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1、第2章 飞机飞行的基本原理,2.1 飞行器飞行环境 2.2 气流特性 2.3 升力和阻力的产生 2.4 飞机的主要飞行性能和飞行科目2.5 高速飞行概述2.6 增升装置,第2章 飞机飞行的基本原理,为什么飞机那么重都可以飞，而我死命减肥也飞不起来？,2.1 飞行器飞行环境,我们周围有什么？,2.1 飞行器飞行环境,散逸层 20003000km电离层 800km中间层 85km平流层 5055km对流层 918km,如果你在对流层,如果你在平流层,如果你再往上,继续往上,2.1 飞行器飞行环境,大气物理特性：连续性有压强有粘性可压缩,大气的粘性,标准大气,大气被看成完全气体，即服从状态方程以海平
2、面高度为零海平面上大气标准状态气温15度压强1atm密度1.225kg/m3声速c=341m/s,2.2 气流特征,相对运动原理,稳定气流,“稳定气流”，是指空气在流动时，空间各点上的参数不随时间而变化。如果空气流动时，空间各点上的参数随时间而改变，这样的气流称为不稳定气流。,稳定气流,连续性定理,伯努利定理,2.3 升力和阻力的产生,2.3.1 机翼的形状2.3.2 升力2.3.3 阻力2.3.4 影响升力与阻力的因素2.3.5 空气动力的实验设备风洞,2.3.1 机翼的形状,机翼形状（平面几何参数） 从上往下看机翼的形状翼型 机翼纵向剖面的形状,1、机翼平面几何参数,翼展长b：机翼翼尖两端
3、点之间的距离，也叫展长，以b表示外露根弦长c0和翼梢弦长c1：前缘后掠角A0：机翼前缘线同垂直于翼根对称平面的直线之间的夹角毛机翼根弦长c0：沿前缘与后缘线作延长线与机身中心线相交时所得的长度展弦比：机翼展长与平均几何弦长之比：梯形比：机翼梢弦长与翼根弦长之比,椭圆型,矩形翼,梯形翼,三角翼,2.翼型,厚度：以翼弦为基础作垂线，每一条垂线在翼型内的长度即为该处的翼型厚度，以t表示。最大厚度cmax相对厚度弯度：厚度线中点的连线叫中弧线。中弧线与翼弦之间的最大距离叫翼形的最大弯度，以fmax表示。,迎角,升力,通常，机翼翼型的上表面凸起较多而下表面比较平直，再加上有一定的迎角。这样，从前缘到后缘
4、，上翼面的气流流速就比下翼面的流速快；上翼面的静压也就比下翼面的静压低，上下翼面间形成压力差，此静压差称为作用在机翼上的空气动力。,机翼上的压强分布,压心,阻力,作用在飞机上的空气动力在平行于气流速度方向上的分力就是飞机的阻力。 摩擦阻力 压差阻力 诱导阻力 干扰阻力,摩擦阻力,附面层：,压差阻力,诱导阻力,概念：翼尖涡,翼尖涡的形成,诱导阻力的形成,诱导阻力的防止,干扰阻力,干扰阻力就是飞机各部分之间由于气流相互干扰而产生的一种额外的阻力。,飞机的主要飞行性能和飞行科目,1、最大平飞速度(Vmax)飞机的最大平飞速度是在发动机最大功率（或最大推力）时飞机所获得的平飞速度。,飞机的主要飞行性能
5、,2、巡航速度(Vc)巡航速度是指发动机每千米消耗燃油最少情况下的飞行速度。这时飞机的飞行最经济，航程也最运，发动机也不大“吃力”。,飞机的主要飞行性能,3、爬升率（VL)飞机的爬升率是指单位时间内飞机所上升的高度（即飞行速度的垂直分量），其单位是m/min或m/s。,飞机的主要飞行性能,4、升限（Hm) 飞机上升所能达到最大高度，叫做上限。“升限”对战斗机是一项重要性能。歼击机升限比敌机高，就可以居高临下，取得主动权。,飞机的主要飞行性能,5、航程（R）航程是指飞机一次加油所能飞越的最大距离。以巡航速度飞行可取最大航程。增加航程的主要办法是多带燃料、减少发动机的燃料消耗和增大升阻比K。,飞机
