第2章 飞行环境及飞行原理2016

1、2.1 飞行环境2.2 流动气体的基本规律2.3 飞机上的空气动力作用及原理2.4 高速飞行的特点2.5 飞机的飞行性能及稳定性和操纵性2.6 直升机的飞行原理2.1 飞行环境飞行环境对飞行器飞行环境对飞行器的结构、材料、机的结构、材料、机载设备和飞行性能载设备和飞行性能都有着非常重要的都有着非常重要的影响。影响。飞行环境飞行环境包括包括大气大气飞行环境飞行环境和和空间飞空间飞行环境行环境。2021-12-122.1.1 大气环境根据大气中温度随高根据大气中温度随高度的变化可将大气层度的变化可将大气层划分为划分为对流层、平流对流层、平流层、中间层、热层和层、中间层、热层和散逸层散逸层。 航空器

2、的飞行环境是？航空器的飞行环境是？对流层对流层和和平流层平流层。2021-12-132.1.1 大气环境1. 对流层对流层大气中最低的一层，大气中最低的一层，特点特点是其是其温度随高度温度随高度增加而逐渐降低增加而逐渐降低，空气对流运动极为明显空气对流运动极为明显。对流层的厚度随纬度和季节而变化。（对流层的厚度随纬度和季节而变化。（0 18公里）公里）2021-12-142.1.1 大气环境2. 平流层平流层位于对流层的上面，位于对流层的上面，特点特点是该层中的是该层中的大气大气主要是水平方向流动，没有上下对流，能见度主要是水平方向流动，没有上下对流，能见度较好。较好。 （1850公里）公里）

3、平流层的气温分布特征同它受地面影响较平流层的气温分布特征同它受地面影响较小和存在大量臭氧有关。小和存在大量臭氧有关。2021-12-152.1.1 大气环境3. 中间层中间层在该层内，气温随高度升高而下降，且空在该层内，气温随高度升高而下降，且空气有相当强烈的铅垂方向的运动。气有相当强烈的铅垂方向的运动。 （50 80公公里）里）2021-12-164. 热层热层该层空气密度极小，由于空气直接受到太阳该层空气密度极小，由于空气直接受到太阳短波辐射，空气处于高度电离状态，温度随高度短波辐射，空气处于高度电离状态，温度随高度增加而上升。（增加而上升。（80800公里）公里）5. 散逸层散逸层散逸层

4、是大气层的最外层。在此层内，空气散逸层是大气层的最外层。在此层内，空气极其稀薄，又远离地面，受地球引力很小，因而极其稀薄，又远离地面，受地球引力很小，因而大气分子不断向星际空间逃逸。大气分子不断向星际空间逃逸。 （底界（底界800公里，公里，顶界顶界2000 3000公里）公里）2021-12-172.1.1 大气环境2.1.2 空间环境 空间飞行环境空间飞行环境包括包括自然环自然环境境和和诱导环境诱导环境。诱导环境诱导环境指航天器或某些指航天器或某些系统工作时诱发的环境，系统工作时诱发的环境，如失重、振动、冲击等。如失重、振动、冲击等。空间飞行环境空间飞行环境主要是指真主要是指真空、电磁辐射

5、、高能粒子空、电磁辐射、高能粒子辐射、等离子和微流星体辐射、等离子和微流星体等所形成的飞行环境。等所形成的飞行环境。2021-12-182.1.2 空间环境 地球空间环境地球空间环境包括地球高层大气环境、电离层环包括地球高层大气环境、电离层环境和磁环境。境和磁环境。 从距离地表从距离地表600km1 000km向外空间延伸，有一向外空间延伸，有一个磁层，磁层中存在着密集的高能带电粒子辐射个磁层，磁层中存在着密集的高能带电粒子辐射带，称带，称“范艾伦辐射带范艾伦辐射带”，可引起航天器材料、，可引起航天器材料、器件和人体辐射损伤。器件和人体辐射损伤。2021-12-192.1.2 空间环境 行星际

6、空间是一个真空度极高的环境，存在着太行星际空间是一个真空度极高的环境，存在着太阳连续发射的电磁辐射、爆发性的高能粒子辐射阳连续发射的电磁辐射、爆发性的高能粒子辐射和稳定的等离子体流和稳定的等离子体流 （太阳风）。（太阳风）。 空间飞行器处于地球磁场之外，因此容易受到太空间飞行器处于地球磁场之外，因此容易受到太阳风等因素的影响。阳风等因素的影响。这里的环境除了主要受到太阳活动的影响外，还这里的环境除了主要受到太阳活动的影响外，还受来自银河系的宇宙线和微流星体等的影响。受来自银河系的宇宙线和微流星体等的影响。 2021-12-1102.1.3 国际标准大气 为了准确描述飞行器的飞行性能，必须建立一

7、个为了准确描述飞行器的飞行性能，必须建立一个统一的标准，即统一的标准，即标准大气标准大气。国际标准大气，是由国际性组织颁布的一种国际标准大气，是由国际性组织颁布的一种“模模式大气式大气”。它依据实测资料，用简化方程近似地表示大气温它依据实测资料，用简化方程近似地表示大气温度、密度和压强等参数的平均度、密度和压强等参数的平均铅垂分布铅垂分布，并将计，并将计算结果排列成表，形成国际标准大气表。算结果排列成表，形成国际标准大气表。 2021-12-111大气被看成完全气体，服从气体的状态方程；以大气被看成完全气体，服从气体的状态方程；以海平面的高度为零高度。海平面的高度为零高度。在海平面上，大气的标

8、准状态为：在海平面上，大气的标准状态为： 气温为气温为 15， 压强为一个标准大气压，压强为一个标准大气压， 密度：密度：1.225kg/m3， 声速为声速为341m/s。 2021-12-1122.1.3 国际标准大气 2.1.4 大气的物理性质RTP2021-12-1131. 大气的状态参数和状态方程大气的状态参数和状态方程大气的状态参数包括压强大气的状态参数包括压强P、温度、温度T和密度和密度 p这三个参数。这三个参数。它们之间的关系可以用气体状态方程表示，它们之间的关系可以用气体状态方程表示，即即R是大气气体常数是大气气体常数, 随飞行高度变化而变化，不仅对作随飞行高度变化而变化，不仅

