航概02飞行环境及飞行原理.ppt

主讲人：韩非非航空工程系,航空概论,2.1 飞行环境2.2 流动气体的基本规律2.3 飞机上的空气动力作用及原理2.4 高速飞行的特点2.5 飞机的飞行性能及稳定性和操纵性2.6 直升机的飞行原理,第2章 飞行环境及飞行原理,2.1 飞行环境,飞行环境对飞行器的结构、材料、机载设备和飞行性能都有着非常重要的影响。飞行环境包括大气飞行环境和空间飞行环境。,2.1.1 大气环境,根据大气中温度随高度的变化可将大气层划分为对流层、平流层、中间层、热层和散逸层。 航空器的飞行环境是对流层和平流层。,1. 对流层大气中最低的一层，特点是其温度随高度增加而逐渐降低，空气对流运动极为明显。对流层的厚度随纬度和季节而变化。（0 18公里）,2. 平流层位于对流层的上面，特点是该层中的大气主要是水平方向流动，没有上下对流，能见度较好。 （1850公里）平流层的气温分布特征同它受地面影响较小和存在大量臭氧有关。,3. 中间层在该层内，气温随高度升高而下降，且空气有相当强烈的铅垂方向的运动。 （50 80公里）,4. 热层该层空气密度极小，由于空气直接受到太阳短波辐射，空气处于高度电离状态，温度随高度增加而上升。（80800公里）5. 散逸层散逸层是大气层的最外层。在此层内，空气极其稀薄，又远离地面，受地球引力很小，因而大气分子不断向星际空间逃逸。 （8002000、3000公里）,2.1.2 空间环境,空间飞行环境包括自然环境和诱导环境。诱导环境指航天器或某些系统工作时诱发的环境，如失重、振动、冲击等。空间飞行环境主要是指真空、电磁辐射、高能粒子辐射、等离子和微流星体等所形成的飞行环境。,地球空间环境包括地球高层大气环境、电离层环境和磁环境。 从距离地表600km1 000km向外空间延伸，有一个磁层，磁层中存在着密集的高能带电粒子辐射带，称“范艾伦辐射带”，可引起航天器材料、器件和人体辐射损伤。,行星际空间是一个真空度极高的环境，存在着太阳连续发射的电磁辐射、爆发性的高能粒子辐射和稳定的等离子体流 （太阳风）。 空间飞行器处于地球磁场之外，因此容易受到太阳风等因素的影响。这里的环境除了主要受到太阳活动的影响外，还受来自银河系的宇宙线和微流星体等的影响。,2.1.3 国际标准大气,为了准确描述飞行器的飞行性能，必须建立一个统一的标准，即标准大气。国际标准大气，是由国际性组织颁布的一种“模式大气”。它依据实测资料，用简化方程近似地表示大气温度、密度和压强等参数的平均铅垂分布，并将计算结果排列成表，形成国际标准大气表。,大气被看成完全气体，服从气体的状态方程；以海平面的高度为零高度。在海平面上，大气的标准状态为：气温为 15，压强为一个标准大气压，密度：1.225kg/m3，声速为341m/s。,2.1.4 大气的物理性质,1. 大气的状态参数和状态方程大气的状态参数包括压强P、温度T和密度 p这三个参数。它们之间的关系可以用气体状态方程表示，即R是大气气体常数，287.05J/kg·K。大气状态参数随飞行高度变化而变化，不仅对作用在飞机上的空气动力的大小有影响，还对发动机的推力大小有影响。,2. 连续性 飞行器在空气介质中运动时，飞行器的外形尺寸远远大于气体分子的自由行程故在研究飞行器和大气之间的相对运动时，气体分子之间的距离完全可以忽略不计，即把气体看成是连续的介质。这就是在空气动力学研究中常说的连续性假设。在航天器的飞行环境中，大气就不能看成是连续介质了。,3. 粘性 大气的粘性力是相邻大气层之间相互运动时产生的牵扯作用力，即大气相邻流动层间出现滑动时产生的摩擦力，也称大气的内摩擦力。 不同流体的粘性不同，流体的粘性可以用内摩擦系数来衡量，空气内摩擦系数的仅为水的1.81%。 流体的粘性和温度有一定关系，随流体温度的升高，气体粘性增加，而液体的粘性则减小。,4. 可压缩性 流体可压缩性是指流体的压强改变时其密度和体积也改变的性质。当气流速度较小时，压强和密度变化很小，可以不考虑大气可压缩性的影响。当大气流动的速度较高时，压强和速度的变化很明显，就必须考虑大气可压缩性。,5. 声速 声速是指声波在物体中传播的速度。声波是一个振动的声源在介质中传播时产生的疏密波。飞机或物体在空气中运动时，在围绕它的空气中也会产生一直振动着的疏密波，这种疏密波在物理本质上和声波是一样的。