設(shè)備都是用迎角探測器探測飛機(jī)的迎角，當(dāng)迎角人工失速警告設(shè)備都是用迎角探測器探測

53、飛機(jī)的迎角，當(dāng)迎角增大到接近臨界迎角的某個值時增大到接近臨界迎角的某個值時( (飛行速度比失速速度大飛行速度比失速速度大7 7) )，向駕，向駕駛員發(fā)出失速警告。駛員發(fā)出失速警告。1 1、機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的、機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的定義及定義及所在位置的表示所在位置的表示方法方法 機(jī)翼壓力機(jī)翼壓力中心：中心：作用作用在機(jī)翼上的氣動力合力的作用點(diǎn)。在機(jī)翼上的氣動力合力的作用點(diǎn)。 機(jī)翼的機(jī)翼的焦點(diǎn)：焦點(diǎn)：迎角迎角改變時，機(jī)翼氣動升力增量的改變時，機(jī)翼氣動升力增量的作用作用機(jī)機(jī) 翼翼 焦焦 點(diǎn)點(diǎn) 的的 位位 置置XXFj Fj = (X= (XFjFj / b / bA A ) )100100 機(jī)翼機(jī)

54、翼壓力中心的位置壓力中心的位置XXPj Pj = (X= (XPjPj / b / bA A ) )100100 2 2、機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的區(qū)別、機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的區(qū)別( (1)1)物理意義不一樣。物理意義不一樣。壓力中心是機(jī)翼氣動力合力的作用點(diǎn)，而焦點(diǎn)則是壓力中心是機(jī)翼氣動力合力的作用點(diǎn)，而焦點(diǎn)則是機(jī)翼迎角變化時，機(jī)翼氣動升力增量的作用點(diǎn)。因此，它們在研究機(jī)機(jī)翼迎角變化時，機(jī)翼氣動升力增量的作用點(diǎn)。因此，它們在研究機(jī)翼氣動力特性時有著完全不同的作用。翼氣動力特性時有著完全不同的作用。(2) (2) 機(jī)翼壓力中心的位置隨著機(jī)翼迎角的變化而前后移動。而機(jī)翼的焦點(diǎn)機(jī)翼壓力中心的位置隨著機(jī)翼迎角

55、的變化而前后移動。而機(jī)翼的焦點(diǎn)位置卻不隨迎角改變。位置卻不隨迎角改變。 (3)(3)機(jī)翼焦點(diǎn)及焦點(diǎn)位置對研究飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性有著重要的意義機(jī)翼焦點(diǎn)及焦點(diǎn)位置對研究飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性有著重要的意義。 機(jī)翼是飛機(jī)的主要?dú)鈩恿Σ考?，機(jī)翼是飛機(jī)的主要?dú)鈩恿Σ考?它用來產(chǎn)生飛機(jī)飛行時所需要的升它用來產(chǎn)生飛機(jī)飛行時所需要的升力。如果機(jī)冀的形狀、表面狀態(tài)或機(jī)翼和其他部件的相對位置不符合力。如果機(jī)冀的形狀、表面狀態(tài)或機(jī)翼和其他部件的相對位置不符合要求，要求， 都會使飛機(jī)的飛行性能變壞，都會使飛機(jī)的飛行性能變壞， 甚至造成飛行事故。甚至造成飛行事故。1.1.機(jī)翼表面結(jié)冰會改變機(jī)翼翼型的形狀，也就改變了翼

56、型的氣動特性，機(jī)翼表面結(jié)冰會改變機(jī)翼翼型的形狀，也就改變了翼型的氣動特性，因而使飛機(jī)性能和品質(zhì)下降。結(jié)冰使阻力增加，最大平飛速度變小，因而使飛機(jī)性能和品質(zhì)下降。結(jié)冰使阻力增加，最大平飛速度變小，耗油增加，航程減小。巡航性能變壞耗油增加，航程減小。巡航性能變壞 。2.2.機(jī)翼表面結(jié)冰破壞了翼型，使升力減小，給起飛爬升帶來困難。如機(jī)翼表面結(jié)冰破壞了翼型，使升力減小，給起飛爬升帶來困難。如果兩側(cè)機(jī)翼結(jié)冰不對稱，還給飛機(jī)橫側(cè)操縱帶來困難。果兩側(cè)機(jī)翼結(jié)冰不對稱，還給飛機(jī)橫側(cè)操縱帶來困難。3.3.機(jī)翼表面結(jié)冰使附面層過早分離，減小機(jī)翼表面結(jié)冰使附面層過早分離，減小C CLmaxLmax和和 maxmax，

