第二章飛機(jī)的空氣動力課件

第二章飛機(jī)的空氣動力

第二章飛機(jī)的空氣動力

主要研究飛機(jī)在飛行時與空氣的相互作用力，以及飛機(jī)的氣動布局對飛行的影響主要研究飛機(jī)在飛行時與空氣的相互作用力，以及飛機(jī)的氣動布局對機(jī)翼的組成機(jī)翼分為四個部分：翼跟、前緣、后緣、翼尖機(jī)翼的前緣和后緣架裝了很多改善或控制飛機(jī)氣動力性能的裝置，這些裝置包括副翼、襟翼、縫翼和繞流板——控制飛機(jī)氣動性能的裝置。機(jī)翼的組成機(jī)翼分為四個部分：翼跟、前緣、后緣、翼尖第二章飛機(jī)的空氣動力課件尾翼（Empennage）包括垂直尾翼和水平尾翼垂直尾翼：垂直安定面+方向舵水平尾翼：水平安定面+升降舵作用：控制飛機(jī)的平衡水平尾翼垂直尾翼垂直安定面方向舵水平安定面升降舵尾翼尾翼（Empennage）包括垂直尾翼和水平尾翼水平尾翼垂直第二章飛機(jī)的空氣動力§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)§2.氣動力的合力(矩)及氣動力系數(shù)§3.低速機(jī)翼上的壓力分布§4.低速、亞音速的升力特性§5.低速、亞音速的俯仰力矩特性§6.飛機(jī)的阻力特性§7.跨音速氣動特性簡介§8.增升裝置§9.飛機(jī)極曲線第二章飛機(jī)的空氣動力§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)飛機(jī)各部件當(dāng)中，機(jī)翼是產(chǎn)生空氣動力的主要部件2.1翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)飛機(jī)各部件當(dāng)中，機(jī)翼是產(chǎn)生空氣動力的主要部件2.1翼型和翼型機(jī)翼的流向剖面形狀機(jī)翼剖面示意圖翼型機(jī)翼剖面示意圖常見的翼型有：常見的翼型有：第二章飛機(jī)的空氣動力課件翼型的參數(shù)：后緣——翼型上下表面在后部的交點稱后緣（TrailingEdge）。前緣——以后緣為圓心畫圓弧和翼型頭部相切，切點就是前緣（LeadingEdge）。翼弦——前、后緣的連線稱為翼弦，其長度叫弦長，通常用c（或b）表示。中線——翼型各內(nèi)切圓圓心的連線叫中線或中弧線。翼型的參數(shù)：翼型的參數(shù)：最大厚度——翼型最大內(nèi)切圓的直徑相對厚度（厚弦比）——最大厚度和弦長的比值最大厚度位置——翼型最大厚度到前緣的距離最大厚度相對位置翼型的參數(shù)：翼型的參數(shù)：彎度——中線到翼弦的最大垂直距離即最大弧高稱為翼型的彎度，用fmax表示。如中弧線在翼弦之上是向上拱起的，稱之為正彎度。相對彎度——彎度和弦長的比值。最大彎度位置——翼型最大彎度到前緣的距離。用Xf表示最大彎度位置。最大彎度相對位置。翼型的參數(shù)：翼型的參數(shù)：攻角（迎角）——翼弦和無窮遠(yuǎn)來流速度V∞（即飛行速度）的夾角α。圖示的α為正。焦點——翼弦上距前緣1/4弦長的點，通常用F表示焦點翼型的參數(shù)：矩形機(jī)翼梯形機(jī)翼橢圓形機(jī)翼后掠翼前掠翼三角翼機(jī)翼的平面形狀及參數(shù)機(jī)翼的平面形狀及參數(shù)第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件翼展－－機(jī)翼左右翼尖之間的直線距離，用字母L表示機(jī)翼面積－－機(jī)翼在XOZ平面的投影面積，用S表示焦點線－－機(jī)翼各剖面焦點的連線翼型的平面形狀及參數(shù)翼展－－機(jī)翼左右翼尖之間的直線距離，用字母L表示翼型的平面形1947年研制出世界上翼展最大的水上飛機(jī)“云杉鵝”

