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1、精品学习资源第一章 空气动力学基本学问空气动力学是一门特地争论物体与空气作相对运动时作用在物体上的力的一门科学；随着航空科学事业的进展，飞机的飞行速度、高度不断提高，空气动力学争论的问题越来越广泛了；航模爱好者在制作和放飞模型飞机的同时，必需学习一些空气动力学基本学问，弄清晰作用在模型飞机上的空气动力的来龙去脉；这将有助于设计、制作、放飞和调整模型飞机，并提高模型飞机的性能；第一节 什么是空气动力当任何物体在空气中运动，或者物体不动，空气在物体外面流过时 例如风吹过建筑物 ，空气对物体都会有作用力；由于空气对物体作相对运动，在物体上产生的这种作用力，就称为空气动力；空气动力作用在物体上时，不是
2、只作用在物体上的一个点或一个部分，而是作用在物体的整个外表上；空气动力表现出来的形式有两种，一种是作用在物体外表上的空气压力，压力是垂直于物体外表上的；另一种虽然也作用在物体外表上，可是却与物体外表相切，称为空气与物体的摩擦力；物体在空气中运动时所受到的空气作用力就是这两种力的总和；作用在物体上的空气压力也可以分两种，一种是比物体前面的空气压力大的压力，其作用方向是从 外面指向物体外表 图 1-1，这种压力称为正压力；另一种作用在物体外表的压力，比物体迎面而来的空气压力小，压力方向是从物体外表指向外面的，这种压力称为负压力，或吸力图 1-1；空气对物体的摩擦力与物体对空气之间相对运动的方向相反
3、；这些力气作用在物体上总是使物体向气流流淌的方向走；假如是空气不动，物体在空气中运动，那么空气摩擦力便是与物体运动的方向相反，阻挡物体向前运动；很明显，空气动力中由于粘性产生的空气摩 擦力对模型飞机飞行是有害的；可是空气作用在 模型上的压力又怎样呢.总的看来，空气压力对模型的飞行应当说是有利的；事实上模型飞机或真飞机之所以能够克服本身的重量飞起来，就是因图 1-1 作用在机翼上的压强分布为机翼上外表产生很强的负压力，下外表产生正压力，由于机翼上、下外表压力差，就使模型或真飞机飞起来；可是作用在物体上的压力也并不是完全有利的；一般物体前面的压力大，后面的压力小，由于物体前后压力差便会阻碍物体前进
4、，产生很多困难；只有物体的外形适当才可以获得最大的上、下压力差和最小的前后压力差，也就是通常所说的最大的升力和最小的阻力；所以空气压力对于物体的运动有欢迎下载精品学习资源利也有害；争论物体在空气中运动时，通常把物体外表受到的压力的大小和方向先用图表示出来，然后加以运算；科学工作者利用一种称为“风洞”的工具来测量物体所受到的空气动力或空气压力；所谓风洞，就是利用风扇或其它方法产生稳固的气流；要试验的物体放在风洞内；假如在物体外表钻上很多小孔，用小橡皮管把这些小孔接到很多压力计上，使可以量出物体外表的空气压力；必需留意，物体外表上单位面积所受到的压力称为压强；用压力计直接测量出来的数值实际上是空气
5、的压强而不是压力；图I-I 表示的是机翼的压强分布图；箭头的长短表示某一点的压强的大小，箭头的方向表示压强是正或负；要运算压力时仍需要将压强乘上机翼的外表面积；利用直接测量物体外表各部分压强的方法，来争论物体受到的空气动力，是非常麻烦和复杂的工作；而且空气的摩擦力仍要另想方法侧量，所以这种方法通常只在一些争论所里采纳；事实上也不行能将各 种物体在各种情形下都这样测量一次；大部分的物体只要测量出它的前后总压力差即可，也就是测出它的阻力来，这样连空气摩擦力也运算在内了；对于 机翼就仍需要测量一个上下总压力差升力；所 以物体受到的空气动力，虽然实际上分布在物体全 部外表上，但可以很简洁把这些力气当作
