1、內(nèi)容內(nèi)容n緒論n基本概念n飛行力學基礎(chǔ)緒論緒論n飛行器p空氣中的運動體，一個復雜的被控對象，要想控制它，需要了解氣流特性與飛行器在氣流中飛行時的特性n飛行力學：p研究飛行器在大氣中飛行時的受力與運動規(guī)律，建立飛行器動力學方程p空氣動力學是力學的一個分支p研究物體在同氣體作相對運動情況下的受力特性、氣體流動規(guī)律和伴隨發(fā)生的物理化學變化。p它是在流體力學的基礎(chǔ)上，隨著航空工業(yè)和噴氣推進技術(shù)的發(fā)展而成長起來的一個學科。還涉及飛行器性能、穩(wěn)定性和操縱性等問題。p包括外流、內(nèi)流。p遵循基本規(guī)律：質(zhì)量守恒、牛頓第二定律，能量守恒、熱力學第一、第二定律等。n發(fā)展簡史：p18世紀流體力學開始創(chuàng)建：伯努利公式、

2、歐拉方程等。p19世紀流體力學全面發(fā)展；形成粘性流體動力學、空氣-氣體動力學：NS方程、雷諾方程等。p20世紀創(chuàng)建完整的空氣動力學體系：儒可夫斯基、普朗特、馮卡門、錢學森等，包括無粘和粘性流體力學。1903年萊特兄弟實現(xiàn)飛行，60年代計算流體力學。n分類：p低速p亞聲速p跨聲速p超聲速（高超）p稀薄氣體空氣動力學、氣體熱化學動力學、電磁流體力學等p工業(yè)空氣動力學n研究方法：p實驗研究n風洞、水洞、激波管中進行的模型試驗（相似原理）n飛行試驗n優(yōu)點：較真實、可靠n不足：不能完全、準確模擬、測量精度、人力、物理p理論分析n流動現(xiàn)象=物理模型=基本方程=求解=分析、判斷=修正n揭示內(nèi)在規(guī)律，受數(shù)學發(fā)

3、展水平限制、難滿足復雜問題p數(shù)值計算n近似計算方法（有限元）n經(jīng)費少、但有時結(jié)果可靠性差n我國發(fā)展概述p風箏、火箭、竹蜻蜓、氣球等p1934年、航空工程系p50、60年代航空工業(yè)崛起p70年代建立門類齊全的航空工業(yè)體系p改革開放后跨越發(fā)展第一節(jié)第一節(jié) 空氣動力學的基本知識空氣動力學的基本知識 流體流動的流體流動的 1111,VA m2222,VA m11112222mV AmV A()VAm常數(shù)0ddVdAVA0d常數(shù)，VA常數(shù)21()2pVC常數(shù)2012pVp總壓 VMa20aT 伯努利靜態(tài)公式伯努利靜態(tài)公式 不適用于高速流動情況不適用于高速流動情況 ，由由于空氣高速流動時密度于空氣高速流動

4、時密度 不是常數(shù)不是常數(shù)由推導由推導伯努利方程動態(tài)過程，得出考慮到空氣的可壓縮性的伯努利方程動態(tài)過程，得出考慮到空氣的可壓縮性的能量守恒方程：能量守恒方程： 21()2pVC常數(shù)2(1)dVdAMVA 延伸風洞結(jié)構(gòu)風洞不同馬赫數(shù)流場的形成21()2pVC常數(shù)超聲速超聲速：拉閥爾噴管：拉閥爾噴管：它是一個先漸縮后漸擴的管道裝置，噴管的最小截面稱為喉道，在喉道處氣流達到音速。要想把亞音速氣流加速成為超音速氣流，管道結(jié)構(gòu)必須是先收縮后擴張，這一點是產(chǎn)生超音速氣流的必要條件。亞跨聲速：亞跨聲速：2(1)dVdAMVA第二喉道和擴壓器：第二喉道的作用是使超音速氣流減速到亞音速，其減速的原理是將第二喉道設(shè)