,声速的大小和传播介质有关。在水中的声速大约为1440米/秒；而在海平面标准状态下，在空气中的声速仅为341米/秒。由此可知：介质的可压缩性越大，声速越小（如空气）；介质的可压缩性越小，声速越大（如水） 声速不但和介质有关，而且在同一介质中，也随温度的变化而变化。,6. 马赫数 声速越大，空气越难压缩；飞行速度越大，空气被压缩的越厉害。马赫数Ma的定义为飞行器飞行速度越大，Ma就越大，飞行器前面的空气就压缩得越厉害。因此，Ma的大小可作为判断空气受到压缩程度的指标。,Ma与飞行器飞行速度的关系Ma5.0，为高超声速飞行。,2.2 流动气体的基本规律,流体在流动过程中其物理参数（如速度、压力、温度和密度等）都会发生变化，它们在变化过程中必须遵循基本的物理定律：如质量守恒定律、能量守恒定律、牛顿第二和第三定律等。对于气体来说，气流流过物体时其物理量的变化规律与作用在物体上的空气动力有密切的关系,2.2.1 相对运动原理,飞机以一定速度作水平直线飞行时，作用在飞机上的空气动力与远前方空气以该速度流向静止不动的飞机时所产生的空气动力效果完全一样。,2.2.2 流体流动的连续性定理,取横截面1，2，3，假设在流管中流动的流体质量既不会穿越流管流出，也不会有其它流体质量穿越流面流入，则通过流管各截面的质量流量必须相等。,在单位时间内，流过变截面管道中任意截面处的气体质量都应相等，即该式称为可压缩流体沿管道流动的连续性方程。当气体以低速流动时，可以认为气体是不可压缩的，即密度保持不变。则上式可以写成 该式称为不可压缩流体沿管道流动的连续性方程。,它表述了流体的流速与流管截面积之间的关系。也就是说在截面积小的地方流速大。例如在河道窄的地方，水流得比较快；而在河道宽的地方，水流得比较慢。,2.2.3 伯努利定理,伯努利定理是能量守恒定律在流体流动中的应用。伯努利定理是描述流体在流动过程中流体压强和流速之间关系的流动规律。,在管道中稳定流动的不可压缩理想流体，在管道各处的流体动压和静压之和应始终保持不变即： 静压+动压=总压=常数 如果用P代表静压，0.5pv2代表动压，则任意截面处都有 上式就是不可压缩流体的伯努利方程，它表示流速与静压之间的关系，即流体流速增加，流体静压将减小；反之，流动速度减小，流体静压将增加。,2.2.4 低速气流的流动特点,当管道收缩时,气流速度将增加，v2>v1，压力将减小，P2P1 。,2.2.5 高速气流的流动特点,在低速飞行中，机翼周围的空气由于压力变化所引起的空气密度变化量很小。而在高速飞行中，气流速度变化所引起的空气密度变化，会引起空气动力发生很大的变化，甚至会引起空气流动规律的改变。随着气流速度的增加，当其接近和大于声速时，气流受到强烈的压缩，压力、密度和温度都会发生显著的变化，气流流动特性会出现一些与低速气流不同的质的差别。,超音速气流在变截面管道中的流动情况，与低速气流相反。收缩管道将使超音速气流减速、增压；而扩张形管道将使超音速气流增速、减压。,气流速度的变化与密度变化关系,要使气流由亚声速加速成超声速，除了沿气流流动方向有一定的压力差外，还应具有一定的管道形状，这就是先收缩后扩张的拉瓦尔喷管形状。,2.3 飞机上的空气动力作用及原理,飞机之所以能在空气中飞行，最基本的条件是，当它在空中飞行时必须产生一种能克服飞机自身重力并将它托举在空中的力。 作用在飞机上的空气动力包括升力和阻力两部分。升力主要靠机翼来产生，并用来克服飞机自身的重力。而阻力要靠发动机产生的推力来平衡，这样才能保证飞机在空中水平等速直线飞行。,2.3.1 平板上的空气动力,压差阻力,气流分离,2.3.2 机翼升力和增升装置,“翼剖面”，也称“翼型”，是指沿平行于飞机对称平面的切平面切割机翼所得到的剖面。翼型最前端的一点叫“前缘”，最后端的一点叫“后缘”。,前缘和后缘之间的连线叫翼弦。翼弦与相对气流速度之间的夹角叫迎角。,1. 升力的产生由于翼型作用，当气流流过翼面时，流动通道变窄，气流速度增大，压强降低；相反下翼面处流动通道变宽，气流速度减小，压强增大。上下翼面之间形成了一个压强差，从而产生了一个向上的升力。,2. 影响飞机升力的因素1）机翼面积的影响机翼面积越大，则产生的升力就越大。2）相对速度的影响相对速度越大，机翼产生的升力就越大。升力与相对速度的平方成正比。 