飞行力学

作用在飞机上的气动力和气动力矩1.飞机的几何外形和几何参数2.空气动力和气动力矩的分解3.升力和阻力的产生机理和影响因素飞机的几何外形和几何参数•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。1.机翼翼型的几何参数•弦长连接翼型前缘(翼型最前面的点)和后缘(翼型最后面的点)的直线段称为翼弦（也称为弦线），其长度称为弦长，用c表示。•相对厚度翼型的厚度是垂直于翼弦的翼型上下表面之间的直线段长度。翼型最大厚度tmax与弦长c之比，称为翼型的相对厚度t/c或，并常用百分数表示，即•低速飞机机翼的相对厚度大致为12~18%，亚音速飞机机翼的相对厚度大致为10~15%，超音速飞机机翼的相对厚度大致为3~5%。%100/maxctctt机翼平面形状的几何参数•表示机翼平面形状的主要参数有：机翼面积、翼展、展弦比、梯形比和后掠角。•机翼面积基本机翼在机翼基本平面上投影面积，称为机翼面积，用S表示。•翼展在机翼之外刚好与机翼轮廓线接触，且平行与机翼对称面（通常是飞机参考面）的两个平面之间的距离称为机翼的展长，简称翼展，用b表示。•展弦比机翼翼展的平方与机翼面积之比，或者机翼翼展与机翼平均几何弦长（机翼面积S除以翼展b）之比，称为机翼的展弦比A，即•梯形比机翼翼尖弦长与中心弦长之比，称为机翼的梯形比，又称尖削比，用λ表示。•后掠角描述翼面特征线与参考轴线相对位置的夹角称为后掠角。机翼上有代表性的等百分比弦点连弦同垂直于机翼对称面的直弦之间的夹角称为机翼的后掠角，用Λ表示。通常Λ0表示前缘后掠角，Λ0.25表示1/4弦线后掠角，Λ0.5表示中弦线后掠角，Λ1.0表示后缘后掠角。后掠角表示机翼各剖面在纵向的相对位置，也即表示机翼向后倾斜的程度。后掠角为负表示翼面有前掠角。•如果不特别指明，后掠角通常指1/4弦线后掠角。机翼的前视形状•机翼的前视形状通常用机翼的上反角来说明。翼面基准（如翼弦平面）与垂直于飞机对称平面的平面之间的夹角，称为机翼的上反角Г。通常规定上反为正，下反为负。机翼上反角一般不大，通常不超过10º。二、空气动力和力矩的分解1．总气动力沿气流坐标系的分解总气动力沿气流坐标系各轴的分量分别为，，，通常用和分别表示阻力和升力。所以有，。阻力(drag)、侧力和升力的量纲-气动力系数分别为：①阻力系数(沿轴的分量)，向后为正，②侧力系数(沿轴的分量)，向右为正，③升力系数(沿轴的分量)，向上为正在以上各式中，为动压，为空气密度，为空速，为机翼参考面积。RRAXAYAZDLADXALZAYLwoxDwDCQSboyAYwYCQSwozLwLCQS212QVVwS2．总气动力矩沿机体坐标系的分解由于机体的转动惯量是以机体坐标系来定义的，所以将作用在飞机上的总力矩沿机体坐标系各轴分解较为方便，总气动力矩沿机体轴分解的各分量分别为，，，各力矩的极性由右手定则来确定。为滚转力矩，绕机体轴轴，为俯仰力矩，绕机体轴轴，为偏航力矩，绕机体轴轴。，，的量纲-气动力系数分别为：①滚转力矩系数(沿轴的分量)，②俯仰力矩系数(沿轴的分量)，③偏航力矩系数(沿轴的分量)，为机翼展长，为机翼的平均几何弦长。MALAMANMALboxMboyNbozALAMANboxAlwLCQSbboyAmwAMCQScbozAnwNCQSbbAc升力气流→翼型→上表面流线变密→流管变细下表面平坦→流线变化不大(与远前方流线相比)连续性定理、伯努利定理→翼型的上表面→流管变细→流管截面积减小→气流速度增大→故压强减小翼型的下表面→流管变化不大→压强基本不变上下表面产生了压强差→总空气动力RR的方向向后向上→分力：升力L、阻力D不同迎角对应的压力分布失速通常，机翼的升力与迎角成正比。迎角增加，升力随之增大(图1、图2)。