航空航天概論徐焜電子科技大學空天科學技術研究院2009年9月第二章飛機飛行原理（上）主要內容：2.1

飛行環境2.2

流動氣體基本規律2.3

飛機的升力和阻力2.4高速飛行特點2.5

風洞2.1飛行環境

飛行環境

大氣飛行環境

空間飛行環境2.1.1大氣飛行環境

從宇宙空間看到的地球，包圍在地球外部的一層美麗而又千變萬化的氣體，總稱為大氣或大氣層。、在2000千米高度以上，大氣極其稀薄，并逐漸向行星際空間過渡。

有關大氣層的一組數據：

大氣總質量的90%集中在地球表面15千米高度以內；

總質量的99.9%集中在地球表面50千米高度以內；

地球的半徑為：6371千米。

壓強為海平面壓強的1/4；

在離地球表面10千米高度：

空氣密度為海平面空氣密度的1/3。2.1.1大氣飛行環境對流層平流層中間層熱層散逸層2.1.1大氣飛行環境

對流層是緊貼地面的一層，它受地面的影響最大。因為地面附近的空氣受熱上升，而位于上面的冷空氣下沉，這樣就發生了對流運動，所以把這層叫做對流層。

對流層2.1.1大氣飛行環境

對流層的下界是地面，上界因緯度和季節而不同。在低緯度地區其上界為17-18公里；在中緯度地區為10-12公里；在高緯度地區僅為8-9公里。夏季的對流層厚度大于冬季。以成都為例，夏季的對流層厚度達17公里，而冬季只有11公里，冬夏厚度之差達6公里之多。對流層2.1.1大氣飛行環境

氣溫隨高度增加而逐漸降低；

風向、風速經常變化；

空氣上下對流激烈；

有云、雨、霧、雪等天氣現象。對流層2.1.1大氣飛行環境

在對流層的頂部，直到高于海平面50-55公里的這一層，氣流運動相當平衡，而且主要以水平運動為主，故稱為平流層。平流層2.1.1大氣飛行環境平流層內大氣只有水平運動（水平風）能見度較好。平流層特點2.1.1大氣飛行環境

平流層之上，到高于海平面85公里高空的一層為中間層。氣溫隨高度的增加而下降的很快，到頂部氣溫已下降到-83℃以下。由于下層氣溫比上層高，有利于空氣的垂直對流運動，故又稱之為高空對流層或上對流層。中間層2.1.1大氣飛行環境

從中間層頂部到高出海面800公里的高空，稱為熱層，又叫電離層。這一層空氣密度很小，在700公里厚的氣層中，只含有大氣總重量的0.5％。據探測，在120公里高空，聲波已難以傳播；270公里高空，大氣密度只有地面的一百億分之一，所以在這里即使在你耳邊開大炮，也難聽到什么聲音。暖層里的氣溫很高，據人造衛星觀測，在300公里高度上，氣溫高達1000℃以上。所以這一層叫做暖層或者熱層。熱層2.1.1大氣飛行環境

暖層頂以上的大氣統稱為散逸層，又叫外層。它是大氣的最高層，高度最高可達到3000公里。這一層大氣的溫度也很高，空氣十分稀薄，受地球引力場的約束很弱，一些高速運動著的空氣分子可以掙脫地球的引力和其它分子的阻力散逸到宇宙空間中去。根據宇宙火箭探測資料表明，地球大氣圈之外，還有一層極其稀薄的電離氣體，其高度可伸延到22000公里的高空，稱之為地冕。地冕也就是地球大氣向宇宙空間的過渡區域。人們形象地把它比作是地球的“帽子”。散逸層2.1.1大氣飛行環境

地球空間環境包括地球高層大氣、電離層、磁層（存在高能帶電粒子輻射帶）

行星際空間環境極高度真空環境，存在電磁輻射、高能離子輻射、等離子體流和宇宙射線。2.1.2空間飛行環境太陽系八（九）大行星：

水星金星地球火星木星土星天王星海王星（冥王星）2.1.2空間飛行環境

國際標準大氣的規定：以海平面的高度為零,且在海平面上,

大氣標準狀態為：

氣溫T＝15℃

壓強p＝1標準大氣壓（即p＝10330kg/m2）

密度ρ＝1.2250kg/m3

音速a＝341m/s

目的：為了準確描述飛行器的飛行性能，就必須建立一個統一的標準，即標準大氣。國際標準大氣

大氣的狀態參數和狀態方程

狀態參數：壓強、密度和溫度。

狀態方程：

其中，R為大氣氣體參數。國際標準大氣國際標準大氣表H（km）T（oC）ρ（kg/m3）P(pa)015.01.2251.013×10518.51.1128.987×10422.01.0077.948×1044-11.00.8206.163×1048-37.00.5263.558×10410-50.00.4132.642×10411-56.50.3642.261×10415-56.50.1941.203×10420-56.50.0885.46×10330-56.50.0191.17×103