3）空气密度的影响空气密度越大，升力也就越大，反之当空气稀薄时，升力就变小了。,4）机翼剖面形状和迎角的影响不同的剖面和不同的迎角，会使机翼周围的气流流动状态（包括流速和压强）等发生变化，因而导致升力的改变。翼型和迎角对升力的影响可以通过升力系数Cy表现出来。,在一定迎角范围内，随着迎角的增大，升力也会随之增大。当迎角超出此范围而继续增大时，则会产生失速现象。 失速指的是随着迎角的增大，升力也随之增大，但当迎角增大到一定程度时，气流会从机翼前缘开始分离，尾部出现很大的涡流区，使升力突然下降，阻力迅速增大。失速刚刚出现时的迎角称为“临界迎角”。,总结以上各因素的影响，升力的公式可写成：,3. 增升装置“增升装置”，可以使飞机在尽可能小的速度下产生足够的升力，提高飞机的起飞和着陆性能。 增升原则1）改变机翼剖面形状，增大机翼弯度；2）增大机翼面积；3）改变气流的流动状态，控制机翼上的附面层，延缓气流分离。,飞机的增升装置通常安装在机翼的前缘和后缘位置。安装在机翼后缘的增升装置叫后缘襟翼。,最简单的襟翼，靠增大翼型弯度来增大升力。富勒式襟翼，有三重增升效果：增加了机翼弯度；增大了机翼面积；由于开缝的作用，使下翼面的高压气流以高速流向上翼面，使上翼面附面层中的气流速度增大，延缓了气流分离，起到了增升作用。 双缝式襟翼，襟翼打开时，两个子翼一边向后偏转，一边向后延伸，同时，两个子翼还形成两道缝隙，它同样具有后退开缝式襟翼的三重增升效果。,前缘襟翼,AMX 双座型战机的双缝襟翼,2.3.3 飞机阻力的产生及减阻措施,飞机在飞行时，不但机翼上会产生阻力，飞机的其他部件如机身、尾翼、起落架等都会产生阻力，机翼阻力只是飞机总阻力的一部分。 低速飞机上的阻力按其产生的原因不同可分为：摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力等。,1. 摩擦阻力摩擦阻力是由于大气的粘性而产生的。当气流以一定速度流过飞机表面时，由于气流的粘性作用，空气微团与飞机表面发生摩擦，阻滞了气流的流动，因此产生了摩擦阻力。,摩擦阻力的大小取决于空气的粘性、飞机表面的粗糙程度、附面层中气流的流动情况和飞机的表面积大小等因素。为了减小摩擦阻力，应在这些方面采取必要的措施。,2. 压差阻力在翼型前后由于压强差所产生的阻力称为压差阻力。压差阻力与物体的迎风面积有很大关系，物体的迎风面积越大，压差阻力也越大。物体的形状对压差阻力也有很大影响。,减小压差阻力的办法是应尽量减小飞机的最大迎风面积，并对飞机各部件进行整流，做成流线形。,哪个阻力大？,形状阻力1,or,哪个阻力大？,形状阻力2,or,3. 诱导阻力诱导阻力是伴随着升力而产生的，这个由升力诱导而产生的阻力叫诱导阻力。飞机的诱导阻力主要来自翼面，当飞机飞行时，下表面压强大，上表面压强小，由于机翼翼展的长度有限，因此，下表面的气流就力图绕过翼尖流向上表面，这样在翼尖处就不断形成旋涡。,气流经过翼型而产生向下的速度，称为下洗速度，该速度与升力方向相反，是产生诱导阻力的直接原因。诱导阻力与机翼的平面形状、翼剖面形状、展弦比等有关。可以通过增大展弦比、选择适当的平面形状（如梯形机翼）、增加翼梢小翼等方法来减小诱导阻力。,翼梢小翼,4. 干扰阻力干扰阻力就是飞机各部件组合到一起后由于气流的相对干扰而产生的一种额外阻力。干扰阻力和气流不同部件之间的相对位置有关。在设计时要妥善考虑和安排各部件相对位置，必要时在这些部件之间加装整流罩，使连接处圆滑过渡，尽量减少部件之间的相互干扰。,2.3.4 风洞的功用和典型结构,要得到准确的升力和阻力变化情况，除了做必要的计算外，还要通过实验的方法获得必要的数据，目前应用最广泛的实验就是风洞实验。 风洞是一种利用人造气流来进行飞机空气动力实验的设备。 在风洞中，根据相对运动原理，人们利用人造风吹过飞机或机翼模型，来研究模型上产生的空气动力的大小和变化。,为了保证风洞试验结果尽可能与飞行实际情况相符，必须做到“三个相似” 。 几何相似：把模型各部分的几何尺寸按真飞机的尺寸，以同一比例缩小。 运动相似：使真飞机同模型的各对应部分的气流速度大小成同一比例，而且流速方向也要相同。 动力相似：使作用于模型上的空气动力升力和阻力，同作用于真飞机上的空气动力的大小成比例，而且方向相同。,1. 