空气动力学机体形状.ppt

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1、空气动力学,流体流动的基本概念气流沿物体边缘的流动状态机体几何外形和参数作用在飞机上的空气动力机翼附着物（冰、雪、霜）对翼型的影响高速飞行的一些特点,流体流动的基本概念*气流：空气的流动称为气流。空气相对物体的流动，称为相对气流。*相对运动原理：物体在静止的空气中运动和空气流过静止的物体，会产生同样的相对气流和同样的空气动力。应用：对飞机进行试飞或利用飞机模型安装在风洞中来研究飞机空气动力的产生和变化。,连续性假设 将流体看成由无间隙的连续介质所组成，各种物理量都是空间和时间的连续性函数 0,流线和流线谱：在定常流动中，空气微团流过的路线（轨迹）叫作流线。由许多流线所组成的图形，叫做流线谱。一

2、般情况下流线不能相交。由许多流线所围成的管子称为流管。流线间隔缩小，表明流管收缩；反之，表明流管扩张。,流体流动的两个基本定理1、连续性定理：质量守恒定律在流体力学上的应用形式。当气流连续而稳定地流过一根流管时，在同一时间间隔内，流过流管任何切面的空气质量都是相等的。1V1S1=2V2S2=常数低速流动的气体近似看作是不可压缩的,即1=2则得到低速空气动力学和液体流体动力学中常用的连续性方程。V1S1=V2S2=常数上式表明，在不考虑压缩性的情况下，气流速度与流管的切面积成反比。,2,伯努利定理：理想流体连续而稳定地在流管内流过时，在与外界没有能量交换情况下，则在流管内任一切面上流体的静压与动

3、压之和为常数，即总压沿程不变。伯努利定理实质上是能量守恒定理在流体力学中的应用。定理表明，理想流体沿流管流动过程中，流速增大的地方，静压力必然减小，反之亦然。这个定理不能用于高速气流中。,机翼上产生升力的原因：流经机翼上翼面的流管收缩，切面积变小。下翼面的流管扩张，切面变大。据连续性定理可知，上翼面的空气流速大于来流的流速。下翼面的气流流速小于来流流速。又据伯努力定理可知，上翼,面处气流的静压低于来流大气压强，而下翼面静压大于来流大气压强。作用在机翼上、下表面的压强差的总和在垂直于相对气流方向的分力，就是机翼产生的升力。升力方向与相对气流的方向垂直。机翼上表面有一个最低压力点（气流流速最大）。

4、前缘处有一个最高压力点（气流速度为零）称为驻点。,气流沿物体边缘的流动状态 附面层 附面层特性 气流分离机理及其危害,附面层：气流流经物体表面时，由于空气粘性影响而使贴近物体表面的气流流速逐渐减慢的空气层。附面层内在物体表面处的流速为零。通常把流速达到外部流速的99%这一点到表面的距离，称为该处附面层的厚度。,（1）附面层的厚度沿气流方向逐渐加厚。（2）附面层内因为摩擦，使气流部分动能转化为热能，所以总压降低，并且沿气流方向各切面的总压均不同。附面层外部可视为无粘性流动的气体。,附面层特性,（3）层流附面层和紊流附面层：在附面层内空气分层流动，各层互不混淆的流动状态称为层流附面层。物体前部一般

5、保持层流附面层状态；流经一段距离后，则转成空气微团上、下乱动的紊流状态，形成紊流附面层。紊流附面层底部的速度梯度比层流附面层的大，所以造成的摩擦阻力要大得多。（4）转捩点：由层流附面层转变为紊流附面层的临界点。对给定的飞机其机翼表面上的转捩点将随飞行速度的提高而前移；另外机翼表面粗糙也将使转捩点前移，从而增加摩擦阻力。,气流分离及其危害（1）气流分离：流经物体的气流脱离物体表面，使物体后部形成大量涡流的现象。气流开始脱离表面处称为气流分离点。（2）气流分离机理：附面层内流速低，外部高速气流流经翼型最低压力点后，沿途压力逐渐增大。致使附面层内流动受到阻滞，甚至发生逆流。迫使外部气流脱离翼型表面，

6、并形成大量旋涡。（3）气流分离的危害：机翼气流分离会使升力突然大大下降、阻力剧增（压差阻力）引起飞机失速；机翼和尾翼发生抖振；操纵性和稳定性下降。（4）影响气流分离的因素：物体外形、来流速度、来流与物体的相对位置及物体表面光洁度等。,机体几何外形和参数 翼型：沿着飞机机身纵轴平行的方向剖一刀，所剖开来的剖面形状(通常也称为“翼剖面”)。影响翼型性能的最主要的参数是翼型的厚度和弯度及前缘半径和后缘角。,机翼剖面形状,层流翼型：具有较小的相对厚度和弯度。其最大厚度位于离前缘4050%的翼弦处，能使翼型上压强的最低点位于翼型靠后的部分。有利于提高临界马赫数和延缓气流分离。这种翼型用于高亚音速的飞机上

