空气动力学基础

第二章低速空气动力学根底

本章主要内容2.1低速空气动力学2.2升力2.3阻力2.4增升装置的增升原理22.1空气流动的描述空气动力是空气相对于飞机运动时产生的，要学习和研究飞机的升力和阻力，首先要研究空气流动的根本规律。42.1.1

流体模型化理想流体，不考虑流体粘性的影响。不可压流体，不考虑流体密度的变化，Ma<0.4。绝热流体，不考虑流体温度的变化，Ma<0.4。52.1.2

相对气流运动方向相对气流方向自然风方向6飞机的相对气流方向与飞行速度方向相反只要相对气流速度相同，飞机产生的空气动力就相同。7对相对气流的现实应用直流式风洞回流式风洞8风洞实验段及实验模型9风洞的其它功用102.1.3

迎角迎角就是相对气流方向与翼弦之间的夹角。11相对气流方向就是飞机速度的反方向12相对气流方向是判断迎角大小的依据平飞中，可以通过机头上下判断迎角大小。而其他飞行状态中，那么不可以采用这种判断方式。13水平飞行、上升、下降时的迎角上升平飞下降14迎角探测装置152.1.4流线和流线谱空气流动的情形一般用流线、流管和流线谱来描述。流线：流场中一条空间曲线，在该曲线上流体微团的速度与曲线在该点的切线重合。对于定常流，流线是流体微团流动的路线。16流管：由许多流线所围成的管状曲面。17流线和流线谱流线谱是所有流线的集合。18流线和流线谱的实例19流线的特点该曲线上每一点的流体微团速度与曲线在该点的切线重合。流线每点上的流体微团只有一个运动方向。流线不可能相交，不可能分叉。20流线谱的特点流线谱的形状与流动速度无关。物体形状不同，空气流过物体的流线谱不同。物体与相对气流的相对位置〔迎角〕不同，空气流过物体的流线谱不同。气流受阻，流管扩张变粗，气流流过物体外凸处或受挤压，流管收缩变细。气流流过物体时，在物体的后部都要形成涡流区。212.1.5

连续性定理

流体流过流管时，在同一时间流过流管任意截面的流体质量相等。质量守恒定律是连续性定理的根底。22连续性定理12A1,v1A2,v2单位时间内流过截面1的流体体积为单位时间内流过截面1的流体质量为同理，单位时间内流过截面2的流体质量为那么根据质量守恒定律可得：即结论：空气流过一流管时，流速大小与截面积成反比。23山谷里的风通常比平原大河水在河道窄的地方流得快，河道宽的地方流得慢日常的生活中的连续性定理高楼大厦之间的对流通常比空旷地带大242.1.6伯努利定理

同一流管的任意截面上，流体的静压与动压之和保持不变。能量守恒定律是伯努力定理的根底。25伯努利定理

空气能量主要有四种：动能、压力能、热能、重力势能。低速流动，热能可忽略不计；空气密度小，重力势能可忽略不计。

因此，沿流管任意截面能量守恒，即为：动能+压力能=常值。公式表述为：

上式中第一项称为动压，第二项称为静压，第三项称为总压。26伯努利定理—动压，单位体积空气所具有的动能。这是一种附加的压力，是空气在流动中受阻，流速降低时产生的压力。—静压，单位体积空气所具有的压力能。在静止的空气中，静压等于当时当地的大气压。—总压（全压），它是动压和静压之和。总压可以理解为，气流速度减小到零之点的静压。27深入理解动压、静压和总压同一流线：总压保持不变。动压越大，静压越小。流速为零的静压即为总压。28同一流管：截面积大，流速小，压力大。截面积小，流速大，压力小。深入理解动压、静压和总压29伯努利定理适用条件气流是连续、稳定的，即流动是定常的。流动的空气与外界没有能量交换，即空气是绝热的。空气没有粘性，即空气为理想流体。空气密度是不变，即空气为不可压流。在同一条流线或同一条流管上。302.1.7连续性定理和伯努利定理的应用用文邱利管测流量2A1,v1,P1A2,v2,P21文邱利管测流量31空速管测飞行速度的原理32与动压、静压相关的仪表空速表高度表升降速度表33空速表34升降速度表35高度表36本章主要内容2.1空气流动的描述2.2升力2.3阻力2.4飞机的低速空气动力特性2.5增升装置的增升原理372.2升力升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag

