第二章 飞机的飞行原理

第二章 飞机的飞行原理 2.1.2 大气的物理特性 1、大气的状态参数和状态方程 大气的状态参数是指压强P、温度T和密度ρ这三个参数。它们之间的关系可以用气体状态方程示，即 R为气体常数，T绝对温度 2、连续性 9气体由分子组成，分子之间有距离 9连续性假设:在研究飞行器和大气之间的相对运动时，由于飞行器的外形尺寸远远大于气体分子的自由行程，气体分子之间的距离完全可以忽略不计，即把气体看成是连续的介质。9高空大气与外层空间:分子距离与飞行器尺寸相当，连续性假设不存在 ?粘性与摩擦阻力 大气流过物体时产生的摩擦阻力是与大气的粘性有关系的。 飞机摩擦阻力的主因 ?理想流体 通常把不考虑粘性的流体(即流体内摩擦系数趋于零的流体)称为理想流体或无粘流体。 4、可压缩性 问:空气和水都是流体，哪个可压缩, 9流体是气体(如空气)和液体(如水)的统称。 ——————————————————————————————————————————————— 9流体可压缩性:流体的压强改变时其密度和体积也改变的性质。 9一般认为液体是不可压缩的，气体是可压缩的。 9当气流速度较小时(M<0.4)，压强和密度变化很小，可以不考虑大气可压缩性的影响。 9当大气流动的速度较高(M>0.4)时，压强和速度的变化很明显，就必须考虑大气可压缩性。 5、声速 声速:声波在物体中传播的速度。 声速的大小和传播介质有关。在水中的声速大约为1440米/秒;而在海平面标准状态下，在空气中的声速仅为341米/秒。 介质的可压缩性越大，声速越小(如空气);介质的可压缩性越小，声速越大(如水)。 6、马赫数 马赫数Ma的定义为 V:飞行速度，a:当地声速。 可衡量空气受到压缩的程度飞行器飞行速度越大，Ma就越大，飞行器前面的空气就压缩得越厉害。 Ma与飞行器飞行速度的关系 Ma<0.4, 0.4<Ma<0.85, 0.85<Ma<1.3, 1.3<Ma<5.0, Ma>5.0，为低速飞行;为亚声速飞行;为跨声速飞行;为超声速飞行;为高超声速飞行。 ——————————————————————————————————————————————— 2.1.3 国际标准大气 为了准确描述飞行器的飞行性能，必须建立一个统一的标准，即标准大气。 目前我国所采用的国际标准大气，是一种“模式大气”。 依据实测资料，用简化方程近似地表示大气温度、密度和压强等参数的平均铅垂分布，并将计算结果排列成表，形成国际标准大气表。 国际标准大气表 2.2 流动气体的基本规律 2.2.1 相对运动原理 9飞机相对运动原理:飞机以一定速度作水平直线飞行时，作用在飞机上的空气动力与远前方空气以该速度流向静止不动的飞机时所产生的空气动力效果完全一样。9 相对气流速度不变 2.2.2 质量守恒与连续方程取横截面1,2,3，假设在流管中流动的流体质量既不会穿越流管流出，也不会有其它流体质量穿越流面流入，则通过流管各截面的质量流量必须相等。 可压缩流体沿管道流动的连续性方程:在单位时间内，流过变截面管道中任意截面处的气体质量都应相等。 不可压缩流体沿管道流动的连续性方程:当气体以低速流动时，可以认为气体是不可压缩的， 即密度保持不变。 连续方程的物理意义 ——————————————————————————————————————————————— ?截面积小的地方流速大 ?截面积大的地方流速小 例如在河道窄的地方，水流得比较快; 而在河道宽的地方，水流得比较慢。 2.2.3 伯努利方程 ?由能量守恒定理描述流体流速与压强之间的关系。?流管中，流入流出两端面的能量差等于流体功的增加量。 能量守恒(不可压)?