升力系數曲線、阻力系數曲線和升阻比曲線、極曲線

1、3.4.5 升力系數曲線、阻力系數曲線和升阻比曲線、極曲線升阻比和升力系數、阻力系數一樣都是無量綱參數，在飛行馬赫小于一定值時，只與機翼的形狀（機翼翼型、機翼平面形狀）和迎角的大小有關。當迎角改變時，氣流在機翼表面的流動情況和機翼表面的壓力分布（見圖3-26）都會隨之變化，結果導致了機翼升力和阻力的變化，壓力中心位置的前后移動。1、 升力系數隨迎角的變化圖3-27 升力系數曲線從圖3-27中升力系數曲線的變化情況可以看到，在迎角小于一定值時（小于最大升力系數對應的迎角，），升力系數與迎角近似成線性關系，隨著迎角的增加而增加，由負值增大到零到正值再到最大值，然后又轉折開始下降。升力系數曲線的斜率

2、表示了升力系數 隨著迎角變化的快慢。升力系數為零時，機翼的升力為零，對應的迎角叫做零升力迎角（）（見圖3-27）。對于大多數民用運輸機機翼采用的具有一定彎曲的非對稱翼型，零升力迎角是一個較小的負值（見圖3-28（d）：對于對稱翼型，零升力迎角為零（見圖3-28（e）。迎角小于升力迎角（）時，升力系數為負值，飛機的升力方向指向機翼下表面（見圖3-28（d）：迎角大于零升力迎角時（），升力系數為正值，飛機的升力方向指向機翼上表面（見圖3-28（a）(c)）。 圖3-28 不同迎角下的不同升力2.機翼壓力中心位置隨迎角變化正如前面已講述的：機翼氣動力合力的作用點叫做機翼的壓力中心。隨著迎角的改變，機

3、翼壓心的位置會沿飛機縱向前后移動（對稱翼型除外）。當迎角比較小時，機翼前緣上表面還沒有形成很細的流管，氣流在機翼前緣的加速比較緩慢，并沒有在機翼前緣形成吸力區(qū)，機翼上表面的最低壓力點靠后（見圖3-29（a），這是機翼的升力系數比較小，壓力中心也比較靠后。隨著迎角的逐漸增加，機翼前緣上表面的流管逐漸變細，氣流在機翼前緣上表面加速的速度加快，機翼上表面的最低壓力點向前移，機翼的升力系數增大，壓力中心也向前移（見圖3-29（b）。隨著迎角的繼續(xù)增加，機翼前緣上表面形成了很細的流管，氣流在機翼前緣的上表面很快地被加速，并在機翼前緣形成吸力峰，機翼上表面的最低壓力大你繼續(xù)向前移動，機翼的升力系數繼續(xù)增大

4、，壓力中心也繼續(xù)向前移動（見圖3-29（c）。迎角繼續(xù)增加超過對應的迎角時，附面層的分離點很快前移，渦流區(qū)迅速擴大到整個上翼面，機翼前緣的吸力峰陡落，機翼的升力急劇下降，壓力中心又移到靠后位置(見圖3-29（d）)。圖3-29 翼型在不同迎角下的壓力分布3.阻力系數隨迎角的變化從圖3-30中阻力系數曲線的變化情況可以看到，阻力系數曲線不與阻力系數等于零的橫線相交，說明在任何情況下飛機阻力都不等于零。在迎角等于零附近，阻力系數最小，然后隨著迎角絕對值的增大而增大，變化近似拋物線規(guī)律。將某一翼型的升力系數和阻力系數畫在同一張圖中。從這張圖中我們可以對比地看出升力系數好阻力系數隨著迎角變化的趨勢：隨

5、著迎角的增加，升力系數和阻力系數都增大，在一定迎角范圍內，升力系數呈線性增大，而阻力系數按拋物線規(guī)律增大。阻力系數在小迎角范圍內增加緩慢，隨后增大速度加快，比升力系數增大的速度更快。在升力系數達到最大值之后，升力系數曲線轉折，由上升轉為下降，升力系數開始減小，而阻力系數不但繼續(xù)增大，增大的速度也徒然增加。 升力為零時（=0），對應的阻力系數叫做零升阻力系數，對應的阻力系數叫零升系數，用CD0表示。4升阻比曲線、極曲線對于飛機飛行性能的判斷不能只看能產生多大的升力，還應綜合考慮阻力的大小。已較小的阻力獲得所需要的升力，才能提高飛機的飛行效率。為此引入了升阻比的概念，用K 表示。圖3-30 阻力系