7、。菱形翼型：具有尖的前缘和小的相对厚度，用于超音速飞机。,机翼平面形状,机翼平面形状是飞机处于水平状态时，机翼在水平面上的投影形状（a）矩形；（b）梯形；（c）椭圆形；（d）后掠翼；（e）（f）和（g）为三角形和双三角形。,机翼平面的特征参数1、翼展：左右两翼尖之间的距离L。2、平均几何弦长：机翼面积S与翼展L之比。3、平均气动弦长：不同平面形状的机翼对应当量矩形机翼的弦长。当量矩形机翼与原机翼的面积及力矩特性相同。4、展弦比：翼展与平均几何弦长之比入。5、梯形比（根梢比）：翼根弦长与翼尖弦长之比。6、后掠角：机翼前缘与垂直于机身纵轴线的平面之间的夹角，称为前缘后掠角。机翼四分之一弦线的连线与

8、垂直于机身纵轴线的平面之间的夹角，称为后掠角，一般用x表示。,7、上反角和下反角：翼尖上翘为上反角，反之为下反角。均为弦平面沿展向与垂直于飞机立轴的平面之间的夹角。在飞机校装时，按给定位置进行测量。8、安装角：机翼翼弦平面与机身纵轴之间所夹的锐角，机翼的安装角为正，前缘上偏。在校装时调大安装角称内洗、调小安装角称外洗。9、纵向上反角：机翼安装角与飞机水平安定面安装角之差。一般水平安定面的安装角为负，前缘下偏。,机身的几何形状和参数前部：园头锥体。中部：等剖面园柱体。后部：尖削锥体。主要参数：总长、最大当量直径和相对位置、长细比。,作用在飞机上的空气动力总空气动力：作用在飞机上的空气动力总和。压

9、力中心：总空气动力作用线与飞机纵轴的交点。升力：在飞机对称面内总空气动力在垂直来流方向上的分量。阻力：在飞机对称面内总空气动力在平行来流方向上的分量。,v,飞机升力和阻力的计算公式,Y升力；Q阻力；空气密度；v 飞机与气流之间的相对速度；S 机翼面积；升力系数；阻力系数。,影响升力的因素:机翼面积 空气密度 飞行速度 升力系数 机翼面积：飞机的升力与机翼面积成正比。空气密度：飞机飞行环境的温度和高度通过大气密度的变化而体现。，温度和飞行高度愈高其密度愈小导致升力减小，只有高速飞机才适于高空飞行;高原机场和高的场温不利于飞机起飞。飞行速度（相对气流的速度）：其它条件不变时，升力与速度的平方成正比

10、。当飞机有偏航角速度时，由于左右机翼的相对气流速度不同，会使飞机产生滚转力矩。,飞机的升力,升力系数：其它条件不变时升力与升力系数成正比。升力系数是个综合参数，它是翼型、攻角、机翼平面形状等的函数。翼型对升力系数的影响：弯度和厚度越大，升力系数越大。,升力系数随迎角的变化关系,1、攻角：翼弦与迎面气流(相对气流)之间所夹的锐角。攻角通常也称为迎角。,2、升力系数随迎角的变化关系,2、升力系数曲线：随着攻角的增大升力系数与迎角呈线性增大，当升力系数达到最大值后随迎角的增大而迅速减小。零升攻角：升力系数（升力）等于零时对应的攻角。对称翼型的零升攻角等于零。非对称翼型的零升攻角不等于零。具有正弯度的

11、翼型其零升攻角为一个小的负攻角。临界攻角（失速攻角）：升力系数最大值所对应的攻角。,展弦比和梯形比越大，升力系数越大。飞机机翼的翼展是有限的，在两翼尖附近，下翼面压强高的气流会绕过翼尖，旋向上翼面。降低尖部上、下翼面的压强差，使机翼升力系数降低。同面积的机翼选用大展弦比和梯形比，能减小翼尖的影响程度。,展弦比和梯形比对升力系数的影响：,飞机的阻力飞机阻力的表达式为：式中Cx阻力系数，由实验得到。是机翼翼型、平面形状、迎角及机身机翼等各部件布局的综合参数。飞机的总阻力可分为：摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力和高速飞行时产生的波阻。其中摩擦阻力、压差阻力和干扰阻力之和总称为废阻。影响飞机阻力

12、的因素：阻力系数、机翼面积、空气密度及飞行速度。,摩擦阻力 空气的粘性是产生摩擦阻力的原因。摩擦阻力的大小取决于飞机表面面积、飞机表面的粗糙度及附面层的流动状态。紊流附面层的摩擦阻力较大，在飞行速度较高的飞机上多采用层流翼型。压差阻力 物体在空气中运动时，在物体前后产生的压强差引起的阻力。压差阻力的大小取决于飞机的迎风面积、外形和飞机的攻角。气流分离会使压差阻力急剧增大。流线型物体可减少后部气流分离，明显降低压差阻力。机翼采用合适的安装角和飞机在飞行中进行配平，其目的就是减小压差阻力提高经济性。,干扰阻力是由于流经飞机各部分之间的气流相互干扰而产生的一种额外阻力。图所示为机身与机翼连接处，形成

13、一个先收缩再扩张的流管，使翼根后部形成旋涡造成能量损失，产生干扰阻力情况。正确布局飞机各部件之间的相对位置和在各部件连接处加装合适的“整流片”是减小干扰阻力的有效措施。中单翼飞机的干扰阻力最小，下单翼最大，上单翼居中。,1,干扰阻力,诱导阻力诱导阻力是伴随着机翼上的升力产生而产生的一种升力面上特有的阻力。升力愈大（迎角增大），诱导阻力愈大。它是机翼翼尖涡流和机翼上翼面气流流过翼型后部产生下洗速度，使相对气流产生下洗角，总气动力向后倾斜而造成的。为减小下洗的影响，可采取大的展弦比、椭园形或梯形机翼及增设翼尖小翼等措施。,低速飞机各种阻力随飞行速度和迎角的变化情况,1、废阻随速度提高而增大。高速飞