9、对作用在飞机上的空气动力的大小有影响，还对发动机的推用在飞机上的空气动力的大小有影响，还对发动机的推力大小有影响。力大小有影响。 2.1.4 大气的物理性质2. 连续性连续性 飞行器在空气介质中运动时，飞行器的外形尺寸飞行器在空气介质中运动时，飞行器的外形尺寸远远大于远远大于气体分子的自由行程。气体分子的自由行程。故在研究飞行器和大气之间的相对运动时，气体故在研究飞行器和大气之间的相对运动时，气体分子之间的距离完全可以忽略不计，即把气体看分子之间的距离完全可以忽略不计，即把气体看成是连续的介质。成是连续的介质。这就是在空气动力学研究中常说的连续性假设。这就是在空气动力学研究中常说的连续性假设。

10、在航天器的飞行环境中，大气不能看成是连续介在航天器的飞行环境中，大气不能看成是连续介质。质。2021-12-1142.1.4 大气的物理性质3. 粘性粘性 大气的粘性力大气的粘性力是相邻大气层之间相互运动时产生是相邻大气层之间相互运动时产生的牵扯作用力，即大气相邻流动层间出现滑动时的牵扯作用力，即大气相邻流动层间出现滑动时产生的摩擦力，也称产生的摩擦力，也称大气的内摩擦力大气的内摩擦力。不同流体的粘性不同，流体的粘性可以用内摩擦不同流体的粘性不同，流体的粘性可以用内摩擦系数来衡量，空气内摩擦系数的仅为水的系数来衡量，空气内摩擦系数的仅为水的1.81%。流体的粘性和温度有一定关系，随流体温度的升

11、流体的粘性和温度有一定关系，随流体温度的升高，气体粘性增加，而液体的粘性则减小。高，气体粘性增加，而液体的粘性则减小。2021-12-1152.1.4 大气的物理性质4. 可压缩性可压缩性 流体可压缩性流体可压缩性是指流体的是指流体的压强改变时其密度和体压强改变时其密度和体积也改变的性质积也改变的性质。当气流速度较小时，压强和密度变化很小，可以当气流速度较小时，压强和密度变化很小，可以不考虑大气可压缩性的影响。不考虑大气可压缩性的影响。当大气流动的速度较高时，压强和速度的变化很当大气流动的速度较高时，压强和速度的变化很明显，就必须考虑大气可压缩性。明显，就必须考虑大气可压缩性。 2021-12

12、-1162.1.4 大气的物理性质5. 声速声速 声速是指声波在物体中传播的速度。声速是指声波在物体中传播的速度。声波是一个振动的声源在介质中传播时产生的疏声波是一个振动的声源在介质中传播时产生的疏密波。密波。飞机或物体在空气中运动时，在围绕它的空气中飞机或物体在空气中运动时，在围绕它的空气中也会产生一直振动着的疏密波，这种疏密波在物也会产生一直振动着的疏密波，这种疏密波在物理本质上和声波是一样的。理本质上和声波是一样的。2021-12-1172.1.4 大气的物理性质5. 声速声速 声速的大小和传播介质有关声速的大小和传播介质有关。在水中的声速大约为在水中的声速大约为1440米米/秒；而在海

13、平面标秒；而在海平面标准状态下，在空气中的声速仅为准状态下，在空气中的声速仅为341米米/秒。秒。由此可知：介质的可压缩性越大，声速越小（如由此可知：介质的可压缩性越大，声速越小（如空气）；介质的可压缩性越小，声速越大（如水）空气）；介质的可压缩性越小，声速越大（如水） 声速不但和介质有关，而且在同一介质中，也随声速不但和介质有关，而且在同一介质中，也随温度的变化而变化。温度的变化而变化。2021-12-1182.1.4 大气的物理性质avMa 2021-12-1196. 马赫数马赫数 声速越大，空气越难压缩；飞行速度越大，空声速越大，空气越难压缩；飞行速度越大，空气被压缩的越厉害。气被压缩的

14、越厉害。马赫数马赫数Ma的定义为的定义为飞行器飞行速度越大，飞行器飞行速度越大，Ma就越大，飞行器前面就越大，飞行器前面的空气就压缩得越厉害。的空气就压缩得越厉害。a表示声速表示声速因此，因此，Ma的大小可作为判断空气受到压缩程度的大小可作为判断空气受到压缩程度的指标。的指标。2.1.4 大气的物理性质6. 马赫数马赫数 Ma与飞行器飞行速度的关系与飞行器飞行速度的关系 Ma0.4, 为低速飞行；（空气不可压缩）为低速飞行；（空气不可压缩） 0.4Ma0.85, 为亚声速飞行；为亚声速飞行； 0.85Ma1.3, 为跨声速飞行；（出现激波）为跨声速飞行；（出现激波） 1.3Ma5.0，为高超声

15、速飞行。，为高超声速飞行。 2021-12-1202.2 流动气体的基本规律流体在流动过程中其物理参数（如速度、压力、流体在流动过程中其物理参数（如速度、压力、温度和密度等）都会发生变化，它们在变化过程温度和密度等）都会发生变化，它们在变化过程中必须遵循基本的物理定律：如质量守恒定律、中必须遵循基本的物理定律：如质量守恒定律、能量守恒定律、牛顿第二和第三定律等。能量守恒定律、牛顿第二和第三定律等。对于气体来说，对于气体来说，气流流过物体时其物理量的变化气流流过物体时其物理量的变化规律与作用在物体上的空气动力有密切的关系规律与作用在物体上的空气动力有密切的关系。 2021-12-1212.2.1