1947年研制出世界上翼展最大的水上飛機(jī)“云杉鵝”翼型的平面形狀及參數(shù)后略角－－焦點線在XOZ平面的投影與OZ軸的夾角，用∧表示翼型的平面形狀及參數(shù)后略角－－焦點線在XOZ平面的投影與OZ第二章飛機(jī)的空氣動力課件翼型的平面形狀及參數(shù)上反角焦點線與XOZ平面的夾角，用ψ表示。如果翼低于XOZ平面，則稱下反角翼型的平面形狀及參數(shù)第二章飛機(jī)的空氣動力課件翼型的平面形狀及參數(shù)幾何平均弦長－－與所給機(jī)翼的面積、翼展相同的矩形機(jī)翼的弦長是翼長在翼展區(qū)間上的平均值，也叫標(biāo)準(zhǔn)平均弦SMC（StandardMeanChord）矩形翼、梯形翼、三角翼的SMC氣動平均弦長－－半個機(jī)翼的面積中心的弦長MAC(MeanAerodynamicChord)，用CA矩形翼、三角翼、梯形翼的MAC翼型的平面形狀及參數(shù)翼型的平面形狀及參數(shù)展弦比——翼展與幾何平均弦長之比，用λ表示。展弦比越大，則機(jī)翼越細(xì)長。λ=L/C=L2/s根尖比——翼根弦長與翼尖弦長，用η表示：η=Cr/Ct；也有用尖根比做為參數(shù)的。三角翼、矩形翼的根尖比為多少？翼型的平面形狀及參數(shù)第二章飛機(jī)的空氣動力課件氣動力與坐標(biāo)系(1)機(jī)體座標(biāo)系2.2氣動力的合力、力矩及其系數(shù)氣動力與坐標(biāo)系2.2氣動力的合力、力矩及其系數(shù)氣動力與坐標(biāo)系(2)氣流座標(biāo)系2.2氣動力的合力、力矩及其系數(shù)V∞YXZ氣動力與坐標(biāo)系2.2氣動力的合力、力矩及其系數(shù)V∞YXZ氣動力飛機(jī)和空氣有相對運動時，空氣給飛機(jī)的作用力氣動力氣動力飛機(jī)的氣動力合力R、合力矩M飛機(jī)在空氣中飛行的時候，氣流流經(jīng)飛機(jī)表面的各個部件，氣流對飛機(jī)的各部件產(chǎn)生氣動力。把這些氣動力等效平移到重心，然后矢量求和得到合力R和合力矩M

氣動力飛機(jī)的氣動力合力R 升力是指與飛機(jī)速度方向垂直的力不一定在鉛垂面內(nèi)通常用L或Y表示，與氣流坐標(biāo)系的Y軸重合主要有機(jī)翼產(chǎn)生阻力是與飛行速度相反的力用D或X表示，與氣流坐標(biāo)系的X軸重合側(cè)向力與氣流坐標(biāo)系的Z軸重合飛機(jī)的氣動力合力R氣動力合力矩M合力矩可沿機(jī)體坐標(biāo)系分解為：滾轉(zhuǎn)力矩：沿機(jī)體坐標(biāo)系X軸的分量，用MX表示偏航力矩：沿機(jī)體坐標(biāo)系Y軸的分量，用MY表示俯仰力矩：沿機(jī)體坐標(biāo)系Z軸的分量，用MZ表示氣動力第二章飛機(jī)的空氣動力課件氣動力系數(shù)壓力系數(shù)（壓強(qiáng)系數(shù)）常用于確定物體表面的壓力系數(shù)不可壓流中駐點的CP=1可壓流中駐點的CP>1在Vmax點CP最小合力系數(shù)氣動力系數(shù)氣動力系數(shù)升力系數(shù)CL阻力系數(shù)CD側(cè)向力系數(shù)CZ因為R2＝X2+Y2+Z2故CR2＝CL2+

CD2+CZ2氣動力系數(shù)氣動力系數(shù)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)mx偏航力矩系數(shù)my俯仰力矩系數(shù)mz氣動力系數(shù)（風(fēng)洞工作的原理和條件）流動相似條件（準(zhǔn)則）是：幾何形狀相似（飛機(jī)或機(jī)翼部件按一定比例縮小做出來的）馬赫數(shù)相同Re相同流動相似準(zhǔn)則注：前兩個條件容易滿足，做到Re相同很難風(fēng)洞試驗結(jié)果必須修正到實際飛行Re后才能用（風(fēng)洞工作的原理和條件）流動相似準(zhǔn)則注：前兩個條件容易第二章飛機(jī)的空氣動力§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)§2.氣動力的合力(矩)及氣動力系數(shù)§3.低速機(jī)翼上的壓力分布§4.低速、亞音速的升力特性§5.低速、亞音速的俯仰力矩特性§6.飛機(jī)的阻力特性§7.跨音速氣動特性簡介§8.增升裝置§9.飛機(jī)極曲線第二章飛機(jī)的空氣動力§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)2.3不可壓流機(jī)翼上的壓力分布機(jī)翼的氣動特性

