航空航天概論
第四章 飛機飛行的基本原理
§4.1 低速流動空氣的特性§4.2 飛機的升力和阻力§4.3 高速飛行的一些特點§4.4 飛機的穩(wěn)定和操縱§4.5 飛機的飛行性能回總目錄§4.6 風洞
§4.1 低速流動空氣的特性
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§4.1
流體連續(xù)性方程：
ρ1s1v1= ρ2s2v2= ρ3s3v3=……=const.
即：ρs v = const.
當流體不可壓縮時，
即：ρ= const. 時：
有：s v = const.
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§4.1
伯努利定理
管道中以穩(wěn)定的速度流動的流體，若流體不可壓縮，且與外界無能量交換，則沿管道各點的流體的動壓與靜壓之和等于常量。
伯努利方程
p+1/2ρv2 = P = const.
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§4.1低速流動空氣的特性根據(jù)流體連續(xù)性定理和伯努利定理，可以得到以下：流體在管道中流動時，凡是管道剖面大的地方，流體的流速就小，流體的靜壓就大，而管道剖面小的地方，流速就大，靜壓就小。即：若s1＞s2＞s3則v1＜v2＜v3　　　　p1＞p2＞p3回目錄頁
§4.2 飛機的升力和阻力
4.2.1 機體坐標系4.2.2 有關參數(shù)4.2.3 飛機的升力4.2.4 飛機的阻力回目錄頁
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4.2.1(1)4.2.1 機體坐標系􀂑原點：在飛機的重心處；􀂑xx軸：在飛機的縱軸上，指向頭部為正；􀂑yy軸：在飛機的縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)，并垂直于x軸，指向上方為正；􀂑zz軸：位置和指向按右手定則確定，即從左機翼通過重心到右機翼。
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4.2.2(1)4.2.2 機翼、翼型及其有關參數(shù)􀂑翼型：機翼的橫剖面形狀。翼形最前端的一點叫“前緣”，最后端一點叫“后緣”。􀂑翼展：機翼翼尖兩端點之間的距離，也叫展長，以“L”表示。
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4.2.2(2)􀂑翼弦：翼型前后緣之間的連線；其長度稱為弦長，通常以b 表示。若機翼的平面形狀不是矩形，則采用“平均氣動力弦長”來代替弦長，平均氣動力弦長用bba表示，定義為：bba=S/L。
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第四章 飛機飛行的基本原理 4.2.2(3)􀂑厚度：以翼弦為基礎作垂線，每一條垂線在翼形內(nèi)的長度即為該處的翼型厚度，以c表示。􀂗最大厚度cmax􀂗相對厚度􀂑彎度：厚度線中點的連線叫中弧線。中弧線與翼弦之間的最大距離叫翼形的最大彎度，以fmax表示。􀂗相對彎度下一頁%100)(max×=bcc%100)(max×=bff回目錄頁
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第四章 飛機飛行的基本原理 4.2.2(4)􀂑展弦比：展長和平均氣動力弦長之比;以λ表示，即：λ=L/bba=L2/S。􀂑根稍比：機翼的翼根弦長與翼尖弦長之比，也稱“梯形比”或“尖削比”,以η= b根弦/ b梢弦表示。􀂑后掠角：通常以χ表示􀂗前緣后掠角：機翼前緣同垂直于飛機縱軸的直線之間的夾角，以χ0表示；􀂗后緣后掠角χ1 􀂗1/4弦線后掠角χ0.25
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4.2.2(5)􀂑上反角和下反角：機翼的底面同垂直于飛機立軸的平面之間的夾角，以ψ表示。􀂑迎角：翼弦與相對氣流速度v之間的夾角，也稱為飛機的攻角，通常以α表示。
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4.2.2(6)
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回翼型
回翼弦
回厚彎度
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4.2.2(7)
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回翼展
回機翼參數(shù)
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4.2.2(8)
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4.2.2(9)
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4.2.2(10)
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4.2.3 飛機的升力4.2.3(1)
通常，機翼翼型的上表面凸起較多而下表面比較平直，再加上有一定的迎角。這樣，從前緣到后緣，上翼面的氣流流速就比下翼面的流速快；上翼面的靜壓也就比下翼面的靜壓低，上下翼面間形成壓力差，此靜壓差稱為作用在機翼上的空氣動力。
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4.2.3(2)回目錄頁下一頁
空氣動力是分布力，其合力的作用點叫做壓力中心。空氣動力合力在垂直于氣流速度方向上的分量就是機翼的升力。
空氣動力的分布隨迎角的不同而變化。因此，飛機升力的大小也隨迎角的改變而變化。
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4.2.3(3)
升力的計算公式：SvCYy）ρ（221=式中：ρ為飛機所在高度處的空氣密度，v為飛機的飛行速度,(1/2ρv2)稱為動壓;S為機翼的面積，Cy為升力系數(shù)。
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4.2.3(4)對于某一種翼型、某一種機翼剖面形狀，通常通過實驗來獲得升力系數(shù)與迎角的關系曲線，即Cy—α曲線。
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4.2.3(5)在Cy—α曲線中，對應于升力系數(shù)等于零的迎角稱為零升力迎角；對應于最大升力系數(shù)Cymax的迎角叫臨界迎角或失速迎角。當飛機的迎角小于臨界迎角時，升力系數(shù)隨著迎角的增大而增大；當迎角超過臨界迎角后，迎角增大，升力系數(shù)卻急劇下降，這種現(xiàn)象稱為失速。
　
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