6、的主要飞行性能,5、续航时间续航时间是指飞机一次加油，在空中所能持续飞行的时间。6、作战半径（Rmis)飞机从某一机场起飞，执行作战任务后再返回原机场，机场至该空域的水平距离就是作战半径。,飞机的主要飞行性能,飞机的主要飞行性能,飞机的主要飞行科目,飞行科目一般包括飞机的起飞、着陆，直线飞行（平飞、上升和下滑）和曲线飞行（或称机动飞行）。,飞机的主要飞行科目,起落架布局,1、飞机的起飞和着陆飞机的起飞和着陆是飞行最基本的科目。飞机在这时是作变速运动。（1）飞机的起飞飞机从静止开始滑跑离开地面，并上升到h高度的加速运动过程，叫做起飞。现代喷气式飞机的起飞过程分成二个阶段：(1)地面加速滑跑阶段；
7、(2)加速上升到安全高度阶段。,飞机的主要飞行科目,飞机的主要飞行科目,飞机的主要飞行科目,飞机的主要飞行科目,（2）飞机的着陆飞机的着陆同起飞相反，是一种减速运动。一般可分为五个阶段：下滑、拉平、平飞减速、飘落触地和着陆滑跑。合起来的总距离叫做着陆距离。,飞机的主要飞行科目,飞机的主要飞行科目,2、机动飞行飞机按一定的轨迹作高度、速度和方向等不断变化的飞行叫机动飞行(或特技飞行)。它是歼击机空战技术的基础。（1）盘旋：飞机在水平面内作等速圆周飞行，叫盘旋。通常把坡度小于45度的盘旋，叫小坡度盘旋；大于45的盘旋叫大坡度盘旋 (坡度即指飞机倾斜的程度)。盘旋和转弯的操纵动作完全相同，只是转弯的
8、角度不到360度而已。,飞机的主要飞行科目,飞机的主要飞行科目,图2.33 盘旋及作用力,2、机动飞行（2）筋斗：飞机在铅垂平面内作轨迹近似椭圆，航迹方向改变360的机动飞行称为筋斗。,飞机的主要飞行科目,（3）战斗转弯：飞机在迅速作l80转弯的同时，又尽可能地增加高度的飞行，称为战斗转弯。又叫急上升转弯。战斗转弯既能迅速改变飞行方向，又能迅速上升高度，是空战中迅速取得高度优势，占据有利位置攻击敌机的重要战术动作。,飞机的主要飞行科目,图2.34 战斗转弯,（4）俯冲：飞机沿较陡的倾斜轨迹作直线加速下降飞行。俯冲的飞行轨迹与地面的夹角叫俯冲角，通常为30-90。,飞机的主要飞行科目,JU-87
9、施图卡俯冲轰炸机,图2.36 飞机俯冲,飞机的主要飞行科目,飞机的稳定性,飞机在飞行过程中，经常会受到各种各样的干扰，这些干扰会使飞机偏离原来的平衡状态，而在干扰消失以后，飞机能否自动恢复到原来的平衡状态，这就涉及飞机的稳定或不稳定的问题。所谓飞机的稳定性，是指在飞行过程中，如果飞机受到某种扰动而偏离原来的平衡状态，在扰动消失以后，不经飞行员操纵，飞机能自动恢复到原来平衡状态的特性。如果能恢复，则说明飞机是稳定的；如果不能恢复或者更加偏离原来的平衡状态，则说明飞机是不稳定的。,飞机的稳定性,飞机在空中飞行，可以产生俯仰运动、偏航运动和滚转运动，如图2.36所示。飞机绕横轴的运动为俯仰运动；绕立