機(jī)翼的氣動特性是指機(jī)翼產(chǎn)生的升力、阻力、力矩隨攻角、來流馬赫數(shù)的變化情況及其與機(jī)翼剖面的形狀、平面形狀的關(guān)系 機(jī)翼上的氣動特性與機(jī)翼上的壓力分布密切相關(guān)2.3不可壓流機(jī)翼上的壓力分布機(jī)翼的氣動特性2.3不可壓流機(jī)翼上的壓力分布翼型的壓力分布理想流體繞翼型低速流動的壓力分布理想流體低速流經(jīng)對稱翼型的繞流譜2.3不可壓流機(jī)翼上的壓力分布翼型的壓力分布理想流體低速第二章飛機(jī)的空氣動力課件翼型的壓力分布理想流體繞翼型低速流動的壓力分布前駐點：在機(jī)翼前端，氣流流速減小到0，正壓最大的點后駐點：在機(jī)翼后緣，有上下兩條流線相交，速度必為0前駐點、后駐點其壓強(qiáng)為總壓Pt翼型的壓力分布第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件翼型的壓力分布理想流體繞翼型低速流動的壓力分布向量表示法剩余壓力：翼面各點靜壓P與大氣壓P∞之差（△P=P-P∞）稱為剩余壓力正壓：如果翼面上的某點的P>P∞，則△P為正值，叫正壓吸力：如果翼面上的某點的P<P∞，則△P為負(fù)值，叫吸力（負(fù)壓）。翼型的壓力分布用矢量來表示壓力或吸力，矢量線段長度表示吸力或正壓力的大小。方向與翼面垂直，箭頭由翼面指向外表示吸力；箭頭指向翼面表示正壓。

A點，稱為駐點，是正壓最大的點，位于機(jī)翼前緣附近，該處氣流流速為零。

B點，稱為最低壓力點，在最大速度點，壓強(qiáng)最小，吸力最大，是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點用矢量來表示壓力或吸力，矢量線段長度表示吸力從前駐點到最小壓力點（速度最大點），靜壓減小，速度增大，稱為順壓流動，該段稱為順壓區(qū)從最小壓力點到后駐點，沿流動方向，靜壓增大，速度減小，則稱為逆壓流動，該段稱為逆壓區(qū)理想流體繞翼型低速流動的壓力分布向量表示法從前駐點到最小壓力點（速度最大點），靜壓減理想流體繞翼型低速流動的壓力分布坐標(biāo)表示法壓力系數(shù)CP理想流體繞翼型低速流動的壓力分布壓力系數(shù)CP上下翼面壓力分布與翼型形狀和攻角的大小有關(guān)理想流體繞翼型低速流動的壓力分布

理想流體繞流時，作用在翼型上的氣動力的合力垂直與無窮遠(yuǎn)來流速度，即只產(chǎn)生升力，沒有阻力。

攻角增大使負(fù)壓峰值增大；逆壓梯度增大；升力增大。上下翼面壓力分布與翼型形狀和攻角的大小有關(guān)理實際流體（粘流）中繞翼型的壓力分布翼面不再是流線負(fù)壓峰值下降，相同攻角a時，升力L下降無后駐點出現(xiàn)阻力實際流體（粘流）中繞翼型的壓力分布零升弦零升攻角

氣動扭轉(zhuǎn)幾何扭轉(zhuǎn)

AngleofTwistRootTipAngleofTwistRootTip機(jī)翼的壓力分布沿翼展方向各剖面的壓力系數(shù)分布（p39）常用沿展向各剖面升力系數(shù)表示（p39，圖2－16）三維機(jī)翼各剖面的壓力分布隨攻角的變化與翼型類似對于三維機(jī)翼，即使是理想氣流，在有升力時也會產(chǎn)生阻力（誘導(dǎo)阻力）機(jī)翼的壓力分布三維機(jī)翼各剖面的壓力分布隨攻角的變化與翼型類似小結(jié)翼型上的壓力分布理想流體繞翼型流動的壓力分布向量表示法坐標(biāo)表示法實際流體（粘流）中翼型的壓力分布零升攻角與機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)機(jī)翼沿翼展方向各剖面上的升力系數(shù)分布2.3不可壓流機(jī)翼上的壓力分布小結(jié)2.3不可壓流機(jī)翼上的壓力分布§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)§2.氣動力的合力(矩)及氣動力系數(shù)§3.低速機(jī)翼上的壓力分布§4.低速、亞音速的升力特性§5.低速、亞音速的俯仰力矩特性§6.飛機(jī)的阻力特性§7.跨音速氣動特性簡介§8.增升裝置§9.飛機(jī)極曲線第二章飛機(jī)的空氣動力§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)第二章飛機(jī)的空氣動力2.4低速、亞音速的升力特性升力特性是指研究升力系數(shù)與各種影響因素，如攻角α、M、Re、飛機(jī)構(gòu)形等的關(guān)系。2.4低速、亞音速的升力特性升力特性是指研究升力系數(shù)與各CL與攻角α的關(guān)系翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布CL與攻角α的關(guān)系翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布升力系數(shù)的變化規(guī)律當(dāng)α<α臨界，升力系數(shù)隨迎角增大而增大。當(dāng)α=α臨界，升力系數(shù)為最大當(dāng)α>α臨界，升力系數(shù)隨迎角的增大而減小，進(jìn)入失速區(qū)。CL與攻角α的關(guān)系升力系數(shù)的變化規(guī)律當(dāng)α<α臨界，升力系數(shù)隨迎角增大而增大。C零升迎角CL與攻角α的關(guān)系零升迎角CL與攻角α的關(guān)系最大升力系數(shù)與失速攻角:使升力系數(shù)取得最大值CLmax的攻角，用st表示CL與攻角α的關(guān)系最大升力系數(shù)與失速攻角:CL與攻角α的關(guān)系在迎角不大時，升力系數(shù)與迎角成正比（升力線斜率）其斜率稱為升力線斜率，用表示，近似成常數(shù)CL與α可表示為：CL＝（α-