伯努利方程静压(P)+动压()=总压=常数 速度越大，动压也大，静压越小 速度越小，动压也小，静压越大 流体在变截面管道中流动: 9凡是截面积小的地方，流速就大，压强就小; 9凡是截面积大的地方，流速就小，压强就大。 思考: 1 河道中的两只船为什么自动靠近,2 有一定距离的两张纸在风的作用下会发生什么现象, 3 房顶被掀翻, 2.2.4 低速气流的流动特点 当管道收缩时,气流速度将增加，压力将减小;当管道扩张时,气流速度将减小，压力将增加。 2.2.5 高速气流的流动特点 ——————————————————————————————————————————————— 超音速气流在变截面管道中的流动情况，与低速气流相反，收缩管道将使超音速气流减速、增压;而扩张形管道将使超音速气流增速、减压。 2.3 飞机上的空气动力及原理 2.3.1 机翼的形状 ?飞机由机身、机翼和尾翼等主要部件的外形共同来组成。 ?机翼是飞机产生升力和阻力的主要部件。?机翼的几何外形分为机翼平面几何形状和翼剖面几何形状。 1、机翼平面几何参数 ?翼展长b 机翼左右翼梢之间最大的横向距?外露根弦长c0;翼梢弦长c1 ?前缘后掠角Λ0 ?毛机翼根弦长c’0沿前缘与后缘线作延长线与机 身中心线相交所得的长度 2、翼剖面几何参数 翼型:沿平行于飞机对称平面的切平面切割机翼 所得到的剖面。 ?翼型的几何形状分为两大类:圆头尖尾翼型;尖头尖尾翼型。 ?在每类翼型中又分对称翼型和非对称翼型。 飞机上采用的绝大多数为圆头尖尾翼型。 ?前缘:最前端的点?后缘:最后端的点?翼弦:前缘和后缘之 间的连线 ——————————————————————————————————————————————— 图(a)有厚度的对称翼型 图(b)有厚度的非对称翼型 迎角 :翼弦与相对气流速度之间的夹角。 2.3.2 升力 1、迎角为零时升力?上翼面管道变窄，流速提高，压强减小?下翼面管道面积未变化，压强未变?上下翼面之间形成了一个压强差，产生升力 2、迎角大于零时升力?上翼面管道变窄，流速提高，压强减小 ?下翼面管道变宽，流速降低，压强增加 ?上下翼面形成压强差，产生升力。 迎角越大，压差越大，升力越大流速越大，压差越大，升力越大 压力中心:机翼升力的着眼点，即升力作用线与 翼弦的交点。 3 、压力实验在风洞中放入一段机翼模型，在机翼表面(沿气流方向)上、下各点钻一些小孔，用橡皮软管分别连到多管压力计上。 压力分布 B点最低压力点;A点压力最大，位于前缘，流速为0，动压全部变成静压，叫驻点 ?飞行速度和空气密度 飞行速度越大，升力越大 ——————————————————————————————————————————————— 空气密度大，空气动力大，升力也大。?机翼面积大，升力越大，成正比例关系 2.3.3 阻力 9飞机阻力与升力同时产生 9设计目标:升力大，阻力小 9阻力需要发动机推力克服 9各部位均产生阻力 9低速飞行时分为:摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力等。 9激波阻力是高速飞机特有 1、摩擦阻力 摩擦阻力是由于大气的粘性而产生的。 当气流以一定速度流过飞机表面时，由于气流的粘性作用。空气微团与飞机表面发生摩擦，阻滞了气流的流动，因此产生了摩擦阻力。 减小摩擦阻力的措施 摩擦阻力的大小与空气的粘性、飞机表面的粗糙程度、飞机表面与空气的接触面积有关。?尽量减小飞机的表面积 ?飞机的表面做得平整光滑 ?选择升阻比大的翼型 2、压差阻力 在翼型前后由于压强差所产生的阻力称为压差阻力。 空气流在机翼前缘受到阻挡，流速减慢，压力增大;在后缘，由——————————————————————————————————————————————— 于气流分离形成涡流区，压力减小。 