10、轴的转动为偏航运动，绕纵轴的转动为滚转运动。根据飞机绕机体轴的运动形式，飞机飞行时的稳定性可分为纵向稳定性、方向稳定性和横侧稳定性。,飞机的稳定性,1、飞机的纵向稳定性当飞机受微小扰动而偏离原来纵向平衡状态(俯仰方向)，并在扰动消失以后，飞机能自动恢复到原来纵向平衡状态的特性，叫做飞机的纵向稳定性。,飞机的稳定性,飞机的稳定性,图2.39 飞机重心位置和纵向定型之间的关系,飞机的稳定性,2、飞机的方向稳定性在飞行中，飞机受到扰动以至于方向平衡状态遭到破坏，而在扰动消失后，飞机如能催向于恢复原来的平衡状态，就具有较好的方向稳定性。侧滑：飞机的运动方向同飞机的对称面不平行、相对气流是侧前方流向飞机
11、的飞行状态叫做侧滑。,飞机的稳定性,图2.40 垂直尾翼和方向稳定性,飞机的稳定性,3、飞机的横侧稳定性在飞行中，飞机受扰动以致横侧平衡状态遭到破坏，而在扰动消失后，如飞机自身产生一个恢复力矩，使飞机恢复原来的平衡状态，就具有横侧稳定性；反之，就没有横侧稳定性。在飞行过程中，使飞机自动恢复原来横侧平衡状态的滚转力矩，主要是由机翼上反角、机翼后掠角和垂直尾翼的作用产生的。,飞机的稳定性,图2.41 机翼上翻角和横侧向稳定性,飞机的稳定性,图2.42 机翼后掠角与横侧向稳定性,(a),(b),飞机的稳定性,3、飞机的横侧稳定,图2.43 垂直尾翼产生的横侧向稳定力矩v,飞机的稳定性,不具有稳定性的
12、飞机，虽然飞行起来很困难，但还勉强能够飞行；如果飞机不能操纵，则根本不能飞行。 飞机的操纵性是指驾驶员通过操纵设备来改变飞机飞行状态的能力。,飞机的操纵性,飞机的操纵性,不同布局的操纵性,正常式布局,鸭式布局,1、飞机的纵向操纵 飞机在飞行过程中，操纵升降舵，飞机就会绕着横轴转动，产生俯仰运动：飞行员向后拉驾驶杆，经传动机构传动，升降舵便向上偏转，这时水平尾翼上的向下附加升力就产生使飞机抬头的力矩，使机头上仰。 2、飞机的横向操纵 在飞机飞行过程中，操纵副翼，飞机便绕着纵轴转动，产生滚转运动。向左压驾驶杆，左副翼向上偏转，这时左机翼升力增大，则产生左滚的滚动力矩，使飞机向左倾斜。向右压驾驶杆，
13、则右副翼向上偏转，左副翼向下偏转，产生右滚的滚动力矩，飞机便向右倾斜。,飞机的操纵性,3、飞机的方向操纵 在飞机飞行过程中，操纵方向舵，飞机则绕立轴转动，产生偏航运动。飞行员向前蹬左脚蹬，方向舵向左偏转，在垂直尾翼上产生向右的附加侧力，此力使飞机产生向左的便航力矩，使机头向左偏转。,飞机的操纵性,图2.44 飞机操纵动作与飞行姿态示意图,飞机的操纵性,2.5 高速飞行概述,声障：当速度接近声速时阻拦飞行速度进一步提高的各种现象。,1、空气的压缩性生活现象告诉我们，空气体积是可以改变的。空气在压力、温度等条件改变而引起密度变化的性质，叫做空气的压缩性。,高速气流特性,2、声波、声速、马赫数（1）
14、声波,高速气流特性,（2）声 速弱扰动波传播的速度就叫声速。声速快慢不是一成不变的，它和传播声波的介质有关。介质越难压缩，声速就越大。所以声速在金属中传播就比在水中快，在水中又比在空气中快，而在空气中传播仍有快慢之别。,高速气流特性,（3）弱扰动波的传播飞机在空中飞行时，不断地对空气进行扰动，而这种扰动是以声速向四面八方传播的。,高速气流特性,图2.46 弱扰动波的传播,（3）弱扰动波的传播如果飞机的速度等于声速(Vc)，则弱扰动波一面前进，一面扩大，弱扰动所能影响的范围局限于图中两条切线所夹的范围之内。,高速气流特性,图2.46 弱扰动波的传播,高速气流特性,高速气流特性,（3）弱扰动波的传
