北京航空航天大學(xué)飛行器空氣動(dòng)力學(xué)經(jīng)典課件——空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)

1、飛機(jī)原理與構(gòu)造,第二章 空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)航空機(jī)電教研室 陳金瓶,大氣的重要物理參數(shù)大氣層的構(gòu)造國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣流體流動(dòng)的基本概念流體流動(dòng)的基本規(guī)律機(jī)翼幾何外形和參數(shù)作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力,內(nèi)容簡(jiǎn)介,大氣的重要物理參數(shù),1.大氣密度2.大氣溫度3.大氣壓力4.粘性5.可壓縮性6.雷諾數(shù)和馬赫數(shù),1.大氣密度ρ是指單位體積內(nèi)的空氣質(zhì)量，用ρ表示 ，單位：kg/m3，則有：空氣的密度大，單位體積內(nèi)的空氣分子多，比較稠

2、密；反之，比較稀薄。由于地心引力的作用， ρ隨高度H的增加而減小，近似按指數(shù)曲線變化。,,,,2.大氣溫度T是指大氣層內(nèi)空氣的冷熱程度。微觀上來(lái)講，溫度體現(xiàn)了空氣分子運(yùn)動(dòng)劇烈程度。所以說(shuō)溫度是大量分子熱運(yùn)動(dòng)的集體表現(xiàn)，含有統(tǒng)計(jì)意義。對(duì)于個(gè)別分子來(lái)說(shuō)，溫度是沒(méi)有意義的。攝氏溫標(biāo)（℃）絕對(duì)溫標(biāo)（ K）華氏溫標(biāo)（℉）,,,這三種溫度單位的換算關(guān)系可表示為：,,3.大氣壓力p是指作用在單位面積且方向垂直于此面積（沿內(nèi)法線方向）的力

3、。就空氣來(lái)講，空氣的壓力是眾多空氣分子在物體表面不斷撞擊產(chǎn)生的結(jié)果。在飛機(jī)上產(chǎn)生的空氣動(dòng)力中，特別是升力，大都來(lái)自于飛機(jī)外表面上的空氣壓力。單位：毫米汞柱（mmHg）、帕（Pa（N/m2））、每平方英寸磅（Psi）等，其中，帕（Pa（N/m2））為國(guó)際計(jì)量單位。規(guī)定在海平面溫度為15℃時(shí)的大氣壓力即為一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，表示為760mmHg或1.013 × 105Pa。大氣壓力隨高度的變化如圖,,完全氣體是氣體分子運(yùn)動(dòng)論中采

4、用的一種模型氣體。它的分子體積和氣體所占空間相比較可以忽略不計(jì)、分子間的相互作用力也忽略不計(jì)。在室溫和通常壓力范圍內(nèi)的氣體基本符合這些假設(shè)，所以空氣可以看作為一種完全氣體。對(duì)于完全氣體，有,,,4.粘性μ當(dāng)流體內(nèi)兩相鄰流層的流速不同時(shí)，兩個(gè)流層接觸面上便產(chǎn)生相互粘滯和相互牽扯的力，這種特性就叫粘性。,,,,實(shí)驗(yàn)表明：流體的粘性力F與相鄰流層的速度差Δv=v1-v2 、接觸面的面積 ΔS 成正比，和相鄰流層的距離Δy成反比。,,F

5、 ——流體的粘性力μ ——流體的動(dòng)力粘性系數(shù)Δv/ Δy ——橫向速度梯度。ΔS ——接觸面的面積 τ——單位接觸面積上的粘性力,流體動(dòng)力粘性系數(shù) μ 在數(shù)值上等于橫向速度梯度為1時(shí)，作用在單位面積上的粘性力。所以 μ 可以作為量度流體粘性大小的尺度，單位是Pa · S。,,,常溫下空氣μ =1.81×10-5 Pa · S水μ=1.002 ×10-3 Pa ·

