飞行器空气动力学经典课件空气动力学基础.docx
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飞行器空气动力学经典课件空气动力学基础
飞行器空气动力学经典课件——空气动力学基础
空气动力学基础?
大气的重要物理参数大气层的构造国际标准大气流体流动的基本概念流体流动的基本规律机翼几何外形和参数作用在飞机上的空气动力
大气的重要物理参数1.大气密度2.大气温度3.大气压力4.粘性5.可压缩性6.雷诺数和马赫数1.大气密度ρ是指单位体积内的空气质量,用ρ表示,单位:
kg/m3,
则有:
空气的密度大,单位体积内的空气分子多,比较稠密;
反之,比较稀薄。
由于地心引力的作用,ρ随高度H的增加而减小,近似
按指数曲线变化。
/mV2.大气温度T是指大气层内空气的冷热程度。
微观上来讲,温度体现
了空气分子运动剧烈程度。
所以说温度是大量分子热运
动的集体表现,含有统计意义。
对于个别分子来说,温
度是没有意义的。
摄氏温标（℃）绝对温标（K）华氏温标（?
）这三种温度单位的换算关系可表示为:
9325
273.15
FC
KC
TT
TT3.大气压力p是指作用在单位面积且方向垂直于此面积（沿内法线方
向）的力。
就空气来讲,空气的压力是众多空气分子在
物体表面不断撞击产生的结果。
在飞机上产生的空气动
力中,特别是升力,大都来自于飞机外表面上的空气压
力。
单位:
毫米汞柱（mmHg）、帕（Pa（N/m2））、每平
方英寸磅（Psi）等,其中,帕（Pa（N/m2））为国际
计量单位。
规定在海平面温度为15℃时的大气压力即为一个标准大
气压,表示为760mmHg或1.013×105Pa。
大气压力随
高度的变化如图完全气体是气体分子运动论中采用的一种模型气体。
它的分子体
积和气体所占空间相比较可以忽略不计、分子间的相互
作用力也忽略不计。
在室温和通常压力范围内的气体基本符合这些假设,所
以空气可以看作为一种完全气体。
对于完全气体,有
pRT?
4.粘性μ当流体内两相邻流层的流速不同时,两个流层接触面上
便产生相互粘滞和相互牵扯的力,这种特性就叫粘性。
实验表明:
流体的粘性力F
与相邻流层的速度差Δ
vv1-v2、接触面的面积ΔS
成正比,和相邻流层的距离
Δy成反比。
vFSy
Fv
Sy或F?
?
流体的粘性力μ?
?
流体的动力粘性系数Δv/Δy?
?
横向速度梯度。
ΔS?
?
接触面的面积τ?
?
单位接触面积上的粘性
力vFSy
Fv
Sy或
1vy流体动力粘性系数μ在数值上等于横向速度梯度为1时,
作用在单位面积上的粘性力。
所以μ可以作为量度流
体粘性大小的尺度,单位是Pa?
S。
常温下空气μ1.81×10-5Pa?
S水μ1.002×10-3Pa?
S甘油μ1.4939Pa?
S粘性系数:
液体>气体随着温度的升高气体μ↑流层间内摩擦力增大液体μ↓分子间内聚力减小用管道来运输液体（如石油）时,对液体加温（特别是
寒冷地区的冬季）,有减小流动损失、节能省耗的效果5.可压缩性E是指一定量的空气在压力变化时,其体积发生变化的特
性。
可压缩性用体积弹性模量E来衡量,其定义为产
生单位相对体积变化所需的压力增量。
E值越大,流体
越难被压缩。
在通常压力下,空气的E值相当小,约为水的1/20000。
因此,空气具有压缩性,而水则视为不可压缩流体。
一般情况下飞机低速飞行（Ma<0.3）时,视为不可压
缩流体;高速飞行（Ma≥0.3）时,则必须考虑空气的
可压缩性。
6.音速c是指声波在介质中传播的速度,单位为m/S。
实验表明,在水中声速约为1440m/S,而在海平面标准
状态下,在空气中的声速只有341m/S。
而我们又知道水
难被压缩,空气易被压缩,由此可以推论:
流体的可压缩性小,声速大。
显然,在不可压缩流体、固体中,声速→∞。
大气中,声速的计算公式为式中,T是空气的热力学温度,单位为K!
!
!
。
20cT7.马赫数和雷诺数马赫数的定义是式中,v是飞行速度,c是当地声速（即飞行高度上大气
中的声速）。
Ma是个无量纲量,它的大小可以作为空
气受到压缩程度的指标。
Ma<0.8亚音速;0.85.0高超音速
/Mavc雷诺数的定义是ρ、μ?