粘性1)大氣物理性質2.2流動氣體基本規律

聲速

聲波是一個振動的聲源在介質中傳播時產生的疏密波。

空氣中的聲速：341米/秒

水中的聲速：1440米/秒聲波的性質：介質的可壓縮性越大，聲速越小；介質的可壓縮性越小，聲速越大。2.2流動氣體基本規律1)大氣物理性質

馬赫數

馬赫數的大小可以作為判斷空氣受到壓縮程度的指標。2.2流動氣體基本規律1)大氣物理性質

根據馬赫數的大小，可以把飛行器的飛行速度劃分為如下區域：

為低速飛行為亞音速飛行為跨音速飛行為超音速飛行

為高超音速飛行2.2流動氣體基本規律1)大氣物理性質2.2流動氣體基本規律2)飛機相對運動原理2.2流動氣體基本規律2)流體連續性定理

質量守恒定律-----質量不會自生也不會自滅。

流體質量流量-----單位時間流過橫截面面積S

的流體質量。

q=sv

m1=m2=m3

=const.

m2=2s2v2

m3

=3s3v32.2流動氣體基本規律2)流體連續性定理1s1v1=2s2v2=3s3v3=……=const.即：sv=const.當流體不可壓縮時，即：=const.時：有：sv=const.2.2流動氣體基本規律2)流體連續性方程2.2流動氣體基本規律3)伯努利定理

管道中以穩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（絕熱），則沿管道各點的流體的動壓與靜壓之和等于常量。2.2流動氣體基本規律3)伯努利定理伯努利方程

p+1/2v2=P=const.

靜壓＋動壓＝總壓＝常數（*不可壓理想流體）2.2流動氣體基本規律4)低速流動空氣特性

根據流體連續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

A1＞A2

則v1＜v2

p1＞p2

2.2流動氣體基本規律5)高速流動空氣特性

當氣流速度達到或超過聲速時，氣流受到強烈的壓縮，相對于速度的改變，密度的變化占了主導地位，從而流動特性與低速氣流產生了本質的差別,即：

若

A1＞A2

則v1＞v2

p1

＜p22.2流動氣體基本規律應用實例———

截面積先逐漸收縮，后逐漸擴張的噴管﹐用以在出口處獲得超聲速氣流。這種噴管廣泛應用于噴氣發動機和火箭發動機。

拉瓦爾噴管

拉瓦爾噴管實際上起到了一個"流速增大器”的作用2.2流動氣體基本規律

火車站月臺上，一位中年富商和他的妻子正在候車，準備去外地旅游。正當火車駛過月臺的時候，中年富商被人推下鐵軌，火車將富商撞死。

不久，一位女青年來到公安局，她自稱出于良心和正義，指控她的男友是兇手。她說她和男友剛經過一場激烈的爭吵決定分手，男友到車站送他離開。進月臺時，男友遇到了富商，互相勉強點頭，可以看出他們是有點熟的舊識。

那列火車進站的時候，她正站在月臺上，火車經過時的強大風力吹得她向后倒。這時，她看到男友用右手猛得將富商推下月臺。

但警察說：“你是在陷害。”

什么是致命的、被識破的假象呢？

2.2流動氣體基本規律現象解釋——？？？2.2流動氣體基本規律現象解釋——？？？2.3飛機的升力2.3飛機的升力1)

機體坐標系原點：飛機重心；x軸：飛機縱軸，指向頭部為正；y軸：飛機縱向對稱平面（橫軸）內，并垂直于x軸，指向上方為正；z軸：位置和指向按右手（立軸）定則確定，即從左機翼通過重心到右機翼2.3飛機的升力2)飛機幾何外形翼型：機翼的橫剖面形狀。翼型最前端的一點叫“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。

2.3飛機的升力3)機翼、翼型及其有關參數翼弦：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。

2.3飛機的升力3)機翼、翼型及其有關參數厚度：以翼弦為基礎作垂線，每一條垂線在翼形內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2.3飛機的升力3)機翼、翼型及其有關參數彎度：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2.3飛機的升力3)機翼、翼型及其有關參數展弦比：展長和平均氣動力弦長之比;以λ表示，即：λ=L/bba2.3飛機的升力3)機翼、翼型及其有關參數根稍比：機翼的翼根弦長與翼尖弦長之比，也稱“梯形比”或“尖稍比”,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