6、 S甘油μ =1.4939 Pa · S粘性系數(shù)：液體＞氣體,隨著溫度的升高氣體μ ↑流層間內(nèi)摩擦力增大液體μ ↓分子間內(nèi)聚力減小,用管道來(lái)運(yùn)輸液體（如石油）時(shí)，對(duì)液體加溫（特別是寒冷地區(qū)的冬季），有減小流動(dòng)損失、節(jié)能省耗的效果,,,5.可壓縮性E是指一定量的空氣在壓力變化時(shí)，其體積發(fā)生變化的特性?？蓧嚎s性用體積彈性模量 E 來(lái)衡量 ，其定義為產(chǎn)生單位相對(duì)體積變化所需的壓力增量。E 值越大，流體越難

7、被壓縮。在通常壓力下，空氣的E值相當(dāng)小，約為水的1/20000。因此，空氣具有壓縮性，而水則視為不可壓縮流體。一般情況下飛機(jī)低速飛行（Ma＜0.3）時(shí)，視為不可壓縮流體；高速飛行（Ma≥0.3）時(shí)，則必須考慮空氣的可壓縮性。,,6.音速c是指聲波在介質(zhì)中傳播的速度，單位為m/S。實(shí)驗(yàn)表明，在水中聲速約為1440m/S，而在海平面標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下，在空氣中的聲速只有341m/S。而我們又知道水難被壓縮，空氣易被壓縮，由此可以推論：流體

8、的可壓縮性 小，聲速大。顯然，在不可壓縮流體、固體中，聲速→∞。大氣中，聲速的計(jì)算公式為式中，T是空氣的熱力學(xué)溫度，單位為K!!!。,,,,,7.馬赫數(shù)和雷諾數(shù)馬赫數(shù)的定義是式中，v是飛行速度，c是當(dāng)?shù)芈曀伲达w行高度上大氣中的聲速）。Ma是個(gè)無(wú)量綱量，它的大小可以作為空氣受到壓縮程度的指標(biāo)。Ma＜0.8 亞音速； 0.8 ＜ Ma ＜ 1.3 跨音速 1.3 ＜ Ma

9、＜ 5.0 超音速M(fèi)a＞5.0 高超音速,,,,,雷諾數(shù)的定義是ρ 、μ——飛行高度上大氣的密度和動(dòng)力粘性系數(shù)l——是飛機(jī)的特征尺寸v——是飛行速度Re表征了流體運(yùn)動(dòng)中慣性力與粘性作用的關(guān)系。可以發(fā)現(xiàn)，Re越小，說(shuō)明空氣粘性的作用越大，對(duì)流場(chǎng)的影響是主要的；反之Re越大，慣性力的作用越大。,,大氣的重要物理參數(shù)大氣層的構(gòu)造國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣流體流動(dòng)的基本概念流體流動(dòng)的基本規(guī)律機(jī)翼幾何外形和參數(shù)作用

10、在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力,內(nèi)容簡(jiǎn)介,大氣層的構(gòu)造,1.大氣層的構(gòu)造一、對(duì)流層二、平流層三、中間層四、電離層五、散逸層,五、散逸層：是大氣的最外層，從電離層頂部到大氣層的最外邊緣。由于地心引力很小，大氣分子不斷向星際空間散逸。,二、平流層（同溫層）◆高度范圍：11 ～ 50 km ?！?1 ～ 20km ，溫度不隨高度而變化，常年平均值為-56.5℃ ◆20 ～50km溫度隨高度的增加上升◆空氣稀薄，水蒸氣極少◆沒(méi)有云、雨、