?
飞行高度上大气的密度和动力粘性系数l?
?
是飞机的特征尺寸v?
?
是飞行速度Re表征了流体运动中惯性力与粘性作用的关系。
可以发
现,Re越小,说明空气粘性的作用越大,对流场的影响
是主要的;反之Re越大,惯性力的作用越大。
Revl大气的重要物理参数大气层的构造国际标准大气流体流动的基本概念流体流动的基本规律机翼几何外形和参数作用在飞机上的空气动力
大气层的构造1.大气层的构造一、对流层二、平流层三、中间层四、电离层五、散逸层五、散逸层:
是大气的最外层,从电离层顶部到大
气层的最外边缘。
由于地
心引力很小,大气分子不
断向星际空间散逸。
二、平流层（同温层）
◆高度范围:
11~50km。
◆11~20km,温度不随高度而变
化,常年平均值为-56.5℃
◆20~50km温度随高度的增加上升
◆空气稀薄,水蒸气极少
◆没有云、雨、雪、雹等现象
◆没有垂直方向的风,只有水平方向
的风,而且风向稳定
◆大气能见度好、空气阻力小,对飞
行有利,现代喷气式客机多在11~
12km的平流层底层飞行。
一、对流层
◆大气中最低的一层,在地球中纬
度地区,高度范围0~11km。
◆包含全部大气3/4的质量
◆天气变化最复杂的一层,有云、
雨、雪、雹等现象。
◆空气的水平流动和垂直流动,形
成水平方向和垂直方向的阵风
◆其压强、密度、温度和音速均随
高度的增加而降低。
三、中间层
◆高度范围:
50~80km
◆空气十分稀薄,温度随高度
的增加而下降
◆空气在垂直方向有强烈的运
动。
四、电离层
◆高度范围80~800km
◆空气处于高度的电离状态,氮、氧
分子电离成为离子和自由电子,带有
很强的导电性,能吸收、反射和折射
无线电波。
所以这一层对无线电通信
很重要
◆由于空气电离放出的热量,温度很
高并随着高度的增加而上升。
◆也被称为暖层或热层
◆空气密度极小,声波已无法传播大气的重要物理参数大气层的构造国际标准大气流体流动的基本概念流体流动的基本规律机翼几何外形和参数作用在飞机上的空气动力
国际标准大气国际标准大气具有以下的规定:
1.大气是静止的、洁净的,且相对湿度为零。
2.空气被视为完全气体,即其物理参数（密度、温度和
压力）的关系服从完全气体的状态方程pρRT3.海平面作为计算高度的起点,即H0处。
大气的重要物理参数大气层的构造国际标准大气流体流动的基本概念流体流动的基本规律机翼几何外形和参数作用在飞机上的空气动力
流体流动的基本概念相对运动原理连续性假设流场、定常流和非定常流流线、流线谱、流管和流量1.相对运动原理空气相对飞机的运动称为相对气流,相对气流的方向与
飞机运动的方向相反。
只要相对气流速度相同,产生的
空气动力也就相等。
将飞机的飞行转换为空气的流动,
使空气动力问题的研究得到简化。
飞机的运动方向与相对气流的方向2.连续介质假设连续性假设是指把流体看成连绵一片的、没有间隙的、
充满了它所占据的空间的连续介质。
空气分子是2.7×1019个/cm3空气分子的平均自由程约为6×10-6cm空气分子的平均直径约为3.7×10-8cm两者之比约为170:
1因此从微观上来说,空气是一种有间隙的不连续介质。
飞机的特征尺寸一般以m计,至少以cm计,比流体分
子的平均自由程大得多因此,一般不研究流体分子的个别运动,而是研究流体
的宏观运动,即将空气看成连续介质。
在某些情况下,例如在120km的高空,空气分子的平均
自由行程和飞行器的特征尺寸在同一数量级,连续介质
假设就不再成立。
四、电离层
◆高度范围80~800km
◆空气处于高度的电离状态,对无线
电通信很重要
◆温度很高并随着高度的增加而上升。
也被称为暖层或热层
◆空气密度极小,声波已无法传播3.流场、定常流和非定常流流体流动所占据的空间称为流场,用来描述表示流体运
动特征的物理量,如速度、密度、压力等等。
在流场中的每一点处,如果流体微团的物理量随时间变
化,这种流动就称为非定常流动,这种流场被称为非定
常流场;反之,则称为定常流动和定常流场。
4.流线、流线谱、流管流线是在流场中用来描绘流体微团流动状态的曲线。
在
流线每一点上,曲线的切线方向正是流体微团流过该点
时流动速度的方向。
在流场中,用流线组成的描绘流体微团流动情况的图画
称为流线谱。
v在流场中取一条不是流线的封闭曲线,通过曲线上各点
的流线形成的管形曲面称为流管。
因为通过曲线上各点
流体微团的速度都与通过该点的流线相切,所以只有流
管截面上有流体流过,而不会有流体通过管壁流进或流
出。
流体流动的基本规律连续性定理伯努利定理1.连续性定理连续性定理是质量守恒定律在流体流动中的应用。
对于
低速流体,当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等
的管道时,由于管道中任何一部分的流体都不能中断或
挤压起来,因此在同一时间内,流进任一切面的流体的
质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。
流体连续性方程:
1S1v1?
