1、飞机的空气动力,第一节翼型和机翼形状及参数,一、翼型的几何形状及参数（25分钟） 1翼型的概念 2常用的翼型的形状重点区分低速、高速飞机常用翼型的形状、特点,第一节翼型和机翼形状及参数,一、翼型的几何形状及参数 3 参数各参数的定义重点介绍后缘、前缘、翼弦、厚度、弯度、迎角、焦点,第一节翼型和机翼形状及参数,二、机翼的平面形状及参数 1常用的机翼的平面形状：重点区分低速、高速飞机使用的形状的不同 2参数：各参数的定义 重点介绍翼展、面积、后掠角、上反角、几何平均弦长、气动平均弦长、展弦比,第二节气动力及系数,一、座标系 1地面座标系 2气流座标系 3机体座标系,机体坐标系和地面坐标系,第二节气
2、动力及系数,二、气动力系数 力和力矩系数的定义，引入这些系数的意义 三、流动相似准则 1 条件 2 修正,第三节不可压流中机翼的压力分布,一、不可压流中翼型的压力分布 1理想流体 压力分布图；向量法、直角坐标法 不同翼型的影响 2 实际流体重点与理想流体的差别 3 相关概念 二、不可压流中机翼的压力分布,烟流绕流翼型的流动图画,理想流体绕流,层流绕流,第四节 低亚音速升力特性,一、升力系数与迎角的关系,第四节 低亚音速升力特性,二、附面层分离与失速 1 翼型附面层分离的原因 2 三维机翼分离、失速 3 后掠翼翼尖先分离的原因、影响、措施,B737翼尖小翼,第四节 低亚音速升力特性,三、升力系数
3、与翼型和平面形状的关系 四、升力系数与飞机构形的关系 五、升力系数与马赫数的关系 六、升力系数与粘性的关系,层流与湍流,第五节 俯仰力矩特性,一、翼型的俯仰力矩特性 二、焦点与压力中心的区别 三、机翼的俯仰力矩特性 四、飞机的纵向力矩特性 思考题：飞机的重心为什么要在焦点之前？,飞机的尾翼,第六节飞机的阻力特性,一、理想亚音速流中的翼型阻力 二、理想超音速流中的翼型阻力（激波阻力） 三、实际亚音速流中的翼型阻力 四、三种翼型阻力的产生原因、影响因素 五、诱导阻力的产生原因、影响因素，以及诱导阻力系数的计算公式 六、尾流的产生原因、对飞行影响、应用 七、不同气动布局对干扰阻力的影响 八、飞机总阻
4、力的分类 九、阻力系数与迎角（升力系数）关系 十、阻力系数与马赫数关系、阻力发散马赫数、超临界翼型好处,机翼与机身的组合形式,第七节 跨音速气动特性简介,一、结合八个图形讲清跨音速飞行时局部超音速区的扩展情况 二、对飞机升力特性、阻力特性、俯仰力矩特性的影响 三、回忆附面层分离的产生条件、原因，讲授激波分离的产生原因、条件。从产生原因、产生条件、对飞行的影响等方面重点讲授激波分离与附面层分离的区别 四、讲授临界马赫数的影响因素 五、飞机的跨音速飞行特性 思考题：激波分离与附面层分离的区别？,Supercritical Airfoil,第八节 增升装置,一、常用的增升装置的增升原理 二、介绍常用
5、的增升装置的形式 思考题：飞机上的襟翼和缝翼有和异同？,第九节 飞机极曲线,一、极曲线的定义和极曲线上的几个关键点 二、马赫数、飞机构型、重心位置和雷诺数对极曲线影响,发动机的位置,Airfoil aerodynamic characteristics. Figure (a) shows the aerodynamic force acting on an airfoil. This force may be separated into lift and drag components, as shown in figure (b). Figure (c) illustrates lift,
6、 drag, and moment about the quarter-chord point-all a function of the angle of attack a while figure (d) shows the lift, drag, and moment about the aerodynamic center,课上练习,1、一低速风洞中用皮托管测风速，若已知实验当天大气压力为1.2个大气压，皮托管的速度读数为20米/秒，则： （1）来流进入试验段时静压为多少？已知大气密度为1.225千克/米3。 （2）当速度为80米/秒时，试验段静压为多少？ （3）模型上压力最大点的压力
7、为多少？,课上练习,2、某波音757-200的巡航速度为457节，巡航高度为37000英尺（密度为675.9*10-6磅秒2/英尺4），此处静止大气温度为-56.5。C。求： （1）来流密度、温度、速度、音速、马赫数、压力； （2）飞机上驻点的压力、温度、密度。,课上练习,3、简述产生诱导阻力的原因。,课上练习（判断）,在流场中，只有驻点才有总温、总压、总密度。对于定常理想流，沿着流线，速度增大，则压强减小。 激波分离只有在攻角较大的情况下才可能发生。 翼尖小翼减小了诱导阻力。 当超音速风洞出口处压力小于环境压力时，出口产生膨胀波。 气流流过一维流管，流管截面积减小，则流速增大，压强增大。 超
8、音速时流管截面积和流速的关系与亚音速时相同。,课上练习,超音速气流流过一个二维的内折壁面，当折角较小时，会在折点处形成（ B ） A.马赫波 B.斜激波 C.正激波 D.膨胀波 在相同攻角下，增加翼型的弯度，升力系数 增大 ，因为弯度增大，上翼面流速 加快 ，压强 减小 ，使升力 增加 。,课上练习,理想流体绕流时，因为在翼面上气流不会滞止，而是沿翼面流动，所以理想流体绕流时翼型表面是 流线 ；作用在翼型上的气动力的合力垂直于 无穷远来流速度 ，即翼型只产生 升 力，没有 阻 力。,课上练习,对于给定的来流马赫数，壁面内折角越大，产生的斜激波的激波斜角 越大 ，波强度 越大 ，波后的马赫数 越小 。 采用超临界翼型是为了在飞行马赫数M超过下临界马赫数时，在上翼面尽量不产生 激波 ，或只产生 弱激波 ，以便减少 波阻 。,答：三维机翼产生升力时，下翼面压强比上翼面高，在翼尖处的气流会由下翼面绕过翼尖流到上翼面，在两翼尖之内机翼产生了向下的下洗速度，三维机翼的气动力合力受下洗的影响向后倾斜，不再垂直于来流速度，平行于来流速度方向的分量就是诱导阻力。,