15、播综上所述，弱扰动在亚声速和超声速飞行时的传播情形是不同的。在亚声速时，飞机整个空间逐渐都能传播扰动；以外的气流不受扰动的影响。而在超声速时，被扰动的范围只限于弱扰动锥内，飞行速度比声速大得越多，扰动波向前传播越困难，这个范围也越小。这对认识与分析超声速气流的特性和空气动力特性，至为重要。,高速气流特性,（4）马赫数 研究航空、航天飞行器飞行原理时，经常会提到马赫数的概念。马赫数(Mach Number)，通常以Ma来表示 。 式中的v表示在一定高度上，飞行器的飞行速度，a则表示该处的声速。,高速气流特性,（4）马赫数 根据马赫数 Ma的大小，可以把飞行器的飞行速度划分为如下区域 : 低速范围
16、马赫数小于0.6(大于0.6以上均为高速范围) 亚音范围马赫数从0.670.85 跨音范围马赫数从0.851.3 超音范围马赫数从1.35 高超音范围马赫数大于5,高速气流特性,3、超声速气流的加速特性,高速气流特性,（a）亚声速气流,(b)超声速气流,4、超声速气流的减速特性亚音速气流减速是逐渐减慢的，而超音速气流减速则要产生激波现象，气流经过激波其速度是突然减慢的。飞机在空中飞行，会随时激动周围空气，使其压力、密度发生扰动，也就是使其压力、密度等参数发生变化，并向外传播该扰动。在扰动的传播过程中，在呈现扰动与未被扰动的空气之问有一分界面，通常把这个分界面叫做扰动波。,高速气流特性,4、超声
17、速气流的减速特性扰动有强、有弱，故扰动波也有强、弱之分。波面前后压力、密度有显著差别的叫做扰动波。所谓激波就是这种强扰动波或强压力波，其波面后的压力大于波面前的压力。弱扰动波或弱压力波则叫弱扰动波，声波就是弱扰动波。,高速气流特性,图 超声速飞行的头部激波,高速气流特性,图2.50 扰动波在亚音速气流中的传播,高速气流特性,4、超声速气流的减速特性从以上分析可以看出：在亚音速或等音速的情况下，机身头部和机翼前缘不会有激波，只有在超音速的情况下，扰动波向前传播受到限制，才会有激波。激波的物理性质是受到强烈压缩的一层薄薄空气。其厚度很小，只有万分之一到千分之一毫米。气流通过激波时，空气受到很强的阻
18、滞，气流速变锐减；同时其他物理特性也发生急骤变化。,高速气流特性,激波锥,1、临界马赫数(Macr) 当飞行速度增大到一定程度，机翼表面最低压力点的局部流速等于该点的局部声速如图，此时的飞行速度叫做临界速度vcr，而此时的飞行马赫数叫做临界马赫数Macr。临界马赫数就是临界速度与飞机所在高度的声速之比值。即 Macr = Vcr /c,高速飞行的空气动力,图2.57 临界速度,高速飞行的空气动力,图2.59 临界马赫数,高速飞行的空气动力,2、机翼局部激波的形成 飞行马赫数超过临界马赫数后，机翼上表面等声点以后的气流，将继续膨胀加速而超过声速。在超声速区域内，压力不断降低，但机翼后边的压力却接
19、近于大气压力。这种在机翼表面局部地方形成的稳定压力波，就是局部激波，如图：在局部激波之前、等点之后一定范围为超声速区，后面是亚声区。,高速飞行的空气动力,图2.60 局部激波,高速飞行的空气动力,3、升力系数和升力在高速飞行中的变化,高速飞行的空气动力,3、升力系数和升力在高速飞行中的变化（1）升力系数随飞行马赫数的变化,高速飞行的空气动力,3、升力系数和升力在高速飞行中的变化（2）升力随马赫数的变化,高速飞行的空气动力,3、升力系数和升力在高速飞行中的变化（3）超声速飞行机翼的升力,高速飞行的空气动力,4、阻力系数和阻力在高速飞行中的变化 飞行马赫数超过临界马赫数以后，阻力急剧增大，其原因是