6、一个总的 力气测量出来；这力气有时称为合力，有时称为迎 力 R对机翼来说 ；由于这总的力气是各部分压力的图 1-2 机翼上产生的空气动力总和，所以它的作用点称为压力中心图1；模型飞机的机翼主要用来产生升力，使模型飞行；升力是空气动力的一部分，所以对于机翼来说，空气动力的总合力迎力，可以分为两个分力，即升力与阻力；一般所谓的升力就是指迎力沿垂直于 气流方向的分力，阻力是迎力沿气流方向的分力；在风洞中作试验时也是把升力与阻力分别测量出来的；依据上面所说的空气动力可以看出，升力就是机翼上、下外表压力差形成的，而阻力是前、后压力差和 摩擦力的总和；不过将空气动力分为升力及阻力完全是为了考虑问题便利才这
7、样做的；不按升力及阻力的方向分，按其他方式来分也是可以的；例如作用在空气螺旋浆桨叶上的空气动力，往往分为拉力沿飞行方向 和旋转阻力 沿旋转平面与螺旋桨旋转方向相反，而不分为升力及阻力；争论作用在机翼上的空气动力时，依据升力及阻力的分法较好；对于其他物体的空气动力就宜于将空气动力作为一个总的合力，即迎力来考虑；其次节 空气动力学的几个基本原理在争论作用于飞机上的升力和阻力之前，先介绍几个空气动力学中的基本原理和定理；欢迎下载精品学习资源一、可逆性原理大家知道，只有空气对物体作相对运动时才能产生空气动力；就拿放风筝作例子吧，要使风筝升上天空，往往要选择有风的天气；假设风筝做得合适，风筝线的位置基本
8、正确，就只要稍跑几步，或者稍稍收紧一下线，风筝就能悠闲得意地冉冉上升；假如你想在无风或风不大时放风筝，那么你必需拉着风筝奔跑；风愈小，就要求跑得愈快；前一种情形，是靠空气对风筝作相对运动而将风筝托起的；而后一种情形，就是由于风筝对空气作相对运动获得空气动力；这两种情形，对风筝升空这个目的来讲，成效是一样的；在空气动力学中把它称之为“可逆性原理” ；这个原理对于争论飞机的飞行，有很重要的价值；利用这个原理，可以设法在地面制造相应的条件来争论飞机在空中的飞行情形；利用风洞争论飞机的空气动力特性就是从这个原理得到的启示；二、气流的连续性假如你住在乎原地区并且有时机顺着一条小河步行的话，你会发觉，当河
9、面变窄或河床变浅时，河水的流速也会变得快起来；住在山区的人可能会有这样的体会；在风和日丽的天气，穿过山口时一阵 清风吹来倍觉凉快，但过了山口，那股风又突然消逝了；类似的现象，在日常生活中仍可以举出很多例子；是什么缘由造成这种现象的呢.由于无论是水或者空气，它的流淌都是连续不断的；在流体力学或空 气动力学中，经常把流体或气体微团流淌所经过的路径称之为“流线”；这种流线不仅是连续的，而且在流淌过程中流体的微团不会从一条流线跑到另一条流线上去；沿着每条流线，运动的流体微团的质量保持不变；推而广之，对于沿着一个通道流淌的气流来讲，在相同的时间间隔内，流过的空气质量是相同的，假如用公式表示，可以写成如下
10、的连续性方程：VF常数式中空气的密度； V 空气的速度； F 通道的截面积；对于常见的自然现象以及与模型飞机有关的 空气动力问题来说，由于空气运动速度不大，可 以认为空气是不行压缩的，即空气的密度保持不 变；设在图 1-3所示空气通道中的前后两个截面为 F1 和 F2 利用上式可得1V1F12V2F2欢迎下载精品学习资源也就是说，由于截而2 的面积F2 F1，所以依据连图 1-3 气流的连续性欢迎下载精品学习资源续性原理，肯定产生V2 V1；欢迎下载精品学习资源从图 1-3仍可以看到，在通道中气流流速的快慢，仍可以用通道中流线的稠密程度来表示，但凡流线稠密的地方，表示通道窄，气流受到约束，流速
11、增大；反之，流速就减慢；这种用流线来表示气流流过物体情形的方法是与烟风洞 在风洞中引进很多发烟的小喷嘴，使气流流淌情形可以看得到 观看的结果相一样的；三、伯努利定理利用气流的连续性可以说明空气流过物体时流速的变化情形；但重要的是空气动力的变化规律；通过伯努利定理就能够知道气流流淌速度与作用在物体外表上压强之间的关系；假如你手中平行地拿两张纸片并且用劲地对着这两张纸片中间吹气，结果会怎么样呢.或许你会说， 这样一来两张纸片便分开了，实际却不然；这两张纸片却愈吹愈靠拢了 图 1-4 这说明，当对着两张纸片的中间吹气时，作用在纸片外侧的压强比纸片内侧的大，于是使纸片靠拢；由此可见：流速大的地方，气流