2S2v2?
3S3v3……const即:
Svconst.
对于低速流体,流体不可压缩,即:
?
1?
2?
3……可得:
S1v1S2v2S3v3……const即:
Svconst低速流体在一个管道中流动时,管道剖面小的地方
流速大,管道剖面大的地方流速小。
2.伯努利定理连续性定理是能量守恒定律在流体流动中的应用。
管道
中以稳定的速度流动的流体,若流体为不可压缩的理想
流体（没有粘性）,则沿管道各点的流体的动压与静压
之和等于常量。
p+0.5?
v2Pconst静压:
就是“压能”,即势能的一种,也就是压力动压:
气体具有流动速度,受阻力时,由于动能转变为
压力能而引起的超过流体静压力部分的压力低速流动空气的特性根据流体连续性定理和伯努利定理,可以得到以下结论:
流体在管道中流动时,凡是管道剖面大的地方,流体的
流速就小,流体的静压就大,而管道剖面小的地方,流
速就大,静压就小。
即:
若S1>S2>S3则v1p2>p3实验验证空气静止时,各处大气压力都一样,等于此处的大气压
力,测压管中指示剂液面的高度都相等。
空气以某一速度连续稳定地流过管道,空气压力下降,
所有液面均有所升高,但升高的量却不一样管截面最细处,速度最快,静压最小,动压最大。
“钓鱼岛撞船事件”中的流体运动规律分析
机翼的几何外形和参数机翼翼型的形状和参数机翼平面的形状和参数机翼相对机身的安装位置就是用平行于飞机机身对称平面的平面切割机翼所
得的剖面。
圆头尖尾翼型尖头尖尾翼型早期飞机:
平板和弯板
流线型:
提高飞行性能
翼型（翼剖面）的形状弦线:
前缘与后缘之间的连线。
弦长:
弦线的长度,又称为几何弦长。
用b表示,
是翼型的特征尺寸。
翼型的参数
（一）厚度t:
上下翼面在垂直于翼弦方向的距离,其中最
大者称为最大厚度tm最大相对厚度t’:
t’tm/b最大相对厚度位置x’:
x’xm/b
翼型的参数
（二）中弧线（中线）:
在弦向任一位置x处,垂直于弦
线的直线与上、下表面交点的中点连接起来所构成
的线。
弯度fm:
中弧线与翼弦之间的距离最大相对弯度f’:
f’fm/b最大相对弯度位置x’:
x’xm/b
翼型的参数（三）前缘半径rp后缘角τ:
翼型上下表面周线在后缘处切线的夹
角迎角α
翼型的参数（四）
翼型的分类1全对称翼:
上下弧线均凸且对称,一般用于尾翼2半对称翼:
上下弧线均凸但不对称,常用于低亚音速飞机
的机翼3克拉克Y翼:
下弧线为一直线,也叫平凸翼4S型翼:
中弧线是一个平躺的S型,因攻角改变时,压力中
心不变动,常用于无尾翼机5内凹翼:
又叫凹凸翼型,下弧线在翼弦上面,升力系数大
常见于早期飞机及牵引滑翔机,所有鸟类除蜂鸟外都是这
种翼型
?
NACA24152?
?
相对弯度,即中弧线的最大弧高为2%4?
?
相对弯度位置位于翼弦前缘的40%15?
?
相对厚度,即最大厚度是弦长的15%
?