14、行时废阻占主导地位。2、诱导阻力随速度提高（迎角减小的过程）而减小。低速飞行时诱导阻力占主导地位。3、小迎角飞行时废阻中的摩擦阻力占主导地位，大迎角飞行时压差阻力占主导地位。,l1,一,飞机阻力系数随迎角的变化,1、在迎角等于零附近阻力系数最小，但不为零。2、阻力系数随迎角的绝对值增大而增大。3、升力系数为零（零升迎角）对应的阻力系数叫作零升阻力系数。,飞机的升阻比,1、飞机的升阻比（K）：升力系数和阻力系数之比。2、K值的大小表示飞机气动效率的高低。3、在小迎角范围内，升阻比随迎角的增加而增大;升阻比的最大值对应的迎角约为4度左右，远远小于临界迎角。是机翼的安装角确定的依据。4、超过最大升阻

15、比对应的迎角后，由于阻力系数随迎角的增大而迅速增大，使升阻比减小。,飞机的极曲线1、飞机的极曲线：在不同迎角下，升力系数随阻力系数的变化关系曲线。2、从坐标原点作极曲线的切线，切点即为最大升阻比对应的迎角值。切线的斜率即为最大升阻比值。3、曲线的最高点即为最大升力系数值和对应的临界迎角。4、平行纵坐标作极曲线的切线，可得到最小阻力系数和对应的迎角。,飞机大攻角失速 在飞机飞行中，机翼攻角大于临界攻角引起的失速。机翼攻角大于临界攻角后，气流严重分离，升力系数迅速下降，并伴随有阻力剧增。飞行中的飞机就会发生不能即刻阻止的机头下沉、飞机滚转、机翼尾翼抖动，并使飞机的操纵和稳定性下降。各型飞机在使用中

16、都规定一个 升力系数（小于最大升力系数）或迎角（小于临界迎角）的限制值，并且当飞机迎角探测器探测到其迎角达到限制值（大于失速速度7）时，失速警告设备发出警告：警告喇叭、警告灯、抖杆器。,飞机的失速速度1、定义（CCAR-25部）：飞机可以操纵的定常飞行的最小速度。此时飞机的迎角达到最大迎角的限制值。2、使用中影响飞机失速速度的主要因素：飞机重量：重量愈大失速速度越高。载荷系数：载荷系数愈大失速速度越高。增升装置：使用增升装置可降低失速速度。向上垂直突风：向上垂直突风引起附加迎角，使失速速度提高。,压力中心和焦点,压力中心：作用在飞机上的总空气动力的作用线与飞机纵轴的交点。在攻角不大的情况下，常

17、近似地把总升力在纵轴上的作用点作为全机的压力中心。在一定迎角范围内，压力中心位置随迎角的增大而前移。焦点（空气动力中心）升力增量（迎角变化量引起的升力变化量）作用点。焦点位置不随攻角改变，飞机从亚音速进入超音速时焦点位置将后移。,机翼附着物（冰、雪、霜）对翼型的影响,1、阻力增大：迎风面加大压差阻力增大。表面粗糙增大摩擦阻力。2、升力系数和临界迎角减小：翼型改变同样迎角对应的升力系数小，使起飞和着陸速度提高。两侧机翼翼型不对称使飞机倾钭，操纵困难。破坏翼型-临界迎角减小，使飞机过早出现失速。,高速飞行的一些特点音速和马赫数1、音速：当空气受到扰动时，空气发生压缩和膨胀，并以纵波的形式向外传播，

18、这个传播速度就是音速。空气中的音速 a20.1T 米秒。温度愈高，压缩和膨胀过程的传播速度就愈大。音速高低表示空气本身的可压缩性。2、马赫数：飞机相对气流的速度V与当地音速a 的比值，即M=V/a。3、马赫数的意义：马赫数的大小表明飞机飞行速度（扰动的强度）接近或超过当地音速（空气本身的可压缩性）的程度，它反映了空气的可压缩性对飞机空气动力影响的严重性。,亚音速流和超音速流的加速、减速特性：区别主要是由于气体在高速流动时的可压缩性（密度变化）的影响而产生的。据连续性方程：,拉瓦尔喷管：管道先收缩使亜音速气流加速，当达到音速（M=l）时管道再扩张，使气流膨胀速度增加，压强下降，得到超音速气流。,

19、激波和波阻1、激波的形成：激波是由大气的可压缩性引起的。当飞机以音速或超音速飞行时，飞机会在飞机前方形成一道扰动区和未被扰动区的分界面，即边界波。无数道办界波被叠加在一起，就形成一层受到强烈压缩的薄薄的空气层，这就是激波。气流通过激波时，受到很强的阻滞，参数发生突变。速度突然下降，压强、温度、密度突然增高。,2、激波的分类：正激波和斜激波（1）正激波：激波波面与相对气流成垂直的激波。气流穿过正激波后，消耗很大动能，其速度总是降低到亚音速。（2）斜激波：激波波面与相对气流成向后倾斜角的激波。气流通过斜激波后，消耗的动能比正激波小，其速度可能降为亚音速，也可能保持超音速，具体情况取决于斜激波的倾斜