雷诺数（Reynolds Number）雷诺数（用Re表示）是用来表明摩擦阻力在模型或真飞机的总阻力中所占比例大小的一个系数。雷诺数与摩擦阻力在总阻力中所占的比例大小成反比。 如果用风洞实验数据计算真飞机的空气动力，必须选用雷诺数相近、最好是相等的数据，这样才能获得比较准确的结果，否则就会产生很大的误差。,2. 低速风洞的构造,直流式低速风洞,3. 高速风洞的构造 高速风洞包括亚声速风洞、跨声速风洞、超声速风洞以及高超声速风洞等。 超声速风洞的特点是，人造风的速度是超声速的。超声速气流由超声速喷管产生。超声速喷管（又叫拉瓦尔喷管）装在实验段之前以产生超声速气流。,直流“暂冲式”超声速风洞,4. 风洞的功用风洞可用来对整架飞机或飞机的某个部件（如机翼）进行吹风实验。通过试验可以获得升力系数Cy、阻力系数Cx和升阻比K= Cy/Cx相对于迎角a的曲线。 Cy -a、 Cx-a、 K-a三种曲线风洞能做的试验种类很多，就翼剖面来说，还可通过试验求得极曲线、压力中心和迎角变化曲线、力矩曲线等。,2.4 高速飞行的特点,在低速飞机飞行中，会产生的几种阻力，即摩擦阻力、压差阻 力、诱导阻力和干扰阻力等。在高速飞机上，除了这几种阻力外，还会产生另外一种阻力激波阻力（简称波阻）。波阻的出现，在飞机发展的道路上，曾经成为巨大的障碍“声障”。 “声障”的产生是由于飞机在飞行过程中产生的激波和波阻造成的。,2.4.1 激波和波阻,1. 弱扰动波的传播,4秒钟后，被扰动源扰动的球波面的公切面将是一个母线为直线OA的圆锥波面，这个圆锥面称为马赫锥面，简称马赫锥。随着扰动源运动速度的增大，马赫锥将减小，扰动影响区也将缩小。,激波1,激波2,F16发生激波,激,总结：弱扰动在亚声速和超声速运动时的传播情形是不同的。扰动源以亚声速运动时，整个空间逐渐都会成为被扰动区；而在超声速运动时，被扰动的范围只限于马赫锥内，马赫锥以外的气流不受扰动的影响。当运动速度比声速大得越多时，扰动波向前传播越困难，扰动范围也就越小。,2. 激波波面前后空气的物理特性发生了突变，由于空气受到强烈压缩，波面之后的空气压强突然增大，由高速气流的流动特点可知，气流速度会大大降低（减速、增压）。 这种由较强压缩波组成的边界波就是激波。 激波实际上是受到强烈压缩的一层空气，其厚度很小。,激波强度不同，空气在激波前后的速度、压力、温度和密度的变化也就不同，对飞机飞行的影响也不一样。 正激波是指其波面与气流方向接近于垂直的激波。同一Ma下，正激波是最强的激波。斜激波是指波面沿气流方向倾斜的激波，强度相对较弱。,气流流过正激波时，其压力、密度和温度都突然升高，且流速由原来的超声速降为亚声速 ，经过激波后的流速方向不变。 气流流过斜激波，压力、密度、温度也都升高，但不像正激波那样强烈，流速可能降为亚声速，也可能仍为超声速，这取决于激波倾斜的程度。气流经过斜激波时方向会发生折转。,Ma的大小对激波的产生也有影响。当马赫数Ma等于1或稍大于1时，在尖头物体的前面形成的是正激波；但如果Ma超过1很多，形成的则是斜激波。,3. 波阻由激波阻滞气流而产生的阻力叫做激波阻力，简称波阻。因为激波是一种强压缩波，因此当气流通过激波时产生的波阻也特别大。 在任何情况下，气流通过正激波时产生的波阻都要比通过斜激波时产生的波阻大。 不同形状的物体在超声速条件下由于产生的激波不同，产生的波阻也不一样。,钝头形状或前缘曲率半径较大的翼剖面，在其钝头前端，常产生脱体激波，脱体激波对气流的阻滞作用很强，因此会产生很大的波阻 。尖头形状的物体或翼剖面，在其尖头前端，常产生附体斜激波，此激波对气流的阻滞作用比较弱。,2.4.2 临界马赫数和局部激波,当飞机以Ma1飞行时，飞机上就会产生激波。但在某些情况下，虽然飞机的飞行马赫数小于 1，只要其飞行速度大到“临界马赫数”，则在机翼上、下表面都有可能出现局部超声速气流，从而产生局部激波。,根据流体的连续性方程，当气流从A点流过机翼时，由于机翼上表面凸起使流管收缩，气流在这里速度增加；当气流流到机翼最高点B时，流速增加到最大。当B点马赫数为1时，A点马赫数称为临界马赫数。,当飞机的飞行速度超过临界Ma时，机翼上就会出现一个局部超声速区，并在那里产生一个正激波。这个正激波由于是局部产生的，所以叫“局部激波”。 