12、的压强就小；流速小的地方，气流的压强就大；怎样来说明上面这种现象呢.空气流淌时，全部在流淌方向的气体分子都具有流淌速度；垂直于气流流淌方向的物体会受到空气分子较大的冲击；这说明空气分子具有作功的才能；这种才能的大小与空气密度和运动速欢迎下载精品学习资源度有关，用来1V 2 表示；这种由于气流流淌而形成的压强，称2欢迎下载精品学习资源之为动压强 或简称动压 ；除了动压强外，气体分子仍具有对平行于气流方向的物体外表作功的才能；这种才能是一种势能，通常称之为静压强 或简称静压 ；在流淌的气流中，既具有动压强，图 1-4伯努力定理试验又具有静压强，两者的总和称为总压强 或简称总压 ；依据能量守恒法就，
13、一般情形下，在气流通道中任一处的总压是一个不变的值；假如用公式表示，就是：静压+动压 =总压 常量 或P1V 2常量2式中P 静压强；1V 2 动压强；2欢迎下载精品学习资源假设将图 1-3 所示气流通道的截面F1 或截面F2 的数据代入上式， 考虑到空气是不行压缩的流体，即欢迎下载精品学习资源欢迎下载精品学习资源12；所以 :VVP121211P2222欢迎下载精品学习资源从这个公式可以知道，由于气流在通道中的能量是不变的；所以，当气体流淌时，假设流速加快， 动压便增大，而静压必定相应减小；反之，假设流速减慢，动压便降低，而静压就要相应增加；这就是通常所称的伯努利定理；第三节 边界层与雷诺数
14、争论说明，空气流过物体外表的时候，空气粘性的作用主要表现在最靠近物体的一个薄层气流中；最靠近物体外表的空气质点由于粘性的影响，粘附在物体外表上；所以，那里的气流速度等于零；随着 与物体外表距离的增大，空气质点的速度也逐步增大，在远到肯定距离之后，粘性的作用便不那么显著， 气流的速度便与没有粘性作用的情形一样了；这一薄层空气称为边界层或附面层 图 1-5 ；在模型飞机机翼外表，边界层是很薄的，只有2 3 毫米左右；边界层一般可分为两种：一种是层流边界层，另一种是紊流边界层；这两种边界层的性质各不相同；层流边界层内空气质点的流淌可以认为是一层一层的，很有层次也很有规章；各层的空气都以肯定的速度在流
15、淌；层与层之间的空气质点不会相互走来走去；所以在层流边界层内空气粘性所产生的影响 也较小；紊流边界层就不然；在紊流边界层内空气质点的运动情形正好与层流相 反，是杂乱无章的；靠近最上面那层速度比较大的空气质点可能会走到底下速度比较慢的地方来，而底下的质点也会走到图 1-5 边界层内气流速度的变化上面去；由于紊流边界层内质点的运动是紊乱的，所以空气粘性所产生的影晌也比较大；边界层内空气质点流淌的这些特性，也反映在这两种边界层内速度变化方面；图1-5中对它们作了比较；虽然这两种边界层在最靠近物体的那一点气流速度都是零，即相当于空气“粘”在物体外表上一样；而在边界层最外边的气流速度，都与没有粘性的情形
16、相同；但是在从0 变到边界外面的速度之间，边界层内部的速度变化规律却是不同的；从图1-5可以看到，层流边界层内的速度变化比较猛烈；而紊流边界层除了非常贴近物体外表的范畴外，在其它地方速度变化并不大，所以紊流边界层内的空气质点具有的动能也比较大；当物体外表上形成素流边界层时，空气质点的运动就很不简洁停顿下来，层流边界层就相反；刚刚讲了边界层内空气质点运动速度的变化情形；那么边界层内的压强有没有变化呢.要留意，前面讲过的伯努利定理在边界层内已不再适用；由于伯努利定理中假定气流在通道中的能量是不变的，而在欢迎下载精品学习资源边界层内，由于粘性的影响，消耗了空气质点的一部分动能；在物体外表上，由于粘性
17、影响最大，空气质点的动能全部消耗殆尽；争论说明，尽管沿着边界层厚度方向空气质点的速度不同，但它们的静压却是相同的；空气流过物体外表时，什么时候会产生层流边界层或者紊流边界层呢.产生这种或那种边界层与哪些因素有关呢 .气流在刚开头遇到物体时，在物体外表所形成的边界层是比较薄的，边界层内的流淌也比较有层次；所以一般是层流边界层；空气质点流过的物体外表愈长，边界层也愈厚，这时边界层内的流淌便开头混乱起来；由于气流流过物体外表受到扰乱 不管物体外表多么光滑，对于空气质点来说，仍是很粗糙的， 使空气质点的活动也愈来愈活跃；结果边界层内的气流不再很有层次，边界层内的空气质点相互“走来走去”，相互影响，物体