20、程度和相对气流速度。,3、M数和物体形状对激波形状的影响：M数等于或稍大于1时，在钝头或尖头物体前面形成的都是正激波。当M数超过1相当多（例M=2.479）时，则在尖头物体前形成的是斜激波，而在圆钝形头部物体前仍形成正激波。4、波阻：气流通过激波时，能量发生了转换，由动能转化为热能。动能的消耗表示产生了新的阻力波阻。显然，正激波的波阻比斜激波的波阻大。,膨胀波当超音速气流流经凸角时，其流管切面逐渐扩大，使气流M数增高、压力和密度下降，气流在转折点处将形成一个扇形的膨胀区域（扇形波），称为膨胀波。,临界M数与局部激波1、临界M数：当飞机飞行速度达到某一数值时（M数小于l.0），机翼上表面的局部流

21、速（压力最低点）达到该处的音速（局部马赫数等于1）时，对应的飞行速度称为临界速度，相应的飞行M数称为临界M数。2、局部激波：当飞机飞行速度达到临界马赫数以后，在机翼上表面局部M数等于1的点的后部形成的正激波，称为“局部激波”。3、激波分离与激波失速。（1）激波分离：气流流经局部激波后，因局部激波后的高压而导致机翼上的气流分离称为“激波分离”。（2）激波失速：由激波分离而引起的飞机失速称为“激波失速”。,临界M数与局部激波,亜音速、跨音速和超音速飞行（1）亚音速：M0.7;流过机翼表面的流场为亚音速流场，低亚音速范围内可不考虑空气的压缩性影响，而在高亜音速范围内则必须进行压缩性的修正和解决提高临

22、界马赫数的问题。（2）跨音速：0.7M1.3;流过机翼表面的流场既有亜音速也有超音速流场。它的气动力系数在飞行过程中会出现上下波动的现象，除造成阻力突增难于加速外，还会出现使飞机难以控制的情况音障。关键的向题是克服音障。（3）超音速：1.3M;流过机翼表面的流场为超音速流场。重点解决的问题是：减小波阻和空气动力加热问题。,提高临界马赫数的措施 层流翼型：较小的前缘半径、翼型薄并扁平，上翼面气流加速缓慢、压力分布比较平坦降低了翼面最高点的局部速度。主要用于高亜音速飞机。超临界翼型：较大的前缘半径、上翼面比较平坦后部略向下弯。上翼面气流加速更加缓慢。即使出现局部激波则强度也弱并且靠后，避免诱导激波

23、分离，具有好的跨音速特性。主要用于跨音速飞机。后掠机翼：机翼的后掠角为x，则流过翼型的有效速度（垂直于机翼前缘或1/4弦线的气流速度）v=Vcosx。式中V飞机迎面气流相对速度。故提高了飞机的临界马赫数。从高亜音速到超音速飞机，速度愈高采用的后掠角愈大。,减小波阻的措施 波阻是超音速气流通过激波消耗能量而引起的。正激波比斜激波的阻力大。超音速飞机多采用尖的头部和尖前缘的超音速翼型（如菱形），跨音速飞机上则使用超临界翼型。大后掠角、三角形和小展弦比的机翼用于跨音速和超音速飞机上。,涡流发生器1、功用：装于高亜音速和跨音速飞机的机翼上翼面上，延缓气流分离和提高安装于机翼后缘舵面的操纵效率。2、工作

24、原理：涡流发生器是一排沿翼展方向、垂直于翼面安装的很短的翼型片，位于副翼（或方向舵）的前方。当气流流过这些垂直固定的“小翼”时，会在其顶部产生涡流。涡流使外部高速气流卷入原来较厚的附面层内，从而使附面层减薄、沿翼型近表面的气流流速加快，达到适缓气流分离的作用。,高速飞机的附面层控制涡流发生器、翼刀,翼刀,构造：一种较窄的刀条，平行于飞机对称面垂直安装于后掠机翼或三角形机翼的上翼面上。功用：在大迎角时阻止后掠翼表面气流沿展向流动，避免翼梢部分附面层增厚，引起翼梢处气流首先分离;改善后掠翼飞机大迎角失速自动上仰的不良失速特性和提高副翼操纵效率。,超音速飞行时的空气动力加热热障,空气动力加热机理：空

25、气的粘性使附面层内的空气在流动中受到摩擦、阻滞和压缩，把气流的动能转变为热能，对机体表面进行加热。热障现象只有在超音速飞行时才有显著的表现。空气动力加热引起的后果：在结构中形成温度梯度产生热应力。结构在高温下工作降低受力构件的强度和刚度，使 非金属材料不能正常工作或损坏。座舱温度过高环境恶化，影响乘员和设备的正常工作。,飞行理论,飞机在空中运动的坐标系飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程飞机的巡航飞行起飞 着陆飞机水平转弯等速爬升 等速下滑飞机的增升装置,机体坐标系和地面坐标系：.机体坐标系：与机体固定，原点位于飞机重心处，坐标轴方向按右手定则互相垂直。x轴方向指向机头;y轴在飞机对称平面内

26、。.地面坐标系：与地球表面固定，原点位于地面上的任一选定点，坐标轴方向按右手定则互相垂直。x轴指向地球表面上某一选定方向;x轴和z轴在水平面内;y轴铅垂向上。,飞机在空中运动的坐标系,飞机在空中运动的自由度：空间一个刚体的运动，可以用其重心的质点平移运动和绕其重心的旋转运动两种运动的叠加来描述。共有六个自由度：三个平移和三个转动。飞机重心运动轨迹代表整架飞机的运动轨迹。空间一个质点的运动有三个平移自由度;分别是沿地面坐标系的x、y、z 三个轴的平移运动。机体绕重心的转动运动有三个转动自由度;分别是绕机体坐标系的x、y、z 三个轴的转动运动。,飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程,作用在飞机上