）CL與攻角α的關(guān)系在迎角不大時，升力系數(shù)與迎角成正比（升力線斜率）CL與攻角αSlope2л

失速CLmaxCL=2лCL與攻角α的關(guān)系大攻角下，升力系數(shù)曲線的彎曲和失速現(xiàn)象與附面層分離有關(guān)Slope2л附面層分離和失速附面層分離和失速順壓梯度與逆壓梯度順壓：A到B，沿流向壓力逐漸減小，如機(jī)翼上表面前段。逆壓：B到C，沿流向壓力逐漸增加，如機(jī)翼上表面后段。ABC附面層分離和失速順壓梯度與逆壓梯度順壓：A到B，沿流向壓力逐漸減小，如機(jī)翼上附面層分離在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流相互作用，形成漩渦脫離物體表面的現(xiàn)象。分離點附面層分離和失速附面層分離在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，分離區(qū)的特點附面層分離后，渦流區(qū)的壓強(qiáng)降低分離區(qū)內(nèi)壓強(qiáng)幾乎相等，并且等于分離點處的壓強(qiáng)。P分離點P1P2P3P4P分離點=P1=P2=P3=P4附面層分離和失速分離區(qū)的特點附面層分離后，渦流區(qū)的壓強(qiáng)降低P分離點P1P2P分離點與最小壓力點的位置ABC最小壓力點分離點附面層分離和失速分離點與最小壓力點的位置ABC最小壓力點分離點附面層分離和失200迎角繞流(c)150迎角繞流附面層分離和失速攻角增大下的氣流分離200迎角繞流(c)150迎角繞流附面層分離和失速附面層分離和失速附面層分離會使：上翼面后部分離區(qū)壓強(qiáng)比理想繞流?。ㄘ?fù)壓增大）沒有出現(xiàn)減速、增壓過程上翼面前部負(fù)壓峰值比理想流體繞流小分離使流線彎曲減小、前緣附近的繞流程度減小，上翼面頭部速度減小對下翼面影響不大攻角增大，前駐點后移，下翼面基本上是順壓區(qū)，不發(fā)生附面層分離附面層分離和失速附面層分離會使：附面層分離和失速出現(xiàn)氣流分離后，攻角再增大，對升力系數(shù)曲線的影響：對下翼面影響不大對上翼面的影響攻角增大不多時，分離區(qū)擴(kuò)大不多，則上翼面總的升力增大，但比理想流體繞流增加的少，故升力系數(shù)曲線開始彎曲攻角逐漸增大，逆壓梯度增加，分離點前移，分離區(qū)逐漸擴(kuò)大，升力增加越來越小，升力系數(shù)曲線越來越彎曲攻角增大到一定程度，升力系數(shù)達(dá)到最大。攻角再增大，分離區(qū)進(jìn)一步擴(kuò)大，升力系數(shù)減小，翼型失速。附面層分離和失速出現(xiàn)氣流分離后，攻角再增大，對升力系數(shù)曲線的三維機(jī)翼的附面層分離矩形機(jī)翼：根部； 梯形機(jī)翼：中部；橢圓形機(jī)翼：同時分離； 后掠翼：尖部附面層分離和失速三維機(jī)翼的附面層分離附面層分離和失速附面層分離和失速機(jī)翼失速

