文档介绍：复****fùxí) 坐标系
机体坐标系：跟机体固连。
速度坐标系：纵轴为速度方向，横轴也随之变化(biànhuà)，立轴不变
稳定坐标系：与速度坐标系相似，只是纵轴为稳定状态速度
航迹坐标系：与速度坐标系的不同是：立轴不一定在对称平面内计算公式为：
第15页/共37页
第十五页，共38页。
（2）马赫数M
马赫数M定义为：气流速度（V）和当地音速（a）之比， M=V/A。
马赫数M的大小表示空气受压缩的程度(chéngdù)。
临界马赫数 ：当翼面上最大速度处的流速等于当地音速时，远前方的迎面气流速度与远前方空气的音速之比。
第16页/共37页
第十六页，共38页。
（3）机翼(jī yì)术语
机翼展长b，机翼面积 ，
翼弦长c，翼根弦长 ，翼尖弦长 ，
相对厚度(hòudù)： 相对弯度：
展弦比 ，
动压头
平均空气动力弦
第17页/共37页
第十七页，共38页。
（3）机翼(jī yì)术语
第18页/共37页
第十八页，共38页。
纵向(zònɡ xiànɡ)气动力
（1）升力L ：飞机总的空气动力 沿气流(qìliú)坐标系 轴的分量，向上为正。
机翼、平尾、机身（少量）均产生升力
L ：总升力 ：机翼升力
：机身升力 ：平尾升力
第19页/共37页
第十九页，共38页。
纵向(zònɡ xiànɡ)气动力
当气流以某一迎角 流过翼形时，由于翼形上表面凸起的影响，使得流管变细，即截面积S减小。根据连续方程VS=m（常数）可知，翼形上表面的流速必然增加，而下表面流速则减慢(jiǎn màn)，如P19图1-14所示。根据伯努利方程
（常数),
流速大的地方，压强将减小，反之则增大。因此，翼型的上下表面将产生压力差。因此，垂直于飞行速度矢量的压力差的总和，就是升力。
实践证明：机翼升力与机翼面积、动压成正比。
第20页/共37页
第二十页，共38页。
（1）升力(shēnɡ lì)L
：升力系数， 动压头， 机翼面积；
其中： 为举力系数（机翼升力系数），是迎角 的函数(hánshù)。
越大， 也越大。
为机身的升力系数 ， 为机身横截面积；
为平尾升力系数， 为平尾面积。
第21页/共37页
第二十一页，共38页。
因为机翼有正弯度。
时的迎角称为零升迎角 一般为负值。
临界迎角 为使 时的迎角；
时，机翼上表面气流(qìliú)严重分离并形成大漩涡，故升力不再增加。
时，呈线性关系（正比）。且
图1-14 升力(shēnɡ lì)系数 与 的关系
第22页/共37页
第二十二页，共38页。
（2）阻力(zǔlì)D
阻力D是飞机总的空气动力 沿气流坐标系 轴的分量，向后为正。
阻力
其中(qízhōng)： 为阻力系数：
零升阻力系数； 升致阻力系数
在小迎角情况下，升致阻力系数与升力系数的平方成正比，阻力系数可写为：
第23页/共37页
第二十三页，共38页。
（2）阻力(zǔlì)D
零升阻力包括摩擦阻力、压差阻力和零升波阻。
1）摩擦阻力：附面层内沿物面法向有较大的速度梯度，因此气流对物体表面存在粘性切向力。
2）压差阻力：由于附面层存在，使静压不能完全恢复，形成机翼前部与后部的压差。即：翼型前缘附近的高压区与后缘附近的漩涡区所形成的一个向后作用的压力(yālì)差。压差阻力和附面层与翼面的分离点的位置有关。分离点越靠前（迎角越大），漩涡区越大，压差阻力越大。
3）零升波阻：飞机超声速飞行时，气流经激波突跃后，压力(yālì)升高，对飞机产生阻力，故称零升波阻。
第24