飛行器性能與氣動力操縱

前言

本書的目的之一是向航空工程專業(yè)的初學(xué)者介紹一些評測飛行器性能的典型方法及這些方法的理論基礎(chǔ)。目的之二是解釋從飛行器幾何外形所導(dǎo)出的參數(shù)如何用于估計飛行器的垂直和水平操縱面的大小、形狀及安裝位置，以及驅(qū)動這些操縱面所需的氣動力。這些方法及與此相關(guān)的種種方式，被各界人士使用了50多年。本書的獨(dú)特之處在于包含了經(jīng)過長期檢驗的計算機(jī)程序，這些程序經(jīng)過運(yùn)行分析，可以減少學(xué)生出錯，從而提高數(shù)據(jù)結(jié)果的準(zhǔn)確性。這些計算機(jī)程序不只是簡單的計算工具，也是教學(xué)工具。因此，鑒于本書的目的是讓使用者懂得他們在干什么，該程序的一些特征，比如用于訓(xùn)練工程師的內(nèi)容就不在此贅述了?；谕瑯拥慕虒W(xué)目的，本書還將介紹一些商業(yè)軟件程序所不具備的內(nèi)容。飛行器性能的傳統(tǒng)課程設(shè)置中通常包括講解有關(guān)飛行器穩(wěn)定性的內(nèi)容，尤其是機(jī)體動力學(xué)的內(nèi)容。而作者在本書中幾乎沒有介紹這方面的內(nèi)容，這主要出于兩點(diǎn)考慮：第一，這一領(lǐng)域在最近幾年經(jīng)歷了知識爆炸，一個學(xué)期的時間無法介紹足夠的信息量；第二，也是比較重要的一點(diǎn)是，在飛行器穩(wěn)定性的設(shè)計和分析上要求有很強(qiáng)的數(shù)學(xué)能力，而只有工程專業(yè)高年級的學(xué)生才具備這些知識。如果只考慮飛行器靜穩(wěn)定性和操縱性，就無須顧及飛行器動力學(xué)及其影響因素。盡管如此，本書依然涵蓋了全面、初步的布局方案設(shè)計。只有當(dāng)一個方案滿足設(shè)計要求之后，我們才需要進(jìn)一步考慮其動力學(xué)特性。通常來講，飛行器性能課程是航空工程專業(yè)學(xué)生在本學(xué)科領(lǐng)域接觸到的第一門主干課程。學(xué)生所面臨的壓力主要是掌握大量基礎(chǔ)專業(yè)術(shù)語和理解本學(xué)科領(lǐng)域內(nèi)的專業(yè)人員所從事的工作內(nèi)容。因此本書第一章配以插圖，講解飛行器的各種零件，演示60年來飛行器設(shè)計者們在解決各種問題過程中探索出來的方案。附加的符號和概念在后面的章節(jié)中將陸續(xù)被定義，這是對以往教材的改進(jìn)。以前的航天器和導(dǎo)彈設(shè)計是以航空學(xué)為背景的，很多航空術(shù)語自第一架飛行器設(shè)計成功后就沿用至今。

內(nèi)容概要

本書為普通高等院校航空航天雙語教學(xué)用書。編寫本書目的是讓學(xué)生了解飛行器各組成部分的一般特性和在亞聲速狀態(tài)下各個部分是如何結(jié)合起來對飛行器的總體性能產(chǎn)生影響的。本書描述了確定飛行中氣動操縱面操縱所需的力的方法，以及這些力是如何與飛行器的靜穩(wěn)定性聯(lián)系起來的。