气流通过局部激波后，由超声速急剧降为亚声速，激波后的压强也迅速增大，导致机翼表面上附面层内的气流由高压 (翼剖面后部 )向低压 (前部 )流动，使附面层内的气流由后向前 倒流，并发生气流分离，形成许多旋涡，这种现象叫做“激波分离”。,局部激波和波阻的产生，是出现“声障”问题的根本原因。当人们认识到这一问题后，通过采取相应的措施，提高飞机的临界Ma，才使飞机的速度突破声障，并大大超过声速。 现代喷气式客机为了提高临界Ma，降低机翼上表面的局部流速，采用一种超临界翼型的机翼。其特点是上表面比较平坦且前缘半径较大，其目的是为了减小上表面气流的加速作用，延缓局部激波的产生。,2.4.3 超声速飞行的空气动力外形及其特点,1. 飞机的气动布局广义定义：飞机的气动布局是指飞机主要部件的数量以及它们之间的相互安排和配置。通常定义：平尾相对于机翼在纵向位置上的安排，即飞机的纵向气动布局形式。不同的布局形式，对飞机的飞行性能、稳定性和操纵性有重大影响。,2. 飞机几何外形和参数 飞机的几何外形主要由机身、机翼和尾翼等主要部件的外形共同来组成。机翼的几何外形可从机翼平面形状和翼剖面形状来描述。,机翼平面形状主要有翼展、翼弦、前缘后掠角等。翼展：机翼左右翼梢之间的最大横向距离。翼弦：翼型前缘点和后缘点之间的连线。前缘后掠角：机翼前缘线与垂直于翼根对称平面的直线之间的夹角。,影响飞机气动特性的主要参数有：前缘后掠角，机翼前缘线与垂直于翼根对称平面的直线之间的夹角展弦比，机翼展长与平均几何弦长之比梢根比，翼梢弦长与翼根弦长之比翼型的相对厚度，翼型最大厚度与弦长之比,由空气动力学理论和实验可知：在低速情况下，大展弦比平直机翼的升力系数较大，诱导阻力小；在亚声速飞行时，后掠机翼可延缓激波并减弱激波的强度，从而减小波阻；在超声速飞行时，激波不可避免，但采用小展弦比机翼、三角机翼、边条机翼等对减小波阻比较有利。,翼型的几何形状可分为多种：,3. 超声速飞机外形的特点 若要进一步提高飞机的飞行速度，必需：提高发动机的推力减轻结构重量改善飞机的空气动力外形减少波阻和飞行速度之间的矛盾，提高临界Ma，推迟局部激波的产生,（1）超声速飞机的翼型特点现代超声速飞机的翼型，大都采用相对厚度小的对称翼型或接近对称的翼型，其最大厚度位置靠近翼弦中间，且翼型前缘曲率半径较小，翼剖面外形轮廓变化比较平缓。 翼型的相对厚度与波阻有密切的关系，波阻大致与相对厚度的平方成正比。,（2）超声速飞机的机翼平面形状和布局型式现代飞机常采用的机翼平面形状有：后掠机翼三角形机翼小展弦比机翼变后掠机翼边条机翼常采用的布局型式包括：正常式布局“鸭”式布局无平尾式布局,后掠机翼后掠机翼在跨声速飞行时能提高临界Ma，超过临界Ma以后也能进一步减小波阻。后掠机翼与平直机翼相比可以推迟激波的产生，这主要是由于后掠翼降低了机翼上的有效速度。由于后掠角的影响，流速中只有垂直于机翼前缘分量是产生升力的有效速度。因此后掠角可以提高飞机的临界马赫数，从而推迟激波的产生。,当飞行速度超过临界Ma以后，后掠机翼上产生的阻力随着Ma的增大变化也比较平缓。这是因为后掠翼的空气动力主要由有效速度vn的大小决定。有效速度引起的阻力分解到平行于飞行速度方向上的分力，是后掠翼的主要阻力。在相同的飞行速度下，后掠翼的阻力比平直翼的阻力小。,三角形机翼对于超音速飞行机翼应是后掠的，但是若前缘后掠角过大，后掠机翼根部结构受力情况恶化，将增加结构重量；另外低速时的空气动力特性也将恶化，升力下降，阻力增加。在这种情况下采用三角形机翼比较合适。,三角机翼的减阻效果和大后掠机翼大体相似。它具有前缘后掠角大、展弦比小和相对厚度较小的特点。 三角形机翼的空气动力性能很好，更有助于保证飞机的纵向飞行稳定性。三角机翼的飞机也有一定的缺点：在亚声速飞行时的升阻比较低，巡航特性也不太好在大迎角飞行时才有足够的升力系数着陆性能较差,阵风战斗机,小展弦比机翼对于超声速飞机来说，为了减小波阻，常采用小展弦比机翼。 小展弦比机翼在翼弦方向较长，在翼展方向较短，且机翼相对厚度一般都比较小，有利于减小激波阻力。 小展弦比机翼的缺点是襟翼面积小，起落性能差，诱导阻力大。,变后掠机翼现代超声速飞机广泛采用小展弦比、大后掠机翼。后掠角大可以降低波阻，这对超声速飞行有利；但由于展弦比和翼展都较小，低速飞行性能较差，飞机的起飞和着陆滑跑距离都较长。变后掠翼飞机通过机翼后掠角的变化可以解决高低速性能要求的矛盾。