第2章 空氣動力學基礎(chǔ)知識《民航飛機自動飛行控制系統(tǒng)》

《民航飛機自動飛行控制系統(tǒng)》?精品課件合集空氣動力學基礎(chǔ)知識第二章目 錄CONTENTS1引言2國際標準大氣飛機升力的產(chǎn)生原理5飛機的空氣動力特性氣體流動的基本概念和基本方程34引言第1節(jié)1

引言空氣動力學是研究飛機和空氣做相對運動時（飛機在靜止空氣中運動或空氣流過靜止不動的飛機），空氣的運動規(guī)律及空氣作用在飛機上的力和力矩的規(guī)律的學科。在這種相對運動過程中，空氣作用在飛機上的力叫作空氣動力。它的大小和變化規(guī)律與飛機外形、飛行姿態(tài)、飛行速度和飛行高度有密切的關(guān)系。國際標準大氣第2節(jié)2

國際標準大氣所謂國際標準大氣（International

Standard

Air，ISA），就是人為地規(guī)定一個不變的大氣環(huán)境，包括大氣溫度、密度、氣壓等隨高度變化的關(guān)系，得出統(tǒng)一的數(shù)據(jù)，作為計算和試驗飛行的統(tǒng)一標準。國際標準大氣由國際民航組織（International

Civil

Aviation

Organization，ICAO）制訂，它是以北半球中緯度地區(qū)大氣物理特性的平均值為依據(jù)建立的。國際標準大氣假設(shè)重力加速度為恒定值，包括如下規(guī)定：海平面高度為

0

m。海平面氣溫為

288.15

K，或15℃或

59℉。海平面氣壓為

1

013.2

hPa（百帕）或

29.92inHg（英寸汞柱）海平面聲速為

661

kt。對流層高度為

11

km（36

089

ft）。對流層內(nèi)標準溫度遞減率為每增加

1

000

m

溫度遞減

6.5℃，或每增加

1

000

ft

溫度遞減2℃；從11

km

到

20

km

之間的平流層底部氣體溫度為常值：－56.5℃

或

216.65K。氣體流動的基本概念和基本方程第3節(jié)3.1

流線和流線譜流線是流體微團流動的路線。流線具有不可能相交，不可能分叉的特點。流線的集合稱為流線譜，流線所圍成的管狀曲面稱為流管。流線譜和流管3.2

流體的連續(xù)性定理連續(xù)性定理的表述為：流體流過流管時，在同一時間流過流管任意截面的流體質(zhì)量相等。流過截面

1（面積為

S1，流速為

v1，密度為ρ1）和流過截面2（面積為

S2，流速為

v2，密度為ρ2）的流體的質(zhì)量相等。即連續(xù)性方程為：S1v1

ρ

1=S2v2

ρ

2=常量當流體低速流動時，空氣密度不變，

ρ

1=

ρ

2則：S1v1=S2v2即截面大的地方，流速??；截面小的地方，流速大。流速大小與截面面積成反比。流體的連續(xù)性定理3.3

流體的伯努利定理空氣穩(wěn)定流動時，主要有

4

種能量：動能、壓力能、熱能、重力勢能。根據(jù)能量守恒定律，應有：動能+壓力能+熱能+重力勢能=常量當空氣低速流動時，熱能可忽略不計；空氣密度小，重力勢能可忽略不計。因此，沿流管任意截面上有：

動能+壓力能=常值伯努利定律可以表述為：穩(wěn)定氣流中，在同一流管的任意截面上，空氣的動壓和靜壓之和保持不變。由此可見，流速大，動壓大，靜壓就??；流速小，動壓小，靜壓就大。當流速減小到零，靜壓增加到最大，等于總壓。流體的伯努利定理飛機升力的產(chǎn)生原理第4節(jié)4.1