2.3飛機的升力3)機翼、翼型及其有關參數上反角和下反角：

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。2.3飛機的升力3)機翼、翼型及其有關參數迎角：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。2.3飛機的升力3)機翼、翼型及其有關參數2.3飛機的升力3)機翼、翼型及其有關參數4)飛機的升力2.3飛機的升力

一般翼型的前端圓鈍、后端尖銳，上表面拱起、下表面較平，呈魚側形。當氣流迎面流過機翼時，流線分布情況如圖。原來是一股氣流，由于機翼的插入，被分成上下兩股。通過機翼后，在后緣又重合成一股。

根據氣流連續性原理和伯努利定理可知：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。2.3飛機的升力4)飛機的升力2.3飛機的升力4)飛機的升力2.3飛機的升力4)飛機的升力空氣動力是分布力，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。2.3飛機的升力4)飛機的升力升力的計算公式：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)為動壓，

S為機翼的面積，

Cy為升力系數。2.3飛機的升力4)飛機的升力

機翼面積的影響

相對速度的影響

空氣密度的影響影響飛機升力的因素

機翼剖面形狀和迎角的影響

對于某一種翼型，通過實驗可以獲得升力系數與迎角的關系曲線，即Cy—α曲線。2.3飛機的升力4)飛機的升力在Cy—α曲線中，對應于升力系數等于零的迎角稱為零升力迎角；對應于最大升力系數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，升力系數卻急劇下降，這種現象稱為失速。2.3飛機的升力4)飛機的升力2.3飛機的升力4)飛機的升力失速2.3飛機的升力4)飛機的升力失速2.3飛機的升力5)飛機增升原理及裝置目前所使用的增升裝置的增升原理主要有三類：①增大翼型彎度；②增大機翼面積；③控制機翼上的附面層，推遲氣流的不利分離。2.3飛機的升力5)飛機增升原理及裝置襟翼

前緣縫翼前緣襟翼2.3飛機的升力5)飛機增升原理及裝置——襟翼

一般的襟翼位于機翼后緣，靠近機身，在副翼的內側。襟翼放下時，既增大機翼的升力，同時也增大飛機的阻力，因此通常在起飛階段，襟翼只放下較小的角度，而在著陸階段才放下到最大角度。巡航時起飛時降落時2.3飛機的升力5)飛機增升原理及裝置簡單襟翼分裂襟翼開縫襟翼后退襟翼復合襟翼襟翼分類——襟翼

2.3飛機的升力5)飛機增升原理及裝置——襟翼

A）簡單襟翼簡單襟翼的形狀與副翼相似，用鉸鏈連接于機翼后緣，其構造比較簡單，不偏轉時形成機翼后緣的一部分。簡單襟翼放下最大角度時，大約能使Cymax增大65％～75％。2.3飛機的升力5)飛機增升原理及裝置B）分裂襟翼分裂襟翼（也稱開裂襟翼）象一塊薄板，用鉸鏈安裝于機翼后緣下表面并成為機翼的一部分。分裂襟翼一般可把機翼的Cymax提高75％～85％。——襟翼

2.3飛機的升力5)飛機增升原理及裝置C）開縫襟翼開縫襟翼是在簡單襟翼的基礎上改進而成的，開縫襟翼放下時，其前緣與機翼之間形成一條縫隙開縫襟翼的增升效果較好，一般可使Cymax增大約85％～95％。——襟翼

2.3飛機的升力5)飛機增升原理及裝置D）后退襟翼后退襟翼工作時，既向下偏轉同時又沿滑軌向后移動，也即既增大翼型彎度又增加機翼面積。后退襟翼一般可使翼型的Cymax增大約110％～140％。——襟翼

2.3飛機的升力5)飛機增升原理及裝置E）復合襟翼復合襟翼由后退襟翼和開縫襟翼合并設計而成，其增升效果更好，為現代飛機所廣泛采用，但其結構相應地也更復雜。——襟翼

2.3飛機的升力5)飛機增升原理及裝置——前緣縫翼

前緣縫翼是安裝在機翼前緣的一段或幾段狹長的小翼面，當前緣縫翼打開時，它與基本機翼前緣表面形成一道縫隙，前緣縫翼的作用相當于附面層控制。通常，前緣縫翼在大迎角，特別是接近或超過基本機翼臨界迎角時才使用。2.3飛機的升力5)飛機增升原理及裝置——前緣縫翼

