《飞机的空气动力学.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《飞机的空气动力学.docx（5页珍藏版）》请在三一文库上搜索。
1、低速、亚音速飞机的空气动力环境C091 王亚飞飞机上的空气动力学和现在的流体力学有着相同的特点，研究空气动力学可以间接的学习流体力学，而空气动学上的最突出的应用就是飞机，所以现在着重讲述下飞机的空气学特点，翼型的升力和阻力飞机之所以能在空中飞行，最基本的事实是，有一股力量克服了它的重量把它托举在空中。而这种力量主要是靠飞机的机翼与空气的相对运动产生的。迎角的概念 飞行速度（飞机质心相对于未受飞机流场影响的空气的速度）在飞机参考平面上的投影与某一固定基准线（一般取机翼翼根弦线或机身轴线）之间的夹角，称为迎角（图2.3.5（a），用a表示。当飞行速度沿机体坐标系（见 2.4.1节）竖轴的分量为正时
2、，迎角 为正。如果按照相对气流（未受飞机流场影响的气流）方向，则相对气流速度（未受飞机流场影响的空气相对于飞机质心的运动速度）在飞机参考平面上的投影与某一固定基准线之间的图2.3.5迎角夹角就是迎角，且当相对速度沿机体坐标系竖轴的分量为负时，迎角为正（图2.3.5（b）。图2.3.6小迎角a下翼剖面上的空气动力1压力中心 2前缘3一后缘4一翼弦升力和阻力的产生根据我们已经讨论过的运动的转换原理，可以认为在空中飞行的飞机是不动的，而空气以同样的速度流过飞机。如图2.3.6所示，当气流流过翼型时，由于翼型的上表面凸些，这里的流线变密，流管变细，相反翼型的下表面平坦些，这里的流线变化不大（与远前方流
3、线相比"根据连续性定理和伯努利定理可知，在翼型的上表面，由于流管 变细，即流管截面积减小，气流速度增大，故压强减小；而翼型的下表面，由于流管变化不 大使压强基本不变。这样，翼型上下表面产生了压强差，形成了总空气动力R, R的方向向后向上。根据它们实际所起的作用，可把R分成两个分力：一个与气流速度v垂直，起支托飞机重量的作用，就是升力L;另一个与流速v平行，起阻碍飞机前进的作用，就是阻力Do此时产生的阻力除了摩擦阻力外，还有一部分是由于翼型前后压强不等引起的，称之为 压差阻力。总空气动力R与翼弦的交点叫做压力中心 （见图2.3.6）。好像整个空气动力都集中在这一点上，作用在翼型上。根据
4、翼型上下表面各处的压强，可以绘制出翼型的压强分布图（压力分布图），如图2.3.7（a）所小。图中自表面向外指的箭头，代表吸力；指向表面的箭头，代表压力。箭头都与表面垂直，其长短表示负压 （与吸力对应）或正压（与压力对应）的大小。由图可看出，上表 面的吸力占升力的大部分。靠近前缘处稀薄度最大，即这里的吸力最大。(a)翼型上的压力分布1一翼型2一吸力3压力(b)不同迎角下翼型压力分布的变化1一尾部漩涡图2.3.7翼型的压强分布图(压力分布图)由图2.3.7(b)可见，机翼的压强分布与迎角有关。在迎角为零时，上下表面虽然都受到 吸力，但总的空气动力合力 R并不等于零。随着迎角的增加，上表面吸力逐渐变