27、的外力：重力、空气动力（升力、阻力、侧向力）和发动机推力。力是改变飞机重心平移运动状态的原因。力矩：力矩是改变飞机绕重心转动运动狀态的原因。滚转力矩：绕纵轴x的力矩偏航力矩：绕立轴y的力矩俯仰力矩：绕横轴z的力矩飞机定常（等速直线）飞行时力的平衡方程：对机体坐标系 三个力的平衡方程：X=0,Y=0,Z=0 三个力矩的平衡方程：MX=0,MY=0,MZ=0,飞机等速直线飞行：Y0=G P0=X0,过载系数的定义飞机在某方向的除重力之外的外载荷与飞机重量的比值，称为该方向的飞机重心过载系数，用n 表示。飞机在y 轴方向的过载系数等于飞机升力Y 与飞机重量G 的比值,飞机结构强度主要取决于Y轴方向的

28、过载。,过载系数的大小和方向（正、负）飞机的重心过载取决于飞行时升力的大小和方向。升力与y 轴正向一致时取正号，反之则取负号。飞行中遇到向下的强大突风，可能使飞机升力向下，产生负过载。飞机从平飞减速緩慢转入下滑,过载是小于1.0 的正数。飞机从平飞突然推杆进入俯冲,可能产生负过载。飞机从下滑急速拉起,可能产生很大的正过载。飞机等速直线水平飞行，过载系数等于1.0。,过载系数的意义：过载系数的大小表示飞机受到外载荷的严重程度。过载表：指示飞机实际的过载系数值。过载表指示数值过大，应对机体结构进行检查，并记录在飞机履历本上。,飞机的巡航飞行,飞机巡航飞行应满足的平衡条件：升力等于重量、推力等于阻力

29、。*平飞所需速度：飞机在某高度上保持平飞所需的升力（等于重量）对应的飞行速度。影响平飞所需速度的因素：飞机重量：重量愈大所需速度愈高。升力系数：取决于飞机的迎角，迎角减小所需速度就高。空气密度：取决于飞行高度和大气温度，飞行高度高或气温高所需速度就高。机翼面积：面积大所需速度就低。*平飞需用推力（或功率）：推力用于克服阻力，平飞需用推力取决于平飞所需速度对应的飞机阻力。功率等于推力与速度的乘积。,G=,飞机最大平飞速度,.飞机在某高度上的最大平飞速度，由飞机在该高度上平飞所需推力（由阻力確定）与发动机在额定状态下的可用推力（由发动机性能確定）相等来求解。.飞机的最大平飞速度随高度增加而减小（发

30、动机的可用推力减小）。.剩余推力：发动机的可用推力大于飞机平飞所需推力的部分。剩余推力是飞机平飞加速和等速爬升的必要条件。,可用推力,.对飞机最大平飞速度的不同规定：在发动机满油门状态下，飞机作水平直线飞行时所能达到的最高稳定的飞行速度。在规定的油门状态下，飞机所能达到的水平直线稳定飞行的最高速度。民用运输机：在飞机巡航高度上的最大平飞速度由所需推力和可用推力相等来確定，并据此给出结构强度限制的最大允许动压。其它高度上的最大平飞速度由最大允许动压確定。.限制飞机最大平飞速度的因素：发动机可用推力和飞机结构强度。,飞机最小平飞速度,定义：飞机最小平飞速度是维持飞机水平直线稳定飞行的最低速度。不同

31、高度有不同的最小飞行速度，随着高度的增加最小飞行速度增加。,限制最小平飞速度的因素：.最大升力系数。.发动机的可用推力。.飞机失速速度。,飞机的飞行包线,.定义：以飞行高度、飞行速度、载荷系数等飞行参数为坐标，以飞行中的各种限制条件为边界组成的一条封闭曲线。.意义：代表飞机正常飞行中可能出现的各种参数的组合范围。即飞机只要符合在曲线上和其包围的范围内的任一点各参数的组合都可以正常飞行。.两种常用的飞行包线：飞机的平飞包线：以各高度上的最小平飞速度和最大平飞速度曲线为边界给出的飞机在各高度上的正常平飞速度范围。,速度-过载包线（机动包线和突风包线）：以飞行速度和过载系数为坐标，以最大和最小飞行速

32、度，最大正、负过载系数为边界画出的飞行包线。它表示飞机结构在不同飞行速度下的受载情况，是选取飞机结构强度设计情况的依据。,巡航性能主要指标,巡航速度：每千米耗油量最小对应的飞行速度。飞机以此速度飞行可取得最大航程。航程：飞机在无风条件下，连续飞行耗尽可用燃油时飞行的水平距离。民航飞机一般用业载-航程曲线的形式给出。航时（续航时间）：飞机在飞行中耗尽可用燃油时，持续飞行时间。,起飞,起飞定义：从起飞线开始，经过滑跑-离地-爬升到安全高度（飞机高于起飞表面10.7米CCAR-25）为止的全过程。主要性能指标：地面滑跑距离、离地速度和起飞距离。影响起飞性能的主要因素：起飞重量、大气条件（密度、风向等

