飛機(jī)性能——飛行的升阻力

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1、1.2飛行的升阻力1.2.1機(jī)翼的形狀機(jī)翼的平面形狀機(jī)翼的幾何參數(shù)翼展：左右兩翼翼尖之間的距離。平均幾何弦長：機(jī)翼面積與翼展之比。對于矩形機(jī)翼：是前緣到后緣的直線距離。展弦比（aspectratio）：翼展與平均幾何弦長之比，或翼展平方與翼面積之比。根梢比（梯形比）：翼根弦長和翼尖弦長之比。前掠角、后掠角機(jī)翼前緣同垂直于機(jī)身中心線的直線之間所夾的角度。是機(jī)翼與機(jī)身夾角的余角。機(jī)翼前緣位于機(jī)身中心線垂直線前面，稱為前掠角；機(jī)翼前緣位于機(jī)身中心線垂直線后面，稱為后掠角。在俯視圖上，機(jī)翼有代表性的基準(zhǔn)線(一般取25%等百分比弦線)與飛機(jī)對稱面

2、法線之間的夾角?；鶞?zhǔn)線向后折轉(zhuǎn)時為后掠角。后掠角是指從飛機(jī)的俯仰方向看，機(jī)翼平均氣動弦長連線自翼根到翼尖向后歪斜的角度。如果是機(jī)翼前緣線的歪斜角，則稱前緣后掠角。上反角、下反角機(jī)翼的底面同垂直于飛機(jī)立軸的平面之間的夾角。從飛機(jī)側(cè)面看，翼尖上翹是上反角；翼尖下垂是下反角。機(jī)翼的鉛垂剖面——翼型翼型的幾何特征機(jī)翼的鉛垂剖面又叫做翼型。翼型的前端圓鈍、后端尖銳，上表面拱起、下表面較平，呈魚側(cè)形。前緣和后緣翼型前端點(diǎn)叫做前緣，后端點(diǎn)叫做后緣。翼弦和弦長前緣和后緣之間的連線稱為翼弦。翼弦的長度稱為弦長。翼型的彎度分布和厚度分布迎角對于翼型和固定翼

3、飛機(jī)，來流方向和翼弦的夾角稱為迎角，也稱為攻角，它是確定機(jī)翼在氣流中姿態(tài)的基準(zhǔn)。對于直升機(jī)和旋翼機(jī)，迎角的表示方法與固定翼飛機(jī)略有不同，它是指與前進(jìn)方向垂直的軸和旋翼的控制軸之間的夾角。1.2.2升力的產(chǎn)生氣體的管流特性理想低速氣體的管流特性——Bernoulli定理氣流流經(jīng)光滑管路，不計(jì)摩擦及其它損失，滿足理想流體的伯努利定理：氣體總壓保持不變：總壓=靜壓+速壓，并且：氣流通過等截面管路，處處流速相等，靜壓相等；氣流通過收斂管路，速度加大，靜壓下降；氣流通過擴(kuò)張管路，速度降低，靜壓提高；低速和亞聲速氣流在變截面管道中的流動低速氣流在變

4、截面管道中流動時，由于氣流密度變化不大，可視為不可壓縮流體：亞聲速氣流在變截面管道中流動超聲速氣流在變截面管道中的流動在低速飛行中，機(jī)翼周圍的空氣由于壓力變化所引起的空氣密度變化量很小，其影響可以略去不計(jì)；而在高速飛行中，氣流速度變化所引起的空氣密度變化，會引起空氣動力發(fā)生很大的變化，甚至?xí)鹂諝饬鲃右?guī)律的改變，因此它的影響就不能忽略了。這就是高速氣流特性與低速氣流特性之所以不同的根本所在。隨著氣流速度的增加，當(dāng)其接近和大于聲速時，氣流受到強(qiáng)烈的壓縮，壓力、密度和溫度都會發(fā)生顯著的變化，氣流流動特性會出現(xiàn)一些與低速氣流不同的質(zhì)的差別。

5、與低速氣流相反，收縮管道將使超聲速氣流減速、增壓；而擴(kuò)張形管道將使超聲速氣流增速、減壓。這是因?yàn)闄M截面積的變化引起的密度變化，比橫截面積變化引起的速度的變化快得多，密度的變化占了主導(dǎo)地位的緣故。對于超聲速氣流，由于密度不再是常數(shù)，因此應(yīng)遵循可壓縮流體的連續(xù)性方程。管道橫截面積的減小或增加，要求密度和速度的乘積也相應(yīng)地增加或減小，而此值的增加或減小又是通過密度的迅速增大和流速的緩慢減小或者密度的迅速減小和流速的緩慢增加來實(shí)現(xiàn)的。氣體繞固體障礙物的流動駐點(diǎn)：在氣流與障礙物接觸的界面上，氣流完全停滯的點(diǎn)。在駐點(diǎn)處，氣流分成兩股，分別流向障礙物

6、的上下兩邊，繞過障礙物后，再重新匯合。在靠近障礙物的范圍，總壓、靜壓和流速改變；在障礙物截面最大處，流速最大，靜壓最低。若氣體是理想無黏性體，障礙物是理想光滑體，在障礙物的遠(yuǎn)后方，總壓、靜壓和流速恢復(fù)；若氣體是黏性體，障礙物是非光滑體，因氣體與障礙物之間發(fā)生摩擦，在障礙物后形成渦流區(qū)，在該渦流區(qū)內(nèi)氣流的動能基本喪失，不能恢復(fù)為勢能，因此在繞過障礙物后的總壓下降。氣體流經(jīng)翼型當(dāng)氣體迎面流過翼型時，原來是一股氣流，被插入的翼型分成上下兩股，通過翼型后，在后緣又重合成一股。氣體流經(jīng)翼型上下表面時，類似于流經(jīng)收斂通道，因此流速增加，靜壓下降。由

7、于迎角的存在，通常翼型上表面的氣流速度比下表面的高，上表面的靜壓比下表面的低，翼型上下表面的靜壓差，產(chǎn)生升力。迎角越大，翼型上下表面的靜壓差越大，升力越大。當(dāng)迎角大到某一值時，翼型上表面的氣流無法完全貼著翼型表面流動，開始發(fā)生分離，形成渦流。氣體流經(jīng)不同迎角的翼型作用在翼型上的氣動力氣動合力分解為升力和阻力將翼型上的氣動合力分解為在垂直于和平行于氣流方向的兩個分量，分別是翼型上的升力和阻力：L=qSWCL；D=qSWCDq：氣流的速壓或動壓SW：翼型投影面積CL/CD：升/阻力系數(shù)翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)反映了機(jī)翼氣動特性，均與翼型、迎

8、角、氣流雷諾數(shù)等有關(guān)。飛機(jī)的升力是如何產(chǎn)生的？根據(jù)氣體的管流特性和伯努利定理，作用于飛機(jī)機(jī)身和機(jī)翼上下表面的大氣氣流流速不同，靜壓不同，下表面的靜壓大于上表面的靜壓，向上的靜壓差產(chǎn)生升力。作用在翼型上的升阻