空氣動力學Chapter4

1、第四章作用于全機的氣動力4.1 有害阻力 飛機的升力基本上來源于機翼。 機身、尾翼即使產(chǎn)生升力也很小。 但是，阻力卻來源于飛機的各個部分。預測阻力很重要。 機翼為了產(chǎn)生升力，附帶阻力是不得已的。 機翼以外的部分，如機身、尾翼、發(fā)動機所產(chǎn)生的阻力稱為有害阻力(parasite drag)。 有害阻力現(xiàn)在的定義包括誘導阻力以外的所有阻力。 圖為典型的4發(fā)飛機的有害阻力。 圖中的整流罩是指機翼與機身之間的曲面接合部。在較大升力處，阻力顯著減小。 加整流罩可以防止渦的產(chǎn)生，進而減小阻力。 兩個物體A，B組合時，各個物體周圍的流場受到其他物體的影響，與各自單獨存在時呈現(xiàn)不同的氣動特性。這類現(xiàn)象稱作氣動干

2、擾。 物體A，B單獨在流場中受到的阻力分別為 和 。設兩個物體以某種位置關系組合時的阻力為 。則 一般比 大。 這兩種情況的阻力之差 稱為干擾阻力。 整流罩起著減輕機翼與機身之間干擾阻力的作用。ADBDA BDA BDABDDKA BABDDDD4.2 全機的阻力系數(shù) 全機的阻力用，機翼、機身、尾翼等各部分的阻力分別用，來表示。則wDfDtDwftDDDDD 需要考慮干擾阻力時，也可加上。 為使上式系數(shù)化，各項用各部分的阻力系數(shù)，代表面積，相對風動壓的積來表示。212DDCVS212wwDDCVS212ffDfDCVS212ttDtDCVS 將這些式子代入前式，兩邊用 來除，得到全機的阻力系數(shù)

3、為 另一方面，全機的阻力系數(shù)為有害阻力系數(shù)與機翼的誘導阻力系數(shù)之和。 現(xiàn)代飛機的有害阻力系數(shù)一般為0.015-0.0252(1/2) VSwftftDDDDSSCCCCSSpiDDDCCC 作為近似式，有害阻力系數(shù)進一步可寫成 這里 叫最小有害阻力系數(shù)(minimum parasite drag coefficient)。阻力系數(shù)同升力系數(shù)的平方成正比。 由于誘導阻力系數(shù)為 min2ppDDLCCkCminDpC 21/iDLCCA 將兩式代入，得全機的誘導阻力系數(shù) 這里， 為 被稱作飛機效率，通常取0.7-0.85的值。機體越完美， 值越接近1。eemin21pDDLCCkCAmin2pLD

4、CCeA11ek A 最小有害升力系數(shù)可以如下表示 這里 為干擾阻力增加的倍數(shù)，一般 。 小角標 表示零升力時的值。 00.10LC min01pftLftDdDDCSSCCCCSS 給出 ， 和的值，可求出全機阻力系數(shù)及升阻比。 但是，迎角接近失速迎角時，這個公式不成立。minDpCeADC/DLCC 圖為法國卡拉貝爾運輸機的氣動特性。 可以看到：升力系數(shù)為0.6時，升阻比最大。min0.015DpC0.89e 8.0A 這個性質對現(xiàn)代的飛機都適用。升阻比在 范圍取最大值，一般在15-20左右。0.50.7LC 以升阻比最大的升力系數(shù)飛行，可以加大螺旋槳飛機的航程。但是，對應這個升力系數(shù)的巡

5、航速度過小，所以實際的飛行是以犧牲航程的較大速度飛行的。4.3 空氣動力特性的推定 飛機的基本性能是由升力系數(shù)和阻力系數(shù)決定的。因此，設計飛機時，這兩個系數(shù)的意義十分重大。 僅依靠理論計算推定氣動特性有難度，需要進行數(shù)值模擬和風洞實驗。 這里介紹的方法是，給出飛機的主要數(shù)據(jù)，推定飛機的升力系數(shù)和阻力系數(shù)。 升力系數(shù)由定義 水平定常飛行時，升力與重量相等。所以從飛機的重量、速度、機翼面積、飛行高度的空氣密度，可以推算升力系數(shù)。22LLCV S22LWCV SLW 阻力系數(shù)由以下方法求得。 作用于飛機上的阻力為，則飛機單位時間所做的功，即功率為。這個功率由發(fā)動機提供。設發(fā)動機的軸功率為，螺旋槳效率

6、為， 由阻力系數(shù)的定義 代入上式，解得DDVPp2(1/2)DDCVS32pLPCV SpDVP 用噴氣發(fā)動機時，推力 與阻力 相等 阻力系數(shù)為212DCVST22DTCV STD4.4 機身的阻力系數(shù) 機身(fuselage)是連接飛機各個部分的主體。同時有內(nèi)裝發(fā)動機，駕駛艙，乘客、行李、貨物的作用。 隨著機身體積的增大，飛行速度的加快，阻力增加。 通過使用流線形機身，可以減小阻力。 圖為早期風洞實驗研究的各種流線形機身及阻力系數(shù)。 后來發(fā)現(xiàn)較細長的機身的阻力更小，所以短粗的機身漸漸消失。同時用于增強機翼強度的支柱也不再使用，以及收放式起落架的使用，使全機的阻力顯著減少。 例如，戰(zhàn)斗機的阻力

7、中，機翼占50%，機身占34%，尾翼占16%。 現(xiàn)代飛機的設計不是單純地考慮氣動性能，而是考慮飛機的全體用途，來決定機身的形狀。 例如，客機考慮機艙內(nèi)的容積和舒適性。 機首的形狀主要考慮從駕駛席的視野。 機身及發(fā)動機匣的阻力系數(shù)值如下： 單發(fā)的螺旋槳發(fā)動機：0.09-0.13 大型運輸機：0.07-0.12 飛艇：0.11-0.14 發(fā)動機匣：0.08-0.14 機翼與機身的干擾也十分重要。 這里只講低速時的結論。 機翼與機身的前后位置： 機身最大截面積處干擾阻力最大。 機翼與機身的上下位置： 阻力：中翼最小，高翼和低翼更大。 升力：高翼最大(與單獨機翼幾乎相同)， 中翼較小，下翼更小。4.5 跨聲速面積定律 亞聲速飛行時代，機翼與機身分別設計，然后用整形罩結合，氣動特性與預想的沒有較大變化。 飛行速度接近聲速時，阻力急劇增加。 NACA的理查德惠特卡姆于1951-1952年，通過風洞實驗，提出了跨聲速面積定律(transonic area rule)： 在聲速附近，機翼-機身組合體的造波阻力，等同于與飛行方向垂直的截面積分布相同的旋轉體。 如圖。翼-身組合體的造波阻力，與下邊的截面積分布相同的旋轉體。 截面積分布光滑的(b)產(chǎn)生