5、計成當超音速氣流通過第二喉道上游時，超音速氣流受到輕微的壓縮而產(chǎn)生幾道較弱的斜激波，當超音速氣流穿過斜激波后變成較低M數(shù)超音速氣流。當?shù)竭_第二喉道稍稍下游的位置時，超音速氣流又產(chǎn)生一道較弱的正激波，氣流通過正激波后降為亞音速氣流。 gggggSo x y z 攻角對于翼形來說，攻角定義為翼弦與來流速度之間的夾角，抬頭為正，低頭為負，常用符號表示。對于實際飛行的導彈來說，由于有側(cè)滑角的存在，攻角就不能如上定義，需要投影到導彈的縱對稱平面內(nèi)，即攻角為速度矢量V在縱向?qū)ΨQ面上的投影與導彈縱軸之間的夾角。若導彈的側(cè)滑角為零，則攻角直接為速度矢量V與導彈縱軸之間的夾角英文：Angle Of Attack

6、（AOA）攻角，也稱迎角，為一空氣動力學名詞。俯仰角俯仰角是指縱軸與水平面間的夾角，而攻角是指縱軸與來流之間的夾角（側(cè)滑角為零時）。當導彈水平飛行時，攻角等于俯仰角；導彈不是水平飛行時，攻角不等于俯仰角。圖中所示的導彈不是水平飛行，攻角不等于俯仰角。計算公式： 俯仰角攻角+彈道傾角 翼型的升力與攻角要有升力，翼型則必須要有攻角或是彎度。有彎度的翼型，其零升攻角不為零，也就是說在攻角為0度時，有中弧線的翼型有升力。而對稱翼不具有中弧線，所以在攻角為0度時沒有升力，必須要有攻角，翼型才能提供升力。如圖所示。偏航角與側(cè)滑角側(cè)滑角，drift angle，yaw angle是速度矢量V與導彈縱向?qū)ΨQ平

7、面之間的夾角，是速度坐標系與彈體坐標系之間的關(guān)系；偏航角是導彈縱軸在水平面上投影與地面坐標系A(chǔ)x軸（在水平面上，指向目標為正）之間的夾角，是地面坐標系與彈體坐標系之間的角度關(guān)系。滾轉(zhuǎn)角roll angle又稱“坡度”，“傾斜角”。對其中滾轉(zhuǎn)角定義為彈體的Oy軸（即彈體的豎直軸）與包含彈體縱軸的鉛垂平面之間的夾角。從彈體尾部沿縱軸往前看，若Oy軸位于鉛垂平面的右側(cè)，形成的滾轉(zhuǎn)角為正（轉(zhuǎn)動角速度方向與縱軸Ox軸的正向一致），反之為負（圖中的滾轉(zhuǎn)角為正）。直觀的說，滾轉(zhuǎn)角就是導彈沿縱軸轉(zhuǎn)過的角度。滾轉(zhuǎn)角通常用來表示。 z翼弦長翼弦長c c翼型前緣點翼型前緣點A A至后緣點至后緣點B B的距離的距離相

8、對厚度相對厚度 , , , , t t 最大厚度最大厚度相對彎度相對彎度 ， , , f f 中弧線最高點至翼弦線距離中弧線最高點至翼弦線距離超音速機翼特點：沒有彎度且相對厚度很薄機翼形狀對產(chǎn)生的升力有很大影響 CLw0 0.5M0.5M，升力系數(shù)基本不變，升力系數(shù)基本不變， 0.5MMcr0.5MMcr，略有增加略有增加0.5 1 1）亞音速飛行時）亞音速飛行時誘導阻力誘導阻力 翼尖形成自由渦和下洗角，翼尖形成自由渦和下洗角， 升力有了向后的分力升力有了向后的分力 C CDiDi=C=CL L C CDiDi誘導阻力系數(shù)誘導阻力系數(shù)展弦比大，誘導阻力?。ɑ铏C）展弦比大，誘導阻力小（滑翔機）2 2）超音速飛行時）超音速飛行時升致波阻升致波阻 C CDiDi=C=CL L升致波阻升致波阻 00