目前所使用的大多是自動式前緣縫翼。這種前緣縫翼用滑動機構與基本機翼相連，依靠前緣空氣動力的壓力和吸力來自動控制其閉合和打開。2.3飛機的升力5)飛機增升原理及裝置——前緣襟翼

前緣襟翼就是可偏轉的機翼前緣。在大迎角下，前緣襟翼向下偏轉，使前緣與來流之間的角度減小，氣流沿上翼面的流動比較光滑，避免發生局部氣流分離，同時也增大了翼型的彎度。前緣襟翼與襟翼配合使用可進一步提高增升效果。2.3飛機的阻力

按阻力產生的原因，飛機低速飛行時的阻力一般可分為：摩擦阻力干擾阻力誘導阻力壓差阻力2.3飛機的阻力作用在飛機上的空氣動力在平行于氣流速度方向上的分力就是飛機的阻力。6）飛機阻力

當氣流流過飛機表面時，由于空氣存在粘性，空氣微團與飛機表面發生摩擦，阻滯了氣流的流動，由此而產生的阻力叫做摩擦阻力。

摩擦阻力是在附面層中產生的。2.3飛機的阻力

相鄰大氣層之間相互運動時產生的牽扯作用力，叫做大氣的內摩擦力，也叫大氣的粘性。——摩擦阻力6）飛機阻力附面層—所謂附面層就是緊貼物體表面，流速由外部流體的自由流速逐漸降低到零的那一層薄薄的空氣層。

2.3飛機的阻力——摩擦阻力附面層中氣流的流動情況也是不同的，可分為層流附面層和紊流附面層。層流附面層：氣流各層不相混雜而成層流流動，其摩擦阻力較小。紊流附面層：氣流活動雜亂無章，并出現漩渦和橫向運動，但整個附面層仍然附著于翼面，其摩擦阻力較大。6）飛機阻力2.3飛機的阻力——摩擦阻力——附面層尾跡：附面層脫離翼面而形成大量宏觀的漩渦。轉捩點：層流附面層轉變為紊流附面層的點分離點：附面層開始脫離翼面的點。6）飛機阻力2.3飛機的阻力——摩擦阻力

空氣的粘性

飛機表面的形狀（光滑程度）

同氣流接觸的飛機表面積的大小（浸潤面積）

附面層中氣流的流動情況2.3飛機的阻力——摩擦阻力影響因素6）飛機阻力運動著的物體前后由于壓力差而形成的阻力叫做壓差阻力。2.3飛機的阻力——壓差阻力6）飛機阻力2.3飛機的阻力——壓差阻力影響因素6）飛機阻力

物體的迎風面積

物體的形狀2.3飛機的阻力——誘導阻力6）飛機阻力誘導阻力是翼面所獨有的一種阻力，它是伴隨著升力的產生而產生的，因此可以說它是為了產生升力而付出的一種“代價”。2.3飛機的阻力——誘導阻力6）飛機阻力2.3飛機的阻力——誘導阻力6）飛機阻力機翼下洗角計算公式：

式中，τ為機翼形狀修正系數，機翼為橢圓時τ為0，其余形狀τ大于0。

機翼的平面形狀

翼剖面形狀

機翼的展弦比2.3飛機的阻力——影響誘導阻力因素6）飛機阻力翼梢小翼

裝在飛機機翼梢部的一組直立的小翼面，用以減小機翼誘導阻力。有單上小翼、上下小翼等多種形式的翼梢小翼。單上小翼由于結構簡單而使用較多。飛機的誘導阻力約占巡航阻力的40％。降低誘導阻力對提高巡航經濟性具有重要意義。風洞實驗和飛行試驗結果表明，翼梢小翼能使全機誘導阻力減小20％～35％，相當于升阻比提高7％。2.3飛機的阻力——減小誘導阻力因素6）飛機阻力2.3飛機的阻力——干擾阻力6）飛機阻力干擾阻力就是飛機各部分之間由于氣流相互干擾而產生的一種額外的阻力。為減小干擾阻力，必須妥善地考慮和安排各個部件的相對位置，在這些部件之間必要時應加裝整流片。2.3飛機的阻力——阻力計算公式6）飛機阻力與計算升力時不同的是：1）Cx為阻力系數。對某一翼型、某一平面形狀的機翼而言，阻力系數Cx與迎角α，機翼形狀、表面粗糙程度有關。阻力系數曲線同樣也由試驗獲得。2）S為參考面積，計算時應視使用的部件不同而不同。2.3飛機的阻力——阻力系數6）飛機阻力2.4高速飛行特點2.4.1音速和馬赫數2.4.2高速氣流特性2.4.3激波2.4.1音速和馬赫速音速：音波在空氣中傳播的速度。馬赫數：馬赫數簡稱Ma數，用以描述空氣受壓縮的程度。Ma越大，空氣被壓縮越嚴重。馬赫數的數學表達式為：

