简明空气动力学-复习

1、附面层：紧贴物体表面，速度梯度很大以致粘性力影响显著的薄层，对于高雷诺数问题，黏性问题主要被局限在靠近物体表面的一个薄层之内（也称边界层）气流分离：附面层你内气流受摩擦应力和逆压梯度双重作用，在某一点后气体形成倒流，倒流气体受到附面层内其他气体作用形成漩涡在向后流走转捩区：物体表面上产生的附面层一般在开始部分是层流附面层，然后经过一小段过渡区转变为紊流附面层，这个过渡区成为转捩区。2、攻角:来流方向与翼弦线的夹角零升弦：无穷远处的来流速度平行于他流来时翼型的升力刚好为0，零升迎角：零升弦和翼弦的夹角，即升力为0的迎角气动扭转：机翼各剖面零升弦不在一个平面内，说明有气动扭转；几何扭转：机翼各剖面翼弦不在一个平面内，说明有几何扭转气动平均弦长：半个机翼面积的平均弦长，展弦比：翼展/几何平均弦长L^2/S3、马赫数：速度与音速的比值，M=v/a，无量纲数无穷马赫波挤压产生激波激波：通过膨胀波后的气流与通过激波时相反ppt减小，v增大，通过马赫波后马赫数变小，马赫角增大，产生的扰动叠加在上次扰动上，使波强度增加激波分离:局部激波强度较大时，激波造成的逆压梯度使波前附面层发生分离，波后气体p，t，密度突增，速度突然减少，这种分离在小迎角下就会发生4、侧滑角，侧滑时，空气从飞机侧面吹来，飞机对称面与相对来流方向不一致，对称面与相对来流方向夹角为侧滑角beta5、可压缩：一定质量流体在压强改变时体积也改变低速不可压Ma0.3（无黏，不可压，压缩性忽略不计）6、音速：微弱扰动的传播速度7、定常流：在空间中每一点P，ρ，T，v等参数都与时间无关（在不同点这些参数不同）这种流动称为定常流非定常流：空间中每一点P，ρ，T，v等参数随时间变化，这种流动称为非定常流。此时流动参数将是空间坐标和时间t的函数8、层流附面层：在附面层内流体一层一层流动，各层流体之间没有微团的窜动，各层互不混淆，这种附面层比较薄紊流附面层：在附面层内各层流体之间有流体微团的窜动，各层发生混淆，由于流体微团上下窜动，上层流体速度小，下层速度大，附面层变厚9、飞机阻力（按物理成因）：摩擦阻力，压差阻力，诱导阻力，干扰阻力，激波阻力1)摩擦阻力：由于空气有黏性，流过飞机时，整个飞机表面形成附面层，飞机上每点都有与该处表面相切的摩擦应力，直接与黏性有关，没有黏性，没有摩擦阻力。2)压差阻力：源于飞机前后压力差的阻力，随迎角增大而增大，也是由黏性造成的，无黏无该压力3)诱导阻力：三维机翼在产生升力时，伴随产生的阻力，无论有无黏性。只要产生升力就有该阻力。升力越大，诱导阻力越大，展弦比越大，诱导阻力越小翼尖涡带动周围空气，上下翼面压差使翼尖处气流流向上翼面，在机翼前后产生向下速度分量即下洗速度。干扰阻力：飞机机翼、机身、尾翼、发动机等部件组合后气流相互干扰，使得组合后阻力比单独各部件阻力之和要大，这是气流相互干扰的缘故，该附加阻力称干扰阻力。激波阻力：飞行马赫数大于临界马赫数，流场中出现激波，流管面积增大，速度增大，压强减小，使机翼后部在超音速时压强减小（或负压增大）产生激波，与粘性无关10飞机极曲线：在平面上针对一定雷诺数Re画出以马赫数为参数表示升力系数Cl与阻力系数Cd关系的曲线极曲线上任意一点cl与cd之比为升阻比11前缘缝翼：这是一种有效控制附面层增升措施，通过改变前缘扰流情况推迟失速，通过提高临界迎角增加升力，在小迎角时不起增升作用，在大迎角下，借助液压装置或缝翼上表面吸力自动打开，来改善前缘绕流，提高临界迎角，增加升力前缘襟翼：在大迎角下，前缘襟翼向下偏转，将驻点移回前缘，改善前缘绕流情况，消除前缘逆压梯度，从而推迟机翼失速前缘缝翼原理（作用1提高临界迎角2增大升力系数）：下翼面高压气流通过缝翼加速吹向上翼面，往上翼面附面层中输送功能，加快附面层内气流流速，降低上翼面压强，消除旋涡，既增加升力，又延缓气流分离12.侧滑：飞机沿坐标轴Z轴方向的移动。侧滑时，空气从飞机侧面吹来，飞机对称面与相对来流方向不一致，夹角为侧滑角beta13.侧向稳定性：飞机受扰动，产生绕纵轴OX的滚转，扰动消失后，不经驾驶员操纵，飞机能自动恢复原飞行姿态的能力（绕纵轴的稳定性），由上反角提供纵向稳定性：飞机受扰动，产生绕横轴OZ的滚转，飞机迎角变大或变小，不经驾驶员操纵，飞机能自动恢复原飞行姿态的能力（绕横轴的稳定性）14.