超聲速飛機空氣動力學(xué)和飛行力學(xué)

前言

國務(wù)院在2007年2月底批準了大型飛機研制重大科技專項正式立項，得到全國上下各方面的關(guān)注。“大型飛機”工程項目作為創(chuàng)新型國家的標志工程重新燃起我們國家和人民共同承載著“航空報國夢”的巨大熱情。對于所有從事航空事業(yè)的工作者，這是歷史賦予的使命和挑戰(zhàn)。1903年12月17日，美國菜特兄弟制作的世界第一架有動力、可操縱、重于空氣的載人飛行器試飛成功，標志著人類飛行的夢想變成了現(xiàn)實。飛機作為20世紀最重大的科技成果之一，是人類科技創(chuàng)新能力與工業(yè)化生產(chǎn)形式相結(jié)合的產(chǎn)物，也是現(xiàn)代科學(xué)技術(shù)的集大成者。軍事和民生對飛機的需求促進了飛機迅速而不間斷的發(fā)展，應(yīng)用和體現(xiàn)了當(dāng)代科學(xué)技術(shù)的最新成果；而航空領(lǐng)域的持續(xù)探索和不斷創(chuàng)新，為諸多學(xué)科的發(fā)展和相關(guān)技術(shù)的突破提供了強勁動力。航空工業(yè)已經(jīng)成為知識密集、技術(shù)密集、高附加值、低消耗的產(chǎn)業(yè)。從大型飛機工程項目開始論證到確定為《國家中長期科學(xué)和技術(shù)發(fā)展規(guī)劃綱要》的十六個重大專項之一，直至立項通過，不僅使全國上下重視起我國自主航空事業(yè)，而且使我們的人民、政府理解了我國航空事業(yè)半個世紀發(fā)展的艱辛和成績。大型飛機重大專項正式立項和啟動使我們的民用航空進入新紀元。經(jīng)過50多年的風(fēng)雨歷程，當(dāng)今中國的航空工業(yè)已經(jīng)步入了科學(xué)、理性的發(fā)展軌道。大型客機項目其產(chǎn)業(yè)鏈長、輻射面寬、對國家綜合實力帶動性強，在國民經(jīng)濟發(fā)展和科學(xué)技術(shù)進步中發(fā)揮著重要作用，我國的航空工業(yè)迎來了新的發(fā)展機遇。

內(nèi)容概要

　　《超聲速飛機空氣動力學(xué)和飛行力學(xué)》由俄羅斯科學(xué)院院士和俄中央空氣流體動力研究院主任專家們撰寫，是一本關(guān)于超聲速飛機的經(jīng)典著作?！冻曀亠w機空氣動力學(xué)和飛行力學(xué)》介紹了超聲速飛機各種平面形狀機翼和復(fù)雜形狀機翼以及操縱面、進氣道、尾噴口和機身的空氣動力學(xué)問題。研究了超聲速飛機的穩(wěn)定性及操縱性、操縱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)及其特性。探討超聲速飛機空氣動力學(xué)和飛行力學(xué)及其與飛控系統(tǒng)的有機聯(lián)系，闡明了飛機性能的算法及飛機主要參數(shù)的選擇?！　　冻曀亠w機空氣動力學(xué)和飛行力學(xué)》可供航空專業(yè)的科研人員、研究生和大學(xué)生使用。