11、雪、雹等現(xiàn)象◆沒(méi)有垂直方向的風(fēng)，只有水平方向的風(fēng)，而且風(fēng)向穩(wěn)定◆大氣能見(jiàn)度好、空氣阻力小，對(duì)飛行有利，現(xiàn)代噴氣式客機(jī)多在11 ～ 12 km 的平流層底層飛行。,一、對(duì)流層◆大氣中最低的一層，在地球中緯度地區(qū)，高度范圍0 ～ 11 km ?！舭看髿?/4的質(zhì)量◆天氣變化最復(fù)雜的一層，有云、雨、雪、雹等現(xiàn)象?！艨諝獾乃搅鲃?dòng)和垂直流動(dòng)，形成水平方向和垂直方向的陣風(fēng)◆其壓強(qiáng)、密度、溫度和音速均隨高度的增加而降低。,三、中

12、間層◆高度范圍：50 ～ 80 km ◆空氣十分稀薄，溫度隨高度的增加而下降◆空氣在垂直方向有強(qiáng)烈的運(yùn)動(dòng)。,四、電離層◆高度范圍80 ～ 800 km ◆空氣處于高度的電離狀態(tài)，氮、氧分子電離成為離子和自由電子，帶有很強(qiáng)的導(dǎo)電性，能吸收、反射和折射無(wú)線電波。所以這一層對(duì)無(wú)線電通信很重要◆由于空氣電離放出的熱量，溫度很高并隨著高度的增加而上升。◆也被稱(chēng)為暖層或熱層◆空氣密度極小，聲波已無(wú)法傳播,大氣的重要物理參數(shù)大氣層的

13、構(gòu)造國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣流體流動(dòng)的基本概念流體流動(dòng)的基本規(guī)律機(jī)翼幾何外形和參數(shù)作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力,內(nèi)容簡(jiǎn)介,國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣,國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣具有以下的規(guī)定：1.大氣是靜止的、潔凈的，且相對(duì)濕度為零。2.空氣被視為完全氣體，即其物理參數(shù) （密度、溫度和壓力）的關(guān)系服從完全氣體的狀態(tài)方程 p =ρRT3.海平面作為計(jì)算高度的起點(diǎn)，即 H =0處 。,大氣的重要物理參數(shù)大氣層的構(gòu)造國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣流體流動(dòng)的基本概念流體流動(dòng)的基本規(guī)

14、律機(jī)翼幾何外形和參數(shù)作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力,內(nèi)容簡(jiǎn)介,流體流動(dòng)的基本概念,相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理連續(xù)性假設(shè)流場(chǎng)、定常流和非定常流流線、流線譜、流管和流量,,1.相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理空氣相對(duì)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)稱(chēng)為相對(duì)氣流，相對(duì)氣流的方向與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的方向相反。只要相對(duì)氣流速度相同，產(chǎn)生的空氣動(dòng)力也就相等。將飛機(jī)的飛行轉(zhuǎn)換為空氣的流動(dòng)，使空氣動(dòng)力問(wèn)題的研究得到簡(jiǎn)化。,飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)方向與相對(duì)氣流的方向,,2.連續(xù)介質(zhì)假設(shè)連續(xù)性假設(shè)是指把流體看成連綿一片的、沒(méi)

15、有間隙的、充滿(mǎn)了它所占據(jù)的空間的連續(xù)介質(zhì)?？諝夥肿邮?2.7 ×1019 個(gè)/cm3空氣分子的平均自由程約為6 ×10-6cm空氣分子的平均直徑約為3.7 ×10-8cm兩者之比約為170:1因此從微觀上來(lái)說(shuō)，空氣是一種有間隙的不連續(xù)介質(zhì)。,,飛機(jī)的特征尺寸一般以 m 計(jì)，至少以 cm 計(jì)，比流體分子的平均自由程大得多因此，一般不研究流體分子的個(gè)別運(yùn)動(dòng)，而是研究流體的宏觀運(yùn)動(dòng)，即將空氣看成連續(xù)介