機翼的形狀和機翼的基本參數(shù)3—后緣；4—翼弦。翼型機翼的形狀主要是指機翼的平面形狀和剖面形狀，它是影響機翼的空氣動力性能的主要因素。機翼的剖面形狀（翼型）機翼的剖面形狀是指沿著與機身縱軸平行的方向剖開來的剖面形狀（通常也稱為“翼型或翼剖面”）1—上、下表面；2—前緣；翼剖面最前端的一點稱為“前緣”，最后端的一點稱為“后緣”，機翼前緣與后緣之間的連線稱為“翼弦”，也稱為弦線。翼弦4.1

機翼的形狀和機翼的基本參數(shù)迎

角相對氣流方向（飛行速度方向）與翼弦之間的夾角，稱為迎角，用α表示。相對氣流方向指向翼弦下方為正迎角，相對氣流方向指向翼弦上方為負迎角，相對氣流方向與翼弦平行為零迎角。飛行中飛行員可通過前后移動駕駛桿來改變飛機的迎角。飛行中經(jīng)常使用的是正迎角。迎角4.2

機翼上升力的產(chǎn)生原理升力的定義飛機在空中飛行時，相對氣流流過飛機，就會產(chǎn)生作用于飛機的空氣動力。飛機各部分所產(chǎn)生的空氣動力的總和，叫作飛機的總空氣動力，通常用

R

表示。將飛機的總空氣動力

R

分解為垂直于飛行速度（相對氣流）方向和平行于飛行速度（相對氣流）方向的兩個分力。垂直于飛行速度方向的分力叫升力，用

L

表示。平行于飛行速度方向的分力叫阻力，用

D表示。飛機的總空氣動力、升力和阻力4.2

機翼上升力的產(chǎn)生原理翼型的壓力分布在描述機翼的壓力分布時，通常將機翼上各點的靜壓（p）與大氣壓（p0）進行比較。翼面各點靜壓（p）與大氣壓（p0）之差稱為剩余壓力，即?p＝p－p0如果翼面上某點的靜壓高于大氣壓，則?p

為正值，叫作正壓；如果翼面上某點的靜壓低于大氣壓，則?p

為負值，稱為吸力（或負壓）。吸力和正壓可以用矢量來表示，矢量方向與翼面垂直，箭頭由翼面指向外，表示吸力（負壓）；箭頭指向翼面，表示正壓。矢量箭頭的長度表示吸力或正壓的大小。將各點矢量的外端用光滑的曲線連接起來，就得到了矢量表示的機翼壓力分布圖。機翼壓力分布的矢量表示法4.2

機翼上升力的產(chǎn)生原理升力公式機翼上產(chǎn)生的升力可用下面的公式來計算：CL為升力系數(shù)，主要取決于迎角和翼型的形狀，與動壓（流速）無關(guān)，由試驗取21

2得；S

為機翼面積；ρ為空氣密度；v

為氣流速度； ρv

表示動壓。飛機的空氣動力特性第5節(jié)5.1

升力特性飛機的升力特性是指飛機升力系數(shù)的變化。在中小迎角范圍，由于氣流與全部機翼表面接觸，升力系數(shù)呈線性變化，即升力系數(shù)隨迎角的增大而線性增大。當迎角增加到一定范圍時，隨著迎角增大，氣流開始從機翼后緣分離，升力系數(shù)增大的趨勢減緩，呈曲線增大。飛機的升力系數(shù)曲線5.2

阻力特性飛機的阻力特性是指飛機的阻力變化規(guī)律。阻力系數(shù)隨迎角的增大而一直增大，近似于拋物線規(guī)律。在中小迎角范圍，迎角增大，阻力系數(shù)增加緩慢。迎角較大時，隨迎角增大，阻力系數(shù)增加較快。接近或超過臨界迎角時，阻力系數(shù)急劇增大。某型飛機的阻力系數(shù)曲線5.3

升阻比特性升阻比是在相同迎角下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。升阻比大，說明在同一升力的情況下，阻力比較小。升阻比越大，飛機的空氣動力性能越好，對飛行