一邊減速，一邊掉高度附面層分離和失速機(jī)翼失速

一邊減速，一邊掉高度附面層分離和失速機(jī)翼失速附面層分離和失速機(jī)翼失速附面層分離和失速抖動攻角和抖動升力系數(shù)使飛機(jī)發(fā)生明顯抖動的攻角稱為抖動攻角，此時的升力系數(shù)稱為抖動升力系數(shù)民航飛機(jī)以抖動攻角和抖動升力系數(shù)作為允許使用的最大攻角和最大升力系數(shù)附面層分離和失速抖動攻角和抖動升力系數(shù)附面層分離和失速后掠翼升力特性附面層分離和失速后掠翼升力特性●后掠翼與后掠角后掠角是機(jī)翼?弦長的連線與飛機(jī)橫軸之間的夾角。附面層分離和失速后掠翼升力特性●后掠翼與后掠角后掠角是機(jī)翼?弦長的連線與飛機(jī)橫軸之●對稱氣流經(jīng)過直機(jī)翼時的M數(shù)變化氣流經(jīng)過直機(jī)翼后,馬赫數(shù)M會增加。亞音速下對稱氣流流經(jīng)后掠翼附面層分離和失速后掠翼升力特性●對稱氣流經(jīng)過直機(jī)翼時的M數(shù)變化氣流經(jīng)過直機(jī)翼后,●亞音速下對稱氣流流經(jīng)后掠翼對稱氣流經(jīng)過后掠翼,可以將氣流速度分解到垂直于機(jī)翼前緣和平行于機(jī)翼前緣。附面層分離和失速后掠翼升力特性●亞音速下對稱氣流流經(jīng)后掠翼對稱氣流經(jīng)過后掠翼,可以在氣流向后的流動過程中，平行于前緣的氣流分速不發(fā)生變化，而垂直于前緣的有效分速則發(fā)生先減速、后加速、再減速的變化，導(dǎo)致總的氣流方向發(fā)生左右偏斜?！窈舐右淼囊砀?yīng)和翼尖效應(yīng)后掠翼的升力大小由垂直于前緣的有效分速所決定。附面層分離和失速后掠翼升力特性在氣流向后的流動過程中，平行于前緣的氣流分速不發(fā)生變翼根效應(yīng)亞音速氣流條件下，上翼面前段流管擴(kuò)張變粗,流速減慢，壓強(qiáng)升高，吸力降低；后段流管收縮變細(xì),流速加快，壓強(qiáng)減小,吸力有所增加。流管最細(xì)的位置后移，最低壓力點向后移動。翼尖效應(yīng)亞音速氣流條件下，上翼面前段流管收縮變細(xì)，流速加快，壓強(qiáng)降低，吸力變大；在后段，流管擴(kuò)張，流速減慢，壓強(qiáng)升高，吸力減小。流管最細(xì)位置前移，最低壓力點向前移動。氣流流過后掠翼時，流線左右偏移的分析●后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)翼根效應(yīng)亞音速氣流條件下，上翼面前段流管擴(kuò)張變粗,流速減后掠翼的翼根和翼尖效應(yīng)對升力的影響翼根效應(yīng)使翼根部位機(jī)翼的吸力峰值減弱，升力降低，翼尖效應(yīng)使翼尖部位的吸力峰增強(qiáng)，升力增加。附面層分離和失速后掠翼升力特性后掠翼的翼根和翼尖效應(yīng)對升力的影響翼根效應(yīng)使翼根部位機(jī)后掠翼在大迎角下的失速特性原因：翼尖部分的剖面升力系數(shù)最大翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)，使機(jī)翼上表面翼根部位壓力大于翼尖部位壓力，壓力差促使氣流展向流動，使附面層在翼尖部位變厚，容易產(chǎn)生氣流分離。展向壓力梯度的作用使附面層內(nèi)的氣流流向翼尖。翼尖先失速附面層分離和失速后掠翼升力特性后掠翼在大迎角下的失速特性原因：翼尖先失速附面層分離和失速后后掠角失速的產(chǎn)生與發(fā)展附面層分離和失速后掠翼升力特性后掠角失速的產(chǎn)生與發(fā)展附面層分離和失速后掠翼升力特性推遲氣流分離采取的措施：翼尖部分向下扭轉(zhuǎn)翼尖部分采用失速攻角大的翼型加裝翼刀（附面層、展向壓力梯度）翼尖小翼渦流發(fā)生器或前緣鋸齒附面層分離和失速后掠翼飛機(jī)改善翼尖先失速的措施主要方法:阻止氣流在機(jī)翼上表面的展向流動后掠翼升力特性推遲氣流分離采取的措施：附面層分離和失速后掠翼飛機(jī)改善翼尖先翼上表面翼刀翼上表面翼刀前緣翼刀前緣翼下翼刀前緣翼刀前緣翼下翼刀前緣鋸齒前緣鋸齒渦流發(fā)生器渦流發(fā)生器渦流發(fā)生器渦流發(fā)生器第二章飛機(jī)的空氣動力課件翼尖小翼翼尖小翼翼尖小翼翼尖小翼升力系數(shù)的影響因素αCL彎度增大翼型的彎度彎度增大：零升攻角絕對值增大，升力系數(shù)曲線向左平移，相同攻角下升力系數(shù)增大。升力系數(shù)的影響因素αCL彎度增大翼型的彎度升力系數(shù)的影響因素展弦比高展弦比低展弦比展弦比越大，斜率越大，相同攻角下升力系數(shù)越大。升力系數(shù)的影響因素展弦比高展弦比低展弦比升力系數(shù)的影響因素厚度對升力系數(shù)沒有影響無后掠的直機(jī)翼，橢圓機(jī)翼的升力系數(shù)曲線斜率最大后掠角對升力系數(shù)曲線的斜率影響較大：后略角越大，斜率越小，最大升力系數(shù)也越小αCL后略角增大升力系數(shù)的影響因素厚度對升力系數(shù)沒有影響αCL后略角增大升力系數(shù)的影響因素機(jī)翼的構(gòu)形對升力系數(shù)的影響升力系數(shù)的影響因素機(jī)翼的構(gòu)形對升力系數(shù)的影響襟翼、縫翼