6、數曲線 （3-7）升阻比是升力和阻力之比，也就是升力系數和阻力系數之比。從圖2-31中可以看到升阻比隨著迎角的變化情況。當升力系數等于零時，升阻比也等于零。升阻比隨著迎角的增加而增大，由負值增大到零再增大到最大值，然后，隨著迎角的增加而逐漸減小。由于升力系數和阻力系數隨迎角的變化規(guī)律決定，升阻比的最大值（Kmax）并不是在升力系數等于最大值時達到，而是在迎角等于4°左右范圍內達到。在升阻比達到最大值的狀態(tài)下飛行是最具有利的，因為，這時產生相同的升力，阻力最小，飛行效率最高。所以升阻比也叫氣動效率。圖3-31 某種機翼剖面風洞實驗所得的3種曲線極曲線是升力系數對阻力系數的曲線。對每一個

7、迎角都可以得到一個升力系數和一個阻力系數，以升力系數為縱坐標，以阻力系數為橫坐標，并將迎角值標在曲線的各點上就得出如圖3-32所示的極曲線圖。從原點作極曲線的切線與曲線的交點就是達到最大升阻比的迎角值，切線的斜率就是最大升阻比。曲線的最高點的縱坐標就是最大升力系數，用平行縱坐標的直線與曲線相切，可以得帶最小阻力系數和迎角峰。5.飛機大迎角失速(1)臨界迎角和飛機失速對應最大升力系數（CLmax）的迎角叫做臨界迎角，也叫失速迎角。從圖2-31中的升力系數曲線和阻力系數曲線可以看到，當迎角大于臨界迎角時，升力系數急劇下降，阻力系數急劇增加，這種現象叫做失速。飛機失速主要是由于迎角過大，造成機翼上翼

8、面的附面層大部分分離，形成了大面積的渦流區(qū)（見圖3-29（d），上、下翼面的壓力差合成的氣動力對升力貢獻很小，卻產生了很大的壓差阻路。大面積渦流區(qū)的出現不但使升力和阻力發(fā)生急劇的變化，導致飛機的速度減小，高度降低，機頭下沉：又因為氣流的分離不穩(wěn)定，周期性地形成分離漩渦，使升力忽大忽小，從而引起機翼、尾翼的震動，飛機的穩(wěn)定性和操縱性下降，使飛機難以保持正常的飛行。這對飛機的飛行是很危險的。這種迎角過大造成的飛機失速也叫做大迎角失速，在任何空速和飛行姿態(tài)下，只要迎角超過飛機的臨界迎角都可能發(fā)生失速。飛機的臨界迎角一般為16°左右。通常在飛行中不會達到最大升力系數和臨界迎角的飛行狀態(tài)，因為

9、在到達這個狀態(tài)之前，由于附面層分離區(qū)域的擴大，已經出現了震動、穩(wěn)定性變壞等失速現象。為了保證飛行安全，防止飛機失速，規(guī)定了一個小于最大升力系數的升力系數值和一個小于臨界迎角的迎角值，這兩個值是在飛行中可以達到但不能超過的安全值。（2）飛機的失速速度飛機迎角剛達到臨界迎角時的飛行速度就叫做失速速度。由式（3-5）可以得出。當飛機臨界迎角飛行時，升力系數Cl應該等于最大升力系數Clmax，由此得出： （3-6） -飛機失速速度。 當飛機平飛時，飛機的升力等于飛機的重力。即L=W。所以，飛機平飛時的失速速度為: Vs平= （3-7） 在其他的飛行狀態(tài)下，飛機的升力并不等于飛機的重力，而是等于飛機重力

10、乘以一個系數ny。這個系數叫做載荷系數 ny=L/W （3-8） ny-載荷系數 L-飛機的升力 W-飛機的重力 這樣，在其他的飛行狀態(tài)，飛機的失速速度等于： 平 （3-9） 從失速速度的計算公式，可以得出: 飛機重力增加，飛機的失速速度也會增加。在同樣的飛行狀態(tài)下，飛機重力增加，所需要的升力也必須增加，而飛機的最大升力系數基本不變，只有提高飛行速度，這樣，飛機的失速速度也就增加了。 飛機起飛著陸過程中，使用曾升裝置可以提高最大升力系數，從而降低飛機的失速速度，使飛機可以更低的速度起飛和著陸。 在各種不同的飛行狀態(tài)下，飛機的失速速度等于飛機平飛失速速度乘以ny1/2，載荷系數越大，對應的失速速度也就越大。 （3）失速警告由于飛機失速時出現的一些現象，威脅到飛機的飛行安全，所以，必須防止飛機進入失速，一旦進入要及時改出。為了做到這一點，就必須在飛機接近失速時，給駕駛員一個準確的失速警告。 當飛機接近臨界迎角時，由于機翼上表面的氣流分離會使飛機發(fā)生抖震，也會使駕駛桿和腳蹬產生抖動，有一種操縱失靈的感覺。這就給了駕駛員一個警告：飛機已接近失速。在大迎角狀態(tài)下飛行時，駕駛員若感到這些現象，就應及時向前推桿減小迎角，防止