升力垂直于飞行速度方向，它将飞机支托在空中，克服飞机受到的重力影响，使其自由翱翔。392.2.1升力的产生原理起点终点

相同的时间，相同的起点和终点，小狗的速度和人的速度哪一个更快？40升力的产生原理前方来流被机翼分为了两局部，一局部从上外表流过，一局部从下外表流过。由连续性定理或小狗与人速度比照分析可知，流过机翼上外表的气流，比流过下外表的气流的速度更快。41P1v1P2v2升力的产生原理42上下外表出现的压力差，在垂直于〔远前方〕相对气流方向的分量，就是升力。机翼升力的着力点，称为压力中心(CenterofPressure)升力的产生原理432.2.2翼型的压力分布当机翼外表压强低于大气压，称为吸力。当机翼外表压强高于大气压，称为压力。

用矢量来表示压力或吸力，矢量线段长度为力的大小，方向为力的方向。矢量表示法44驻点和最低压力点B点，称为最低压力点，是机翼上外表负压最大的点。

A点，称为驻点，是正压最大的点，位于机翼前缘附近，该处气流流速为零。45坐标表示法从右图可以看出，机翼升力的产生主要是靠机翼上外表吸力的作用，尤其是上外表的前段，而不是主要靠下外表正压的作用。462.2.3升力公式—飞机的升力系数—飞机的飞行动压—机翼的面积。47升力公式的物理意义飞机的升力与升力系数、来流动压和机翼面积成正比。

升力系数综合的表达了机翼形状、迎角等对飞机升力的影响。

48本章主要内容2.1空气流动的描述2.2升力2.3阻力2.4增升装置的增升原理492.3阻力

阻力是与飞机运动轨迹平行，与飞行速度方向相反的力。阻力阻碍飞机的飞行，但没有阻力飞机又无法稳定飞行。升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag51阻力的分类

对于低速飞机，根据阻力的形成原因，可将阻力分为：摩擦阻力(SkinFrictionDrag)压差阻力(FormDrag)干扰阻力(InterferenceDrag)诱导阻力(InducedDrag)废阻力(ParasiteDrag)升力粘性522.3.1低速附面层

附面层，是气流速度从物面处速度为零逐渐增加到99%主流速度的很薄的空气流动层。速度不受干扰的主流附面层边界物体表面附面层的形成53附面层厚度较薄54无粘流动沿物面法线方向速度一致粘性流动沿物面法线方向速度不一致“附面层”无粘流动和粘性流动附面层的形成是受到粘性的影响。55附面层的特点附面层内沿物面法向方向压强不变且等于法线主流压强。P1P2

只要测出附面层边界主流的静压，便可得到物面各点的静压，它使理想流体的结论有了现实意义。56附面层厚度随气流流经物面的距离增长而增厚。l57附面层厚度随气流流经物面的距离增长而增厚。l58附面层的特点三