18、外表的边界层也就变成了紊流边界层；打算物体外表边界层到底是层流或是紊流，主要依据五个因素：1 气流的相对速度； 2气流流过的物体外表长度； 3 空气的粘性和密度； 4气流本身的紊乱程度； 5物体外表的光滑程度和外形；气流的速度愈大，流过物体外表的距离愈长，或空气的密度愈大 即每单位体积的空气分子愈多 ，层流边界层便愈简洁变成紊流边界层；相反，假如气体的粘性愈大，流淌起来使愈稳固，愈不简洁变成紊流边界层；在考虑层流边界层是否会变成紊流时，这些有关的因素都要估量在内；一般可将前面三个因素相乘起来，然后依据这乘起来的数字来打算边界层到底会不会变；这个乘出来的数字称为雷诺数；欢迎下载精品学习资源用符号
19、Re 来表示；所以雷诺数等于：VlRe欢迎下载精品学习资源欢迎下载精品学习资源式中 Re 雷诺数空气密度千克秒 2米 4欢迎下载精品学习资源V气流速度米 秒l 气流流经物体的长度或其他指定的物体特性长度米欢迎下载精品学习资源空气粘性系数千克秒；米2欢迎下载精品学习资源欢迎下载精品学习资源对模型飞机来说可用 18千克秒 2，米4千克秒米 2；上式可简化为：欢迎下载精品学习资源欢迎下载精品学习资源1 VlRe869000Vl欢迎下载精品学习资源0.00000182例如，牵引模型滑翔机的下滑速度是6 米 秒，翼弦长度是 10 厘米；那么，对于这架模型飞机的机欢迎下载精品学习资源翼来说，雷诺数是：Re
20、6900061010041400欢迎下载精品学习资源从后面可以知道，这种雷诺数的值正处在对飞行性能有重大影响的临界值下；必需指出，用上式运算的雷诺数是对应于气温为 15的海平面国际标准大气条件；由于温度对粘性影响比较大，加之模型飞机的飞行雷诺数原来就不大，所以气温的变化对模型飞机飞行雷诺数的影响就显得更加严峻；图1-6中表示模型飞机飞行雷诺数随气温变化的情形；图中的每条曲线都是以气温15为基准的；举例来说，假如在 15时，一架模型飞机的飞行雷诺数是40000， 那么同一架模型在夏天气温为35时的飞行雷诺 数只有35000，而在北方寒冷的冬天气温为零下 20时，飞行雷诺数会增大到50000 左右
21、；在空气动力学上，将层流边界层变为紊流边界层时的雷诺数，称为临界雷诺数，一般写作欢迎下载精品学习资源Re临界假如空气流过物体时的雷诺数小于临界雷欢迎下载精品学习资源诺数，那么在物体外表形成的边界层都是层流边图 1-6雷诺数随气温的变化界层；假如空气流过物体时的雷诺数超过临界雷诺数，那么在物体外表的层流边界层就有一部分开头转变为紊流边界层；假如雷诺数超过临界雷诺数愈多，物体外表紊流边界层占的比例就愈大；这种临界雷诺数的大小，不仅与物体的外形有关，也与物体外表的粗糙程度以及气流的紊乱程度有关；空气流过物体时，从层流边界层转变为紊流边界层的雷诺数一般在 50000 200000 左右；表 1-1 中
22、是几种典型物体的临界雷诺数；表 1-1几种典型物体的临界雷诺数物体形状临界雷诺数顺气流放置的平板约 50000圆球200000飞机机翼翼型60000 80000模型飞机机翼翼型约 50000欢迎下载精品学习资源第四节 升力机翼是飞机产生升力的最主要部件；假如从机翼上单独取出一个剖面 即所谓翼型， 如图 1-7 放在烟风洞中观看气流流过它的情形，将会发觉这样的现象 见图 1-8 ：从远前方来的气流到达翼剖面前缘后会分成上、下两股，分别沿着机翼上、下外表流淌，到后缘处又重新汇合，并平滑地向后流去；这说明，在翼剖面前方的气流与翼剖面后缘之后的气流原先是一个整体，只是插入这段翼剖面后才使这部分气流分成
