空气动力学PPT.ppt

第三节、空气动力与空气动力系数 飞行中飞机表面承受着气动压力—空气动力， 分布的压力可以看作一个合力、合力矩： 力： 升力Lift，La：飞机的垂直剖面内，垂直于速度V，向上为正 升力作用点——焦点， 在速度轴系定义 阻力Xa：在速度的反方向上，平行于气流，向后为正，速度轴系 侧力 Ya：垂直于飞机的垂直剖面，向右为正，机体轴系 力矩：机体轴系上定义 由力产生，有力臂形成力矩 俯仰力矩M：绕飞机oy轴的力矩 偏航力矩N：绕飞机oz轴的力矩 滚转力矩L：绕飞机ox轴的力矩 z 空气动力系数 用无因次形式表示，有利于分析比较 升力系数：Cla=Za/qS ，纵向系数 阻力系数： Cxa=Xa/qS 侧力系数： Cya=Ya/qS 横侧向系数 滚转力矩系数： CL=L/qSwb 俯仰力矩系数： CM=M/qSwCA 偏航力矩系数： CN=N/qSwb 式中： q=1/2?V2—动压，qs=牛顿（力）， S—机翼面积， Sw—尾翼面积， b — 机翼展长，CA — 机翼平均气动弦长 第一章 飞行动力学 北京航空航天大学自动化学院 张平 2010，3 一、升力L 1.机翼升力：低速机翼（a），超音速机翼（b） 翼弦长c——翼型前缘点A至后缘点B的距离 相对厚度 , , t —— 最大厚度 相对弯度 ， , f —— 中弧线最高点至翼弦线距离 超音速机翼特点：没有弯度且相对厚度很薄机翼形状对产生的升力有很大影响 第四节 纵向气动力与气动力矩 机翼形状 平均空气 动力弦： 式中： c(y)表示沿展向坐标y处的弦长 展弦比 A=b2/Sw， b——机翼展长， Sw——机翼面积； 梯形比 ?=ct/cr, cr——翼根弦长， ct——翼尖弦长； 前缘后掠角?0 1/4弦线后掠角 ?1/4 机翼的升力 亚音速流中，气流流过有迎角?的翼型时，在A、B点分流和汇合,A，B点：驻点，该点上流速为0 上表面气流路程较长，流速较快，按伯努利公式，上表面的 压强较小；流经下表面的气流，路程较短，流速较小，压强比上表面大 上下表面气流的压力形成了压力差，总和就是升力， 升力垂直于翼面弦线，分解到V?的垂直方向，用升力系数CLw-wing 表示 升力系数与迎角?有关 CLw-wing 升力系数与迎角?的关系 ?=0，CLw0?0，由于翼型弯度f为正， ?=0 时仍有压力差 ?=?00，CLw=0，?0—零升迎角，只有f=0，翼型上下对称时?0=0 ?=?cr，CLw=CLwmax，升力系数最大，?cr—最大临界迎角，失速迎角 ??cr机翼表面气流严重分离为大漩涡，升力下降 一般?10?15?时，CLw与?成正比：CLw=?W（?-?0） 式中： — 升力线斜率 升力 Lw=CLwQSw 超音速翼型 超音速气流中 上翼面膨胀流，V大，p小 下翼面压缩流，V小，p大 压力差形成升力 CLw0 2.机身的升力 圆柱形机身?较小时基本不产生升力 大迎角下机身背部分离出许多旋涡，才有些升力 超音速飞机的机身头部一般为圆锥形，有迎角时，升力就产生在这圆锥形的头部 机身升力系数： Sb—机身的横截面积 导弹弹体与机身相同，较少产生升力 3.平尾的升力 机翼有升力时，上表面的压力低于下表面，因而在左右翼尖处的端头，气流将从下表面向上表面翻卷，然后随迎面气流拖出两条旋涡—翼尖尾涡，洗流，影响尾翼的升力 水平尾翼相当于一个小机翼，受到前面机翼下洗的影晌，尾翼处气流要改变方向 设下洗速度Wt 下洗角： 与迎角成正比 机翼迎角? 减小一个?，才是平尾的实际迎角?t 升降舵偏转改变了平尾翼型弯度，因而也改变了平尾升力 平尾升力系数： 超音速飞机的平尾—全动式平尾 升力系数： ?为平尾转动角度，后缘下偏为正 内容 绪论 基本概念 飞行力学基础 绪论 飞行器 空气中的运动体，一个复杂的被控对象，要想控制它，需要了解气流特性与飞行器在气流中飞行时的特性 飞行力学： 研究飞行器在大气中飞行时的受力与运动规律，建立飞行器动力学方程 空气动力学是力学的一个分支 研究物体在同气体作相对运动情况下的受力特性、气体流动规律和伴随发生的物理化学变化。 它是在流体力学的基础上，随着航空工业和喷气推进技术的发展而成长起来的一个学科。还涉及飞行器性能、稳定性和操纵性等问题。 包括外流、内流。 遵循基本规律：质量守恒、牛顿第二