,米格-23变后掠战斗机,F-14战斗机,狂风战斗机,飞机在起飞着陆和低速飞行时，采用较小后掠角。这时机翼展弦比较大，因而有较高的低速巡航性能和较大的起飞着陆升力。而在超音速飞行时，采用较大后掠角对于减小超音速飞行的阻力很有利。变后掠翼飞机的主要缺点是机翼变后掠转动机构复杂，结构重量大，气动中心变化大，平衡较困难。,边条机翼解决超音速飞机高速飞行和低速飞行矛盾的另一条途径就是采用边条机翼。边条机翼是一种混合平面形状的机翼，由边条和后翼组成。,米格-29战斗机,由于有大后掠的边条，使整个机翼的有效后掠角增大，相对厚度减小，因此有效地减小了激波阻力；同时由于基本翼的存在，又使整个机翼的有效展弦 比增大，因此可以减小低 亚声速以及跨声速飞行时的诱导阻力。,鸭式飞机正常式气动布局，飞机的水平尾翼位于机翼之后 鸭式飞机，将水平尾翼移到机翼之前，并将其改称前翼或鸭翼。这种布局起到了增加升力的作用。,EF-2000战斗机,无尾式布局无尾布局通常采用于超音速飞机。这类飞机的机身和机翼都比较细长，机翼面积较大，飞机重心也比较靠后，即使采用水平尾翼，由于其距离飞机重心较近，平尾的稳定和操纵作用也比较小，因此，宜采用无平尾式布局，这样还可以减少平尾部件所产生的阻力。近年来出现的隐身飞机，为了增加隐身能力，通常采用V形尾翼，即常采用无立尾式气动布局。,（3）超声速飞机的机身外形特点机身产生的空气动力主要是阻力，但对飞机的升力也有一定的影响。对于超声速飞机，不但机翼的形状对其空气动力特性有重要影响，而且机身的形状也很重要。为了减小超声速飞机的波阻，机身一般采用头部很尖、又细又长的圆柱形机身，机身长细比 一般可达到十几甚至更高。另外采用“跨声速面积律”，也有助于降低波阻和提高速度。,跨声速面积律是指在机翼和机身的连接部位，把机身适当地收缩，使沿机身纵轴的横截面面积的分布规律，与某一个阻力最小的旋转体的剖面分布规律相当。这样可以将不利的相互干扰减小，使飞机的跨声速激波阻力大大降低。,2.4.4 超声速和低亚声速飞机的外形区别,低、亚声速飞机机翼的展弦比较大，一般在69之间，梢根比也较大，一般在0.33左右；超声速飞机机翼的展弦比较小，一般在 2.5 3.5之间，梢根比较小，在 0.2左右。低速飞机常采用无后掠角或小后掠角的梯形直机翼，亚声速飞机的后掠角一般也比较小，一般小于35°；超声速飞机一般为大后掠机翼或三角机翼，前缘后掠角一般为40°60°。,低、亚声速飞机的机翼翼型一般为圆头尖尾型，前缘半径较大，相对厚度也比较大，一般在0.10.12之间；超声速飞机机翼翼型头部为小圆头或尖头 (前缘半径比较小 )相对厚度也较小，一般在0.05左右。低、亚声速飞机机翼的展长一般大于机身的长度，机身长细比较小，一般为 57之 间，机身头部半径比较大，前部机身比较短，有一个大而突出的驾驶舱；超声速飞机机身的长度大于翼展的长度，机身比较细长，机身长细比一般大于 8，机身头部较尖，驾驶舱与机身融合成一体，成流线形。,2.4.5 超声速飞行的声爆与热障,1、超声速飞行中的声爆 飞机在超音速飞行时，在飞机上形成激波，传到地面上形成如同雷鸣般的爆炸声，这种现象就是声爆。,声爆过大可能会对地面的居民和建筑物造成损害。 “声爆”强度同飞机的飞行高度 (强度随着离开飞机的距离增加而减小 )、飞行速度、飞机重量、飞行姿态以及大气状态等都有关系。 为防止噪声扰民和“声爆”现象，一般规定在城市上空 10 km 的高度之下不得作超声速飞行。对于将来的超声速旅客机，除了要解决经济性较差的问题外，超声速“声爆”的噪声扰民问题和对环境的破坏也是影响超声速运输机的主要问题之一。,2、超声速飞行中的热障 热障实际上是空气动力加热造成的结果。以铝合金作为主要结构材料的飞机不能承受高温环境下的长期工作，会造成结构破坏，这称为热障问题。飞机在超音速飞行时，如果飞行速度提高到3马赫，飞机头部的温度可达到370。米格-25战斗机为解决热障问题使用了大量的不锈钢。,目前解决热障的方法主要有：用耐高温的新材料如钛合金、不锈钢或复合材料来制造飞机重要的受力构件和蒙皮；用隔热层来保护机内设备和人员；采用水或其他冷却液来冷却结构的内表面等。,由于航天器飞行速度远远高于航空器，热障问题在航天飞行上更为严重。因此在航天器上常常采用烧蚀法来进行防热。