16、 相对运动原理 飞机以一定速度作水平直线飞行时，作用在飞飞机以一定速度作水平直线飞行时，作用在飞机上的空气动力与远前方空气以该速度流向静机上的空气动力与远前方空气以该速度流向静止不动的飞机时所产生的空气动力效果完全一止不动的飞机时所产生的空气动力效果完全一样。样。2021-12-1222.2.2 流体流动的连续性定理 取横截面取横截面1，2，3，假设在流管中流动的流体质，假设在流管中流动的流体质量既不会穿越流管流出，也不会有其它流体质量量既不会穿越流管流出，也不会有其它流体质量穿越流面流入，则通过流管各截面的质量流量必穿越流面流入，则通过流管各截面的质量流量必须相等。须相等。2021-12-1

17、232.2.2 流体流动的连续性定理 常数333222111AvAvAv2021-12-124在单位时间内，流过变截面管道中任意截面处的气在单位时间内，流过变截面管道中任意截面处的气体质量都应相等，即体质量都应相等，即该式称为该式称为可压缩流体沿管道流动的连续性方程可压缩流体沿管道流动的连续性方程。当气体以低速流动时，可以认为气体是不可压缩的，当气体以低速流动时，可以认为气体是不可压缩的，即密度保持不变。即密度保持不变。则上式可以写成则上式可以写成 该式称为该式称为不可压缩流体沿管道流动的连续性方程不可压缩流体沿管道流动的连续性方程。 常数332211AvAvAv它表述了流体的流速与流管截面积

18、之间的关系。也就是说在截面积小的地方流速大。例如在河道窄的地方，水流得比较快；而在河道宽的地方，水流得比较慢。 2021-12-1252.2.3 伯努利定理 伯努利定理是伯努利定理是能量守恒定律在流体流动中的应用能量守恒定律在流体流动中的应用。伯努利定理是描述流体在流动过程中伯努利定理是描述流体在流动过程中流体压强和流流体压强和流速之间关系速之间关系的流动规律。的流动规律。2021-12-1262.2.3 伯努利定理 常数233222211212121vPvPvP2021-12-127在管道中稳定流动的不可压缩理想流体，在管道各在管道中稳定流动的不可压缩理想流体，在管道各处的流体动压和静压之和

19、应始终保持不变即：处的流体动压和静压之和应始终保持不变即： 静压静压+动压动压=总压总压=常数常数 如果用如果用P代表静压，代表静压，0.5pv2代表动压，则任意截面处代表动压，则任意截面处都有都有 上式就是不可压缩流体的伯努利方程，它表示流速上式就是不可压缩流体的伯努利方程，它表示流速与静压之间的关系，即流体流速增加，流体静压将与静压之间的关系，即流体流速增加，流体静压将减小；反之，流动速度减小，流体静压将增加。减小；反之，流动速度减小，流体静压将增加。2.2.3 伯努利定理 2021-12-1282.2.4 低速气流的流动特点 常数332211AvAvAv当管道收缩时当管道收缩时,气流速度

20、将增加，气流速度将增加，v2v1，压力将，压力将减小，减小，P2P1；当管道扩张时当管道扩张时,气流速度将减小，气流速度将减小， v2P1 。 2021-12-129常数233222211212121vPvPvP2.2.5 高速气流的流动特点 在低速飞行中，机翼周围的空气由于压力变化所在低速飞行中，机翼周围的空气由于压力变化所引起的空气密度变化量很小。引起的空气密度变化量很小。而在高速飞行中，气流速度变化所引起的空气密而在高速飞行中，气流速度变化所引起的空气密度变化，会引起空气动力发生很大的变化，甚至度变化，会引起空气动力发生很大的变化，甚至会引起空气流动规律的改变。会引起空气流动规律的改变。

21、随着气流速度的增加，当其接近和大于声速时，随着气流速度的增加，当其接近和大于声速时，气流受到强烈的压缩，压力、密度和温度都会发气流受到强烈的压缩，压力、密度和温度都会发生显著的变化，气流流动特性会出现一些与低速生显著的变化，气流流动特性会出现一些与低速气流不同的质的差别。气流不同的质的差别。 2021-12-1302.2.5 高速气流的流动特点 超音速气流在变截面管道超音速气流在变截面管道中的流动情况，与低速气中的流动情况，与低速气流相反。流相反。收缩管道将使超音速气流收缩管道将使超音速气流减速、增压；减速、增压；而扩张形管道将使超音速而扩张形管道将使超音速气流增速、减压。气流增速、减压。20

22、21-12-1312021-12-1322.2.5 高速气流的流动特点 2.2.5 高速气流的流动特点 要使气流由亚声速加速成超声速，除了沿气流流要使气流由亚声速加速成超声速，除了沿气流流动方向有一定的压力差外，还应具有一定的管道动方向有一定的压力差外，还应具有一定的管道形状，这就是先收缩后扩张的拉瓦尔喷管形状。形状，这就是先收缩后扩张的拉瓦尔喷管形状。 2021-12-1332.3 飞机上的空气动力作用及原理飞机飞机之所以能在空气中之所以能在空气中飞行飞行，最基本的条件最基本的条件是，是，当它在空中飞行时必须产生一种能克服飞机自身当它在空中飞行时必须产生一种能克服飞机自身重力并将它托举在空中

23、的力重力并将它托举在空中的力。 作用在飞机上的空气动力包括作用在飞机上的空气动力包括升力升力和和阻力阻力两部分。两部分。升力升力主要靠机翼来产生，并用来克服飞机自身的主要靠机翼来产生，并用来克服飞机自身的重力。重力。而而阻力阻力要靠发动机产生的推力来平衡，这样才能要靠发动机产生的推力来平衡，这样才能保证飞机在空中水平等速直线飞行。保证飞机在空中水平等速直线飞行。 2021-12-1342.3.1 平板上的空气动力 2021-12-1352021-12-1362021-12-1372.3.2 机翼升力和增升装置 2021-12-138为什么飞机能够飞行？2.3.2 机翼升力和增升装置 “翼剖面翼