33、）、离地时的迎角、增升装置的使用、发动机的推力及爬升阶段爬升角的选择等。,i,着陆,定义：安全高度（高于着陸表面15米CCAR-25）下滑-拉平-平飞减速-飘落触地-滑跑停机，五个阶段的全过程。主要性能指标：接地速度、着陸滑跑距离和着陸距离。影响着陆性能的主要因素：着陸重量、大气条件（密度、风向等）、接地时的迎角（正常应取允许的最大值）、增升增阻装置和发动机的反推及刹车装置的使用等。,飞机在飞行中的侧滑和侧滑角,定义：飞机在飞行中沿机体坐标轴z轴（横轴）方向的移动。,侧滑角：飞机对称面与相对气流之间的夹角。以气流从机身右侧吹来为正。左侧滑:气流从机头左侧吹来。右侧滑：气流从机头右侧吹来。内侧滑

34、：气流从转弯飞机的内侧吹来。外侧滑：气流从转弯飞机的外侧吹来。,飞机水平转弯,定义：飞机在水平面内（高度不变）连续改变航向的等速曲线运动。航向改变角度大于360度，叫水平盘旋;小于360度叫水平转弯。,飞机水平转弯转弯理论：偏转副翼-拉驾驶杆-推油门杆-蹬方向舵（有飞行扰流板的飞机不蹬舵）。.力是产生加速的原因：要使飞机速度方向改变，应在重心处施加与原来速度方向垂直的水平横向力。通过操纵副翼使飞机产生倾斜角（盘旋坡度），飞机升力在水平方向上的分量使飞机速度方向改变转弯。.保持水平转弯：飞机升力在垂直方向上的分量应等于重量。通过拉驾驶杆操纵升降舵使飞机迎角增加而实现。飞机作水平盘旋时，其过载系数

35、大于l.0，转弯半径愈小要求的盘旋坡度愈大，对应的过载系数也愈大。转弯最大坡度由使用限制过载确定。.保持速度大小不变：加大发动机推力克服因迎角增加引起的阻力增量。.防止侧滑：蹬方向舵（或飞行扰流板）使飞机机头连续摆向来流方向。,等速爬升定义：飞机沿斜直线等速上升。飞机爬升轨迹与水平面之间的夹角称为爬升角。特点：匀速直线运动。由于存在爬升角，所以 发动机的推力等于迎面阻力与重力在机体坐标x轴上的分量之和。升力等于重力在机体坐标y轴上的分量。即：推力大于阻力;升力小于重力;剩余推力是飞机进行等速爬升的先决条件。,爬升率：单位时间飞机上升的高度。影响爬升率的因素：剩余推力、重量、速度和爬升角。飞机的

36、升限：爬升率等于零时飞机达到的高度-理论升限;爬升率小于某一规定值时飞机所能达到的高度-实际升限。,等速下滑定义：飞机在零推力状态下沿倾斜直线等速下降的运动。飞机下降轨迹与水平面的夹角称为下滑角。特点：匀速直线运动。由于存在下滑角，所以 从升力、重力和阻力三力平衡关系中可得到：.下滑角的大小取决于飞机的升阻比。升阻比愈大，下滑角愈小，下滑距离愈长。.下滑角和下滑距离与飞机重量无关。,飞机的增升装置,功用：改善飞机起飞和着陸性能，提高安全性。增升原理后缘增升装置前缘增升装置控制附面层的增升装置,增升原理增加升力系数增大机翼弯度。增大机翼面积。增大临界攻角和最大升力系数控制机翼上的附面层，延缓气流

37、分离。,后缘增升装置,后缘襟翼的种类很多，较常用的有：分裂式襟翼、简单襟翼、开缝式襟翼、后退襟翼、后退开缝式襟翼、双缝襟翼和三缝襟翼等。,后缘增升装置,简单襟翼 增大机翼弯度，提高升力系数。,后缘增升装置,分裂式襟翼 增大机翼弯度、延缓气流分离。,后缘增升装置,开缝式襟翼增大弯度、增大临界迎角和最大升力系数。,后缘增升装置,后退式襟翼增大翼型弯度和机翼面积。,后缘增升装置,后退开缝式襟翼-增大弯度、面积、临界迎角和最大升力系数。,后缘增升装置,双缝襟翼、三缝襟翼三种增升方式并用。比单缝后退式可偏转更大的角度，增升能力更强。,克鲁格襟翼,机翼前缘增升装置-襟翼、缝翼,前缘增升装置,前缘下垂式襟翼

38、,前缘缝翼的增升原理：延缓机翼上的气流分离，因而提高了“临界攻角”(一般能增大10-15)，使得机翼在更大的攻角下才会发生失速。增大最大升力系数Cy,max(一般能增大百分之五十左右）。构造型式：前缘缝翼分为固定式和可动式两种。前缘缝翼与后缘襟翼收、放之间的顺序要求：放出-先放前缘缝翼后放后缘襟翼;收入-先收后缘襟翼后收前缘缝翼。后掠式机翼上的前缘襟翼与前缘缝翼的布局：前缘襟翼在内侧（靠近翼根），前缘缝翼在外侧。防止翼尖气流先分离，提高副翼效率和使飞机有好的失速特性。,前缘缝翼,前缘增升装置,前缘缝翼,固定式前缘缝翼 可动式前缘缝,控制附面层的增升装置,附面层吹除装置附面层吸入装置涡流发生器和