作者簡介

作者：(俄國)F·C·比施根斯 顧誦芬 譯者：郭楨

書籍目錄

緒論第1章 確定空氣動力特性的基本方法1.1 計算方法概述1.2 用模型風(fēng)洞試驗確定飛機空氣動力特性1.3 風(fēng)洞試驗條件對升力特性和誘導(dǎo)阻力的影響1.4 模型空氣動力阻力換算成真實條件第2章 直機翼、后掠機翼和三角機翼超聲速飛機空氣動力學(xué)2.1 小迎角時直機翼、后掠機翼和三角機翼的繞流2.2 迎角對直機翼、后掠機翼和三角機翼繞流的影響2.3 機翼參數(shù)對機翼-機身組合體氣動特性的影響2.4 超聲速飛機在大迎角時的空氣動力學(xué)2.5 地面效應(yīng)對超聲速飛機氣動特性的影響第3章 變幾何形狀機翼超聲速飛機的空氣動力學(xué)3.1 變幾何形狀機翼飛機空氣動力特性的特點3.2 變幾何形狀機翼翼形的選擇3.3 變幾何形狀機翼飛機在大迎角下的空氣動力學(xué)3.4 變幾何形狀機翼的起飛-著陸增升裝置3.5 變幾何形狀機翼飛機的空氣動力布局第4章 復(fù)雜平面形狀機翼超聲速飛機空氣動力學(xué)旋渦控制4.1 復(fù)雜平面形狀機翼空氣動力學(xué)及其對超聲速客機(CЛC)的應(yīng)用4.2 大迎角時提高薄機翼升力特性和升阻比的原則4.3 在機翼根部有前邊條的飛機空氣動力學(xué)(渦流控制)4.4 有機翼增升裝置的飛機氣動特性4.5 有自適應(yīng)機翼的飛機氣動特性4.6 超聲速飛機在大迎角時的靜穩(wěn)定性4.7 復(fù)雜平面形狀機翼超聲速飛機空氣動力學(xué)的一些結(jié)論第5章 超聲速飛機進氣道和尾噴管的空氣動力學(xué)5.1 進氣道的特性5.2 超聲速進氣道的型別5.3 進氣道的調(diào)節(jié)5.4 進氣道的外部阻力5.5 進氣道的設(shè)計5.6 進氣道和飛機機體的綜合5.7 超聲速飛機動力裝置的尾噴管5.8 超聲速飛機軸對稱噴管的有效推力5.9 帶推力矢量控制和反推力裝置的二元超聲速噴管的氣動特性第6章 超聲速飛機機身空氣動力學(xué)6.1 前言6.2 旋成體繞流的特點6.3 機身阻力6.4 在大迎角無側(cè)滑的情況下機身不對稱和非定常繞流第7章 操縱面的空氣動力學(xué)7.1 翼型上舵面的空氣動力特性7.2 縱向操縱面7.3 橫向操縱面7.4 方向操縱面和穩(wěn)定面第8章 非定常運動中超聲速飛機空氣動力學(xué)8.1 確定空氣動力導(dǎo)數(shù)的計算和實驗方法8.2 小迎角下的阻尼特性8.3 大迎角空氣動力學(xué)8.4 非定?？諝鈩恿μ匦缘拿枋龇椒?.5 在偏離和尾旋的動力學(xué)研究中空氣動力特性的表示8.6 動態(tài)和靜態(tài)遲滯的模擬第9章 超聲速飛機的操縱系統(tǒng)9.1 超聲速飛機的操縱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)與操縱裝置9.2 操縱系統(tǒng)的控制部分9.3 操縱系統(tǒng)的執(zhí)行部分9.4 操縱系統(tǒng)的可靠性第10章 飛行動力學(xué)分析的基本方法10.1 剛性飛機動力學(xué)的數(shù)學(xué)模型(運動方程式)10.2 考慮飛機結(jié)構(gòu)彈性的飛機運動方程式10.3 飛機穩(wěn)定性和操縱性的分析方法10.4 關(guān)于穩(wěn)定性和操縱性的要求第11章 在飛行模擬器上模擬飛機的動態(tài)特性11.1 起飛-著陸特性研究11.2 短周期運動特性的模擬器演示11.3 故障情況下的駕駛模擬演示方法11.4 以微機為基礎(chǔ)進行半物理模擬的培訓(xùn)設(shè)備、練習(xí)設(shè)備和研究設(shè)備第12章 超聲速飛機的縱向穩(wěn)定性和操縱性12.1 概述12.2 改善縱向阻尼的控制增穩(wěn)系統(tǒng)12.3 靜不穩(wěn)定飛機的控制增穩(wěn)系統(tǒng)——一般原理12.4 無靜差陀螺控制增穩(wěn)系統(tǒng)12.5 無靜差過載控制增穩(wěn)系統(tǒng)12.6 縱向運動有靜差控制增穩(wěn)系統(tǒng)第13章 控制系統(tǒng)的實際動態(tài)特性對飛機穩(wěn)定性和操縱性的影響13.1 操縱系統(tǒng)各元件的動態(tài)特性13.2 考慮控制系統(tǒng)元件特性帶控制增穩(wěn)系統(tǒng)的飛機動態(tài)13.3 控制增穩(wěn)系統(tǒng)中的極限狀態(tài)限制器13.4 控制增穩(wěn)系統(tǒng)執(zhí)行部分的非線性對飛機穩(wěn)定性的影響第14章 超聲速飛機橫側(cè)穩(wěn)定性和操縱性14.1 橫側(cè)操縱穩(wěn)定運動中的氣動特點14.2 飛機橫側(cè)運動穩(wěn)定性的近似分析14.3 飛機橫航向操縱性14.4 帶控制增穩(wěn)系統(tǒng)的超聲速飛機橫側(cè)的穩(wěn)定性和操縱性第15章 空間運動動力學(xué)15.1 概述15.2 非線性動力學(xué)研究的定性方法15.3 急滾時的動力學(xué)特點15.4 偏離動力學(xué)15.5 尾旋動力學(xué)第16章 超聲速飛機的飛行技術(shù)性能16.1 概述16.2 計算飛機飛行性能所必需的氣動力特性16.3 穩(wěn)定水平飛行16.4 飛機的起飛及著陸距離第17章 超聲速飛機的機動特性17.1 概述17.2 一般的和專用的機動性指標17.3 超聲速飛行時機動特性的特點17.4 超臨界迎角機動的應(yīng)用第18章 超聲速飛機的參數(shù)選擇18.1 概述18.2 超聲速飛機氣動力布局的選擇18.3 超聲速飛機的參數(shù)選擇18.4 氣動力布局形式的簡要分析補充參考文獻