24、剖面”，也称，也称“翼型翼型”，是指沿平行于飞机是指沿平行于飞机对称平面的切平面切割机翼所得到的剖面对称平面的切平面切割机翼所得到的剖面。翼型最前端的一点叫翼型最前端的一点叫“前缘前缘”，最后端的一点，最后端的一点叫叫“后缘后缘”。2021-12-1392.3.2 机翼升力和增升装置 前缘和后缘之间的连线叫翼弦。前缘和后缘之间的连线叫翼弦。翼弦与相对气流速度之间的夹角叫迎角。翼弦与相对气流速度之间的夹角叫迎角。 2021-12-1402.3.2 机翼升力和增升装置 1. 升力的产生升力的产生由于翼型作用，当气流流由于翼型作用，当气流流过上翼面时，流动通道变过上翼面时，流动通道变窄，气流速度增大

25、，压强窄，气流速度增大，压强降低；相反下翼面处流动降低；相反下翼面处流动通道变宽，气流速度减小，通道变宽，气流速度减小，压强增大。压强增大。上下翼面之间形成了一个上下翼面之间形成了一个压强差，从而产生了一个压强差，从而产生了一个向上的升力。向上的升力。 2021-12-141飞机的升力2.3.2 机翼升力和增升装置 2. 影响飞机升力的因素影响飞机升力的因素1）机翼面积的影响）机翼面积的影响 机翼面积越大，则产生的升力就越大。机翼面积越大，则产生的升力就越大。2）相对速度的影响）相对速度的影响 相对速度越大，机翼产生的升力就越大。升力与相对相对速度越大，机翼产生的升力就越大。升力与相对速度的平

26、方成正比。速度的平方成正比。 3）空气密度的影响）空气密度的影响 空气密度越大，升力也就越大，反之当空气稀薄时，空气密度越大，升力也就越大，反之当空气稀薄时，升力就变小了。升力就变小了。2021-12-1422.3.2 机翼升力和增升装置 4）机翼剖面形状和迎角的影响）机翼剖面形状和迎角的影响 不同的剖面不同的剖面和和不同的迎角不同的迎角，会使机翼周围的气流流动，会使机翼周围的气流流动状态（包括流速和压强）等发生变化，因而导致升力状态（包括流速和压强）等发生变化，因而导致升力的改变。的改变。 翼型和迎角对升力的影响可以通过升力系数翼型和迎角对升力的影响可以通过升力系数Cy表现出表现出来。来。2

27、021-12-1432.3.2 机翼升力和增升装置 在一定迎角范围内，随着迎角的增大，升力也会在一定迎角范围内，随着迎角的增大，升力也会随之增大。随之增大。当迎角超出此范围而继续增大时，则会产生当迎角超出此范围而继续增大时，则会产生失速失速现象现象。 失速失速指的是随着迎角的增大，升力也随之增大，指的是随着迎角的增大，升力也随之增大，但当迎角增大到一定程度时，气流会从机翼前缘但当迎角增大到一定程度时，气流会从机翼前缘开始分离，尾部出现很大的涡流区，使升力突然开始分离，尾部出现很大的涡流区，使升力突然下降，阻力迅速增大。下降，阻力迅速增大。失速刚刚出现时的迎角称为失速刚刚出现时的迎角称为“临界迎

28、角临界迎角”。2021-12-1442.3.2 机翼升力和增升装置 SvCYy2212021-12-145总结以上各因素的影响，升力的公式可写成总结以上各因素的影响，升力的公式可写成： 2.3.2 机翼升力和增升装置 3. 增升装置增升装置“增升装置增升装置”，可以使飞机在尽可能小的，可以使飞机在尽可能小的速度下产生足够的升力，提高飞机的起飞速度下产生足够的升力，提高飞机的起飞和着陆性能。和着陆性能。 增升原则增升原则 1）改变机翼剖面形状，增大机翼弯度；）改变机翼剖面形状，增大机翼弯度； 2）增大机翼面积；）增大机翼面积； 3）改变气流的流动状态，控制机翼上的附面层，延）改变气流的流动状态，

29、控制机翼上的附面层，延缓气流分离。缓气流分离。 2021-12-1462.3.2 机翼升力和增升装置 飞机的增升装置通常安装在机翼的前缘和后缘飞机的增升装置通常安装在机翼的前缘和后缘位置。位置。安装在机翼后缘的增升装置叫后缘襟翼。安装在机翼后缘的增升装置叫后缘襟翼。 2021-12-1472.3.2 机翼升力和增升装置 2021-12-1482.3.2 机翼升力和增升装置 最简单的襟翼，靠增大翼型弯度来增大升力。最简单的襟翼，靠增大翼型弯度来增大升力。富勒式襟翼，有三重增升效果：增加了机翼弯度；富勒式襟翼，有三重增升效果：增加了机翼弯度；增大了机翼面积；由于开缝的作用，使下翼面的增大了机翼面积

30、；由于开缝的作用，使下翼面的高压气流以高速流向上翼面，使上翼面附面层中高压气流以高速流向上翼面，使上翼面附面层中的气流速度增大，延缓了气流分离，起到了增升的气流速度增大，延缓了气流分离，起到了增升作用。作用。 双缝式襟翼，襟翼打开时，两个子翼一边向后偏双缝式襟翼，襟翼打开时，两个子翼一边向后偏转，一边向后延伸，同时，两个子翼还形成两道转，一边向后延伸，同时，两个子翼还形成两道缝隙，它同样具有后退开缝式襟翼的三重增升效缝隙，它同样具有后退开缝式襟翼的三重增升效果。果。 2021-12-149前缘襟翼2021-12-1502021-12-151AMX 双座型战机的双缝襟翼 2021-12-1522

31、.3.3 飞机阻力的产生及减阻措施 飞机在飞行时，不但机翼上会产生阻力，飞机的飞机在飞行时，不但机翼上会产生阻力，飞机的其他部件如机身、尾翼、起落架等都会产生阻力，其他部件如机身、尾翼、起落架等都会产生阻力，机翼阻力只是飞机总阻力的一部分。机翼阻力只是飞机总阻力的一部分。 低速飞机上的阻力按其产生的原因不同可分为：低速飞机上的阻力按其产生的原因不同可分为： 摩擦阻力、摩擦阻力、 压差阻力、压差阻力、 诱导阻力、诱导阻力、 干扰阻力等。干扰阻力等。 2021-12-1532.3.3 飞机阻力的产生及减阻措施 1. 摩擦阻力摩擦阻力摩擦阻力摩擦阻力是由于大气的粘性而产生的。是由于大气的粘性而产生的