附面层分为层流附面层和紊流附面层，层流在前，紊流在后。层流与紊流之间的过渡区称为转捩点。转捩点层流附面层紊流附面层59层流的不稳定性123abc60层流附面层和紊流附面层的速度型612.3.2阻力的产生摩擦阻力(SkinFrictionDrag)压差阻力(FormDrag)干扰阻力(InterferenceDrag)诱导阻力(InducedDrag)废阻力(ParasiteDrag)升力粘性62摩擦阻力由于紧贴飞机外表的空气受到阻碍作用而流速降低到零，根据作用力与反作用力定律，飞机必然受到空气的反作用。这个反作用力与飞行方向相反，称为摩擦阻力。63影响摩擦阻力的因素紊流附面层的摩擦阻力比层流附面层的大。飞机的外表积越大，摩擦阻力越大。飞机外表越粗糙，摩擦阻力越大。摩擦阻力的大小与附面层的类型密切相关，此外还取决于空气与飞机的接触面积和飞机的外表状况。64摩擦阻力在飞机总阻力构成中占的比例较大摩擦阻力占总阻力的比例超音速战斗机25-30%大型运输机40%小型公务机50%水下物体70%船舶90%65压差阻力压差阻力是由处于流动空气中的物体的前后的压力差，导致气流附面层别离，从而产生的阻力。66顺压梯度与逆压梯度顺压：A到B，沿流向压力逐渐减小，如机翼上外表前段。逆压：B到C，沿流向压力逐渐增加，如机翼上外表后段。ABC67附面层别离在逆压梯度作用下，附面层底层出现倒流，与上层顺流相互作用，形成漩涡脱离物体外表的现象。别离点68别离区的特点一别离区内漩涡是一个个单独产生的，它导致机翼的振动。69别离区的特点二别离区内压强几乎相等，并且等于别离点处的压强。P别离点P1P2P3P4P别离点=P1=P2=P3=P470别离区的特点三附面层别离的内因是空气的粘性，外因是因物体外表弯曲而出现的逆压梯度。ABC71别离点与最小压力点的位置ABC最小压力点别离点72别离点与转捩点的区别层流变为紊流〔转捩〕，顺流变为倒流〔别离〕。别离可以发生在层流区，也可发生在紊流区。转捩和别离的物理含义完全不同。73压差阻力的产生气流流过机翼后，在机翼的后缘局部产生附面层别离形成涡流区，压强降低；而在机翼前缘局部，气流受阻压强增大，这样机翼前后缘就产生了压力差，从而使机翼产生压差阻力。74别离点位置与压差阻力大小的关系别离点靠前，压差阻力大。别离点靠后，压差阻力小。ABCC’75影响压差阻力的因素

总的来说，飞机压差阻力与迎风面积、形状和迎角有关。迎风面积大，压差阻力大。迎角越大，压差阻力也越大。压差阻力在飞机总阻力构成中所占比例较小。76干扰阻力

飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼的单独阻力之和小于把它们组合成一个整体所产生的阻力，这种由于各部件气流之间的相互干扰而产生的额外阻力，称为干扰阻力。77干扰阻力的消除干扰阻力在飞机总阻力中所占比例较小。

飞机各部件之间的平滑过渡和整流包皮，可以有效地减小干扰阻力的大小。78诱导阻力

由于翼尖涡的诱导，导致气流下洗，在平行于相对气流方向出现阻碍飞机前进的力，这就是诱导阻力。79翼尖涡的形成

正常飞行时，下翼面的压强比上翼面高，在上下翼面压强差的作用下，下翼面的气流就会绕过翼尖流向上翼面。这样形成的漩涡流称为翼尖涡。〔注意旋转方向〕80

正常飞行时，下翼面的压强比上翼面高，在上下翼面压强差的作用下，下翼面的气流就会绕过翼尖流向上翼面，就使下翼面的流线由机翼的翼根向翼尖倾斜，上翼面反之。翼尖涡的形成81翼尖涡的形成

由于上、下翼面气流在后缘处具有不同的流向，于是就形成旋涡，并在翼尖卷成翼尖涡，翼尖涡向后流即形成翼尖涡流。82翼尖涡形成的进一步分析注意旋转方向83翼尖涡的立体形态84翼尖涡的形态85下洗流〔DownWash〕和下洗角

由于两个翼尖涡的存在，会导致在翼展范围内出现一个向下的诱导速度场，称为下洗。在亚音速范围内，这下洗速度场会覆盖整个飞机所处空间范围。86下洗角

下洗速度的存在，改变了翼型的气流方向，使流过翼型的气流向下倾斜，这个向下倾斜的气流称为下洗流，下洗流与相对气流之间的夹角称为下洗角ε。87下洗速度沿翼展分布

不同平面形状的机翼，沿展向下洗速度的分布是不一样的。88诱导阻力的产生有限展长机翼与无限展长机翼相比，由于前者存在翼尖涡和下洗速度场，导致前者的总空气动力较后者更加后斜，即前者总空气动力沿飞行速度方向〔即远前方相对气流方向〕的分量较后者更大。这一增加的阻力即为诱导阻力。LL’D89影响诱导阻力的因素机翼平面形状：椭圆形机翼的诱导阻力最小。展弦比越大，诱导阻力越小升力越大，诱导阻力越大平直飞行中，诱导阻力与飞行速度平方成反比翼梢小翼可以减小诱导阻力90低展弦比使翼尖涡变强，诱导阻力增加。高展弦比使翼尖涡减弱，诱导阻力变小。展弦比对诱导阻力的影响91展弦比对诱导阻力的影响机翼展弦比倒数诱导阻力系数减少的百分比升力系数不变92高展弦比飞机93空速大小对诱导阻力大小的影响阻力诱导阻力空速空速小，下洗角大，诱导阻力大空速大，下洗角小，诱导阻力小94翼梢小翼95翼梢小翼可以减小诱导阻力96翼梢小翼可以减小诱导阻力

