空气动力学机体形状.pptx
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1、空气动力学空气动力学流体流动的基本概念流体流动的基本概念气流沿物体边缘的流动状态气流沿物体边缘的流动状态机体几何外形和参数机体几何外形和参数作用在飞机上的空气动力作用在飞机上的空气动力机翼附着物(冰、雪、霜)对翼型的影响机翼附着物(冰、雪、霜)对翼型的影响高速飞行的一些特点高速飞行的一些特点 流体流动的基本概念流体流动的基本概念 *气气流流:空空气气的的流流动动称称为为气气流流。空空气气相相对对物物体体的的流流动动,称为相对气流。称为相对气流。*相对运动原理:物体在静止的空气中运动和空气流相对运动原理:物体在静止的空气中运动和空气流过静止的物体,会产生同样的相对气流和同样的空气过静止的物体,会
2、产生同样的相对气流和同样的空气动力。动力。应用:对飞机进行试飞或利用飞机模型安装在风洞应用:对飞机进行试飞或利用飞机模型安装在风洞中来研究飞机空气动力的产生和变化。中来研究飞机空气动力的产生和变化。连续性假设连续性假设 将流体看成由无间隙的连续介质所组成,将流体看成由无间隙的连续介质所组成,各种物理量都是空间和时间的连续性函各种物理量都是空间和时间的连续性函数数 0 0 流流线线和和流流线线谱谱:在在定定常常流流动动中中,空空气气微微团团流流过过的的路路线线(轨轨迹迹)叫叫作作流流线线。由由许许多多流流线线所所组组成成的的图图形形,叫叫做做流流线线谱谱。一一般般情情况况下下流流线线不不能能相相
3、交交。由由许许多多流流线线所所围围成成的的管管子子称称为为流流管管。流流线线间间隔隔缩缩小小,表表明明流流管管收收缩缩;反反之之,表表明明流流管扩张。管扩张。流体流动的两个基本定理流体流动的两个基本定理1 1、连连续续性性定定理理:质质量量守守恒恒定定律律在在流流体体力力学学上上的的应应用用形形式式。当当气气流流连连续续而而稳稳定定地地流流过过一一根根流流管管时时,在在同同一一时时间间间隔内,流过流管任何切面的空气质量都是相等的。间隔内,流过流管任何切面的空气质量都是相等的。1 1V V1 1S S1 1=2 2V V2 2S S2 2=常数常数低低速速流流动动的的气气体体近近似似看看作作是是
4、不不可可压压缩缩的的,即即 1 1 =2 2则则得得到到低低速空气动力学和液体流体动力学中常用的连续性方程。速空气动力学和液体流体动力学中常用的连续性方程。V V1 1S S1 1=V=V2 2S S2 2=常数常数上式表明,在不考虑压缩性的情况下,气流速度与流管的上式表明,在不考虑压缩性的情况下,气流速度与流管的切面积成反比。切面积成反比。2,2,伯伯努努利利定定理理:理理想想流流体体连连续续而而稳稳定定地地在在流流管管内内流流过过时时,在在与与外外界界没没有有能能量量交交换换情情况况下下,则则在在流流管管内内任任一一切切面面上上流体的静压与动压之和为常数,即总压沿程不变。流体的静压与动压之
5、和为常数,即总压沿程不变。伯努利定理实质上是能量守恒定理在流体力学中的应用。定伯努利定理实质上是能量守恒定理在流体力学中的应用。定理表明,理想流体沿流管流动过程中,流速增大的地方,静理表明,理想流体沿流管流动过程中,流速增大的地方,静压力必然减小,反之亦然。这个定理不能用于高速气流中。压力必然减小,反之亦然。这个定理不能用于高速气流中。机机翼翼上上产产生生升升力力的的原原因因:流流经经机机翼翼上上翼翼面面的的流流管管收收缩缩,切切面面积积变变小小。下下翼翼面面的的流流管管扩扩张张,切切面面变变大大。据据连连续续性性定定理理可可知知,上上翼翼面面的的空空气气流流速速大大于于来来流流的的流流速速。