32、。当气流以一定速度流过飞机表面时，由于气流的当气流以一定速度流过飞机表面时，由于气流的粘性作用，空气微团与飞机表面发生摩擦，阻滞粘性作用，空气微团与飞机表面发生摩擦，阻滞了气流的流动，因此产生了摩擦阻力。了气流的流动，因此产生了摩擦阻力。 2021-12-1542.3.3 飞机阻力的产生及减阻措施 摩擦阻力的大小取决于空气的粘性、飞机表面的摩擦阻力的大小取决于空气的粘性、飞机表面的粗糙程度、附面层中气流的流动情况和飞机的表粗糙程度、附面层中气流的流动情况和飞机的表面积大小等因素。面积大小等因素。为了减小摩擦阻力，应在这些方面采取必要的措为了减小摩擦阻力，应在这些方面采取必要的措施。施。2021

33、-12-1552.3.3 飞机阻力的产生及减阻措施 2. 压差阻力压差阻力在翼型前后由于压强差所产生的阻力称为在翼型前后由于压强差所产生的阻力称为压差阻压差阻力力。压差阻力与物体的压差阻力与物体的迎风面积迎风面积有很大关系，物体的有很大关系，物体的迎风面积越大，压差阻力也越大。迎风面积越大，压差阻力也越大。物体的形状对压差阻力也有很大影响。物体的形状对压差阻力也有很大影响。 2021-12-1562.3.3 飞机阻力的产生及减阻措施 减小压差阻力的办法减小压差阻力的办法是应尽量减小飞机的是应尽量减小飞机的最大迎风面积，并对最大迎风面积，并对飞机各部件进行整流，飞机各部件进行整流，做成做成流线形

34、流线形。 2021-12-1572.3.3 飞机阻力的产生及减阻措施 哪个阻力大？2021-12-158or2.3.3 飞机阻力的产生及减阻措施 哪个阻力大？2021-12-159or2.3.3 飞机阻力的产生及减阻措施 2021-12-1602.3.3 飞机阻力的产生及减阻措施 3. 诱导阻力诱导阻力诱导阻力诱导阻力是伴随着升力而产生的，这个由升力诱是伴随着升力而产生的，这个由升力诱导而产生的阻力叫诱导阻力。导而产生的阻力叫诱导阻力。飞机的诱导阻力主要来自翼面，当飞机飞行时，飞机的诱导阻力主要来自翼面，当飞机飞行时，下表面压强大，上表面压强小，由于机翼翼展的下表面压强大，上表面压强小，由于机

35、翼翼展的长度有限，因此，下表面的气流就力图绕过翼尖长度有限，因此，下表面的气流就力图绕过翼尖流向上表面，这样在翼尖处就不断形成旋涡。流向上表面，这样在翼尖处就不断形成旋涡。 2021-12-1612021-12-1622.3.3 飞机阻力的产生及减阻措施 2021-12-1632021-12-1642.3.3 飞机阻力的产生及减阻措施 气流经过翼型而产生向下的速度，称为下洗速度，气流经过翼型而产生向下的速度，称为下洗速度，该速度与升力方向相反，是产生诱导阻力的直接该速度与升力方向相反，是产生诱导阻力的直接原因。原因。诱导阻力与机翼的平面形状、翼剖面形状、展弦诱导阻力与机翼的平面形状、翼剖面形状

36、、展弦比等有关。比等有关。可以通过增大展弦比、选择适当的平面形状（如可以通过增大展弦比、选择适当的平面形状（如梯形机翼）、增加翼梢小翼等方法来减小诱导阻梯形机翼）、增加翼梢小翼等方法来减小诱导阻力。力。2021-12-165翼梢小翼2021-12-1662.3.3 飞机阻力的产生及减阻措施 4. 干扰阻力干扰阻力干扰阻力干扰阻力就是飞机各部件组合到一起后由于气流就是飞机各部件组合到一起后由于气流的相对干扰而产生的一种额外阻力。的相对干扰而产生的一种额外阻力。干扰阻力和气流不同部件之间的相对位置有关。干扰阻力和气流不同部件之间的相对位置有关。在设计时要妥善考虑和安排各部件相对位置，必在设计时要妥

37、善考虑和安排各部件相对位置，必要时在这些部件之间加装整流罩，使连接处圆滑要时在这些部件之间加装整流罩，使连接处圆滑过渡，尽量减少部件之间的相互干扰。过渡，尽量减少部件之间的相互干扰。 2021-12-1672.3.4 风洞的功用和典型结构 要得到准确的升力和阻力变化情况，除了做必要要得到准确的升力和阻力变化情况，除了做必要的计算外，还要通过实验的方法获得必要的数据，的计算外，还要通过实验的方法获得必要的数据，目前应用最广泛的实验就是目前应用最广泛的实验就是风洞实验风洞实验。 风洞风洞是一种利用人造气流来进行飞机空气动力实是一种利用人造气流来进行飞机空气动力实验的设备。验的设备。 在风洞中，根据

38、相对运动原理，人们利用人造风在风洞中，根据相对运动原理，人们利用人造风吹过飞机或机翼模型，来研究模型上产生的空气吹过飞机或机翼模型，来研究模型上产生的空气动力的大小和变化。动力的大小和变化。 2021-12-1682.3.4 风洞的功用和典型结构 为了保证风洞试验结果尽可能与飞行实际情况相为了保证风洞试验结果尽可能与飞行实际情况相符，必须做到符，必须做到“三个相似三个相似” 。 几何相似几何相似：把模型各部分的几何尺寸按真飞机的：把模型各部分的几何尺寸按真飞机的尺寸，以同一比例缩小。尺寸，以同一比例缩小。 运动相似运动相似：使真飞机同模型的各对应部分的气流：使真飞机同模型的各对应部分的气流速度