23、上、下两股；在翼剖面前缘邻近，气流开头分成上、下两股的那一点的气流速度为零，静压达最大值；这个点在空气动力学上称为驻点；对于上、下弧面不对称的翼剖面来说，这个驻点通常是在翼剖面的下外表；在驻点处气流分叉后，上面的那股气流不得不先要绕过前缘；所以它需要以更快的速度流过上外表，才能最终与流过下外表的那股气流同时到达后缘点；这样一来，气流流过上外表时速度大， 流过下外表时速度比较小；依据伯努利定理：气流流速大，静压使削减；于是机翼上、下外表就产生了压力差；上、下外表的压力差愈大，产生的升力也就愈大；假如增大相对气流与翼剖面所成的角度 称迎角 ，驻点位置会沿着翼剖面下外表向后移动，所以图 1-7 机翼
24、的翼剖面图 1-8 机翼为什么会产生升力从驻点分叉后流过上外表的那股气流的流淌速度更加快了，于是翼剖面的升力也愈大；利用伯努利定理来说明机翼为什么会产生升力是非常便利的；可是需要对升为作些具体运算时，伯努利定理便很难用上了；电脑翼产生的升力大小，有助于设计机翼，所以仍要另想方法；通过风洞和其他方法试验后得知，机翼产生升力的大小可用如下公式运算：1Y 升力VSCY22欢迎下载精品学习资源1千克秒 2式中空气密度，在海平面标准情形下可用4；8米V 机翼与气流的相对速度米/ 秒；欢迎下载精品学习资源S 机翼面积米2 欢迎下载精品学习资源CY 机翼升力系数；机翼升力系数是用试验方法测量出来的；机翼产生
25、的升力大小除了与空气密度、飞行速度和机翼面积有关外，仍与机翼翼剖面的外形 即翼型 、气流与机翼所成的角度 即迎角 等有关；机翼的翼型有千种以上，机翼的迎角也可以有很多变化，假如把这些因素都一一列入式中那就太麻烦了，所以通常是用一个数字即升力系数来代替；不同的机翼，不同的翼型，在不同的迎角下，便有不同的升力系数；科学工作者花费了很多功夫把各种各样的翼型放在风洞中试验，分别求出不同迎角时的升力系数来；最终把这些数据整理好，每个翼型的资料都画成曲线 如升力系数曲线等 以便查阅； 当我们为机翼选用某种翼型后， 想算出在肯定迎角下产生多大升力，便要把有关这翼型的资料或曲线找出来，查 出在这迎角下产生的升
26、力系数，然后代入升力运算公式，把升力运算出来；升力系数曲线一般如图1-9 所示；从图上可看到， 曲线的横座标代表迎角；纵座标代表升欢迎下载精品学习资源力系数CY , 依据肯定的迎角便可以查出它的升欢迎下载精品学习资源力系数；所谓迎角就是相对气流与翼弦所成的角度 图 1 一 10 ；翼弦是指翼型前缘与后缘连成的直线；一般上、下不对称的翼型在迎角等于0时图 1-9 升力系数曲线仍旧产生肯定的升力，因此升力系数在0迎角时不是零，而要到负迎角时才使升力系数为零； 这时的迎角使称为无升力迎角； 图 1-10 ；从这个迎角开头， 迎角与升力系数成正比， 升力系数曲线成为一根向上斜的直线；当迎角加大到一图
27、1-10 迎角与无升力迎角0定程度以后 图 1-9 中的 16 升力系数便开头欢迎下载精品学习资源下降； 升力系数到达最大值时的迎角称为临界迎角；这时的升力系数称为最大升力系数，用符号示；飞机飞行时，假如迎角超过临界迎角，便会由于升力突然削减以至下坠，这种情形称为失速；关于CY max 表欢迎下载精品学习资源失速问题以后仍要特地争论；为什么一般翼型在迎角是O时仍旧会产生升力呢？由于这些翼型的上外表弯曲，下外表比较平直， 在 0迎角下翼型驻点仍在翼型下外表，使上外表的气流流得快，下外表的气流流得慢，结果仍是产生升力；只有气流从斜上方吹来图1-10 ，即迎角是负的，升力才等于0；假如翼型是上下对称
28、的，那就完全不同了；对称翼型在0迎角时不产生升力，升力系数就是0；驻点在前缘处，上、下外表的气流速度相同，所以这种翼型只有在正迎角时才会产生升力；第五节 阻力阻力也是一种空气动力；从某种意义上讲，它比升力更为常见；由于，只要物体与空气有相对运动， 不管它会不会产生升力，却总是会产生阻力；假如按引起阻力的缘由来分，在一般的模型飞机飞行速度 范畴内，它可以分为摩擦阻力，压差阻力，诱导阻力和干扰阻力等；一、摩擦阻力在日常生活中，我们都有这样的体验：当沿着地面推动一件物体时，假如地面很光滑，那么推动这件物体所需要的力就比较小；假如地面很粗糙，就要花很大的气力去推动这个物体；我们经常称前一种 情形是摩擦
