飞机的空气动力学

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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

2、(a))，用α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，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2.3.5迎角图2.3.6小迎角α下翼剖面上的空气动力1—压力中心2—前缘3—后缘4—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

3、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

4、机前进的作用，就是阻力D。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)所示。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

5、最大。(a)翼型上的压力分布1—翼型2—吸力3—压力(b)不同迎角下翼型压力分布的变化1—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α的增加而上升的。但当α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

6、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)。图2.3.8翼型的L-α曲线图2.3.9翼型的CL-α曲线R随α的变化而变化，它在垂直于迎面气流方向上的分力L——升力，也随α的变化而变化。为了研究问题方便，我们采用无因次的升力系数CL来表示升力与迎角的关系，即升力系数CL随迎角变化的曲线称为升力曲线（图2.3.9）。在一定飞行速度下，在迎角较小的范围内，升力系数CL由随迎角α的呈线性变化；随着迎角的继续增加，升力曲线逐渐变弯，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

7、数反而减小。翼型的力矩特性及焦点图2.3.10气动合力及力矩图2.3.11Cm-CL曲线当气流流过翼型时，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L1和平行于翼弦的切向力D1(图2.3.10)。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＝－L1(xP-xF)≈－L(xP-xF)改用力矩系数的形式表示为式中和分别是压力中心和任意点F到翼型前缘距离与弦长比的百分数(见图2.3.9)。α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

8、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2.