20、因为在机翼上、下表面出现了局部激波；超声速飞行以后，机翼前缘又产生了头部激波。这种由于出现激波而产生的额外阻力，叫做波阻。,高速飞行的空气动力,4、阻力系数和阻力在高速飞行中的变化（1）激波产生的原因 在局部超声区域内吸力增大，而吸力增大的地方大部分位于机翼中、后段的表面，吸力向后倾斜如图。吸力向后倾斜使得机翼前后压力差额外增加；原因之二是局部激波增强到一定程度后，由于激波前后压力差增大，使附面层的空气有较大逆退，在激波处引起气流分离，从而使机翼前后压力差增大。,高速飞行的空气动力,图2.64 压力分布图,高速飞行的空气动力,4、阻力系数和阻力在高速飞行中的变化（2）阻力系数和阻力随飞行马赫数
21、的变化1）亚声速阶段：阻力系数和阻力基本上不随飞行马赫数的变化而变化。2）跨声速阶段：飞行马赫数大于临界马赫数后，出现了局部超声区和局部激波，波阻增大，阻力系数将急剧增大。3）超声速阶段：飞行马赫数大于1以后，由于机翼前缘激波更加倾斜、波阻减小。即前后压力差减小，因此阻力系数随马赫数增大要降低，而飞机阻力在这阶段仍然随马赫数增大而增加。,高速飞行的空气动力,1、高速飞机的翼形特点 现代高速飞机，在翼型方面，大都具有厚弦比小、采用对称型或接近对称型翼剖面、最大厚度靠近翼弦中间、前缘曲率半径较小以及翼剖面外形轮廓平缓等特点。其目的是为了提高临界马赫数、延缓 局部激波的产生；并且在超过临界马赫数后，
22、减小波阻，使阻力系数增长得和缓。,高速飞机的外形特点,图几种超声速机翼型形状,高速飞机的外形特点,2、高速飞机机翼平面形状特点高速飞机机翼平面形状主要有以下几个特点：,高速飞机的外形特点,图 路过平直翼和后掠翼的气速度,高速飞机的外形特点,（1）后掠翼,图 平直翼和后掠翼的阻力,高速飞机的外形特点,翼刀,前略翼,2、高速飞机机翼平面形状特点（2）三角翼 采用三角机翼如图：更能减小波阻其减阻原理和后掠角机翼相似。还因翼弦较后掠角机翼长，这样便减小了翼型相对厚度。,高速飞机的外形特点,采用三角翼的飞机,高速飞机的外形特点,3）采用小展弦比梯形机翼,高速飞机的外形特点,高速飞机的外形特点,图2.71
23、 几种超音速机翼平面形状,2、高速飞机机翼平面形状特点（4）采用变后掠角 大后掠角、小展弦比机翼，虽然对提高临界马赫数、减小波阻对高速飞行有利。但对低速飞行却带来飞行性能变差的弊病，为解决这一矛盾，有一些高速飞机则采用变后掠角机翼，这种机翼在翼根处有转轴，可使外翼向前或后转动。向前转动后掠角减小，翼展和展弦比都增加以适应于低速飞行。向后转动则后掠角加大，翼展和展弦比减小，以适应高速飞行的需要。,高速飞机的外形特点,（4）采用变后掠角,高速飞机的外形特点,3、尾翼的特点高速飞机尾翼的外形，一般和机翼相同。其特点是：某些高速飞机采用全动式尾翼，如图2.73所示。所谓全动式尾翼，即整块水平尾翼、避直
24、尾翼都可以转动(没有舵面)，用它来改变尾翼的空气动力变化，以提高跨音速阶段的俯仰和方向操纵性。因为在这一阶段尾翼上也要产生局部激波。若操纵舵面则只能改变舵面上的压力，而不能影响波前的压力分布，从而大大削弱了高速飞行的操纵效果。所以某些高速飞机部分(水平尾翼)或全改用全动式尾翼。,高速飞机的外形特点,全动尾翼,无尾式,高速飞机的外形特点,4、机身外形特点 为了使超声速飞行时，机身产生波阻小，高速飞机机身一般做成机头尖削、长细比大的圆拄形。根据实验证明，机身与机翼结合部做成中间细、两头粗形状，即蜂腰机身如图，可以减小超声速飞行阻力。为了减小高速飞行阻力，飞机表面应保持光滑平整。因为粗糙、有凸起的飞