6、下下翼翼面面的的气气流流流流速速小小于于来来流流流流速速。又据伯努力定理可知,上翼又据伯努力定理可知,上翼面处气流的静压低于来流大气压强,而下翼面静压大于来面处气流的静压低于来流大气压强,而下翼面静压大于来流大气压强。作用在机翼上、下表面的压强差的总和在垂流大气压强。作用在机翼上、下表面的压强差的总和在垂直于相对气流方向的分力,就是机翼产生的升力。升力方直于相对气流方向的分力,就是机翼产生的升力。升力方向与相对气流的方向垂直。向与相对气流的方向垂直。机翼上表面有一个最低压力点(气流流速最大)。前缘机翼上表面有一个最低压力点(气流流速最大)。前缘处有一个最高压力点(气流速度为零)称为处有一个最高
7、压力点(气流速度为零)称为驻点驻点。气流沿物体边缘的流动状态气流沿物体边缘的流动状态 附面层附面层 附面层特性附面层特性 气流分离机理及其危害气流分离机理及其危害 附面层附面层:气流流经物体表面时,由于空气粘性影响而使贴近气流流经物体表面时,由于空气粘性影响而使贴近物体表面的气流流速逐渐减慢的空气层。附面层内在物体表面的气流流速逐渐减慢的空气层。附面层内在物体表面处的流速为零。通常把流速达到外部流速的物体表面处的流速为零。通常把流速达到外部流速的99%99%这一点到表面的距离这一点到表面的距离,称为该处附面层的厚度。,称为该处附面层的厚度。(1 1)附面层的厚度沿气流方向逐渐加厚。)附面层的厚
8、度沿气流方向逐渐加厚。(2 2)附面层内因为摩擦,使气流部分动能转化为热能,所以)附面层内因为摩擦,使气流部分动能转化为热能,所以总压降低,并且沿气流方向各切面的总压均不同。附面层外部总压降低,并且沿气流方向各切面的总压均不同。附面层外部可视为无粘性流动的气体。可视为无粘性流动的气体。附面层特性附面层特性(3 3)层层流流附附面面层层和和紊紊流流附附面面层层:在在附附面面层层内内空空气气分分层层流流动动,各各层层互互不不混混淆淆的的流流动动状状态态称称为为层层流流附附面面层层。物物体体前前部部一一般般保保持持层层流流附附面面层层状状态态;流流经经一一段段距距离离后后,则则转转成成空空气气微微团
9、团上上、下下乱乱动动的的紊紊流流状状态态,形形成成紊紊流流附附面面层层。紊紊流流附附面面层层底底部部的的速速度度梯梯度度比比层层流流附附面面层层的的大大,所所以以造成的摩擦阻力要大得多。造成的摩擦阻力要大得多。(4 4)转转捩捩点点:由由层层流流附附面面层层转转变变为为紊紊流流附附面面层层的的临临界界点点。对对给给定定的的飞飞机机其其机机翼翼表表面面上上的的转转捩捩点点将将随随飞飞行行速速度度的的提提高高而而前前移移;另另外外机机翼翼表表面面粗粗糙糙也也将将使使转转捩捩点前移,从而增加摩擦阻力。点前移,从而增加摩擦阻力。气流分离及其危害气流分离及其危害(1 1)气气流流分分离离:流流经经物物体
10、体的的气气流流脱脱离离物物体体表表面面,使使物物体体后后部部形形成成大大量量涡流的现象。气流开始脱离表面处称为气流分离点。涡流的现象。气流开始脱离表面处称为气流分离点。(2 2)气气流流分分离离机机理理:附附面面层层内内流流速速低低,外外部部高高速速气气流流流流经经翼翼型型最最低低压压力力点点后后,沿沿途途压压力力逐逐渐渐增增大大。致致使使附附面面层层内内流流动动受受到到阻阻滞滞,甚甚至至发发生生逆逆流。迫使外部气流脱离翼型表面,并形成大量旋涡。流。迫使外部气流脱离翼型表面,并形成大量旋涡。(3 3)气气流流分分离离的的危危害害:机机翼翼气气流流分分离离会会使使升升力力突突然然大大大大下下降降