襟翼、縫翼第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件升力系數(shù)的影響因素機(jī)翼的構(gòu)形對升力系數(shù)的影響是指襟翼、前緣縫翼、起落架的位置對升力系數(shù)的影響αCL放下襟翼襟翼收上αCL縫翼打開縫翼收上升力系數(shù)的影響因素機(jī)翼的構(gòu)形對升力系數(shù)的影響是指襟翼、前緣縫升力系數(shù)的影響因素馬赫數(shù)對升力系數(shù)的影響馬赫數(shù)對斜率的影響：在亞音速范圍內(nèi)，M越大，斜率越大馬赫數(shù)對最大升力系數(shù)的影響：M越大，CLmax越小，失速攻角越小，抖動升力系數(shù)和抖動攻角越小升力系數(shù)的影響因素馬赫數(shù)對升力系數(shù)的影響馬赫數(shù)對斜率的影響：升力系數(shù)的影響因素粘性對升力系數(shù)的影響Re越大，粘性越小，失速攻角越大，最大升力系數(shù)越大αCL雷諾數(shù)增大升力系數(shù)的影響因素粘性對升力系數(shù)的影響Re越大，粘性越小，失2.4低速、亞音速的升力特性小結(jié)CL與攻角α的關(guān)系附面層分離和失速翼型的附面層分離及分離區(qū)特點翼型的附面層分離與失速三維翼型的附面層分離與失速推遲分離采取的措施升力系數(shù)的影響因素機(jī)翼平面形狀、剖面形狀對升力特性的影響飛機(jī)構(gòu)形對對升力特性的影響馬赫數(shù)和粘性對升力特性的影響2.4低速、亞音速的升力特性小結(jié)§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)§2.氣動力的合力(矩)及氣動力系數(shù)§3.低速機(jī)翼上的壓力分布§4.低速、亞音速的升力特性§5.低速、亞音速的俯仰力矩特性§6.飛機(jī)的阻力特性§7.跨音速氣動特性簡介§8.增升裝置§9.飛機(jī)極曲線第二章飛機(jī)的空氣動力§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)第二章飛機(jī)的空氣動力§5.低速、亞音速的俯仰力矩特性焦點是升力增量的作用點，又稱為氣動中心MF等于零升力矩理論分析，在低速、亞音速時，翼型焦點在1/4弦長處實驗結(jié)果表明，焦點坐標(biāo)在23%~27%范圍內(nèi)焦點LMF§5.低速、亞音速的俯仰力矩特性焦點LMF壓力中心：氣動合力的作用點氣動力對壓力中心的力矩為0對稱翼型，壓力中心與焦點重合；正彎度翼型，壓力中心在焦點之后LMFFCP壓力中心壓力中心：氣動合力的作用點LMFFCP壓力中心壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化飛機(jī)的縱向力矩特性平尾的作用飛機(jī)的俯仰力矩特性與升力系數(shù)的關(guān)系平尾的位置飛機(jī)的縱向力矩特性平尾的作用§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)§2.氣動力的合力(矩)及氣動力系數(shù)§3.低速機(jī)翼上的壓力分布§4.低速、亞音速的升力特性§5.低速、亞音速的俯仰力矩特性§6.飛機(jī)的阻力特性§7.跨音速氣動特性簡介§8.增升裝置§9.飛機(jī)極曲線第二章飛機(jī)的空氣動力§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)第二章飛機(jī)的空氣動力阻力：作用在飛機(jī)上的空氣動力的合力在來流速度方向（或飛行速度方向）的分量，與飛行速度方向相反阻力阻礙飛機(jī)的飛行，但沒有阻力飛機(jī)又無法穩(wěn)定飛行阻力：作用在飛機(jī)上的空氣動力的合力在來流速度方向（或飛行速度阻力計算公式飛機(jī)的阻力系數(shù)CD與攻角、M、Re、飛機(jī)構(gòu)型、表面質(zhì)量等相關(guān)。阻力計算公式飛機(jī)的阻力系數(shù)CD與攻角、M、Re、飛機(jī)構(gòu)型、表阻力的分類對于低速飛機(jī)，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag)激波阻力廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性飛行M數(shù)>Mcr阻力的分類對于低速飛機(jī)，根據(jù)阻力的形成原因，可將§6.飛機(jī)的阻力特性翼型的阻力理想流體中翼型的阻力實際流體中翼型的阻力飛機(jī)的阻力摩擦阻力壓差阻力誘導(dǎo)阻力干擾阻力波阻§6.飛機(jī)的阻力特性翼型的阻力翼型的阻力理想流體中翼型的阻力低速、亞音速理想流體繞流時，作用在翼型上的氣動力的合力垂直與無窮遠(yuǎn)來流速度，即只產(chǎn)生升力，沒有阻力當(dāng)M>Mcr時，會產(chǎn)生波阻翼型的阻力理想流體中翼型的阻力低速、亞音速理想流體繞流時，作實際流體中翼型的阻力翼型的阻力無論是否有升力，都有阻力壓差阻力摩擦阻力波阻（M>Mcr）型阻實際流體中翼型的阻力翼型的阻力無論是否有升力，都有阻力型阻摩擦阻力由于緊貼飛機(jī)表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)作用力與反作用力定律，飛機(jī)必然受到空氣的反作用。這個反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。飛機(jī)的阻力摩擦阻力由于緊貼飛機(jī)表面的空氣受到阻礙作用而流速降影響摩擦阻力的因素紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。飛機(jī)的表面積越大，摩擦阻力越大。飛機(jī)表面越粗糙，摩擦阻力越大。摩擦阻力飛機(jī)的阻力影響摩擦阻力的因素紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。摩擦摩擦阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中占的比例較大摩擦阻力占總阻力的比例超音速戰(zhàn)斗機(jī)25-30%大型運輸機(jī)40%小型公務(wù)機(jī)50%水下物體70%船舶90%飛機(jī)的阻力摩擦阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中占的比例較大摩擦阻力占總阻力的比例壓差阻力