Ma=v/av：飛機在一定高度上的飛行速度；

a：飛機所在位置處的音速。2.4.1音速和馬赫速

根據馬赫數的大小，可以把飛行器的飛行速度劃分為如下區域：為低速飛行（可不考慮壓縮性）

為亞音速飛行

為跨音速飛行

為超音速飛行

為高超音速飛行2.4.2高速氣流特性當氣流速度接近和高于音速時，大氣呈現出強烈的壓縮和膨脹現象，壓力、密度和溫度都會發生顯著的變化，氣流特性會出現一些不同于低速流動的質的差別。2.4.2高速氣流特性

在高速流動時，一維流管中氣流速度v和所流過的流管截面積s之間的關系為：式中，Ma為氣流的馬赫數，ds為流管截面積s的變化量；dv為氣流速度v的變化量。2.4.3激波

1）擾動波的傳播2）激波及其分類3）局部激波和臨界馬赫數4）提高臨界馬赫數的措施2.4.3激波

1）擾動波的傳播

擾動源在靜止的空氣中以速度v作等速直線運動，根據擾動源的不同運動速度，會出現四種可能的情況：擾動源靜止不動：

Ma＝0擾動源以亞音速運動：0＜

Ma

＜

1擾動源以等音速運動：

Ma

＝1擾動源以超音速運動：

Ma

＞

1由于擾動源靜止不動，所以擾動波以音速a向四周傳播，形成以擾動源為中心的同心球面波。M=01）擾動波的傳播2.4.3激波0＜M＜1由于擾動源以亞音速運動，所以擾動源總是落后于擾動波，形成偏向擾動源前進方向的不同心球面波。1）擾動波的傳播2.4.3激波M=1由于擾動源以音速運動，所以擾動波總是與擾動源同時到達某一點，擾動波都迭聚在擾動源處，形成一個垂直于擾動源前進方向的波面。此波面成為受擾和未受擾空氣的分界面。1）擾動波的傳播2.4.3激波M＞1由于擾動源以超音速運動，所以擾動波總是落后于擾動源，在擾動源后面形成一個圓錐面，所有擾動波都被局限在這個錐面內。

1）擾動波的傳播2.4.3激波該錐面稱為馬赫錐，馬赫錐的半頂角稱為馬赫角μ。顯然，M數越大，馬赫錐就越尖銳。1）擾動波的傳播2.4.3激波M＞12）激波及其分類2.4.3激波激波：當飛機以等音速或超音速飛行時，在其前面也會出現由無數較強的波迭聚而成的波面，這個波面就稱為激波。飛機是一個龐大物體，包含大量質量點。2）激波及其分類2.4.3激波激波現象F142.4.3激波F182.4.3激波激波是一層受到強烈壓縮的空氣層,尺度為1/1000~1/10000毫米。氣流通過激波時，壓強、密度、溫度突然增加，而速度卻大大降低。2.4.3激波3）激波特性正激波：波面與飛行速度垂直。斜激波：波面相對于飛行速度有傾斜角。2.4.3激波3）激波分類正激波的強度總是大于斜激波的強度；且激波面越傾斜，激波強度就越小。2.4.3激波

3）激波波阻波阻：空氣在通過激波時，受到阻滯，流速急驟降低，由阻滯產生的熱量使空氣加熱。加熱所需的能量來自動能的消耗，動能的消耗就表示產生了阻力。因為這一阻力是由于形成激波而產生的，所以叫做波阻。波阻可消耗發動機?動力，阻力系數增大幾倍。2.4.3激波

3）激波強度波阻的大小與激波的強度有關，激波強度越大，波阻就越大。物體形狀，尤其是頭部形狀是影響激波強度的主要因素。1、物體形狀，尤其是頭部形狀2、物體運動速度，即M數2.4.3激波

3）激波影響因素2.4.3激波3）激波影響因素當M＞1時：若物體頭部圓鈍，在物體前面將形成脫體正激波，而沿上下兩端逐漸傾斜成斜激波。若物體頭部尖削