11、、阻阻力力剧剧增增(压压差差阻阻力力)引引起起飞飞机机失失速速;机机翼翼和和尾尾翼翼发发生生抖抖振振;操操纵纵性性和和稳稳定定性性下降。下降。(4 4)影影响响气气流流分分离离的的因因素素:物物体体外外形形、来来流流速速度度、来来流流与与物物体体的的相相对对位置及物体表面光洁度等。位置及物体表面光洁度等。机体几何外形和参数 翼型:沿着飞机机身纵轴平行的方向剖一刀,所剖开来的剖面形状(通常也称为“翼剖面”)。影响翼型性能的最主要的参数是翼型的厚度和弯度及前缘半径和后缘角。机翼剖面形状 层层流流翼翼型型:具具有有较较小小的的相相对对厚厚度度和和弯弯度度。其其最最大大厚厚度度位位于于离离前前缘缘40
12、4050%50%的的翼翼弦弦处处,能能使使翼翼型型上上压压强强的的最最低低点点位位于于翼翼型型靠靠后后的的部部分分。有有利利于于提提高高临临界界马马赫赫数数和和延延缓缓气气流流分分离。这种翼型用于高亚音速的飞机上。离。这种翼型用于高亚音速的飞机上。菱形翼型:具有尖的前缘和小的相对厚度,用于超音菱形翼型:具有尖的前缘和小的相对厚度,用于超音速飞机。速飞机。机翼平面形状机翼平面形状机机翼翼平平面面形形状状是是飞飞机机处处于于水水平平状状态态时时,机机翼翼在在水水平平面面上上的的投投影影形形状状(a a)矩矩形形;(b b)梯梯形形;(c c)椭椭圆圆形形;(d d)后后掠掠翼翼;(e e)(f f
13、)和和(g g)为为三三角角形形和和双双三三角形。角形。机翼平面的特征参数机翼平面的特征参数1 1、翼展:左右两翼尖之间的距离、翼展:左右两翼尖之间的距离L L。2 2、平均几何弦长:机翼面积、平均几何弦长:机翼面积S S与翼展与翼展L L之比。之比。3 3、平平均均气气动动弦弦长长:不不同同平平面面形形状状的的机机翼翼对对应应当当量量矩矩形形机机翼翼的的弦弦长长。当当量量矩矩形形机机翼翼与与原原机机翼翼的的面面积及力矩特性相同。积及力矩特性相同。4 4、展弦比:翼展与平均几何弦长之比入。、展弦比:翼展与平均几何弦长之比入。5 5、梯形比(根梢比):翼根弦长与翼尖弦长之、梯形比(根梢比):翼根
14、弦长与翼尖弦长之比比。6 6、后后掠掠角角:机机翼翼前前缘缘与与垂垂直直于于机机身身纵纵轴轴线线的的平平面面之之间间的的夹夹角角,称称为为前前缘缘后后掠掠角角。机机翼翼四四分分之之一一弦弦线线的的连连线线与与垂垂直直于于机机身身纵纵轴轴线线的的平平面面之之间间的的夹夹角,称为后掠角,一般用角,称为后掠角,一般用x x表示。表示。7 7、上上反反角角和和下下反反角角:翼翼尖尖上上翘翘为为上上反反角角,反反之之为为下下反反角角。均均为为弦弦平平面面沿沿展展向向与与垂垂直直于于飞飞机机立立轴轴的的平平面面之之间间的的夹夹角角。在在飞飞机机校校装装时时,按按给给定定位位置置进进行行测测量。量。8 8、
15、安安装装角角:机机翼翼翼翼弦弦平平面面与与机机身身纵纵轴轴之之间间所所夹夹的的锐锐角角,机机翼翼的的安安装装角角为为正正,前前缘缘上上偏偏。在在校校装装时时调调大大安安装装角角称称内内洗洗、调调小小安装角称安装角称外洗外洗。9 9、纵纵向向上上反反角角:机机翼翼安安装装角角与与飞飞机机水水平平安安定定面面安安装装角角之之差差。一一般般水水平平安安定定面面的的安安装装角角为为负负,前前缘缘下下偏。偏。机身的几何形状和参数机身的几何形状和参数前部:园头锥体。前部:园头锥体。中部:等剖面园柱体。中部:等剖面园柱体。后部:尖削锥体。后部:尖削锥体。主要参数:总长、最大当量直径和相对位置、长细比。主要参