氣流流過機(jī)翼后，在機(jī)翼的后緣部分產(chǎn)生附面層分離形成渦流區(qū)，壓強(qiáng)降低；而在機(jī)翼前緣部分，氣流受阻壓強(qiáng)增大，這樣機(jī)翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而使機(jī)翼產(chǎn)生壓差阻力。飛機(jī)的阻力壓差阻力氣流流過機(jī)翼后，在機(jī)翼的后緣部分產(chǎn)生附面分離點位置與壓差阻力大小的關(guān)系分離點靠前，壓差阻力大。分離點靠后，壓差阻力小。ABCC’飛機(jī)的阻力分離點位置與壓差阻力大小的關(guān)系分離點靠前，壓差阻力大。ABC影響壓差阻力的因素飛機(jī)壓差阻力與迎風(fēng)面積、形狀和迎角有關(guān)。迎風(fēng)面積大，壓差阻力大迎角越大，壓差阻力也越大。飛機(jī)的阻力影響壓差阻力的因素飛機(jī)壓差阻力與迎風(fēng)面積、形狀和迎角有關(guān)。飛干擾阻力飛機(jī)的各個部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼的單獨阻力之和小于把它們組合成一個整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。飛機(jī)的阻力干擾阻力飛機(jī)的各個部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼的單獨第二章飛機(jī)的空氣動力課件干擾阻力的減小飛機(jī)各部件之間的平滑過渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。通過改進(jìn)飛機(jī)的氣動布局，可以減小干擾阻力。飛機(jī)的阻力干擾阻力的減小飛機(jī)各部件之間的平滑過渡和整流包皮，激波阻力當(dāng)飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)（出現(xiàn)超音速區(qū)域），產(chǎn)生激波阻力波阻的產(chǎn)生與粘性無關(guān)飛機(jī)的阻力激波阻力當(dāng)飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)（出現(xiàn)超音速區(qū)域），產(chǎn)生二、飛機(jī)空氣動力學(xué)

6、飛機(jī)的阻力特性

5激波阻力二、飛機(jī)空氣動力學(xué)

6、飛機(jī)的阻力特性

5激波阻力激波阻力

飛機(jī)的阻力后掠翼可以提高臨界馬赫數(shù)，推遲激波的出現(xiàn)；超臨界翼型可以提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)，推遲阻力的增加。激波阻力飛機(jī)的阻力