39、翼刀,飞机的稳定性和操纵性,（共 12 题）,描述飞机在空中姿态的参数姿态角飞机稳定性飞机的操纵性飞机主操纵面上的辅助装置,描述飞机在空中姿态的参数姿态角,机体坐标系和地面坐标系：.机体坐标系：与机体固定，原点位于飞机重心处，坐标轴方向按右手定则互相垂直。x轴方向指向机头;y轴在飞机对称平面内。.地面坐标系：与地球表面固定，原点位于地面上的任一选定点，坐标轴方向按右手定则互相垂直。x轴指向地球表面上某一选定方向;x轴和z轴在水平面内;y轴铅垂向上。,姿态角：机体坐标系与地面坐标系之间的三个夹角-俯仰角、偏航角和滚转角。.俯仰角：机体坐标系纵轴（x轴）与地面坐标系x-z平面（水平面）之间的夹角。

40、机头上仰为正。.偏航角：机体坐标系纵轴在水平面上的投影与地西坐标系x轴之间的夹角。机头向左偏为正。.滚转角：飞机对称面（机体坐标系x-y平面）与地面坐标系x-y平面（铅垂面）之间的夹角。飞机向右滚转（右机翼下沉）为正。,空速向量（相对气流）相对飞机的方位参数方位角,.迎角：空速向量在飞机对称面上的投影与机体坐标系纵轴（x轴）之间的夹角。投影线在纵轴下方，迎角为正。.侧滑角：空速向量与飞机对称面之间的夹角。空速向量在机头右侧，侧滑角为正。,飞机稳定性的基本概念,.飞机的稳定性：飞机在匀速直线（平衡状态）飞行中，受到各种扰动后，使飞机的原始平衡状态受到破坏，当扰动消失后，在驾驶员不进行操纵的情况下

41、，飞机自动恢复到原始的平衡状态的能力。.静稳定性和动稳定性：具有静稳定性是物体具有稳定性的必要条件;具有动稳定性是充分条件。静稳定性：研究当扰动消失后，是否有自动恢复到原始平衡状态的趋势（瞬时运动）。动稳定性：研究当扰动消失后，自动恢复到原始平衡状态的扰动运动过程（收敛、等幅或发散）。.飞机的稳定性：纵向稳定性、侧向静穏定性、方向（横向）静稳定牲和横侧动稳定性。,飞机的稳定性,飞机的纵向稳定性飞机的侧向静稳定性 飞机的方向（横向）静稳定性 飞机的横侧向动稳定性,飞机的纵向静稳定性.定义：飞机在定常直线飞行过程中，受到纵向干扰使飞机迎角改变时,干扰消失后，不需驾驶员操纵，飞机有自动恢复原始迎角的

42、趋势。.纵向静稳定性判别式：飞机的纵向静稳定性取决于飞机的重心和焦点之间的相对位置。判别式：焦点在重心之后静稳定。焦点在重心之前静不稳定。焦点在重心处中立静稳定。.静稳定余量：飞机重心到后面焦点之间的距离。一般为平均气动力弦长的10-15。,飞机的纵向稳定性,影响飞机纵向静稳定性的因素：,.飞机实际重心位置的变化：货物、乘客、燃油及飞机构型等的变化，都会影响飞机的实际重心位置。.飞机焦点位置的变化：飞构构型、水平尾翼（升降舵位置和安定面的配平）和飞行马赫数等都对焦点位置产生影响。.升降舵随风偏转的情况：在飞行中，如果升降舵能随风自由偏转，则使纵向静稳定性降低。因为其偏转方向产生的附加气动力矩会

43、加大飞机迎角的改变量（与干扰产生的迎角增量方向相同）。驾驶员在飞行中握杆和松杆、操纵系统传动机构的摩擦和间隙及无回力助力器的使用等，都直接影响升降舵的自由摆动情况。,飞机的纵向动稳定性,1、飞机纵向扰动运动过程中作用在飞机上的力矩：.静稳定力矩：由迎角增量产生的作用在焦点上的升力增量对飞机横轴的转动力矩。它企图使飞机恢复原有姿态。也称为恢复力矩。.俯仰阻尼力矩：飞机在恢复摆动过程中，因绕重心摆动角速度引起的与飞机摆动角速度方向相反的附加力矩。它对飞机绕重心的摆动运动起阻尼作用。阻尼力矩主要由水平尾翼产生。为保证飞机具有动稳定性，要求飞机具有足够大的阻尼力矩。.惯性力矩：因飞机的转动惯量在飞机摆

44、动过程中产生的维持继续转动的力矩。它企图使飞机不停的摆动。2、飞机具有纵向动稳定性的条件：有足够的纵向静稳定力矩（必要条件）和足够的俯仰阻尼力矩（充分条件）。,3、飞机纵向扰动运动的摸态及其特征,.对飞机纵向扰动运动的简化分析：定常直线飞行的飞机受到纵向干扰后，首先产生绕重心的旋转摆动运动，使飞机的迎角发生变化;雖后由于迎角的变化引起升力和阻力的变化，从而导致飞机的高度、速度发生变化。通过分析：飞机的质量比其转动惯量大很多，所以重心运动（高度、速度）状态的变化要比绕重心转动运动（迎角）状态的变化滞后很多，并且周期长、衰减慢。为简化分析，把一个复杂的扰动运动过程看作由短周期运动摸态和长周期运动摸