烧蚀法就是选择一些发生相变时吸热大的材料作为烧蚀材料，把它覆盖在飞行器表面来防止飞行器被烧毁的一种方法。,烧蚀法中的烧蚀防护层用一次就烧掉了，对于不重复使用的飞船、卫星等可以采用对于重复使用的高超声速飞机以及航天飞机等， 需要严格控制飞机外形，此时烧蚀法就不再适用了。,机身头部和机翼前缘，温度最高，可采用增强碳碳复合材料 (RCC) ；机身、机翼下表面前部和垂直尾翼前缘，温度较高，可采用高温重复使用的防热隔热陶瓷瓦 (HRSI)；机身、机翼上表面和垂直尾翼，气动加热不是特别严重，可采用低温重复使用的防热隔热陶瓷瓦 (LRSI)；机身中后部两侧和有效载荷舱门处，温度相对较低 ，可采用柔性的、重复使用的表面隔热材料 (FRSI)。,2.5 飞机飞行性能及稳定性和操纵性,2.5.1 飞机的飞行性能,飞机的飞行性能是衡量一架飞机性能好坏的重要指标。飞机的飞行性能一般包括飞行速度、航程、升限、起飞着陆性能和机动性能等。,1. 飞行速度（1）最小平飞速度最小平飞速度是指在一定高度上飞机能维持水平直线飞行的最小速度。（2）最大平飞速度最大平飞速度是指飞机水平直线平衡飞行时，在一定的飞行距离内，发动机推力最大状态下，飞机所能达到的最大飞行速度。它是一架飞机能飞多快的指标。F-22的极速：2.25 马赫（1,500 哩时，2,414 公里时）,（3）巡航速度巡航速度是指发动机每公里消耗燃油量最小情况下的飞行速度。巡航速度显然要大于最小平飞速度，小于最大平飞速度。飞机以巡航速度飞行最经济。（客机通常以巡航速度飞行）。F-22的巡航速度：1.82 马赫（1,220 哩时，1,963 公里时）,2. 航程航程是指在载油量一定的情况下，飞机以巡航速度所能飞越的最远距离。它是一架飞机能飞多远的指标。F-22的航程：1,600 哩（1,840 海浬，2,960 公里）， 加挂2个外部燃料箱3. 静升限升限是一架飞机能飞多高的指标。飞机的静升限是指飞机能做水平直线飞行的最大高度。F-22的最大升限：18,000 米,4. 起飞着陆性能（1）飞机的起飞性能飞机的起飞过程是一种加速飞行的过程，它包括地面加速滑跑阶段和加速上升到安全高度两个阶段。F-22的起飞滑跑距离：610米,（2）飞机的着陆性能飞机的着陆过程是一种减速飞行的过程，它包括下滑、拉平、平飞减速、飘落触地和着陆滑跑五个阶段。 F-22的着陆滑跑距离：914米,2.5.2 飞机的机动性,飞机的机动性是指飞机在一定时间间隔内改变飞行状态的能力。对飞机机动性的要求，取决于飞机要完成的飞行任务。对于战斗机而言，要求空中格斗，对机动性要求就很高。对于运输机，一般不要求在空中作剧烈动作，机动性要求就低。,在飞机设计中，一般常用过载来评定飞机的机动性。飞机的过载（或过载系数）是指飞机所受除重力之外的外力总和与飞机重量之比。一般只考虑垂直方向上的过载。飞机机动性设计要求越高，过载就要求越大。,介绍几种典型的机动动作,战术机动一(转弯) 一种转弯是左右平拉杆，让机身和水平成一定的角度，这样一来飞机就以大半径转向，若开始是水平飞行情况下左右平拉杆。另一种转弯是左右平拉杆，机身和水平成90度角(或者大角度)，然后向后拉杆，这时候机头会向水平面的一侧快速转过去，整体以小半径完成转向。也就是大AOT转向，或者说是急转弯,战术机动二(跃升)爬升就是让飞机升到更高的高度。 0-90内算是爬升，超过90度叫筋斗(回环)。机动战术意义：能攻击到比本机高度要高的敌机；能够起到适当的制动作用；抢占高度，争取有利态势。战术机动三(俯冲)和爬升相反，俯冲是飞机从高度大的地方落到高度低的地方。俯冲下来的角度最好不要超过35-40度，否则很难把机身拉平。机动战术意义：攻击地面目标；获得高速，脱离危险。,战术机动四(横滚)具体动作是以机头和机尾俩点一线为轴做螺旋动作。实际上来说这个这个动作的意义不太大，它的作用是打破平稳状态的气动布局和整体气动性，人为的产生阻力，起到制动的效果。机动战术意义：能够起到适当的制动作用,战术机动五(筒滚)这是个全新的非常有用的机动动作，做这个动作的时候飞机会像贴在一个筒壁外面上向前螺旋前进。完成动作后，飞机的飞行状态基本不改变，但是速度有所降低。机动战术意义：非常有用的咬敌制动的战术动作；有一定躲避敌人机炮的能力。,战术机动六(筋斗)这是个很实用的机动动作。