16、質(zhì)。在某些情況下，例如在120km的高空，空氣分子的平均自由行程和飛行器的特征尺寸在同一數(shù)量級(jí)，連續(xù)介質(zhì)假設(shè)就不再成立。,四、電離層◆高度范圍80 ～ 800 km ◆空氣處于高度的電離狀態(tài)，對(duì)無(wú)線電通信很重要◆溫度很高并隨著高度的增加而上升。也被稱(chēng)為暖層或熱層◆空氣密度極小，聲波已無(wú)法傳播,,3.流場(chǎng)、定常流和非定常流流體流動(dòng)所占據(jù)的空間稱(chēng)為流場(chǎng)，用來(lái)描述表示流體運(yùn)動(dòng)特征的物理量，如速度、密度、壓力等等。在流場(chǎng)中的每一

17、點(diǎn)處，如果流體微團(tuán)的物理量隨時(shí)間變化，這種流動(dòng)就稱(chēng)為非定常流動(dòng)，這種流場(chǎng)被稱(chēng)為非定常流場(chǎng)；反之，則稱(chēng)為定常流動(dòng)和定常流場(chǎng)。,,4.流線、流線譜、流管流線是在流場(chǎng)中用來(lái)描繪流體微團(tuán)流動(dòng)狀態(tài)的曲線。在流線每一點(diǎn)上，曲線的切線方向正是流體微團(tuán)流過(guò)該點(diǎn)時(shí)流動(dòng)速度的方向。在流場(chǎng)中，用流線組成的描繪流體微團(tuán)流動(dòng)情況的圖畫(huà)稱(chēng)為流線譜。,,v,,在流場(chǎng)中取一條不是流線的封閉曲線，通過(guò)曲線上各點(diǎn)的流線形成的管形曲面稱(chēng)為流管。因?yàn)橥ㄟ^(guò)曲線上各點(diǎn)流體微團(tuán)

18、的速度都與通過(guò)該點(diǎn)的流線相切，所以只有流管截面上有流體流過(guò)，而不會(huì)有流體通過(guò)管壁流進(jìn)或流出。,,,,流體流動(dòng)的基本規(guī)律,連續(xù)性定理伯努利定理,1.連續(xù)性定理連續(xù)性定理是質(zhì)量守恒定律在流體流動(dòng)中的應(yīng)用。對(duì)于低速流體，當(dāng)流體連續(xù)不斷而穩(wěn)定地流過(guò)一個(gè)粗細(xì)不等的管道時(shí)，由于管道中任何一部分的流體都不能中斷或擠壓起來(lái)，因此在同一時(shí)間內(nèi)，流進(jìn)任一切面的流體的質(zhì)量和從另一切面流出的流體質(zhì)量是相等的。,流體連續(xù)性方程：

19、 ?1S1v1= ?2S2v2 = ?3S3v3 =……=const. 即： ? S v = const.,對(duì)于低速流體，流體不可壓縮，即： ?1= ?2 = ?3=…… 可得：S1v1= S2v2 = S3v3 =……=const. 即： S v = const.,2.伯努利定理連續(xù)性定理是能量守恒定

20、律在流體流動(dòng)中的應(yīng)用。管道中以穩(wěn)定的速度流動(dòng)的流體，若流體為不可壓縮的理想流體（沒(méi)有粘性），則沿管道各點(diǎn)的流體的動(dòng)壓與靜壓之和等于常量。p+0.5? v2 = P = const靜壓 ：就是“壓能”，即勢(shì)能的一種，也就是壓力動(dòng)壓 ：氣體具有流動(dòng)速度，受阻力時(shí)，由于動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ芏鸬某^(guò)流體靜壓力部分的壓力,,低速流動(dòng)空氣的特性根據(jù)流體連續(xù)性定理和伯努利定理，可以得到以下結(jié)論：流體在管道中流動(dòng)時(shí)，凡是管道剖面大的地方，流體

21、的流速就小，流體的靜壓 就大，而管道剖面小的地方，流速就大，靜壓就小。即：若 S1＞ S2 ＞ S3則 v1＜ v2＜ v3 p1＞ p2＞ p3,,實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證空氣靜止時(shí)，各處大氣壓力都一樣，等于此處的大氣壓力，測(cè)壓管中指示劑液面的高度都相等。空氣以某一速度連續(xù)穩(wěn)定地流過(guò)管道，空氣壓力下降，所有液面均有所升高，但升高的量卻不一樣管截面最細(xì)處，速度最快，靜壓最小，動(dòng)壓最大。,機(jī)翼的幾何外形和參數(shù),機(jī)翼翼型的形狀和參數(shù)機(jī)