書籍目錄

第1章  基本術(shù)語  1.1  引言  1.2  飛行器的分類  1.3  飛行器的規(guī)格  1.4  軟件的應(yīng)用  1.5  總結(jié)  練習(xí)題第2章  大氣  2.1  工作環(huán)境的數(shù)學(xué)描述  2.2  飛行包線  2.3  不良天氣對飛行的影響  練習(xí)題第3章  動力裝置的特性  3.1  引言  3.2  活塞發(fā)動機(jī)和螺旋槳  3.3  噴氣式發(fā)動機(jī)  3.4  實用的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)  3.5  總結(jié)  練習(xí)題第4章  飛行器的升阻特性  4.1  引言  4.2  升力  4.3  翼型阻力  4.4  升力引起的阻力  4.5  最大升力和失速  4.6  典型翼型的特性  4.7  俯仰力矩  4.8  隨著馬赫數(shù)的增加翼型氣動特性的變化  4.9  先進(jìn)翼型  4.10  表面粗糙度對翼型氣動特性的影響  4.11小結(jié)  練習(xí)題第5章  運(yùn)動方程  5.1  引言  5.2  方程的推導(dǎo)  5.3  穩(wěn)定性方程  5.4  動態(tài)的性能方程  5.5  靜態(tài)的性能方程  5.6  方程之間區(qū)別的總結(jié)  5.7  地球上固定位置的運(yùn)動方程  5.8  小結(jié)  練習(xí)題第6章  氣動特性的確定  6.1  理論預(yù)測  6.2  從風(fēng)洞試驗得到的值  6.3  從飛行試驗得到的值  6.4  飛行試驗測量設(shè)備  6.5  什么是定位誤差  6.6  一些假設(shè)  6.7  定位誤差的指示量修正  6.8  近距離飛過塔臺的方法  6.9  一些告誡  6.10  為什么對定位誤差這么感興趣?  6.11  壓力場效應(yīng)的例子  練習(xí)題第7章  飛行器飛行性能  7.1  水平飛行速度的最大、最小值  7.2  最佳爬升速度Vv  7.3  急劇上升的速度圪  7.4  實用升限和絕對升限  7.5  最大速度的范圍  7.6  最大續(xù)航時間對應(yīng)的速度  7.7  最經(jīng)濟(jì)爬升速度  7.8  非定常飛行的最大和最小值  7.9  起飛和著陸  7.10  停車飛行  7.11  實際駕駛問題  7.12  盤旋飛行  7.13  關(guān)于性能的其他問題  7.14  計算機(jī)程序的使用  7.15  噴氣式飛機(jī)舉例  7.16  結(jié)論  練習(xí)題第8章  氣動操縱力和靜穩(wěn)定性  8.1  引言  8.2  氣動操縱力的產(chǎn)生  8.3  穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)  8.4  動力影響  8.5  靜穩(wěn)定性的意義  8.6  操縱力和氣動力的平衡  8.7  操縱力和靜穩(wěn)定性的關(guān)系  8.8  使用STABLE97程序  8.9  使用STADER97程序  8.10  討論  8.11  小結(jié)  練習(xí)題第9章  飛行器的氣動操縱  9.1  引言  9.2  水平尾翼大小和位置的確定  9.3  垂直尾翼大小和位置的確定  9.4  確定重心移動的允許范圍  9.5  高升力裝置  9.6  側(cè)向靜穩(wěn)定性和操縱力特性的程序算法  9.7  小結(jié)  練習(xí)題附錄A  壓力、密度和溫度隨高度的變化  A.1  壓力和高度的關(guān)系  A.2  海洋中壓力和深度之間的關(guān)系  A.3  在大氣中  A.4  對流層中溫度隨高度的變化  A.5  平流層中壓力與高度的關(guān)系  A.6  對流層中壓力與高度的關(guān)系  A.7  大氣中密度與高度之間的關(guān)系  A.8  水中密度與溫度之間的關(guān)系附錄B  辛烷值附錄C  TRAJECT程序的使用說明術(shù)語表參考資料索引

章節(jié)摘錄

插圖：Figure 1.1a shows an elevation view of a typical light airplane with its majorcomponents identified. Figure 1.1b is an plan view of a similar airplane. Notethat the straight-line distance from wing tip to wing tip is called the wing spanand is usually given the symbol b. The airplane shown in the drawing has a typeof landing gear used on most airplanes until the late 1930s: fixed main wheelsextending from the wing in streamlined struts with "pants" covering the upper halfof the main wheels and a small, bare tail wheel. In addition to the ailerons, theaft portions of the underside of the wing may house flaps, surfaces that can bedeflected downward and sometimes extended rearward as well to increase winglift. The cabin frequently can be accessed only through a door located on the rightor starboard side of the fuselage.  The aircraft length can be measured from the beginning of the spinner, a fairingaround the propeller hub, to the end of the fuselage beneath the rudder. Sometimes,the spinner is not included in the measurement.  The airplane shown is a low-wing monoplane. All structural bracing for the wingis internal. This wing position reduces the length of wing mounted landing gearand provides less induced drag during the takeoff and landing runs than a high-mounted wing. The disadvantage is that it restricts the pilot's Earth-ward visibility.Aerodynamically, the ideal wing position on the fuselage is in the middle, but thislocation presents significant structural problems in small airplanes because thewing spars must either go through the fuselage or become part of a complex ringstructure. The landing gear must extend a sufficient distance so that the propellerclears the ground by at least a foot when the aircraft axis is parallel to the runway.On high-wing airplanes the landing gear is usually affixed to the fuselage.   A dorsal fin often extends forward from the vertical stabilizer. If there is a finalong the bottom centerline, it is called a ventral fin. In some aircraft the entirehorizontal stabilizer is movable and acts as both the horizontal stabilizer and theelevator. Deflection of the elevator produces a pitching moment about the centeiof gravity. Lateral control is affected by deflection of the ailerons and the rudder.Deflection of the rudder produces a yawing moment, and alternate deflection olthe ailerons produces a rolling moment.

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