16、数:总长、最大当量直径和相对位置、长细比。作用在飞机上的空气动力作用在飞机上的空气动力作用在飞机上的空气动力作用在飞机上的空气动力总空气动力:作用在飞机上的空气动力总和。总空气动力:作用在飞机上的空气动力总和。总空气动力:作用在飞机上的空气动力总和。总空气动力:作用在飞机上的空气动力总和。压力中心:总空气动力作用线与飞机纵轴的交点。压力中心:总空气动力作用线与飞机纵轴的交点。压力中心:总空气动力作用线与飞机纵轴的交点。压力中心:总空气动力作用线与飞机纵轴的交点。升力:在飞机对称面内总空气动力在垂直来流方向上的升力:在飞机对称面内总空气动力在垂直来流方向上的升力:在飞机对称面内总空气动力在垂直来
17、流方向上的升力:在飞机对称面内总空气动力在垂直来流方向上的分量。分量。分量。分量。阻力:在飞机对称面内总空气动力在平行来流方向上的阻力:在飞机对称面内总空气动力在平行来流方向上的阻力:在飞机对称面内总空气动力在平行来流方向上的阻力:在飞机对称面内总空气动力在平行来流方向上的分量。分量。分量。分量。v v飞机升力和阻力的计算公式飞机升力和阻力的计算公式 Y升力;升力;Q阻力;阻力;空气密度;空气密度;v 飞机与气流之间的相对速度;飞机与气流之间的相对速度;S 机翼面积;机翼面积;升力系数;升力系数;阻力系数。阻力系数。影影响响升升力力的的因因素素:机机翼翼面面积积 空空气气密密度度 飞飞行行速速
18、度度 升力系数升力系数 机翼面积:飞机的升力与机翼面积成正比。机翼面积:飞机的升力与机翼面积成正比。空空气气密密度度:飞飞机机飞飞行行环环境境的的温温度度和和高高度度通通过过大大气气密密度度的的变变化化而而体体现现。,温温度度和和飞飞行行高高度度愈愈高高其其密密度度愈愈小小导导致致升升力力减减小小,只只有有高高速速飞飞机机才才适适于于高高空空飞行飞行;高原机场和高的场温不利于飞机起飞。高原机场和高的场温不利于飞机起飞。飞飞行行速速度度(相相对对气气流流的的速速度度):其其它它条条件件不不变变时时,升升力力与与速速度度的的平平方方成成正正比比。当当飞飞机机有有偏偏航航角角速速度度时时,由由于于左
19、左右右机机翼翼的的相相对对气气流流速速度度不不同同,会会使使飞机产生滚转力矩。飞机产生滚转力矩。飞机的升力飞机的升力 升升力力系系数数:其其它它条条件件不不变变时时升升力力与与升升力力系系数数成成正正比比。升升力力系系数数是是个个综综合合参参数数,它它是是翼翼型型、攻攻角角、机机翼翼平平面面形形状状等等的的函函数。数。翼翼型型对对升升力力系系数数的的影影响响:弯弯度度和和厚厚度度越大,升力系数越大。越大,升力系数越大。升力系数随迎角的变化关系 1 1、攻角:翼弦与迎面攻角:翼弦与迎面气流气流(相对气流相对气流)之间之间所夹的锐角。攻角通所夹的锐角。攻角通常也称为迎角。常也称为迎角。2 2、升力
20、系数随迎角的变化关系升力系数随迎角的变化关系 2 2、升升力力系系数数曲曲线线 :随随着着攻攻角角的的增增大大升升力力系系数数与与迎迎角角呈呈线线性性增增大,当升力系数达到最大值后随迎角的增大而迅速减小。大,当升力系数达到最大值后随迎角的增大而迅速减小。零零升升攻攻角角:升升力力系系数数(升升力力)等等于于零零时时对对应应的的攻攻角角。对对称称翼翼型型的的零零升升攻攻角角等等于于零零。非非对对称称翼翼型型的的零零升升攻攻角角不不等等于于零零。具具有有正正弯弯度度的的翼型其零升攻角为一个小的负攻角。翼型其零升攻角为一个小的负攻角。临界攻角(失速攻角):升力系数最大值所对应的攻角。临界攻角(失速攻