22、翼平面的形狀和參數(shù)機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的安裝位置,就是用平行于飛機(jī)機(jī)身對(duì)稱(chēng)平面的平面切割機(jī)翼所得的剖面。 圓頭尖尾翼型 尖頭尖尾翼型,,,早期飛機(jī)：平板和彎板,,,流線型：提高飛行性能,翼型（翼剖面）的形狀,弦線:前緣與后緣之間的連線。弦長(zhǎng)：弦線的長(zhǎng)度，又稱(chēng)為幾何弦長(zhǎng)。用b表示，是翼型的特征尺寸。,翼型的參數(shù)（一）,,厚度t：上下翼面在垂直于翼弦方向的距離，其中最大者稱(chēng)為最大厚度tm最大相對(duì)厚度t’ ：t’=tm /

23、b最大相對(duì)厚度位置x’：x’=xm / b,翼型的參數(shù)（二）,,,中弧線（中線）：在弦向任一位置x處，垂直于弦線的直線與上、下表面交點(diǎn)的中點(diǎn)連接起來(lái)所構(gòu)成的線。彎度f(wàn)m ：中弧線與翼弦之間的距離最大相對(duì)彎度f(wàn) ’ ：f ’= fm / b最大相對(duì)彎度位置x’：x’=xm / b,翼型的參數(shù)（三）,,,前緣半徑rp后緣角τ：翼型上下表面周線在后緣處切線的夾角迎角α,翼型的參數(shù)（四）,翼型的分類(lèi),１全對(duì)稱(chēng)翼：上下弧線均凸且對(duì)稱(chēng)

24、，一般用于尾翼２半對(duì)稱(chēng)翼：上下弧線均凸但不對(duì)稱(chēng)，常用于低亞音速飛機(jī)的機(jī)翼３克拉克Y翼：下弧線為一直線，也叫平凸翼４S型翼：中弧線是一個(gè)平躺的S型，因攻角改變時(shí)，壓力中心不變動(dòng)，常用于無(wú)尾翼機(jī)５內(nèi)凹翼：又叫凹凸翼型，下弧線在翼弦上面，升力系數(shù)大，常見(jiàn)于早期飛機(jī)及牽引滑翔機(jī)，所有鳥(niǎo)類(lèi)除蜂鳥(niǎo)外都是這種翼型,NACA 24152 ——相對(duì)彎度，即中弧線的最大弧高為2%4 ——相對(duì)彎度位置位于翼弦前緣的40%15——相對(duì)厚度，

25、即最大厚度是弦長(zhǎng)的15%NACA 0012,NACA四位數(shù)翼型族,機(jī)翼的幾何外形和參數(shù),機(jī)翼翼型的形狀和參數(shù)機(jī)翼平面的形狀和參數(shù)機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的位置參數(shù),機(jī)翼平面形狀：從飛機(jī)頂上看下去，機(jī)翼在平面上的投影形狀低速飛機(jī)跨音速、超音速飛機(jī),翼面的形狀,,,,,,,,,,機(jī)翼面積S：機(jī)翼在水平面內(nèi)的投影面積翼展展長(zhǎng)l：機(jī)身兩側(cè)翼尖之間的距離根梢比η：翼根弦長(zhǎng)和翼尖弦長(zhǎng)之比η=b1/b2展弦比λ：展長(zhǎng)和機(jī)翼平均幾何弦長(zhǎng)bav之