29、力小，而后一种情形是摩擦力大；物体在空气中运动或者空气相对物体运动的情形也是这样；前面讲过，由于空气有粘性，所以飞机在空中飞行 或准确地讲飞机与空气有相对运动 时，空气流过飞机外表会有摩擦作用并产生摩擦力，起着阻挡飞机飞行的作用，所以这种摩擦力又称为摩擦阻力；摩擦阻力的大小和粘性影响的大小、物体外表的光滑程度以及物体与空气接触面积 称为浸润面积 等因素有关；空气的粘性作用主要表现在物体外表的边界层中，所以摩擦阻力实际上就是边界层内空气粘性摩擦力的总和；另一方面，假如物体外表的边界层是层流边界层，空气粘性所引起的摩擦阻力就比较小；假如物体外表的边界层是紊流边界层，空气粘性所引起的摩擦阻力就比较大
30、；所以从减小摩擦阻力的角度来看，最好是使物体外表的边界层始终保持层流；但是，这种熟悉对于模型飞机，特殊是飞行速度较低的竞时模型飞机来说却是很片面的；由于在模型飞机飞行的低雷诺数条件下，层流边界层中气流比较简洁别离，从而使压差阻力大为增加；此外，对机翼来说气流别离也影响升力的大小；以后我们再进一步说明这一点；对于模型飞机来说，物体外表光滑程度的影响比较复杂；如把物体外表弄得光滑一些，削减外表上各种小的突起物或阻碍气流流淌的东西，这样能削减摩擦阻力；但物体外表的光滑程度，仍会直接影响物体外表的边界层状态；假如物体外表比较粗糙，简洁形成紊流边界层；对飞行雷诺数较小的模型飞机来讲，在机翼外表形成紊流边
31、界层较为有利；但一般来说，对予不产生升力的部件，仍是要设法把它的外表打磨得很光滑，削减它的摩擦阻力为好；而对于机翼来说，就要依据具体情形加以分析了；过分追欢迎下载精品学习资源求模型飞机机翼外表光滑度，不肯定有太大的意义；浸润面积的影响较为明显；模型飞机暴露在空气中的面积愈大，摩擦阻力也愈大；反之就小；二、压差阻力当你迎风骑自行车或奔跑时，会感受到一股阻挡你前进的力，这就是压差阻力或称为迎面阻力；压差阻力是由于物体与空气相对运动时，物体前后存在压力差所引起的；不过产生这种阻力的根本缘由仍是由于空气的粘性；举一个气流流过圆球的例子；当圆球和空气作相对运动时，假如空气没有粘性，不但没有摩擦阻力而且也
32、没有其它的阻力；因为在这种情形下，流淌的情形将如图1-11 a所示的那图 1-11 气流渡过圆球的情形样，圆球前后，上下的压力分布分别相同，所以既没有上下方向的压力差升力，也没有前后方向的压力差压差阻力；只是当空气有粘性时，气流流过圆球外表会缺失一些能量，使得在圆球前端 驻点处分叉成上下两股的气流，在绕过圆球后，不能够在圆球后端再汇合在一起向后平滑地流去，于是产愤怒流别离现象，见图1-11 b；这时在圆球后面的气流形成尾流区；尾流区内的静压低于圆球前面的静压；圆球前后的压力差便产生压差阻力；压差阻力与物体的外形、它在气流中的姿势以及最大迎风面积等因素有关；由于压差阻力主要与物体外形有关，所以也
33、可称为外形阻力；很明显，要想削减压差阻力就必需削减物体后面的尾流区，增加物体后面的静压；为飞机各部分选择合适的外形是削减压差阻力的主要方法；所谓流线型的物体就是指压差阻力比较小，能满意这种要求的物体；气流流过良好流线型物体所产生的阻力只有圆球阻力的五分之一左右；既然压差阻力也与空气粘性有关，所以除了上面讲的这些因素外，它与物体外表的边界层状态也有很大的关系；假如边界层是层流的，边界层内的空气质点动能较小，受到影响后简洁停留下来，这样气流就比较简洁别离，尾流区的范畴就比较大，压差阻力也就很大；假如边界层是紊流的，那么由于边界层内空气质点的动能较大，所以气流流淌时就不大简洁停顿下来，使气流别离得比
34、较晚，尾流区就比较小，压差阻力也就比较小；图1-12 比较了圆球外表边界层为层流和紊流时的流淌情形；当圆球外表边界层为层流边界层时，由于气流别离得较早，它的阻力系数竟比紊流边界层情形大六倍之多；所以从削减压差阻力的观点看，边界层最好是紊流的；一般情形下，物体的阻力就是指摩擦阻力和压差阻力之和；运算物体阻力大小所采纳的公式与运算升力的相类似；物体阻力大小与物体的外形、大小、相对气欢迎下载精品学习资源图 1-12 圆球外表边界层对流淌及阻力的影响欢迎下载精品学习资源流的速度和空气的密度等有关；列成公式是：X式中 X 阻力千克 ；空气密度，在海平面标准情形下可用1V 2SC 2X1千克秒 2；8米4