飞机在保证水平飞行、速度均匀的情况下，打开加力，开杆拉起，让飞机上爬直至机头倒转180度，这个时候飞机是在反着飞，然后再调整水平，恢复正常水平飞行。机动战术意义：飞机能够完成180度的大调头，对咬着你的敌机就可以形成威胁。,战术机动七(伊玛曼回环)飞机开加力，拉起直至垂直，然后完成一个180度的横滚，蹬舵完成副翼滚，然后反转调整至水平改出。机动战术意义：抢占高度，并转变方向；避免了单一爬升高度依然被咬的情况,战术机动八(破S) 正规的名称是SPLIT S，就是有名的破S机动。整套动作和说的筋斗很相像，不同的是一个向上一个向下，而且因为是向下，所以动作比较多样，可以在转向的时候突然180度横滚后向下拉杆完成向下的回环，也可以水平飞的情况下完成。这个机动能够迅速躲避后方咬着开机炮的敌机，但是对导弹没有多大用处。,眼镜蛇机动主要用于摆脱高速度下和咬着自己尾部相对比较近的敌机的，也就是类似一个刹车制动的作用，然后敌机就收不住速度会冲到你前面去。飞越敌机就意味着自己的死亡!所以眼镜蛇机动还是很有威胁性的。,2.5.3 飞机的稳定性,飞机的稳定性，是指飞行过程中，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。,1. 飞机三种运动形式 飞机在空中飞行时，可以产生俯仰运动、偏航运动和滚转运动。飞机飞行时稳定性相应的可分为纵向稳定性、方向稳定性和横向稳定性。,2. 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，称为飞机稳定性。,飞机的纵向稳定性主要取决于飞机重心位置，只有当飞机的重心位于焦点前面时，飞机才是纵向稳定的；如果飞机重心位于焦点后，飞机则是纵向不稳定的。,重心前移可以增加飞机的纵向稳定性，但并不是静稳定性越大越好。若静稳定性过大，升降舵的操纵力矩就难以使飞机抬头。重心前移使稳定性过大，会导致飞机的操纵性变差。重心位置后移时，将削弱飞机的纵向稳定性，因此在配置飞机载重时，应注意妥善安排各项载重位置，不使飞机重心后移过多。,3. 飞机的方向稳定性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，飞机如能趋向于恢复原来的平衡位置，就是具有方向稳定性。,飞机主要靠垂直尾翼的作用来保证方向稳定性。方向稳定力矩是在侧滑中产生的。飞机在飞行过程中，受到微小扰动，机头右偏，出现左侧滑，空气从飞机左前方吹来作用在垂直尾翼上，产生向右的附加测力，此力对飞机重心形成一个方向稳定力矩，力图使机头左偏，消除侧滑。,随着飞行马赫数的增大，特别是在超过声速之后，立尾的侧力系数迅速减小，产生侧力的能力急速下降，使得飞机的方向静稳定性降低。在设计超音速战斗机时，为了保证在平飞最大马赫数下仍具有足够的方向静稳定性，往往需要把立尾的面积做得很大，有时候需要选用腹鳍以及采用双立尾来增大方向稳定性。,4. 飞机的横侧向稳定性飞机受扰动以致横侧状态遭到破坏，而在扰动消失后，如飞机自身产生一个恢复力矩，使飞机趋向于恢复原来的平衡状态，就具有横侧向稳定性。 飞行过程中，使飞机自动恢复原来横侧向平衡状态的滚转力矩，主要由机翼上反角、机翼后掠角和垂直尾翼产生。,飞机受到干扰后，沿着R方向产生侧滑。此时，由于上反角的作用，右翼迎角增大，升力增大；左翼则相反。左右机翼升力之差形成的滚转力矩，力图减小或消除倾斜，进而消除侧滑。,飞机受到干扰后，沿着R方向产生侧滑。由于后掠角的作用，飞机右翼的有效速度大于左翼的有效速度，因此，在右边机翼产生的升力大于左边。两边机翼升力之差，形成了滚转力矩。,垂直尾翼也能产生横侧向稳定力矩，这是由于出现倾侧以后，垂尾上产生附加侧力的作用点高于飞机重心一段距离，此力对飞机重心形成横侧向稳定力矩，力图消除倾侧和侧滑。采用后掠角比较大的机翼的飞机，会由于后掠角的横侧向稳定作用过大而导致飞机左右往复摆动，形成飘摆现象，为克服此现象，可采用下反角的外形来消弱。采用直机翼的飞机，为了保证横侧向稳定性要求，或多或少都有几度大小的上反角。,2.5.4 飞机的操纵性,飞机的操纵性是指驾驶员通过操纵设备（如驾驶杆、脚蹬和启动舵面等）来改变飞机飞行状态的能力。飞机在空中的操纵是通过操纵气动舵面升降舵、方向舵、副翼来进行的。通过这三个操纵面，就会对飞机产生操纵力矩，使其绕横轴、立轴和纵轴转动，以改变飞行姿态。,