26、比bav=S/ l→ λ=l/bav=l2/S,翼面的參數(shù)（一）,后掠角χ（/chi/）：沿機(jī)翼展向等百分比弦線點(diǎn)的連線與垂直于機(jī)身中心線的直線之間的夾角,翼面的參數(shù)（二）,前緣后掠角χ01/4弦線后掠角χ0.25中弦線后掠角χ0.5后緣后掠角χ1,,平均氣動(dòng)力弦長(zhǎng)：與實(shí)際機(jī)翼面積相等、氣動(dòng)力矩特性相同的當(dāng)量矩形機(jī)翼的弦長(zhǎng)，用bA表示。是計(jì)算空氣動(dòng)力中心（焦點(diǎn)）、縱向力矩系數(shù)等常用的一種基準(zhǔn)弦長(zhǎng)。,翼面的參數(shù)（三）,,機(jī)翼的幾

27、何外形和參數(shù),機(jī)翼翼型的形狀和參數(shù)機(jī)翼平面的形狀和參數(shù)機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的安裝位置,上反角ψ (psi)與下反角-ψ：機(jī)翼的底面與垂直于飛機(jī)立軸的平面之間的夾角，從飛機(jī)前面看，如果翼尖上翹，夾角就是上反角ψ ；翼尖下垂，則是下反角-ψ 。低速機(jī)翼采用一定的上反角可以改善飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性,機(jī)翼相對(duì)于機(jī)身的位置（一）,,機(jī)翼相對(duì)于機(jī)身中心線的位置：上單翼、下單翼和中單翼。安裝角,機(jī)翼相對(duì)于機(jī)身的位置（二）,,,機(jī)身中心線,安裝角的大小應(yīng)按

28、照飛行最重視的飛行姿態(tài)來(lái)確定。以巡航姿態(tài)為主的運(yùn)輸及，考慮到減小阻力，安裝角一般取4°左右。,作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力,空氣動(dòng)力升力阻力升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線、升阻比曲線機(jī)翼的壓力中心和焦點(diǎn),空氣動(dòng)力,定義：空氣作用在與之有相對(duì)運(yùn)動(dòng)物體上的力稱(chēng)為空氣動(dòng)力。壓力中心：空氣動(dòng)力的作用點(diǎn)。 垂直于來(lái)流方向的升力L 平行于來(lái)流方向的阻力D,,升力,產(chǎn)生原理：連續(xù)性定理、伯努利定理,負(fù)壓區(qū),正壓區(qū),,,駐

29、點(diǎn),最低壓力點(diǎn),升力,升力公式可以表示為影響升力的因素空氣密度飛行速度機(jī)翼面積升力系數(shù)CL是無(wú)量綱參數(shù)，在飛行馬赫數(shù)Ma小于一定值時(shí)，他們只與機(jī)翼的形狀和迎角有關(guān)。,當(dāng)αα臨界，升力系數(shù)隨迎角的增大而減小，進(jìn)入失速區(qū)。,臨界迎角,迎角對(duì)升力系數(shù)的影響,,,,,當(dāng)機(jī)翼迎角超過(guò)臨界點(diǎn)時(shí)，流經(jīng)上翼面的氣流會(huì)出現(xiàn)嚴(yán)重分離，形成大量渦流，升力下降，阻力急劇增加。飛機(jī)減速并抖動(dòng)，各操縱面?zhèn)鞯綏U、舵上的外力變輕，隨后飛機(jī)下墜，機(jī)頭下俯

30、，這種現(xiàn)象稱(chēng)為失速。,過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛機(jī)在超過(guò)失速迎角之后，仍然有能力完成可操縱的戰(zhàn)術(shù)機(jī)動(dòng)。,機(jī)翼對(duì)升力系數(shù)的影響,相對(duì)厚度：相對(duì)厚度↑CLmax ↑ α臨界↓前緣半徑：前緣半徑↑CLmax —α臨界↑展弦比： 展弦比↑CLmax ↑ α臨界↓后掠角： 后掠角↑CLmax ↓ α臨界↑前緣粗糙度：前緣越光滑， CLmax ↑ α臨界↑,阻力,分類(lèi)附面層（邊界層）,阻力,