减小压差阻力的办法是应尽量减小飞机的最大迎风面积，并对飞机各部件进行整流，做成流 线形。 3、诱导阻力9诱导阻力伴升力9气流经过翼型而产生向下的速度，称为下洗速度，该速度与升力方向相反，是产生诱导阻 力的直接原因。三 维机翼特有。9二维翼型没有诱导阻力 减小诱导阻力的措施?增大机翼展弦比 ? 选择适当的平面形状 ?翼梢小翼布局 4、干扰阻力 干扰阻力就是飞机各部件组合到一起后由于气流的相对干扰而产生的一种额外阻力。 ?部件之间加装整 流罩，使连接处圆 滑过渡，尽量减少 部件之间的相互干 扰 ?妥善考虑和安排 各部件相对位置 ——————————————————————————————————————————————— ?迎角对机翼阻力的影响 低速飞行时包括:摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力。 9迎角增大，摩擦阻力变化不大 9迎角增大，压差阻力增大 9迎角增大，诱导阻力增大，超过临界迎角，迎角增大，升力降低，诱导阻力减小。 总体上，迎角增大，阻力增大;迎角越大，阻力增加越多;超过临界迎角，阻力急剧增大。 2.3.5 空气动力实验设备——风洞风洞:利用人造风吹过飞机或机翼模型来研究模型上产生的空气动力大小和变化的洞道。?几何相似——飞机的形状做到尽可能相似，即把模型各部分的几何尺寸按真飞机的尺寸以同一比例缩小 ?运动相似——使真飞机同模型各部分的气流速度大小作成同一比例，而且流速方向相同，气流扰动情况相同 ?动力相似——空气动力，升力和阻力大小成比例，方向相同 低速风洞 高速风洞 空气动力特性曲线 将飞机模型放在风洞中实验，记录不同迎角下的升力和阻力，计算出不同迎角下的升力系数和阻力系数。 两者的比值叫升阻比。 升力系数曲线、阻力系数曲线和升阻比曲线叫飞机的空气动力特——————————————————————————————————————————————— 性曲线。 升力系数曲线阻力系数曲线 2.4 高速飞机的特点 2.4.1 弱扰动波 扰动:流场中某一点或某一局部区域的流动参数由于某种因素而发生改变时，对其周围流体流动的影响。 扰动波:在流场中，扰动是一层一层地从扰动源向周围流体传播出去的，扰动在传播中的前后分界面。声波即为一种常见的扰动波。 正激波和斜激波 正激波:其波面与气流方向接近于垂直的激波，正激波是最强的激波。激波阻力最大。 斜激波:波面沿气流方向倾斜的激波，激波相对较弱。 临界马赫数 物体表面上最大流速达到当地声速时所对 应的自由流的马赫数。 飞机设计时如何减小激波阻力机头锥形——斜激波 尖前缘、薄、对称翼型——斜激波机翼后掠或前掠——提高临界马赫数表面光滑—— 提高临界马赫数 2.4.3 音障 ?平飞速度要超过声速遇到的障碍 ?阻力陡然增大 ——————————————————————————————————————————————— ?螺旋桨飞机无法克服 ?措施:喷气发动机(推重比大)、后掠机翼(减阻) 2.4.4 超音速飞行的“声爆”与热障 1、声爆飞机在超音速飞行时，在飞机上形成激 波，传到地面上形成 如同雷鸣般的爆炸声 声爆过大可能会 对地面的居民和建筑 物造成损害。 2、热障 超音速飞行器马赫数超过3后的气动加热现象，使结构材料温度升高，造成结构破坏。 2Ma(120度)、3Ma(370度)、20Ma(2000度)解决办法: 1)采用耐高温材料，如钛合金，不锈钢 2)防热涂层、隔热层 3)用冷却液或冷却空气冷却 SR-71，Ma=3.3，高度30公里，93%钛合金 ———————————————————————————————————————————————