35、欢迎下载精品学习资源欢迎下载精品学习资源V 相对气流的速度米/ 秒；S 物体最大横截面面积或外表面积米2 ；欢迎下载精品学习资源CX 物体的阻力系数；不同的物体有不同的阻力系数；相同的物体，假如运算面积S 的方法不同时 用横截面面积或外表面积 阻力系数也会不同；具体利用这公式运算的例子可在第2 章中找到；必需指出，利用这个公式算出的阻力已经把摩擦阻力和压差阻力都估量在内了；由于各种物体的阻力系数都是用风洞试验出来的，所以得出的结论已经是这两种阻力的总和；一般来说，对于流线型物体，如模型飞机的机身，所产生的阻力中，摩擦阻力占总阻力的大部分，而对于不流线型的物体，如平板、圆球等，压差阻力在总阻力中
36、占主要位置；三、诱导阻力诱导阻力是相伴升力产生的一种阻力；只要有升力就会有这种阻力；这是什么缘由呢.由于机翼的长度虽然很长，但到底仍是有限的，在机翼翼尖处，流速小静压大的下翼面空气会绕过翼尖向流速大静压小的上翼面流淌；于是在翼尖处形成了一股涡流，它转变了翼尖邻近流经机翼的气流的方向，引起了附加阻力；这便是诱导阻力；它与升力同时产生，机翼升力愈大，这种阻力也愈大；机翼升力为0 时，这种阻力也削减到 0，所以又称为升致阻力；关于机翼上、下外表压力差到底是怎样引起诱导阻力的，它与那些因素有关；在下一章中再作具体介绍；四、干扰阻力假如在风洞中先分别测量出飞机各个主要部件的阻力，然后把这些部件装配成飞机
37、，再在风洞中测定整架飞机的阻力，这时会发觉用整架飞机测得的阻力并不等于各个主要组成部件阻力的总和；在空气动力学中认为这是由于飞机各部件之间相互影响所引起的；它称为部件干扰；整架飞机阻力与单独部件欢迎下载精品学习资源阻力总和之间的差值称为干扰阻力；一般情形下，整架飞机的阻力总要比各个部件阻力的总和来得大；但个别设计得好的飞机，其整机阻力甚至有可能比各部件阻力的总和为小；前一种情形称为不利于扰，干扰阻力是正值；后一种情形称为有利千扰，干扰阻力是负值；在飞机上任何相邻的部件之间，或者顺着气流流淌方向一前一后安置的部件之间都会发生不同程度的部件干扰；干扰的类型依据引起部件干扰作用的特点大致可以分为：涡
38、流干扰，尾流干扰和压力干扰三种；1 、涡流干扰这是指能产生升力的物体 例如 : 机翼 对它后面部件的影响；例如螺旋桨滑流对滑流区域内部件的影响即属于这类干扰；由于涡流干扰的干扰源是产生升力的物体，所以它可以认为是一种升力干扰；升力干扰一般表现为不利干扰，但有可能是有利干扰；问题在于能否奇妙地利用它，但要做到这一点并不容易；大雁编队飞行就是利用有利干扰的一个例子；成群的大雁在飞行经经常编成人字形或斜一字形，领队的大雁排在最前头，幼弱的小雁就在最外侧或最末尾，后面一只雁的翅膀正好处在前一只雁翅膀所形成的翼尖涡流中 这种涡流与前面讲诱导阻力时提到的翼尖涡流相类似 ；由于涡流呈螺旋形，它对于后面那只大
39、雁的影响恰恰与诱导阻力的作用相反，能够产生助推的作用；2 、尾流干扰任何突出在飞机外表上的物体或多或少地都有外形阻力，也就是有压差阻力；压差阻力与物体后面的尾流区有关；这种尾流区不仅给这个物体本身带来压差阻力，而且尾流仍会顺流而下影响它后面物体的气流流淌情形；由于尾流与压差阻力是亲密相关的，所以这种干扰也可称为阻力干扰；很明显，阻力干扰总是一种不利干扰；3、压力干扰气流流过物体时，在物体外表上会受到分布的空气压力，这种压力分布与物体外形亲密相关；所以在飞行中，飞机各个部件外表的压力分布是各不相同的；在飞机上任何两个相互连接的部件 例如：机身与机翼，机身与尾翼等等 的接合处，不同部件的压力分布会
