机翼的压力中心和焦点空气动力中心.pptx

第二章 飞机飞行时的气动力2.1 机翼上空气动力的产生2.1.1 机翼上产生升力的原因图2-1 机翼上升力的产生下面我们应用伯努利定理来解释机翼上产生升力的原因。

在机翼周围沿着空气经过的路径取出一个假想的矩形截面的流动管道，如图2-1所示。

由伯努利定理可知，机翼上表面的静压比机翼前方的气流静压小得多。

但翼型下表面的流管面积与机翼前方的流管面积相比反而增大，因此机翼下表面的静压比机翼前方的气流静压大。

由于机翼前方未受扰动的气流静压是一致的，所以上下表面之间就产生了一个压强差，下表面的静压比上表面的静压大，这个静压差在垂直于气流方向上的分量就是机翼产生的升力。

从图2-1翼剖面流线图中所示的作用在机翼上的力可见，除了升力Y 外还有与飞行方向平行且方向相反的阻力Q ，两者的合力就是机翼上的总空气动力R 。

总空气动力R 与翼弦的交点称为“压力中心”。

实验证明： 221v S C Y y ρ= （2-1） 式中：y C 为升力系数，与机翼形状及攻角等因素有关，由试验取得。

S 为机翼面积。

2.1.2 失速和失速攻角随着攻角的增加，机翼上产生的升力也逐渐增大。

气流从机翼前缘就开始分离，尾部有很大的涡流区。

这时升力突然大大降低，阻力迅速增大。

这种现象称为“失速”，如图2-2所示。

图中翼剖面上的弯折的箭头表示突然降低的升力。

飞机刚刚出现失速时的攻角称为失速攻角，也称临界攻角。

失速攻角一般为15°—16°，有时可达20°。

飞机一旦进入失速，就会发生螺旋(也称尾旋)下降的现象，造成危险；同时，还会使飞机发生抖振。

因此，飞机不应以大于或接近“失速攻角”的攻角飞行。

图2-2 失速1— 升力突然下降；2—翼弦失速是一种具有潜在危险的反常飞行现象。

不论飞行速度大小，过多、过猛地拉杆，只要飞机的攻角超过临界攻角，就会发生失速。

失速速度是判断飞机是否失速的重要标志。

每一种飞机都规定了各种飞行状态的失速速度，飞行速度都不能小于相应的失速速度。

2.3 飞机的几何外形和作用在飞机上的空气动力2.3.1 飞机的几何外形和参数飞机的几何外形，由机翼、机身和尾翼（分为水平尾翼或平尾、垂直尾翼或垂尾）等主要部件的几何外形共同构成。

现代飞机的几何外形，必须保证满足空气动力特性和隐身特性等方面的要求。

飞机的几何外形也称为气动外形。

机翼的几何外形当飞机在空中飞行时，作用在飞机上的升力主要是由机翼产生；同时机翼上也会产生阻力。

机翼上的空气动力的大小和方向，在很大程度上又决定于机翼的外形，即机翼翼型（或翼剖面）几何形状、机翼平面几何形状等。

描述机翼的几何外形，主要从这两方面加以说明。

a. 机翼翼型的几何参数飞机机翼、尾翼，导弹翼面，直升机旋翼叶片和螺旋桨叶片上平行于飞行器对称面或垂直于前缘的剖面形状，称为翼型，又称为翼剖面。

翼型具有各种不同的形状，如图2.3.1所示。

图中(a)是平板剖面，它的空气动力特性不好。

后来人们在飞行实践的过程中，发现把翼剖面做成像鸟翼那样的弯拱形状——薄的单凸翼剖面（见图(b)），对升力特性有改进。

随着飞机的发展，人们认识到加大剖面的厚度，也会改善升力特性，因而就有了凹凸形翼剖面（见图(c)），这种翼剖面的升力特性虽然较好，但阻力特性却不好，只适用于速度很低的飞机上；另外，因为后部很薄而且弯曲，在构造方面不利，因而目前已很少应用。

至于平凸形翼剖面（见图(d)），在构造上和加工上比较方便，同时空气动力特性也不错，所以目前在某些低速飞机上还有应用。

不对称的双凸形翼剖面（见图(e)）的升力和阻力特性都较好，在构造方面也有利，所以广泛应用在活塞发动机的飞机上。

图(f)中是S形翼剖面，这种翼剖面的中线呈S形的，它的特点是尾部稍稍向上翘，使得压力中心不会前后移动。

对称的双凸形翼剖面（见图(g)），通常用于各种飞机的尾翼面上。

图(h)是所谓“层流翼剖面”，它的特点是压强分布的最低压强点(即最大负压强)位于翼剖面靠后的部分，可减低阻力。

这种翼剖面常用于速度较高的飞机上。

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(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。