21、角):升力系数最大值所对应的攻角。展展弦弦比比和和梯梯形形比比越越大大,升升力力系系数数越越大大。飞飞机机机机翼翼的的翼翼展展是是有有限限的的,在在两两翼翼尖尖附附近近,下下翼翼面面压压强强高高的的气气流流会会绕绕过过翼翼尖尖,旋旋向向上上翼翼面面。降降低低尖尖部部上上、下下翼翼面面的的压压强强差差,使使机机翼翼升升力力系系数数降降低低。同同面面积积的的机机翼翼选选用用大大展展弦弦比比和和梯梯形形比,能减小翼尖的影响程度。比,能减小翼尖的影响程度。展弦比和梯形比对升力系数的影响:展弦比和梯形比对升力系数的影响:飞机的阻力飞机的阻力飞机阻力的表达式为:飞机阻力的表达式为:式式中中C Cx x阻阻
22、力力系系数数,由由实实验验得得到到。是是机机翼翼翼翼型型、平平面面形形状状、迎角及机身机翼等各部件布局的综合参数。迎角及机身机翼等各部件布局的综合参数。飞飞机机的的总总阻阻力力可可分分为为:摩摩擦擦阻阻力力、压压差差阻阻力力、诱诱导导阻阻力力、干干扰扰阻阻力力和和高高速速飞飞行行时时产产生生的的波波阻阻。其其中中摩摩擦擦阻阻力力、压压差差阻力和干扰阻力之和总称为阻力和干扰阻力之和总称为废阻废阻。影响飞机阻力的因素:阻力系数、机翼面积、空气密度及影响飞机阻力的因素:阻力系数、机翼面积、空气密度及飞行速度。飞行速度。摩擦阻力摩擦阻力 空空气气的的粘粘性性是是产产生生摩摩擦擦阻阻力力的的原原因因。摩
23、摩擦擦阻阻力力的的大大小小取取决决于于飞飞机机表表面面面面积积、飞飞机机表表面面的的粗粗糙糙度度及及附附面面层层的的流流动动状状态态。紊紊流流附附面面层层的的摩摩擦擦阻阻力力较较大大,在在飞飞行行速速度较高的飞机上多采用层流翼型。度较高的飞机上多采用层流翼型。压差阻力压差阻力 物物体体在在空空气气中中运运动动时时,在在物物体体前前后后产产生生的的压压强强差差引引起起的的阻阻力力。压压差差阻阻力力的的大大小小取取决决于于飞飞机机的的迎迎风风面面积积、外外形形和和飞飞机机的的攻攻角角。气气流流分分离离会会使使压压差差阻阻力力急急剧剧增增大大。流流线线型型物物体体可可减减少少后后部部气气流流分分离离
24、,明明显显降降低低压压差差阻阻力力。机机翼翼采采用用合合适适的的安安装装角角和和飞飞机机在在飞飞行行中中进进行行配配平平,其其目目的的就是减小压差阻力提高经济性。就是减小压差阻力提高经济性。干干扰扰阻阻力力是是由由于于流流经经飞飞机机各各部部分分之之间间的的气气流流相相互互干干扰扰而而产产生生的的一一种种额额外外阻阻力力。图图所所示示为为机机身身与与机机翼翼连连接接处处,形形成成一一个个先先收收缩缩再再扩扩张张的的流流管管,使使翼翼根根后后部部形形成成旋旋涡涡造造成成能能量量损损失失,产产生生干干扰扰阻阻力力情情况况。正正确确布布局局飞飞机机各各部部件件之之间间的的相相对对位位置置和和在在各各
25、部部件件连连接接处处加加装装合合适适的的“整整流流片片”是是减减小干扰阻力的有效措施。小干扰阻力的有效措施。中中单单翼翼飞飞机机的的干干扰扰阻阻力力最最小小,下下单单翼翼最最大大,上上单单翼翼居中。居中。1干扰阻力干扰阻力诱导阻力诱导阻力诱导阻力是伴随着机诱导阻力是伴随着机翼上的升力产生而产生的一翼上的升力产生而产生的一种升力面上特有的阻力。升种升力面上特有的阻力。升力愈大(迎角增大),诱导力愈大(迎角增大),诱导阻力愈大。它是机翼翼尖涡阻力愈大。它是机翼翼尖涡流和机翼上翼面气流流过翼流和机翼上翼面气流流过翼型后部产生下洗速度,使相型后部产生下洗速度,使相对气流产生下洗角,总气动对气流产生下洗
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