31、,摩擦阻力,壓差阻力,干擾阻力,誘導(dǎo)阻力,,零升阻力（廢阻）,附面層的產(chǎn)生,由于空氣有粘性，當(dāng)它流過(guò)不是絕對(duì)光滑的機(jī)體表面時(shí)，機(jī)體表面對(duì)最緊貼自身的氣體微團(tuán)產(chǎn)生阻滯力，使其流速降為零，由此空氣的粘性產(chǎn)生阻滯力一層一層向外影響下去，就在機(jī)體表面形成了沿機(jī)體表面法線方向，流速由零逐漸增加到外界氣流流速的薄薄的一層空氣層，就叫做附面層。,平板表面形成附面層,附面層內(nèi)的速度梯度,附面層的分類(lèi),根據(jù)附面層內(nèi)氣體的流動(dòng)狀態(tài)可分為：層流附面層：前段

32、附面層內(nèi)，流體微團(tuán)層次分明的沿機(jī)體表面向后流動(dòng)，上下各層之間的微團(tuán)互不混淆。液體流速較低，質(zhì)點(diǎn)受粘性制約，不能隨意運(yùn)動(dòng)，粘性力起主導(dǎo)作用；紊流附面層：后段附面層，氣體微團(tuán)除了向前流動(dòng)外，還上下亂竄、互相摻和，已分不清流動(dòng)的層次。液體流速較高，粘性的制約作用減弱，慣性力起主導(dǎo)作用。附面層由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)叫轉(zhuǎn)捩。液體流動(dòng)時(shí)，究竟是層流還是紊流，要用雷諾數(shù)來(lái)判定。,摩擦阻力,根據(jù)牛頓第三定律（作用力與反作用力定律），機(jī)體表面給氣體

33、微團(tuán)向前的阻滯力，使其速度下降，氣體微團(tuán)必定給機(jī)體以大小相等方向相反的向后的作用力，這個(gè)力就是摩擦力。在紊流附面層的底層，機(jī)體表面對(duì)氣流的阻滯作用要比層流附面層大得多，所以，紊流附面層的摩擦阻力＞層流附面層的摩擦阻力影響因素：附面層內(nèi)氣流流動(dòng)狀態(tài)，接觸面積，機(jī)體表面狀態(tài)等。,減小摩擦阻力的措施,1,采用層流翼型目的：使附面層保持在層流狀態(tài)原因：此種翼型下，壓力分布比較平坦，最低壓力點(diǎn)位置后移，減小附面層變厚的趨勢(shì)，有利于保持層流

34、附面層。,減小摩擦阻力的措施,2，在機(jī)翼表面安裝一些氣動(dòng)裝置，不斷向附面層輸入能量；結(jié)構(gòu)上也可以采取對(duì)附面層進(jìn)行吸氣或吹氣的措施，加大附面層內(nèi)氣流的流動(dòng)速度，減小附面層的厚度，使附面層保持層流狀態(tài)。3，保持機(jī)體表面的光滑清潔。機(jī)翼表面對(duì)氣流的任何微小擾動(dòng)都會(huì)是流動(dòng)狀態(tài)發(fā)生改變。所以以后再維護(hù)修理飛機(jī)的工作中，一定要保持機(jī)體表面的光滑整潔。4，盡量減小機(jī)體與氣流的接觸面積。,壓差阻力,通俗解釋?zhuān)褪沁\(yùn)動(dòng)的物體因前后壓力差而形成的阻力。