40、相互影响，从而影响到部件接合部位邻近的流淌状态，严峻的仍会导致气流别离；当然对干扰作用实行上面这些划分是人为的；例如涡流干扰也可表现为压力分布的变化；由于部件干扰比较复杂，目前即使是对真飞机部件干扰问题的争论主要也是凭体会和大量的试验；这里只能概略 地提一下，使大家有一个初步概念，以便在设计或制作模型飞机时留意这个问题，并且在可能的条件下， 尽量改善模型飞机各部件之间的配置，争取把这种干扰影响减到最小；欢迎下载精品学习资源第六节 机翼为什么会失速机翼在空气中运动时产生的升力随机翼迎角增加而增大；当迎角增加到肯定程度时，升力便不再随迎角增加而增大了；这时的迎角称为临界迎角；超过临界迎角后，再增加
41、迎角，升力反而急剧削减，出 现失速现象；失速后，飞机由于升力不够便会坠落下来；模型飞机显现失速的现象，比真飞机来得普遍；由于模型飞机机翼的临界迎角比真飞机小，加上模型飞机的重量较轻，飞行速度也比较低，在飞行中稍 受到一些扰动例如：上升气流便会使机翼的实际迎角接近甚至超过临界迎角而引起失速；机翼失速是由于气流别离而引起的；当气流流过机翼时，在机翼上外表的气流流速逐步增加；到了机翼的最高点，流速最快；以后由于翼型渐渐向下斜，气流又逐步减慢；最终到了后缘，流速就应当和 机翼前面的流速差不多；机翼上外表气体静压变化和流速是亲密相关的；在流速最快的地方，即机翼最 高点邻近，静压最低，以后又开头增加，愈靠
42、近后缘静压愈大，最终复原到差不多等于机翼前面的静压；静压的这种变化情形在迎角增大时更为明显；迎角愈大，机翼上外表前后静压差也愈大；在机翼外表上形成的边界层内的静压变化和边界层外面气流的静压变化完全相同；从机翼前缘邻近始终到机翼最高点，静压逐步降低，所以边界层是从高压流向低压；这种流淌不会有什么困难，而且流速愈来愈快；过了机翼最高点以后，由于流速逐步减慢，而静压逐步增加；这时候边界层是从低压的地方流向高压区；对于静止的气体来说，这种流淌是不行能的；不过由于在机翼最高点处气流流速最快， 边界层内的空气质点具有较大的动能，所以仍旧能够从低压区流向高压区；当然在向后流淌的过程中， 边界层内的空气质点的
43、流速将随着气流减速而开头减慢；加上粘性的作用，又会在机翼上外表邻近消耗一部分动能，而且愈靠近机翼外表动能耗损得愈多；这样流淌的结果，使边界层内最靠近机翼外表的那部分空气质点在没有到达后缘以前已经流不动了；于是外面的气流为了填补“真空”，发生反流现象 图1-13 ，边界层外的气体也不再按着机翼上外表外形流淌了；在这些气流与机翼上外表之间，气体一面打转形成旋涡，一面对后流淌，情形非常纷乱；这种现象就是边界层别离，或简称为气流别离；边界层内空气质点刚开头停止运动，并显现反流现象的那一点，称为别离点；图 1-13 气流在机翼上外表的别离欢迎下载精品学习资源争论说明，任何一种机翼翼型，假如其它条件都相同
44、，对于某一个给定的雷诺数，都存在着一个对应的边界层内空气质点能克服的高、低压的差值，这种压力差可以形象地用一个把机翼迎角和翼型几何外形都综合在一起的机翼上外表的最高点与后缘之间的垂直距离来表示，称为“可克服高度” 图 1-14 ；假如不超过这个“可克服高度” ，空气质点具有足够的动能来克服高、低压的差值，所以不会显现边界层图 1-14 机翼外表的气流别离别离；但假如机翼迎角超过了答应的极限值，例如图 1-14 下方，迎角从原先的 5增加到了 6.5 ；“应克服高度”超过了“可克服高度” ，就会显现气流别离；当然，假如迎角不很大， “应克服高度”与“可克服高度”差异不大，那么边界层内空气质点向后流淌不会很困难，只是在接近后缘的机翼上外表邻近气流才开头别离；气流在这时候别离对升力和阻力的影响都不大；当机翼迎角进一步增大时，情形便不同了；这时由于“应克服高度”与“可克服高度”差值太大，边界层内的空气质点流过机翼上外表最高点不远便开 始别离，使机翼上外表布满旋涡，升力大为削减，而阻力快速增加；很明显，为了减小气流别离的影响，提高飞机的临界迎角，期望尽可能增加“可克服高度”；从物理意义上讲，就是要尽可能使机翼上外表边界层内的空气质点具有较大的动能，以便能顺当地流向机翼后缘欢迎下载精品学习资源图 1-15Cy , Cx