章節(jié)摘錄

插圖：超聲速航空的發(fā)展首先基于解決了基本空氣動力學(xué)問題和渦噴發(fā)動機成功的發(fā)展。這種發(fā)動機眾所周知，20世紀40年代好幾個國家都在研制：俄羅斯（A·M·留申卡，B·B·烏瓦洛夫）；英國（P·惠特爾，A·格里費茨）及德國（H·奧亨，M·米勒）。在美國，由知名的迪蘭教授領(lǐng)導(dǎo)的國家航空咨詢委員會（NACA）中的專門委員會很長時間在注意噴氣發(fā)動機的研制問題，他們研究了各國在這方面的資料。然而，阿諾德將軍卻不靠這些，此時，他從英國得到了這種發(fā)動機的圖紙和有關(guān)資料，并下達任務(wù)給通用電氣公司在美國制造噴氣發(fā)動機，而貝爾公司制造噴氣飛機。德國和英國在二次大戰(zhàn)期間研制了一系列的噴氣發(fā)動機，并制造了第一代噴氣飛機。戰(zhàn)后3～5年發(fā)展了噴氣發(fā)動機并研制了近聲速飛機。在1950年后，實現(xiàn)了在燃氣渦輪后再噴燃料（加力燃燒室），才有可能增加額外的推力，因而飛行速度可以超過聲速。克服聲障除了靠推力，還有飛機空氣動力學(xué)問題——能否實現(xiàn)減少波阻和保證穩(wěn)定性和操縱性。成功地解決上述問題——研制發(fā)動機、合理的空氣動力學(xué)特性和保證穩(wěn)定性和操縱性——實現(xiàn)了由增大速度、殲擊機提高機動性和重型噴氣飛機加大航程。第一代批生產(chǎn)的超聲速飛機出現(xiàn)在1953～1954年”。這是米格一19（蘇聯(lián)）及F一100（美國），達到的飛行速度相當(dāng)于M一1.2～1.35。到60年代，蘇聯(lián)、美國、法國和英國的殲擊機都達到M≈2或更高的速度（圖0.1）。由于氣體動力學(xué)和熱力學(xué)特性的不斷完善，極大地改善了渦輪噴氣發(fā)動機的輸出參數(shù)。

編輯推薦

《超聲速飛機空氣動力學(xué)和飛行力學(xué)》為國家出版基金項目，大飛機出版工程。

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