35、以低速飛行的對(duì)稱(chēng)翼型為例駐點(diǎn)-最低壓力點(diǎn)：順壓梯度最低壓力點(diǎn)以后：逆壓梯度——阻礙了附面層內(nèi)流體向后流動(dòng)，同時(shí)附面層內(nèi)的氣流由于粘性的作用消耗了動(dòng)能。無(wú)法克服逆壓梯度的阻力繼續(xù)向后流動(dòng)，故發(fā)生了倒流，使氣流離開(kāi)了翼面，產(chǎn)生了附面層分離現(xiàn)象。由于分離后翼型背風(fēng)面的壓力低于前部壓力，故將產(chǎn)生壓差阻力。,減小壓差阻力的措施,1盡量減小飛機(jī)機(jī)體的迎風(fēng)面積。比如，在保證裝在所需要容積的情況下，機(jī)身橫截面的形狀應(yīng)采取圓形或近似圓形。2暴

36、露在空氣中的機(jī)體各部件外形應(yīng)采用流線型（圓頭尖尾），以便適應(yīng)不同來(lái)流方向以及使翼型后部邊界層不易出現(xiàn)分離。3飛行時(shí)，除了起氣動(dòng)作用的部件外，其他機(jī)體部件的軸線應(yīng)盡量與氣流方向平行,內(nèi)因：空氣的粘性外因：翼面彎曲導(dǎo)致的逆壓梯度,干擾阻力,F1=機(jī)翼阻力+機(jī)身阻力+尾翼阻力+……+各部件單獨(dú)放在氣流中產(chǎn)生的阻力 F2=整機(jī)在氣流中產(chǎn)生的阻力一般來(lái)說(shuō)F2>F1，那么ΔF=F2-F1即稱(chēng)為干擾阻力。它是由于各個(gè)部件組合在一起時(shí)

37、，空氣流動(dòng)相互干擾產(chǎn)生的額外阻力增量改進(jìn)措施： 在部件結(jié)合 部位安裝整流罩，使結(jié) 合部位較為光滑，減小 流管的收縮和擴(kuò)張。,誘導(dǎo)阻力,伴隨升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生。機(jī)翼：翼展為有限值翼型：翼展為無(wú)限大,下翼面壓力>上翼面壓力,氣流繞過(guò)翼梢，向上翼面流動(dòng),機(jī)翼后緣拖出尾渦渦面,產(chǎn)生展向速度，翼面上流線發(fā)生彎曲,產(chǎn)生誘導(dǎo)速度場(chǎng)，下洗速度（與升力方向相反）,減小誘導(dǎo)阻力的措施,分析可知，機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力是機(jī)翼特有的阻力，只有當(dāng)升

38、力不為零時(shí)，才會(huì)有誘導(dǎo)阻力換句話說(shuō)，誘導(dǎo)阻力是產(chǎn)生有用升力必須付出的“代價(jià)”，只能減小，而無(wú)法絕對(duì)避免它。措施采用誘導(dǎo)阻力較小的機(jī)翼平面形狀。橢圓形<梯形<矩形。加大機(jī)翼的展弦比也可以減小誘導(dǎo)阻力。在機(jī)翼安裝翼梢小翼。,阻力,阻力公式可以表示為影響阻力的因素阻力系數(shù),,有利飛行速度,,迎角對(duì)阻力系數(shù)的影響,阻力系數(shù)曲線不與CD=0的橫線相交，說(shuō)明在任何迎角下飛機(jī)的阻力都不等于零。在迎角等于零附近，阻力系數(shù)

39、最小，然后隨著迎角絕對(duì)值的增加而增大。,,,升阻比曲線,看一架飛機(jī)的飛行性能，是不是能產(chǎn)生的升力越大越好呢？以較小的阻力獲得所需要的升力，才能提高飛機(jī)的飛行效率。為此我們引入升阻比的概念，用K表示K=L/D=CL/CD,極曲線,極曲線是升力系數(shù)對(duì)阻力系數(shù)的曲線。對(duì)每一個(gè)迎角都可以得到一個(gè)升力系數(shù)和一個(gè)阻力系數(shù)，以CL為縱坐標(biāo)，以CD為橫坐標(biāo)，將各點(diǎn)連線就得到了極曲線。,從原點(diǎn)所引直線與極曲線交于兩點(diǎn)，則兩點(diǎn)的升阻比相同，較高者的迎