《空气动力学基础》PPT课件.ppt

第二章,低速空气动力学基础,第二章 第 页,2,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,2.1 空气流动的描述,第二章 第 页,4,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基本规律。,第二章 第 页,5,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，Ma0.4。绝热流体，不考虑流体温度的变化，Ma0.4。,第二章 第 页,6,相对气流,运动方向,相对气流方向,自然风方向,第二章 第 页,7,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。,第二章 第 页,8,对相对气流的现实应用,直流式风洞,回流式风洞,第二章 第 页,9,风洞实验段及实验模型,第二章 第 页,10,风洞的其它功用,第二章 第 页,11,迎角,迎角就是相对气流方向与翼弦之间的夹角。,第二章 第 页,12,相对气流方向就是飞机速度的反方向,第二章 第 页,13,相对气流方向是判断迎角大小的依据,平飞中，可以通过机头高低判断迎角大小。而其他飞行状态中，则不可以采用这种判断方式。,第二章 第 页,14,水平飞行、上升、下降时的迎角,上升,平飞,下降,第二章 第 页,15,迎角探测装置,第二章 第 页,16,2.1.4 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。,第二章 第 页,17,流管：由许多流线所围成的管状曲面。,第二章 第 页,18,流线和流线谱,流线谱是所有流线的集合。,第二章 第 页,19,流线和流线谱的实例,第二章 第 页,20,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。,第二章 第 页,21,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。,第二章 第 页,22,2.1.5 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基础。,第二章 第 页,23,连续性定理,1,2,A1,v1,A2,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,则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。,第二章 第 页,24,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,第二章 第 页,25,2.1.6 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基础。,第二章 第 页,26,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。,第二章 第 页,27,伯努利定理,第二章 第 页,28,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。,第二章 第 页,29,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,第二章 第 页,30,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。,第二章 第 页,31,2.1.7 连续性定理和伯努利定理的应用,用文邱利管测流量,文邱利管测流量,第二章 第 页,32,空速管测飞行速度的原理,第二章 第 页,33,与动压、静压相关的仪表,第二章 第 页,34,空速表,第二章 第 页,35,升降速度表,第二章 第 页,36,高度表,第二章 第 页,37,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,2.2 升力,第二章 第 页,39,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。,第二章 第 页,40,2.2.1 升力的产生原理,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？,第二章 第 页,41,升力的产生原理,前方来流被机翼分为了两部分，一部分从上表面流过，一部分从下表面流过。,由连续性定理或小狗与人速度对比分析可知，流过机翼上表面的气流，比流过下表面的气流的速度更快。,第二章 第 页,42,升力的产生原理,第二章 第 页,43,上下表面出现的压力差，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(Center of Pressure),升力的产生原理,第二章 第 页,44,2.2.2 翼型的压力分布,当机翼表面压强低于大气压，称为吸力。当机翼表面压强高于大气压，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,第二章 第 页,45,驻点和最低压力点,B点，称为最低压力点，是机翼上表面负压最大的点。,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。,第二章 第 页,46,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表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正压的作用。,第二章 第 页,47,2.2.3 升力公式,飞机的升力系数,飞机的飞行动压,机翼的面积。,第二章 第 页,48,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。,第二章 第 页,49,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,2.3 阻力,第二章 第 页,51,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。,第二章 第 页,52,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(Skin Friction Drag)压差阻力(Form Drag)干扰阻力(Interference Drag)诱导阻力(Induced Drag),废阻力(Parasite Drag),升力,粘性,第二章 第 页,53,2.3.1 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。,附面层的形成,第二章 第 页,54,附面层厚度较薄,第二章 第 页,55,无粘流动和粘性流动,附面层的形成是受到粘性的影响。,第二章 第 页,56,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。,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。,第二章 第 页,57,附面层厚度随气流流经物面的距离增长而增厚。,l,第二章 第 页,58,附面层厚度随气流流经物面的距离增长而增厚。,l,第二章 第 页,59,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。,第二章 第 页,60,层流的不稳定性,第二章 第 页,61,层流附面层和紊流附面层的速度型,第二章 第 页,62,2.3.2 阻力的产生,摩擦阻力(Skin Friction Drag)压差阻力(Form Drag)干扰阻力(Interference Drag)诱导阻力(Induced Drag),废阻力(Parasite Drag),升力,粘性,第二章 第 页,63,摩擦阻力,由于紧贴飞机表面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。,第二章 第 页,64,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。飞机的表面积越大，摩擦阻力越大。飞机表面越粗糙，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表面状况。,第二章 第 页,65,摩擦阻力在飞机总阻力构成中占的比例较大,第二章 第 页,66,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，导致气流附面层分离，从而产生的阻力。,第二章 第 页,67,顺压梯度与逆压梯度,顺压：A到B，沿流向压力逐渐减小，如机翼上表面前段。逆压：B到C，沿流向压力逐渐增加，如机翼上表面后段。