25、机表面不仅增大摩擦阻力，也能造成激波，产生波阻。,高速飞机的外形特点,高速飞机的外形特点,4、机身外形特点,1、超声速飞行的“声爆”现象飞机作超声速飞行时，机头、机尾都会产生激波后面的空气压力增大很多。在激波经过的瞬间，地面将听到“巨雷”或爆炸般的响声，这就是超声速飞行的“声爆”现象。由于头、尾部激波经过的时间间隔很短(约0.120.22秒)，所以地而听到的响声是连续两响。“音爆”对地面造成的影响，由激波引起的空气压力增高传到地表而空气的压力增大值来决定。如果地面空气增大压力在25牛顿厘米。以下，则破坏力很小；如果超过50牛坝厘米，人们就会听到尤如夏季近处的霹雳，响声震耳；如果更大，甚至造成建
26、筑物的破坏。实际证实，超音速飞行所产生的音爆过强，要严重影响居民地区的安宁，甚至给建筑物造成破坏。所以一般情况下，作超音速飞行，不应低于规定高度，以尽量减弱音爆影响。,超声速飞行的“声爆”和“热碍”,1头部激波；2尾部激波 超音速飞机上激波所造成的音爆示意图,超声速飞行的“声爆”和“热碍”,增升装置,增升装置机翼上 用来改善气流状况和增加升力的活动面。在起飞、着陆和机动飞行时使用增升装置可以改善飞机起飞、着陆和激动飞行的性能。飞机的增升装置主要有各种前、后缘襟翼组成。增升装置通常装在机翼的前缘和后缘，非使用状态下是机翼剖面的一部分。位于前缘的有前缘缝翼和前缘襟翼；在后缘的有各种形式的后缘襟翼,
27、增升装置,增升装置,简单襟翼,开裂式襟翼,开缝襟翼,双缝襟翼(富勒襟翼),4、后退式襟翼 机翼后缘下半部为活动翼面。使用时襟翼沿滑轨后退，同时下偏(图 (e)，一方面增加机翼弯度，同时大大增加杌翼后都的面积，所以增升效率较高。5、前缘襟翼 简单前缘襟翼是机翼前缘的二部分，使用时绕后部的铰链轴向下偏转(下垂)，增加机翼的弯度，能延迟机翼前缘气流的分离。常用于超音速飞机前缘较尖锐的机翼上。它和后缘襟翼配合能提高飞机起飞，它是位于前缘下表面的可转翼面，可以绕前面的铰链轴向前翻转(图 (g)。,增升装置,增升装置,后退式襟翼,前缘襟翼,克鲁格襟翼,前缘缝翼,6、前缘缝翼 紧贴于机翼前缘的小翼面(图 (
28、h)，打开时与机翼同形成一道缝隙，可延缓机翼前缘气流分离增加起飞，着陆时的升力。在有些飞机上仅在翼梢布置前缝隙，可以改善飞机在大迎角时的横向稳定性和操纵性 7、附面层吹除(或吸入)襟翼 机翼的升力系数主要因气流分离而降低，因此延缓机翼气流分离是增加升力的一个重要途径。对于前缘钝圆的厚机翼分离一般是从后缘开始，随迎角增大分离区向前缝发展扩大。在后缘襟翼下偏的情况下，气流更易于从襟翼前缘处分离。如从发动机压气机引出少量空气。沿襟翼上表面吹气，(图 (j)，给附面层注入一定能量，则可以延缓气流分离，达到增加机翼升力的目的。,增升装置,增升装置,让发动机喷流或螺旋桨后的滑流流过的机翼，利用偏转后缘襟翼的方法使高速气流向下偏折，从而增大机翼升力。这种增升方法虽然是通过机翼实现的，但实质上是发动机的推力转向，从而得到附加升力。,增升装置,推力矢量,