NACA0012
NACA四位数翼型族
机翼的几何外形和参数机翼翼型的形状和参数机翼平面的形状和参数机翼相对机身的位置参数机翼平面形状:
从飞机顶上看下去,机翼在平面上
的投影形状低速飞机跨音速、超音速飞机
翼面的形状机翼面积S:
机翼在水平面内的投影面积翼展展长l:
机身两侧翼尖之间的距离根梢比η:
翼根弦长和翼尖弦长之比ηb1/b2展弦比λ:
展长和机翼平均几何弦长bav之比bavS/l→λl/bavl2/S
翼面的参数
（一）后掠角χ（/chi/）:
沿机翼展向等百分比弦线点的
连线与垂直于机身中心线的直线之间的夹角
翼面的参数
（二）前缘后掠角χ01/4弦线后掠角χ0.25中弦线后掠角χ0.5后缘后掠角χ1平均气动力弦长:
与实际机翼面积相
等、气动力矩特性
相同的当量矩形机
翼的弦长,用bA表
示。
是计算空气动力中
心（焦点）、纵向
力矩系数等常用的
一种基准弦长。
翼面的参数（三）
bA
机翼的几何外形和参数机翼翼型的形状和参数机翼平面的形状和参数机翼相对机身的安装位置上反角ψpsi与下反角-ψ:
机翼的底面与垂直于
飞机立轴的平面之间的夹角,从飞机前面看,如果
翼尖上翘,夹角就是上反角ψ;翼尖下垂,则是下
反角-ψ。
低速机翼采用一定的上反角可以改善飞机的横向稳
定性
机翼相对于机身的位置
（一）机翼相对于机身中心线的位置:
上单翼、下单翼和
中单翼。
安装角
机翼相对于机身的位置
（二）
机身中心线
安装角的大小应按照飞
行最重视的飞行姿态来
确定。
以巡航姿态为主
的运输及,考虑到减小
阻力,安装角一般取4°
左右。
作用在飞机上的空气动力空气动力升力阻力升力系数曲线、阻力系数曲线、升阻比曲线机翼的压力中心和焦点
空气动力定义:
空气作用在与之有相对运动物体上的力称为
空气动力。
压力中心:
空气动力的作用点。
垂直于来流方向的升力L平行于来流方向的阻力D
升力产生原理:
连续性定理、伯努利定理
负压区
正压区
驻点最低压力点
升力升力公式可以表示为影响升力的因素空气密度飞行速度机翼面积升力系数CL是无量纲参数,在飞行马赫数Ma小于
一定值时,他们只与机翼的形状和迎角有关。
21
2LLCvS当αα临界,升力系数随迎
角增大而增大。
当αα临界,升力系数为最
大。
当αα临界,升力系数随迎
角的增大而减小,进入失速区。
临界迎角
迎角对升力系数的影响
当机翼迎角超过临界点时,流经上翼面的气流会出现严
重分离,形成大量涡流,升力下降,阻力急剧增加。
飞
机减速并抖动,各操纵面传到杆、舵上的外力变轻,随
后飞机下坠,机头下俯,这种现象称为失速。
过失速机动
飞机在超过失速迎角之后,仍然有能力完成可操纵的战术机动。
机翼对升力系数的影响相对厚度:
相对厚度↑CL↑α临界↓前缘半径:
前缘半径↑CL?
α临界↑展弦比:
展弦比↑CL↑α临界↓后掠角:
后掠角↑CL↓α临界↑前缘粗糙度:
前缘越光滑,CL↑α临界↑
阻力分类附面层（边界层）
阻
力
摩擦阻力
压差阻力
干扰阻力
诱导阻力
零升阻力（废阻）
附面层的产生由于空气有粘性,当它流过不是绝对光滑的机体表
面时,机体表面对最紧贴自身的气体微团产生阻滞
力,使其流速降为零,由此空气的粘性产生阻滞力
一层一层向外影响下去,就在机体表面形成了沿机
体表面法线方向,流速由零逐渐增加到外界气流流
速的薄薄的一层空气层,就叫做附面层。
平板表面形成附面层附面层内的速度梯度
附面层的分类根据附面层内气体的流动状态可分为:
层流附面层:
前段附面层内,流体微团层次分明的
沿机体表面向后流动,上下各层之间的微团互不混
淆。
液体流速较低,质点受粘性制约,不能随意运
动,粘性力起主导作用;紊流附面层:
后段附面层,气体微团除了向前流动
外,还上下乱窜、互相掺和,已分不清流动的层次。
液体流速较高,粘性的制约作用减弱,惯性力起主
导作用。
附面层由层流状态转变为紊流状态叫转捩。
液体流
动时,究竟是层流还是紊流,要用雷诺数来判定。
摩擦阻力根据牛顿第三定律（作用力与反作用力定律）,机
体表面给气体微团向前的阻滞力,使其速度下降,
气体微团必定给机体以大小相等方向相反的向后的
作用力,这个力就是摩擦力。
在紊流附面层的底层,机体表面对气流的阻滞作用
要比层流附面层大得多,所以,紊流附面层的摩擦
阻力>层流附面层的摩擦阻力影响因素:
附面层内气流流动状态,接触面积,机
体表面状态等。
减小摩擦阻力的措施1,采用层流翼型目的:
使附面层保持在层流状态原因:
此种翼型下,压力分布比较平坦,最低压力
点位置后移,减小附面层变厚的趋势,有利于保持
层流附面层。
减小摩擦阻力的措施2,在机翼表面安装一些气动装置,不断向附面层
输入能量;结构上也可以采取对附面层进行吸气或
吹气的措施,加大附面层内气流的流动速度,减小
附面层的厚度,使附面层保持层流状态。
3,保持机体表面的光滑清洁。
机翼表面对气流的
任何微小扰动都会是流动状态发生改变。
所以以后
再维护修理飞机的工作中,一定要保持机体表面的
光滑整洁。
4,尽量减小机体与气流的接触面积。
压差阻力通俗解释,就是运动的物体因前后压力差而形成的
阻力。
以低速飞行的对称翼型为例驻点-最低压力点:
顺压梯度最低压力点以后:
逆压梯度?