39、大小成同一比例，而且流速方向也要相同。速度大小成同一比例，而且流速方向也要相同。 动力相似动力相似：使作用于模型上的空气动力：使作用于模型上的空气动力升力升力和阻力，同作用于真飞机上的空气动力的大小成和阻力，同作用于真飞机上的空气动力的大小成比例，而且方向相同。比例，而且方向相同。 2021-12-1692.3.4 风洞的功用和典型结构 vlRe2021-12-1701. 雷诺数（雷诺数（Reynolds Number）雷诺数（用雷诺数（用Re表示）是用来表明摩擦阻力在模型或表示）是用来表明摩擦阻力在模型或真飞机的总阻力中所占比例大小的一个系数。真飞机的总阻力中所占比例大小的一个系数。雷诺数与

40、摩擦阻力在总阻力中所占的比例大小成反雷诺数与摩擦阻力在总阻力中所占的比例大小成反比。比。 如果用风洞实验数据计算真飞机的空气动力，必须如果用风洞实验数据计算真飞机的空气动力，必须选用雷诺数相近、最好是相等的数据，这样才能获选用雷诺数相近、最好是相等的数据，这样才能获得比较准确的结果，否则就会产生很大的误差。得比较准确的结果，否则就会产生很大的误差。 2.3.4 风洞的功用和典型结构 2. 低速风洞的构造低速风洞的构造 2021-12-1712.3.4 风洞的功用和典型结构 2021-12-1722.3.4 风洞的功用和典型结构 3. 高速风洞的构造高速风洞的构造 高速风洞包括亚声速风洞、跨声速

41、风洞、超声速高速风洞包括亚声速风洞、跨声速风洞、超声速风洞以及高超声速风洞等。风洞以及高超声速风洞等。 超声速风洞的特点是，人造风的速度是超声速的。超声速风洞的特点是，人造风的速度是超声速的。超声速气流由超声速喷管产生。超声速喷管（又超声速气流由超声速喷管产生。超声速喷管（又叫拉瓦尔喷管）装在实验段之前以产生超声速气叫拉瓦尔喷管）装在实验段之前以产生超声速气流。流。 2021-12-1732.3.4 风洞的功用和典型结构 2021-12-1742.3.4 风洞的功用和典型结构 SvYCy222021-12-1754. 风洞的功用风洞的功用风洞可用来对整架飞机或飞机的某个部件（如风洞可用来对整架

42、飞机或飞机的某个部件（如机翼）进行吹风实验。机翼）进行吹风实验。通过试验可以获得升力系数通过试验可以获得升力系数Cy、阻力系数、阻力系数Cx和升和升阻比阻比K= Cy/Cx相对于迎角相对于迎角a的曲线。的曲线。 Cy -a、 Cx-a、 K-a三种曲线三种曲线风洞能做的试验种类很多，就翼剖面来说，还风洞能做的试验种类很多，就翼剖面来说，还可通过试验求得极曲线、压力中心和迎角变化可通过试验求得极曲线、压力中心和迎角变化曲线、力矩曲线等。曲线、力矩曲线等。SvDCx222.3.4 风洞的功用和典型结构 2021-12-176探秘我国重大科研装备 激波风洞2.4 高速飞行的特点在低速飞机飞行中，会产

43、生的几种阻力，即摩擦在低速飞机飞行中，会产生的几种阻力，即摩擦阻力、压差阻阻力、压差阻 力、诱导阻力和干扰阻力等。力、诱导阻力和干扰阻力等。在高速飞机上，除了这几种阻力外，还会产生另在高速飞机上，除了这几种阻力外，还会产生另外一种阻力外一种阻力激波阻力激波阻力（简称波阻）。（简称波阻）。波阻的出现，在飞机发展的道路上，曾经成为巨波阻的出现，在飞机发展的道路上，曾经成为巨大的障碍大的障碍“声障声障”。 “声障声障”的产生是由于飞机在飞行过程中产生的的产生是由于飞机在飞行过程中产生的激波和波阻造成的。激波和波阻造成的。2021-12-1772.4.1 激波和波阻 1. 弱扰动波的传播弱扰动波的传播

44、2021-12-1782.4.1 激波和波阻 4秒钟后，被扰动源扰动秒钟后，被扰动源扰动的球波面的公切面将是一的球波面的公切面将是一个母线为直线个母线为直线OA的圆锥的圆锥波面，这个圆锥面称为马波面，这个圆锥面称为马赫锥面，简称马赫锥。赫锥面，简称马赫锥。随着扰动源运动速度的增随着扰动源运动速度的增大，马赫锥将减小，扰动大，马赫锥将减小，扰动影响区也将缩小。影响区也将缩小。2021-12-179激波1激2.4.1 激波和波阻 总结：总结：弱扰动在亚声速和超声速运动时的传播情形是不弱扰动在亚声速和超声速运动时的传播情形是不同的。同的。扰动源以亚声速运动时，整个空间逐渐都会成为扰动源以亚声速运动时

45、，整个空间逐渐都会成为被扰动区；被扰动区；而在超声速运动时，被扰动的范围只限于马赫锥而在超声速运动时，被扰动的范围只限于马赫锥内，马赫锥以外的气流不受扰动的影响。内，马赫锥以外的气流不受扰动的影响。当运动速度比声速大得越多时，扰动波向前传播当运动速度比声速大得越多时，扰动波向前传播越困难，扰动范围也就越小。越困难，扰动范围也就越小。 2021-12-1802.4.1 激波和波阻 2. 激波激波波面前后空气的物理特性发波面前后空气的物理特性发生了突变，由于空气受到强生了突变，由于空气受到强烈压缩，波面之后的空气压烈压缩，波面之后的空气压强突然增大，由高速气流的强突然增大，由高速气流的流动特点可知