5、大，下表 面由吸力变为压力，于是空气动力合力R迅速上升，与此同时，翼型上表面后缘的涡流区也逐渐扩大。在一定迎角范围内， R是随着迎角a的增加而上升的。但当 a大到某一程度, 再增加迎角，升力不但不增加反而迅速下降，这种现象我们叫做“失速”。失速对应的迎角就叫做“临界迎角”或“失速迎角” (见图2.3.8)。L升力，也随a的变化而 Cl来表示升力与迎角的关系，即R随a的变化而变化，它在垂直于迎面气流方向上的分力 变化。为了研究问题方便，我们采用无因次的升力系数1 32S2.3.9)。在一定飞行速度下，在迎角 随着迎角的继续增加，升力曲线逐2升力系数Cl随迎角变化的曲线称为升力曲线(图 较小的范围
6、内，升力系数 Cl由随迎角a的呈线性变化；渐变弯，到临界迎角时，升力系数达到最大值 CLmax；之后再增大迎角，升力系数反而减小。翼型的力矩特性及焦点图 2.3.11 Cm-Cl 曲线图2.3.10气动合力及力矩当气流流过翼型时，可以把作用在翼型上的空气动力R分解为垂直翼弦的法向力 Li和平行于翼弦的切向力 Di（图2310）。我们规定使翼型抬头的力矩为正，则空气动力对F点的力矩可写为MyP= Li （x p-x f） L （x P-Xf）改用力矩系数的形式表示为CmMyp1 Dv2ScL(Xp -Xf、>v2Sc=-Cl (Xp Xf )式中Xp和Xf分别是压力中心和任意点F到翼型前缘
7、距离与弦长比的百分数（见图239）。a不但影响R的大小，同时还改变其作用点（压力中心）。为此，变换不同的迎角作实验， 求出各个迎角下对应的升力系数Cl和力矩系数Cm,画出Cm与Cl曲线，如图2.3.10所示。由该图可见，当 Cl不太大时曲线近似呈直线，不同的F可得到不同的斜率。因此总能找到一点，其Cm几乎不随Cl而变化，这样的点在空气动力学中称之为焦点（或空气动力中心）。由于升力增加时，升力对焦点的力矩不变，因此，焦点实质上是迎角增加时升力增量的作用点。低速时，焦点一般在25%机翼弦长附近（见图2311）。焦点距前缘的相对位置用Xf （=Xf /C），绕该点的力矩系数用Cmo表示。对于已选定的
8、翼型，它们都是定值（见图2.3.11）,Cmo =-Cl（Xp -Xf）Xp=Xf -Cmo/Cl可见压力中心并非焦点，它是随Cl的增大而前移，并逐渐接近焦点。附面层与摩擦阻力由于空气是有粘性的，所以当它流过翼型时，就会有一层很薄的气流被“粘”在机翼表面上。这个流速受到阻滞的空气流动层就叫做附面层。通常取流速达到0.99"处为附面层边界，由翼型表面到该处的距离被认为是附面层的厚度。受阻滞的空气必然会给翼型一个与飞行方向相反的作用力，这就是摩擦阻力。附面层中气流的流动情况是不同的（见图2312）。一般翼型大约在最大厚度以前，附面层的气流不相混淆而成层地流动，而且底层的速度梯度较小， 这
9、部分叫做层流附面层。 在这之后，气流的流动转变成杂乱无章，并且出现了旋涡和横向流动，而且贴近翼面的速度梯度也较大，这部分叫做紊流附面层。层流转变为紊流的那一点称为转振点。在紊流之后，由于分离，附面层脱离了翼面而形成大量的旋涡，这就是尾迹。分离戊转振点图2.3.12附面层摩擦阻力的大小，取决于空气的粘性、 飞机的表面状况以及同空气接触的飞机表面面积 等。空气的粘性越大、飞机的表面状况越差、 同空气接触的飞机表面面积越大，摩擦阻力也 就越大。为了减小摩擦阻力，就希望尽量延长层流段，因为附面层内的摩擦阻力同流动情况关系 密切，层流的摩擦阻力小，紊流的摩擦阻力大。选用最大厚度位置靠后的层流翼型，就有可 能使转振点位置后移。但是转振点的位置不是固定不变的，随着气流速度、翼型制造误差及表面粗糙度的增加等因素，都将使转振点前移而导致摩擦阻力的增加。