?
阻碍了附面层内流体向后流
动,同时附面层内的气流由于粘性的作用消耗了动能。
无法克服逆压梯度的阻力继续向后流动,故发生了倒流,使
气流离开了翼面,产生了附面层分离现象。
由于分离后翼型背风面的压力低于前部压力,故将产生压差
阻力。
减小压差阻力的措施1尽量减小飞机机体的迎风面积。
比如,在保证装
在所需要容积的情况下,机身横截面的形状应采取
圆形或近似圆形。
2暴露在空气中的机体各部件外形应采用流线型
（圆头尖尾）,以便适应不同来流方向以及使翼型
后部边界层不易出现分离。
3飞行时,除了起气动作用的部件外,其他机体部
件的轴线应尽量与气流方向平行内因:
空气的粘性外因:
翼面弯曲导致的逆压梯度
干扰阻力F1机翼阻力+机身阻力+尾翼阻力+……+各部件单
独放在气流中产生的阻力F2整机在气流中产生的阻力一般来说F2F1,那么ΔFF2-F1即称为干扰阻力。
它是由于各个部件组合在一起时,空气流动相互干
扰产生的额外阻力增量改进措施:
在部件结合部位安装整流罩,使结合部位较为光滑,减小流管的收缩和扩张。
诱导阻力伴随升力的产生而产生。
机翼:
翼展为有限值翼型:
翼展为无限大
下翼面压力上翼面压力
气流绕过翼梢,向上翼面流动
机翼后缘拖出尾涡涡面
产生展向速度,翼面上流线发生弯曲
产生诱导速度场,下洗速度
（与升力方向相反）
减小诱导阻力的措施分析可知,机翼的诱导阻力是机翼特有的阻力,只
有当升力不为零时,才会有诱导阻力换句话说,诱导阻力是产生有用升力必须付出的“代
价”,只能减小,而无法绝对避免它。
措施采用诱导阻力较小的机翼平面形状。
椭圆形梯形
矩形。
加大机翼的展弦比也可以减小诱导阻力。
在机翼安装翼梢小翼。
阻力阻力公式可以表示为影响阻力的因素阻力系数
21
2DDCvS
0DDDiCCC
有利飞行速度
迎角对阻力系数的影响阻力系数曲线不与
CD0的横线相交,说
明在任何迎角下飞机
的阻力都不等于零。
在迎角等于零附近,
阻力系数最小,然后
随着迎角绝对值的增
加而增大。
升阻比曲线看一架飞机的飞行性
能,是不是能产生的
升力越大越好呢?
以较小的阻力获得所
需要的升力,才能提
高飞机的飞行效率。
为此我们引入升阻比
的概念,用K表示KL/DCL/CD
极曲线极曲线是升力系数对
阻力系数的曲线。
对
每一个迎角都可以得
到一个升力系数和一
个阻力系数,以CL为
纵坐标,以CD为横坐
标,将各点连线就得
到了极曲线。
从原点所引直线与极
曲线交于两点,则两
点的升阻比相同,较
高者的迎角较大,较
高者的平飞速度较小。
由坐标原点作极曲线
的切线,则切线处对
应的升阻比即为机翼
的最大升阻比K
升级会员 