翼梢小翼改变了机翼沿展向分布的翼载荷。97翼梢小翼可以减小总阻力98阻力公式—飞机的阻力系数—飞机的飞行动压—机翼的面积。99回忆阻力组成摩擦阻力(SkinFrictionDrag)压差阻力(FormDrag)干扰阻力(InterferenceDrag)诱导阻力(InducedDrag)废阻力(ParasiteDrag)100阻力相关资料典型飞机阻力构成阻力名称亚音速运输机超音速战斗机单旋翼直升机摩擦阻力45%23%25%诱导阻力40%29%25%干扰阻力7%6%40%激波阻力3%35%5%其他阻力5%7%5%101总空气动力

升力和阻力之和称为总空气动力。102本章主要内容2.1

空气流动的描述2.2

升力2.3

阻力2.4增升装置的增升原理1032.5增升装置的增升原理迎角与速度的关系速度迎角飞机的升力主要随飞行速度和迎角变化。在大速度飞行时，只要求较小迎角，机翼就可以产生足够的升力维持飞行。在小速度飞行时，那么要求较大的迎角，机翼才能产生足够的升力来维持飞行。105为什么要使用增升装置

用增大迎角的方法来增大升力系数从而减小速度是有限的，飞机的迎角最多只能增大到临界迎角。因此，为了保证飞机在起飞和着陆时，仍能产生足够的升力，有必要在机翼上装设增大升力系数的装置。

增升装置用于增大飞机的最大升力系数，从而缩短飞机在起飞着陆阶段的地面滑跑距离。106主要增升装置包括：前缘缝翼后缘襟翼前缘襟翼1072.5.1

前缘缝翼前缘缝翼位于机翼前缘，在大迎角下翻开前缘缝翼，可以延缓上外表的气流别离，从而使最大升力系数和临界迎角增大。在中小迎角下翻开前缘缝翼，会导致机翼升力性能变差。108前缘缝翼下翼面高压气流流过缝隙，贴近上翼面流动。一方面降低逆压梯度，延缓气流别离，增大最大升力系数和临界迎角。另一方面，减小了上下翼面的压强差，减小升力系数。109前缘缝翼对压强分布的影响

较大迎角下，使用前缘缝翼可以增加升力系数。1102.5.2

后缘襟翼分裂襟翼〔TheSplitFlap〕简单襟翼〔ThePlainFlap〕开缝襟翼〔TheSlottedFlap〕后退襟翼〔TheFowlerFlap〕后退开缝襟翼〔TheSlottedFowlerFlap〕

放下后缘襟翼，使升力系数和阻力系数同时增大。因此，在起飞时放小角度襟翼，着陆时，放大角度襟翼。111分裂襟翼〔TheSplitFlap〕分裂襟翼是一块从机翼后段下外表向下偏转而分裂出的翼面，它使升力系数和最大升力系数增加，但临界迎角减小。112放下分裂襟翼后，在机翼和襟翼之间的楔形区形成涡流，压强降低，吸引上外表气流流速增加，上下翼面压差增加，从而增大了升力系数，延缓了气流别离。

此外，放下分裂襟翼使得翼型弯度增大，上下翼面压差增加，从而也增大了升力系数。分裂襟翼〔TheSplitFlap〕113简单襟翼〔ThePlainFlap〕

简单襟翼与副翼形状相似。放下简单襟翼，增加机翼弯度，进而增大上下翼面压强差，增大升力系数。但是放简单襟翼使得压差阻力和诱导阻力增大，阻力比升力增大更多，使得升阻比降低。114大迎角下放简单襟翼，升力系数及最大升力系数增加，阻力系数增加，升阻比降低〔即空气动力