荷兰滚模态：荷兰滚是频率较快（周期为几秒）中的中等阻尼的横向、航向组合振荡模态；飞机的侧滑角，滚转角和偏航角随时间按振荡方式周期变化形成飞机一面来回滚转，一面左右偏航，同时带侧滑的振荡运动。危害：由于振荡频率高，周期短，飞机以逐渐增大的振幅迅速左右摇晃，驾驶员对该高频率振荡很难加以控制，影响飞行安全和飞行任务的完成15.气动补偿：目的：较少铰链力矩，减轻驾驶员操纵飞机的劳动强度1.轴式补偿2角式补偿（局部）3内封补偿（改良）4随动补偿片（变向）5弹簧补偿片随动补偿片：安装在操纵面后缘的一个小调整片，可以绕支持在操纵面上的铰链形成轴线转动，并通过一根刚性连杆与翼面连接16.推迟气流在翼尖分离措施（防翼尖失速）1几何扭转，翼尖部分向下扭转，减少迎角2上翼面安装翼刀，防止附面层内横向流动3上翼面安装涡流发生器或采用前缘锯齿，在上翼面产生涡流4加装翼尖小翼17飞机的方向稳定力矩由垂直尾翼产生，飞机因扰动而偏转机头时，向一边侧滑，在垂尾及机身形成一定侧滑角，产生附加侧力，对飞机重力构成偏转的稳定力矩，使飞机趋向恢复原来的平衡状态18．滚转：绕飞机纵轴转动偏航：立轴；俯仰：横轴19.临界马赫数：流场中来流速度最大点就是压强温度和音速的最小点，也是马赫数的最大点。随来流马赫数增大，流场中最大马赫数增大，当流场中的最大马赫数刚好增加到1时的来流马赫数为临界马赫数，此时的来流速度成为临界速度。20.为使飞机高速飞行，采用超临界翼型，在飞行马赫数超过临界马赫数时，上翼面出现超音速区后，不产生激波或产生弱激波，减小波阻，使阻力系数随马赫数增长变慢，使飞机以较高马赫数飞行21飞机在飞行中受小扰动时，如果本身具有自动恢复其原有平衡状态的趋势，飞机是静稳定的，静稳定的飞机受扰动后飞机的偏离量逐渐减小，乃至消失，说明飞机是动稳定的飞机的操纵性是指飞机在飞行员操纵升降舵、方向舵和副翼改变其飞行状态的特性，操纵动作简单，省力飞机反应快，则操纵性是好的22.偏航力矩不利影响：1当飞机绕立轴向右偏转，出现左侧滑，由于飞机侧向稳定性，侧滑产生的滚转力矩使飞机向右滚转，这与向左扳驾驶杆使飞机向左滚转目的相反，降低了副翼操纵效率差动副翼：克服上述有害偏航，对于驾驶杆同一行程，副翼上偏角度大于下偏角度的副翼，通过副翼上偏，一侧机翼上产生较大的废阻力，平衡另一侧机翼上过大的诱导阻力，消除有害偏航23副翼反逆：当飞行速度v＞v临界时，M1＜M2，向左压驾驶杆，飞机反而向右滚转，向右压驾驶杆，飞机反而向左滚转，这种情况称副翼反逆，副翼完全丧失作用或者产生相反作用。。原因：机翼扭转变形产生的附加升力带来的力矩大于偏转副翼附加升力形成的滚转操作力矩。矩形翼：下洗速度从翼根到翼尖方向减小，先发生分离的地方为翼根，剖面升力系数比翼尖大梯形翼与上述相反椭圆翼：各剖面升力系数相同，迎角增大，个剖面同时出现分离后掠翼：失速特性与根梢比大的梯形翼相同，翼尖处弦发生分离超临界翼型：头部较圆，上翼面较平坦，下翼面后部上凹，临界马赫数小，但超过临界马赫数后产生的激波弱，适用于高亚音速和跨音速飞机层流翼型:一种使翼面保持大范围的层流，减少阻力设计的翼型，层流翼型的最大厚度更靠近后缘，前缘半径小，上表面平坦。气动平衡：飞机处于某一飞行状态时，完全消除驾驶杆力，实现松杆飞行失速：随迎角逐渐增加，上翼面逆压梯度增加，分离点前移，分离区逐渐扩大，上翼面后部负压增大，前部负压峰值也在增加，但是增加的越来越少，升力系数曲线越弯曲，迎角增加到一定程度，头部负压减小，迎角在增加，达到某个值使翼型后部负压的增加不能补偿头部负压减小的影响时，升力系数最大，迎角在增加，分离区扩大，升力系数减小，此时翼型失速有利迎角：升阻比k最大，性质角θ最大，升阻比k称极曲线最大值或给定M数下最大值，切点对应的α角称有利迎角飞行包线：以飞行高度，飞行速度，载荷系数等参数为坐标速度-过载包线：左：正失速和负失速盘旋时过载大于1，平飞方程L=1/2pV2S加大迎角可以减小平飞速度，载重越大，平飞速度越大，功率N=p*v发动机满油，飞机平飞时称最大平飞速度，最小平飞速度受升力系数限制，也和发动机推力有关，