46、，气流速度会流动特点可知，气流速度会大大降低（减速、增压）。大大降低（减速、增压）。 这种由较强压缩波组成的边这种由较强压缩波组成的边界波就是界波就是激波激波。 激波实际上是受到强烈压缩激波实际上是受到强烈压缩的一层空气，其厚度很小。的一层空气，其厚度很小。2021-12-1812021-12-182 激波强度不同，空气在激波激波强度不同，空气在激波前后的速度、压力、温度和前后的速度、压力、温度和密度的变化也就不同，对飞密度的变化也就不同，对飞机飞行的影响也不一样。机飞行的影响也不一样。 正激波正激波是指其波面与气流方是指其波面与气流方向接近于垂直的激波。同一向接近于垂直的激波。同一Ma下，正

47、激波是最强的激下，正激波是最强的激波。波。斜激波斜激波是指波面沿气流方向是指波面沿气流方向倾斜的激波，强度相对较弱。倾斜的激波，强度相对较弱。 2021-12-1832.4.1 激波和波阻 2.4.1 激波和波阻 气流流过正激波时，其压力、密度和温度都突然升高，且气流流过正激波时，其压力、密度和温度都突然升高，且流速由原来的超声速降为亚声速流速由原来的超声速降为亚声速 ，经过激波后的流速方向，经过激波后的流速方向不变。不变。 气流流过斜激波，压力、密度、温度也都升高，但不像正气流流过斜激波，压力、密度、温度也都升高，但不像正激波那样强烈，流速可能降为亚声速，也可能仍为超声速，激波那样强烈，流速

48、可能降为亚声速，也可能仍为超声速，这取决于激波倾斜的程度。气流经过斜激波时方向会发生这取决于激波倾斜的程度。气流经过斜激波时方向会发生折转。折转。 2021-12-1842.4.1 激波和波阻 Ma的大小对激波的产生也有影响。的大小对激波的产生也有影响。当马赫数当马赫数Ma等于等于1或稍大于或稍大于1时，在尖头物体的时，在尖头物体的前面形成的是正激波；前面形成的是正激波；但如果但如果Ma超过超过1很多，形成的则是斜激波。很多，形成的则是斜激波。2021-12-1852.4.1 激波和波阻 3. 波阻波阻由激波阻滞气流而产生的阻力叫做由激波阻滞气流而产生的阻力叫做激波阻力激波阻力，简，简称称波阻

49、波阻。因为激波是一种强压缩波，因此当气流通过激波因为激波是一种强压缩波，因此当气流通过激波时产生的波阻也特别大。时产生的波阻也特别大。 在任何情况下，气流通过正激波时产生的波阻都在任何情况下，气流通过正激波时产生的波阻都要比通过斜激波时产生的波阻大。要比通过斜激波时产生的波阻大。 不同形状的物体在超声速条件下由于产生的激波不同形状的物体在超声速条件下由于产生的激波不同，产生的波阻也不一样。不同，产生的波阻也不一样。2021-12-1862.4.1 激波和波阻 钝头形状或前缘曲率半径较大的翼剖面，在其钝头形状或前缘曲率半径较大的翼剖面，在其钝头前端，常产生脱体激波，脱体激波对气流钝头前端，常产生

50、脱体激波，脱体激波对气流的阻滞作用很强，因此会产生很大的波阻的阻滞作用很强，因此会产生很大的波阻 。尖头形状的物体或翼剖面，在其尖头前端，常尖头形状的物体或翼剖面，在其尖头前端，常产生附体斜激波，此激波对气流的阻滞作用比产生附体斜激波，此激波对气流的阻滞作用比较弱。较弱。 2021-12-1872.4.2 临界马赫数和局部激波 当飞机以当飞机以Ma1飞行时，飞机上就会产生激波。飞行时，飞机上就会产生激波。但在某些情况下，虽然飞机的飞行马赫数小于但在某些情况下，虽然飞机的飞行马赫数小于 1，只要其飞行速度大到只要其飞行速度大到“临界马赫数临界马赫数”，则在机翼，则在机翼上、下表面都有可能出现局部

51、超声速气流，从而上、下表面都有可能出现局部超声速气流，从而产生局部激波。产生局部激波。 2021-12-1882.4.2 临界马赫数和局部激波 根据流体的连续性方程，当气流从根据流体的连续性方程，当气流从A点流过机翼点流过机翼时，由于机翼上表面凸起使流管收缩，气流在时，由于机翼上表面凸起使流管收缩，气流在这里速度增加；当气流流到机翼最高点这里速度增加；当气流流到机翼最高点B时，流时，流速增加到最大。速增加到最大。当当B点马赫数为点马赫数为1时，时，A点马赫数称为点马赫数称为临界马赫数临界马赫数。 2021-12-1892.4.2 临界马赫数和局部激波 当飞机的飞行速度超过临界当飞机的飞行速度超

52、过临界Ma时，机翼上就会出时，机翼上就会出现一个局部超声速区，并在那里产生一个正激波。现一个局部超声速区，并在那里产生一个正激波。这个正激波由于是局部产生的，所以叫这个正激波由于是局部产生的，所以叫“局部激局部激波波”。 气流通过局部激波后，由超声速急剧降为亚声速，气流通过局部激波后，由超声速急剧降为亚声速，激波后的压强也迅速增大，导致机翼表面上附面激波后的压强也迅速增大，导致机翼表面上附面层内的气流由高压层内的气流由高压 (翼剖面后部翼剖面后部 )向低压向低压 (前部前部 )流流动，使附面层内的气流由后向前动，使附面层内的气流由后向前 倒流，并发生气倒流，并发生气流分离，形成许多旋涡，这种现

53、象叫做流分离，形成许多旋涡，这种现象叫做“激波分激波分离离”。 2021-12-1902.4.2 临界马赫数和局部激波 局部激波和波阻的产生，是出现局部激波和波阻的产生，是出现“声障声障”问题的问题的根本原因。根本原因。当人们认识到这一问题后，通过采取相应的措施，当人们认识到这一问题后，通过采取相应的措施，提高飞机的临界提高飞机的临界Ma，才使飞机的速度突破声障，才使飞机的速度突破声障，并大大超过声速。并大大超过声速。 现代喷气式客机为了提高临界现代喷气式客机为了提高临界Ma，降低机翼上，降低机翼上表面的局部流速，采用一种超临界翼型的机翼。表面的局部流速，采用一种超临界翼型的机翼。其特点是上表