但是，当迎角增大到某一值时，则会出现相反的情况，即迎角增加升力反而急剧下降。这个迎角就称为临界迎角。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，升力大幅下降，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。Clw-α曲线的特点Clw=0的迎角(用α0表示)一般为负值(0º~4º)；Clw-α曲线在一个较大的范围内是直线段；Clw有一个最大值Clwmax，而在接近最大值Clwmax前曲线上升的趋势就已减缓。弯度和迎角的作用改变后缘弯度的作用增升装置襟翼（前、后缘）简单襟翼富勒襟翼Boeing727三缝襟翼Boeing727Triple-SlottedFowlerFlapSystemF-14全翼展的前缘缝翼与后缘襟翼前缘缝翼缝翼和襟翼对升力系数的影响焦点、压力中心•焦点是这样的一个点—当飞机的攻角发生变化时，飞机的气动力对该点的力矩始终不变，因此它可以理解为飞机气动力增量的作用点。焦点的位置是决定飞机稳定性的重要参数。焦点位于飞机重心之前则飞机是不稳定的，焦点位于飞机重心之后则飞机是稳定的。•飞机压力中心，是全机所有部件产生的所有气动力的合力点。力矩特性及焦点规定：使翼型抬头的力矩为正升力的力矩MzP=-Y1(x压-xP)用力矩系数的形式表示为)(__)(212pybxxySbvMzPxxCCmpzP压压零升力矩系数mz0焦点—mzP不随Cy而变化的点—升力增量作用点飞机纵向平衡焦点与飞机的静稳定性蓝色的点就是飞机的焦点。飞机在受到一个使攻角增大的扰动情况下，增加的气动力就作用在焦点上，如果飞机的焦点位于重心之后，则气动力增量将对重心产生一个低头力矩，使飞机攻角减小，飞行员即使不加以控制，飞机仍然能够回到原来的平衡位置；如果焦点位于重心之前，气动力增量对重心产生的将是抬头力矩，使飞机继续抬头，偏离继续扩大，如果飞行员不及时加以控制，将导致飞行稳定性的丧失直至发生飞行事故。焦点在飞机的重心后面，飞机是稳定的焦点会随M数增加而后移焦点位置与机翼上下表面的压力分布有密切关系，也与下洗角的大小和机身机翼的弹性形变有关，在亚音速气流中，机翼上下表面的压力分布前部压力绝对值大，后部较小，其增量分布也是如此，焦点位于约距前缘的1/4翼弦处；在超音速气流中，机翼上下表面压力分布是均匀的，其增量也均匀分布，此时的焦点在约50%气动弦长处。放宽静稳定性在亚音速飞行状态，普通飞机的翼身组合体的升力中心在重心稍后的某个距离（静稳定），这时翼身组合体的升力所产生的低头力矩，由平尾的下偏，以产生向下的升力来平衡，尾翼的升力从翼身组合体升力中减去，因而使总的升力减少。而且由于飞机的静稳定特性，飞机有保持原有飞行状态的趋势，使飞机的操纵也不灵活。而放宽静稳定度的飞机，气动中心可以很靠近重心也可以重合，甚至在重心的前面，飞机的稳定度变得很小甚至不稳定，飞行中主要靠主动控制系统（即自动增稳系统）主动控制相应舵面，保证飞机的稳定性。这时为保持平衡只需要较小的甚至向上的平尾升力去平衡翼身组合体的正俯仰力矩（机头向上的力矩）。在超音速状态，无论普通构形的飞机还是放宽静稳定性的飞机，都具有作用在重心之后的翼身组合体升力矢量。因为放宽静稳定度的飞机的重心比普通飞机的重心更靠后，这样为配平由于翼身组合体升力升起的负俯仰力矩所需要的尾翼向下载荷比普通飞机要小，因而就可以大大减少尾翼足寸和重量，使其在超音速状态也具有较高的升力。由此我们可以看出，采用放宽静稳定性的手段，可以大幅提高飞机的性能。首先，使飞机的平尾用于平衡所需的面积可以大大减小，因此平尾的重量可以减轻，阻力可以减小，另外对于静不稳定的飞机，尾翼的升力和翼身组合体升力方向一致，这样飞机的总升力也得到了提高。