,A,B,C,第二章 第 页,68,附面层分离,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，形成漩涡脱离物体表面的现象。,分离点,第二章 第 页,69,分离区的特点一,分离区内漩涡是一个个单独产生的，它导致机翼的振动。,第二章 第 页,70,分离区的特点二,分离区内压强几乎相等，并且等于分离点处的压强。,P分离点,P1,P2,P3,P4,P分离点=P1=P2=P3=P4,第二章 第 页,71,分离区的特点三,附面层分离的内因是空气的粘性，外因是因物体表面弯曲而出现的逆压梯度。,A,B,C,第二章 第 页,72,分离点与最小压力点的位置,A,B,C,最小压力点,分离点,第二章 第 页,73,分离点与转捩点的区别,层流变为紊流（转捩），顺流变为倒流（分离）。分离可以发生在层流区，也可发生在紊流区。转捩和分离的物理含义完全不同。,第二章 第 页,74,压差阻力的产生,气流流过机翼后，在机翼的后缘部分产生附面层分离形成涡流区，压强降低；而在机翼前缘部分，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。,第二章 第 页,75,分离点位置与压差阻力大小的关系,分离点靠前，压差阻力大。分离点靠后，压差阻力小。,A,B,C,C,第二章 第 页,76,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。,第二章 第 页,77,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。,第二章 第 页,78,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。,第二章 第 页,79,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。,第二章 第 页,80,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）,第二章 第 页,81,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,第二章 第 页,82,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。,第二章 第 页,83,翼尖涡形成的进一步分析,注意旋转方向,第二章 第 页,84,翼尖涡的立体形态,第二章 第 页,85,翼尖涡的形态,第二章 第 页,86,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。,第二章 第 页,87,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。,第二章 第 页,88,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。,第二章 第 页,89,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。,第二章 第 页,90,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,第二章 第 页,91,展弦比对诱导阻力的影响,第二章 第 页,92,展弦比对诱导阻力的影响,第二章 第 页,93,高展弦比飞机,第二章 第 页,94,空速大小对诱导阻力大小的影响,空速小，下洗角大，诱导阻力大,空速大，下洗角小，诱导阻力小,第二章 第 页,95,翼梢小翼,第二章 第 页,96,翼梢小翼可以减小诱导阻力,第二章 第 页,97,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。,第二章 第 页,98,翼梢小翼可以减小总阻力,第二章 第 页,99,阻力公式,飞机的阻力系数,飞机的飞行动压,机翼的面积。,第二章 第 页,100,回顾阻力组成,摩擦阻力(Skin Friction Drag)压差阻力(Form Drag)干扰阻力(Interference Drag)诱导阻力(Induced Drag),废阻力(Parasite Drag),第二章 第 页,101,阻力相关资料,第二章 第 页,102,总空气动力,升力和阻力之和称为总空气动力。,第二章 第 页,103,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,2.5 增升装置的增升原理,第二章 第 页,105,迎角与速度的关系,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，则要求较大的迎角，机翼才能产生足够的升力来维持飞行。,第二章 第 页,106,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。,第二章 第 页,107,主要增升装置包括：前缘缝翼后缘襟翼前缘襟翼,第二章 第 页,108,前缘缝翼,前缘缝翼位于机翼前缘，在大迎角下打开前缘缝翼，可以延缓上表面的气流分离，从而使最大升力系数和临界迎角增大。在中小迎角下打开前缘缝翼，会导致机翼升力性能变差。,第二章 第 页,109,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，延缓气流分离，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。,第二章 第 页,110,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。,第二章 第 页,111,后缘襟翼,分裂襟翼（The Split Flap）简单襟翼（The Plain Flap）开缝襟翼（The Slotted Flap）后退襟翼（The Fowler Flap）后退开缝襟翼（The Slotted Fowler Flap）,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。,第二章 第 页,112,分裂襟翼（The Split Flap）,分裂襟翼是一块从机翼后段下表面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。,第二章 第 页,113,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，吸引上表面气流流速增加，上下翼面压差增加，从而增大了升力系数，延缓了气流分离。,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（The Split Flap）,第二章 第 页,114,简单襟翼（The Plain Flap）,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。,第二章 第 页,115,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（即空气动力性能降低），临界迎角降低。,简单襟翼（The Plain Flap）,第二章 第 页,116,TB200的简单襟翼,第二章 第 页,117,开缝襟翼（The Slotted Flap）,开缝襟翼在简单襟翼的基础上进行了改进。在下偏的同时进行开缝，和简单襟翼相比，可以进一步延缓上表面气流分离，增大机翼弯度，使升力系数提高更多，而临界迎角却降低不多。,第二章 第 页,118,开缝襟翼（The Slotted Flap）,下翼面气流经开缝流向上翼面,开缝襟翼的流线谱,第二章 第 页,119,后退襟翼（The Fowler Flap）,后退襟翼在简单襟翼的基础上进行了改进。在下偏的同时向后滑动，和简单襟翼相比，增大了机翼弯度也增加了机翼面积，从而使升力系数以及最大升力系数增大更多，临界迎角降低较少。,第二章 第 页,120,后退开缝襟翼（The Slotted Fowler Flap）,后退开缝襟翼结合了后退式襟翼和开缝式襟翼的共同特点，效果最好，结构最复杂。,大型飞机普遍使用后退双开缝或三开缝的形式。,第二章 第 页,121,747的后退开缝襟翼,第二章 第 页,122,前缘襟翼,前缘襟翼位于机翼前缘。前缘襟翼放下后能延缓上表面气流分离，能增加翼型弯度，使最大升力系数和临界迎角得到提高。,前缘襟翼广泛应用于高亚音速飞机和超音速飞机。,第二章 第 页,123,B737-800的前缘襟翼,第二章 第 页,124,增升装置的原理总结,第二章 第 页,125,增升装置的原理总结,增升装置主要是通过三个方面实现增升：增大翼型的弯度，提高上下翼面压强差。延缓上表面气流分离，提高临界迎角和最大升力系数。增大机翼面积。,增升装置的目的是增大最大升力系数。,第二章 第 页,126,本章小结,连续性定理、伯努利定理机翼的压力分布附面层分离的原因及分离点移动的规律压差阻力升力系数、阻力系数和升阻比增升装置的增升原理。后缘襟翼的功用，增升的基本方法和原理，放襟翼对气动性能影响,