54、面比较平坦且前缘半径较大，其目其特点是上表面比较平坦且前缘半径较大，其目的是为了减小上表面气流的加速作用，延缓局部的是为了减小上表面气流的加速作用，延缓局部激波的产生。激波的产生。 2021-12-1912.4.3 超声速飞行的空气动力外形及其特点 1. 飞机的气动布局飞机的气动布局广义定义广义定义：飞机的气动布局飞机的气动布局是是指飞机主要部件的数量以及它指飞机主要部件的数量以及它们之间的相互安排和配置。们之间的相互安排和配置。平尾平尾是水平尾翼之简称。是飞是水平尾翼之简称。是飞机主要大部件之一，一般呈水机主要大部件之一，一般呈水平状安装在机尾。其前半部不平状安装在机尾。其前半部不可活动，是

55、水平安定面，起俯可活动，是水平安定面，起俯仰安定作用，后半部是升降舵，仰安定作用，后半部是升降舵，控制飞机上升下降，由铰链与控制飞机上升下降，由铰链与前者相连。垂尾与平尾合称尾前者相连。垂尾与平尾合称尾翼，也可用一组翼，也可用一组V形翼综合替代。形翼综合替代。2021-12-1922.4.3 超声速飞行的空气动力外形及其特点 1. 飞机的气动布局飞机的气动布局通常定义通常定义：平尾平尾相对于机翼相对于机翼在纵向位置上的安排，即在纵向位置上的安排，即飞飞机的纵向气动布局形式机的纵向气动布局形式。不同的布局形式，对飞机的不同的布局形式，对飞机的飞行性能、稳定性和操纵性飞行性能、稳定性和操纵性有重大

56、影响。有重大影响。2021-12-1932.4.3 超声速飞行的空气动力外形及其特点 2021-12-1942.4.3 超声速飞行的空气动力外形及其特点 2021-12-1952021-12-1962.4.3 超声速飞行的空气动力外形及其特点 2. 飞机几何外形和参飞机几何外形和参数数 飞机的几何外形主要由机飞机的几何外形主要由机身、机翼和尾翼等主要部身、机翼和尾翼等主要部件的外形共同来组成。件的外形共同来组成。机翼的几何外形可从机翼机翼的几何外形可从机翼平面形状和翼剖面形状来平面形状和翼剖面形状来描述。描述。2021-12-197机翼平面形状主要有机翼平面形状主要有翼展翼展、翼弦翼弦、前缘后

57、掠角前缘后掠角等。等。翼展翼展：机翼左右翼梢之间的最大横向距离。：机翼左右翼梢之间的最大横向距离。翼弦翼弦：翼型前缘点和后缘点之间的连线。：翼型前缘点和后缘点之间的连线。前缘后掠角前缘后掠角：机翼前缘线与垂直于翼根对称平面：机翼前缘线与垂直于翼根对称平面的直线之间的夹角。的直线之间的夹角。2021-12-198 影响飞机气动特性的主要参数有：影响飞机气动特性的主要参数有：前缘后掠角前缘后掠角，机翼前缘线与垂直于翼根对称平面，机翼前缘线与垂直于翼根对称平面的直线之间的夹角的直线之间的夹角展弦比展弦比，机翼展长与平均几何弦长之比，机翼展长与平均几何弦长之比梢根比梢根比，翼梢弦长与翼根弦长之比，翼梢

58、弦长与翼根弦长之比翼型的相对厚度翼型的相对厚度，翼型最大厚度与弦长之比，翼型最大厚度与弦长之比2021-12-1992.4.3 超声速飞行的空气动力外形及其特点 2.4.3 超声速飞行的空气动力外形及其特点 由空气动力学理论和实验可知：由空气动力学理论和实验可知：在在低速低速情况下，大展弦比情况下，大展弦比平直机翼（平直机翼（机翼的机翼的1/4弦线后掠角大约在弦线后掠角大约在20以下以下）的升力系数较大，的升力系数较大，诱导阻力小；诱导阻力小；2021-12-11002.4.3 超声速飞行的空气动力外形及其特点 由空气动力学理论和实验可知：由空气动力学理论和实验可知：在在亚声速亚声速飞行时，飞

59、行时，后掠机翼（后掠机翼（外形特点是，其前外形特点是，其前缘和后缘均向后掠。机翼后掠的程度用后掠角的缘和后缘均向后掠。机翼后掠的程度用后掠角的大小来表示，掠角为锐角大小来表示，掠角为锐角） 与平直机翼相比，与平直机翼相比，后掠翼的气动特点是可增大机翼的临界马赫数，后掠翼的气动特点是可增大机翼的临界马赫数，并减小超音速飞行时的阻力；并减小超音速飞行时的阻力；2021-12-11012.4.3 超声速飞行的空气动力外形及其特点 由空气动力学理论和实验可知：由空气动力学理论和实验可知：在在超声速超声速飞行时，激波不可避免，但采用小展弦飞行时，激波不可避免，但采用小展弦比机翼、比机翼、三角机翼三角机翼

60、、边条机翼（边条机翼（一些第三代高机动一些第三代高机动战斗机采用了这种机翼。战斗机采用了这种机翼。 在中等后掠角在中等后掠角(后掠角后掠角 25度度45度左右度左右)的机翼根部前缘处，加装一后掠角很大的细长的机翼根部前缘处，加装一后掠角很大的细长翼翼(后掠角后掠角65度度85度度) 所形成的复合机翼，称为边条所形成的复合机翼，称为边条翼。在边条翼中，原后掠翼称为基本翼，附加的细长前翼。在边条翼中，原后掠翼称为基本翼，附加的细长前翼部分称为边条翼部分称为边条）等对减小波阻比较有利。等对减小波阻比较有利。2021-12-11022.4.3 超声速飞行的空气动力外形及其特点 翼型的几何形状可分为多种