57、使飛機(jī)過早，使飛機(jī)過早失速，導(dǎo)致事故發(fā)生。失速，導(dǎo)致事故發(fā)生。C CLmaxLmax減小。增大了減小。增大了V Vminmin，對飛機(jī)著陸不利。，對飛機(jī)著陸不利。2.6.1 2.6.1 空氣的可壓縮性和飛行馬赫數(shù)空氣的可壓縮性和飛行馬赫數(shù)2.6.2 2.6.2 氣流流動的加速、氣流流動的加速、 減速特性減速特性2.6.3 2.6.3 激波激波 、波阻和膨脹波、波阻和膨脹波2.6.4 2.6.4 臨界馬赫數(shù)臨界音速速度臨界馬赫數(shù)臨界音速速度2.6.5 2.6.5 局部激波和激被分離局部激波和激被分離2.6.6 2.6.6 亞音速亞音速 、跨音速和超音速飛行、跨音速和超音速飛行 以及氣動力系數(shù)的變

58、化以及氣動力系數(shù)的變化2.6.7 2.6.7 高速飛機(jī)氣動外形的特點(diǎn)高速飛機(jī)氣動外形的特點(diǎn)2.6.8 2.6.8 空氣動力加熱空氣動力加熱2.6.1 2.6.1 空氣的可壓縮性和飛行馬赫數(shù)空氣的可壓縮性和飛行馬赫數(shù)ddpaTa1 .20 在飛機(jī)飛行中，在飛機(jī)飛行中， 空氣所表現(xiàn)出來的可壓縮程度就取決于：空氣所表現(xiàn)出來的可壓縮程度就取決于：飛機(jī)的飛行速度飛機(jī)的飛行速度( ( 空速空速) ) 飛機(jī)飛行當(dāng)?shù)氐囊羲俅笮　ｏw機(jī)飛行當(dāng)?shù)氐囊羲俅笮　?馬赫數(shù)：馬赫數(shù)：是一個無量綱的量。是一個無量綱的量。 MaMa越大，說明飛行速度越大，或者音速越小?？諝庠饺菀妆粔嚎s。越大，說明飛行速度越大，或者音速越小?？?/p>

59、氣越容易被壓縮。 計(jì)算飛機(jī)空氣動力是否考慮空氣壓縮性的影響，以計(jì)算飛機(jī)空氣動力是否考慮空氣壓縮性的影響，以MMa a確定確定 MMa a0.40.4： 壓縮性可以忽略不計(jì)壓縮性可以忽略不計(jì) 0.4M0.4Ma a1.01.01.0： 須用考慮壓縮性的高速空氣動力學(xué)計(jì)算。須用考慮壓縮性的高速空氣動力學(xué)計(jì)算。 aVMa2.6.2 2.6.2 氣流流動的加速、氣流流動的加速、 減速特性減速特性 質(zhì)量守恒定律：質(zhì)量守恒定律： 氣體流動，參數(shù)變化規(guī)律：氣體流動，參數(shù)變化規(guī)律： 在考慮密度變化時，流管截面面積如何變化就變得比較復(fù)雜了。在考慮密度變化時，流管截面面積如何變化就變得比較復(fù)雜了。流速流速 空氣密

60、度空氣密度 流管截面積之間的關(guān)系流管截面積之間的關(guān)系MMa a0.20.40.60.81.01.21.41.6v/vv/v皆 為 1%/-0.04%-0.04%-0.16%-0.16%-0.36%-0.36%-0.64%-0.64%-1%-1%-1.14%-1.14%-1.96%-1.96%-2.56%-2.56%A/AA/A-0.96%-0.96%-0.84%-0.84%-0.64%-0.64%-0.36%-0.36%0 00.44%0.44%0.96%0.96%1.65%1.65%TPV? 333222111VAVAVA拉瓦爾噴管拉瓦爾噴管 為了為了使亞音速氣流加速到音速，必須使用先收縮后