45、态两种摸态叠加而成。,短周期运动（飞机迎角变化）,长周期运动（飞机重心运动变化）,.短周期运动摸态：发生的时间段：干扰消失后的最初阶段。一般在运动开始后头几秒内就基本结束。扰动运动表现形式：为迎角和俯仰角速度周期性的迅速变化过程，振荡过程衰减很快。运动的形成：稳定力矩、阻尼力矩和惯性力矩相互作用。,.长周期运动模态：发生的时间段：扰动运动的后一阶段，短周期振荡运动基本结束时。扰动运动的表现形式：飞机重心上、下缓慢振荡，航迹上、下弯曲（速度和航迹倾斜角周期性地变化）。振荡过程衰减很慢，振荡周期长。运动的形成：重力、升力、阻力、惯性力和发动机推力相互作用结果。,.两种模态对飞行的影响：短周期摸态对

46、飞行的影响：短周期振荡周期短、运动参数变化迅速，驾驶员往往来不及反应和及时纠正。影响到飞行安全、乘员的舒适和操纵反应特性。CCAR-25部规定：在主操纵处于松浮状态或固定状态时，在相应于飞机形态的失速速度与最大允许速度之间产生的任何短周期振荡，必须受到重阻尼。长周期摸态对飞行的影响：对振荡周期长、运动参数变化缓慢的周期性运动，驾驶员有足够的时间进行纠正，不涉及飞行安全问题。,飞机侧向静稳定性飞机侧向静稳定性：当飞机受到扰动，并使飞机绕机体纵轴（x轴）转动产生滚转角时;当扰动消失后，在驾驶员不操纵的情况下，飞机有自动从侧滑中抬起下沉机翼的趋势。飞机侧向静稳定的条件：飞机因滚转角引起侧滑时产生的滚

47、转力矩，与飞机滚转的方向相反。,影响飞机侧向静稳定性的因素：机翼上反角 机翼后掠角 垂直尾翼 机身和机翼相对位置,机翼上反角对飞机侧向静稳定性的影响,机翼后掠角对飞机侧向静稳定性的影响,垂直尾翼对飞机侧向静稳定性的影响 在机身上方的垂尾增加侧向静稳定性，在下方的垂尾（腹鰭）减小侧向静稳定性。,机身-机翼相对位置对侧向静稳定性的影响：上单翼有利。,飞机的横向（方向）静稳定性飞机的方向静稳定性：飞机飞行中，受到干扰使飞机绕立轴（y轴）转动产生侧滑角时;在驾驶员不操纵飞机的情况下飞机有自动使机头对准来流，消除侧滑角的趋势。飞机方向静稳定的条件：由侧滑角引起的偏航力矩与飞机受到干扰产生的绕立轴转动的方

48、向相反。,影响飞机横向（方向）静稳定性的因素：垂直尾翼：面积和到飞机重心的距离。风标稳定作用。后掠角：侧滑迎风一边机翼的有效速度大，阻 力大，产生企图消除侧滑角的稳定力矩。机身侧面迎风面积的阻力分布,飞机的横侧向动稳定性,1、飞机横侧向扰动运动中作用在飞机上的力矩.横侧向静稳定力矩：因横侧向扰动产生的侧滑引起的恢复力矩（滚转、偏航）。它企图使飞机恢复原有姿态。.气动阻尼力矩：飞机在扰动运动中，因为滚转和偏航角速度引起机翼和垂尾上气动力变化产生的阻止飞机转动的力矩。由滚转角速度引起的阻尼力矩中，机翼起主要作用。由偏航角速度引起的阻尼力矩中，垂尾起主要作用。足够大的阻尼力矩是保证动稳定性的充分条件

49、。.惯性力矩：由于飞机的转动惯量在飞机横侧向扰动运动中产生的维持继续转动的力矩。它企图使飞机不停地摆动。.交叉力矩：由滚转运动产生的偏航力矩和由偏航运动产生的滚转力矩。它们与相对应的静稳定力距方向相反。由于交叉力矩的影响，要求飞机的方向静稳定力矩与侧向静稳定力矩要适当匹配，以避免发生螺旋或荷兰滚现象。,2、横侧向扰动运动的简化分析-三种运动模态横侧向扰动运动是各种力矩和力相互作用而形成的复杂的振荡过程。通过理论分析和实验证明：飞机的横侧向扰动运动的全过程，可按其不同时间段表现的主要特性，简化为由三种典型单一的运动摸态的简单叠加而成 滚转收敛模态 螺旋模态 荷兰滚模态.扰动运动初期以滚转收敛摸态

50、为主。.扰动运动中期以荷兰滚摸态为主。.扰动运动后期以螺旋摸态为主。,.滚转收敛模态：运动表现形式：近似单纯的绕纵轴的单调衰减很快的滚转运动。产生原因：飞机绕纵轴的转动惯量较小，滚转阻尼力矩较大。一般飞机都能满足此模态的要求。特性：飞机滚转角和滚转角速度迅速变化，侧滑角和偏航角的变化很小。,产生原因：飞机的方向静稳定性过大。特性：侧滑角近似为零、偏航角大于滚转角。略带滚转、侧滑角近似为零的偏航运动。在螺旋模态运动中，各种运动参数变化比较缓慢，驾驶员有足够时间进行纠正,对飞行安全无重大危害。解决办法：适当搭配方向和侧向的静稳定性。,.螺旋模态：运动形式：一旦飞机受到扰动发生滚转和侧滑，便产生机身