阻力•摩擦阻力•压差阻力•干扰阻力•诱导阻力•激波阻力阻力1：摩擦阻力由空气的粘性造成附面层(层流附面层紊流附面层)层流流动，摩擦阻力小；紊流流动，摩擦阻力大的多-尽量使物体表面的流动保持层流状态附面层附面层（边界层）控制问题阻力2：压差阻力运动着的物体前后所形成的压强差所产生的同物体的迎风面积、形状和在气流中的位置都有很大的关系迎面阻力•摩擦阻力和压差阻力合起来叫做“迎面阻力”一个物体究竟哪种阻力占主要部分，主要取决于物体的形状•流线体，迎面阻力中主要是摩擦阻力•远离流线体的式样，压差阻力占主要部分，摩擦阻力则居次要位置，且总的迎面阻力也较大机翼的三元效应上翼面压强低，下翼面压强高-压差-漩涡-下洗阻力3：诱导阻力翼尖涡使流过机翼的气流向下偏转一个角度（下洗）。升力与气流方向垂直（向后倾斜），产生了向后的分力（阻力）诱导阻力同机翼的平面形状，翼剖面形状，展弦比，特别是同升力有关。伴随升力而产生的阻力4：干扰阻力气流流过翼-身连接处，由于部件形状的关系，形成了一个气流的通道。B处高压区形成气流阻塞，使气流开始分离，产生旋涡，能量消耗和飞机不同部件之间的相对位置有关阻力5：激波阻力属于压差阻力激波飞机飞行-对空气产生扰动扰动(以扰动波的形式)以音速传播,积聚激波形成原理激波照片(M=3)波阻能量的观点空气通过激波时，受到薄薄一层稠密空气的阻滞，使得气流速度急骤降低，由阻滞产生的热量来不及散布，于是加热了空气。加热所需的能量由消耗的动能而来。在这里，能量发生了转化--由动能变为热能。动能的消耗表示产生了一种特别的阻力。这一阻力由于随激波的形成而来，所以就叫做波阻激波前后气流物理参数的变化机翼上压强分布的观点亚音速，最大稀薄度靠前，压强分布沿着与飞行相反的方向上的合力，不是很大，即阻力不是很大。超音速情况下，最大稀薄度向后远远地移动到尾部，而且向后倾斜得很厉害，同时它的绝对值也有增加。因此，如果再考虑机翼头部压强的升高，那么压强分布沿与飞行相反方向的合力，急剧增大，使得整个机翼的总阻力相应有很大的增加。这附加部分的阻力就是波阻。•JohnGay拍摄1999年7月7日•F/A18-CHornet在航母附近低高度（75英尺）超音速飞行的场面正激波和斜激波Ma=1正激波Ma1钝头：正激波尖头：斜激波正激波的波阻大，空气被压缩很厉害，激波后的空气压强、温度和密度急剧上升，气流通过时，空气微团受到的阻滞强烈，速度大大降低，动能消耗很大，这表明产生的波阻很大。斜激波波阻较小，倾斜的越厉害，波阻就越小。临界马赫数上翼面流管收缩局部流速加快，大于远前方来流速度局部流速的加快局部温度降低局部音速下降当翼型上最大速度点的速度增加到等于当地音速时，远前方来流速度v∞就叫做此翼型的临界速度（对应临界马赫数）局部激波当M∞Mcr以后，在翼型上表面等音速点后面，由于翼型表面的连续外凸，流管扩张，空气膨胀加速，出现局部超音速区。通常机翼上表面会首先达到当地音速，局部激波首先出现在上翼面。随着速度的增加，下翼面也会出现局部激波，而且当速度进一步增加时，机翼上下表面的局部激波还会向后移动，并且下翼面的局部激波的移动速度比上翼面的大，可能一直移到机翼后缘，同时激波的强度也将增大，激波阻力将增大。阻力摩擦阻力压差阻力诱导阻力干扰阻力激波阻力或零升阻力和升致阻力两大类飞机所受的阻力可以分为总结•1.飞机的几何外形和几何参数•2.空气动力和气动力矩的分解•3.升力和阻力的产生机理和影响因素•焦点的概念飞机的运动参数和常用坐标系及飞机的操纵机构1.常用坐标系（3种）2.飞机的运动参数定义3.常用坐标系之间的变换4.常规飞机的操纵机构和操纵舵面极性•刚体飞行器的空间运动可以分为两部分：质心运动和绕质心的转动。描述任意时刻的空间运动需要六个自由度：三个质心运动和三个角运动。•作用在飞机上的重力、推力和