飛機(jī)的低速抖動：失速飛機(jī)的高速抖動：激波分離飛機(jī)的低速抖動：失速誘導(dǎo)阻力與粘性（RE）無關(guān)，只要產(chǎn)生升力，就會產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力飛機(jī)的阻力誘導(dǎo)阻力與粘性（RE）無關(guān)，只要產(chǎn)生升力，就會產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力飛翼尖渦的形成正常飛行時，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面。這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（注意旋轉(zhuǎn)方向）誘導(dǎo)阻力翼尖渦的形成正常飛行時，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在正常飛行時，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機(jī)翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。翼尖渦的形成誘導(dǎo)阻力正常飛行時，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)翼尖渦的形成由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流向，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。誘導(dǎo)阻力翼尖渦的形成由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流翼尖渦的立體形態(tài)誘導(dǎo)阻力翼尖渦的立體形態(tài)誘導(dǎo)阻力翼尖渦的形態(tài)誘導(dǎo)阻力翼尖渦的形態(tài)誘導(dǎo)阻力翼尖渦形成的進(jìn)一步分析注意旋轉(zhuǎn)方向誘導(dǎo)阻力下洗速度上洗速度翼尖渦形成的進(jìn)一步分析注意旋轉(zhuǎn)方向誘導(dǎo)阻力下洗速度上洗速度下洗流（DownWash）和下洗角由于兩個翼尖渦的存在，會導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個向下的誘導(dǎo)速度場，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場會覆蓋整個飛機(jī)所處空間范圍。下洗流：誘導(dǎo)阻力下洗流（DownWash）和下洗角由于兩個翼尖渦的下洗角下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過翼型的氣流向下傾斜，這個向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對氣流之間的夾角稱為下洗角ε。誘導(dǎo)阻力下洗角下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生由于下洗的存在，使機(jī)翼受的實際空氣動力是由下洗流產(chǎn)生的，下洗流使機(jī)翼產(chǎn)生的升力垂直于下洗流，而不是來流，即L’。L’產(chǎn)生兩個效果：升力和誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力平行于相對氣流方向，起著阻礙飛機(jī)前行的作用LL’D誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生由于下洗的存在，使機(jī)翼受的實際空氣動力是由下洗影響誘導(dǎo)阻力的因素升力越大，誘導(dǎo)阻力越大展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小機(jī)翼平面形狀：在展弦比和升力系數(shù)都相同的時候，橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小誘導(dǎo)阻力影響誘導(dǎo)阻力的因素升力越大，誘導(dǎo)阻力越大誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力系數(shù)公式：δ取決于機(jī)翼平面形狀橢圓機(jī)翼δ＝0，否則δ>0機(jī)翼平面形狀偏離橢圓機(jī)翼越遠(yuǎn)δ越大。誘導(dǎo)阻力系數(shù)公式：δ取決于機(jī)翼平面形狀高展弦比飛機(jī)誘導(dǎo)阻力高展弦比飛機(jī)誘導(dǎo)阻力翼尖小翼誘導(dǎo)阻力翼尖小翼誘導(dǎo)阻力翼尖小翼誘導(dǎo)阻力翼尖小翼誘導(dǎo)阻力winglet翼尖小翼誘導(dǎo)阻力winglet翼尖小翼誘導(dǎo)阻力第二章飛機(jī)的空氣動力課件翼尖小翼可以減小誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力翼尖小翼可以減小誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力翼梢小翼改變了機(jī)翼沿展向分布的翼載荷。誘導(dǎo)阻力翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力翼梢小翼改變了機(jī)翼沿展向分誘導(dǎo)阻力翼尖窩（尾流）的影響誘導(dǎo)阻力翼尖窩（尾流）的影響尾流對后面飛機(jī)的影響誘導(dǎo)阻力尾流對后面飛機(jī)的影響誘導(dǎo)阻力尾流對管制的影響基本原理尾流的運行方向向下飄，300米的垂直間隔無影響影響特點機(jī)型越大，尾流強(qiáng)度越大靜風(fēng)影響最大速度越慢，影響越大水平間隔，前重后輕12km尾流對管制的影響基本原理第二章飛機(jī)的空氣動力課件誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力回顧阻力組成摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)回顧阻力組成摩擦阻力(SkinFrictionDrag)阻力相關(guān)資料典型飛機(jī)阻力構(gòu)成阻力名稱亞音速運輸機(jī)超音速戰(zhàn)斗機(jī)單旋翼直升機(jī)摩擦阻力45%23%25%誘導(dǎo)阻力40%29%25%干擾阻力7%6%40%激波阻力3%35%5%其他阻力5%7%5%阻力相關(guān)資料典型飛機(jī)阻力構(gòu)成阻力名稱亞音速運輸機(jī)超音速戰(zhàn)斗機(jī)飛機(jī)的阻力特性計算飛機(jī)的性能時，只需要要知道總阻力及其變化各種阻力成份的影響因素也會影響到總的阻力系數(shù)飛機(jī)的阻力系數(shù)CD與攻角、M、Re、飛機(jī)構(gòu)型、表面質(zhì)量等相關(guān)。飛機(jī)的阻力特性計算飛機(jī)的性能時，只需要要知道總阻力及其變化飛機(jī)的阻力特性阻力系數(shù)的變化規(guī)律飛機(jī)的阻力特性阻力系數(shù)的變化規(guī)律阻力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律在中小迎角范圍，阻力系數(shù)隨迎角增大而緩慢增大，飛機(jī)阻力主要為摩擦阻力。在迎角較大時，阻力系數(shù)隨迎角增大而較快增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。在接近或超過臨界迎角時，阻力系數(shù)隨迎角的增大而急劇增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力。飛機(jī)的阻力特性阻力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律在中小迎角范圍，阻力系數(shù)隨迎角增大而最小阻力系數(shù)和零升阻力系數(shù)飛機(jī)的最小阻力系數(shù)非常接近零升阻力系數(shù)，一般認(rèn)為二者為同一個值。問題：飛機(jī)沒有升力的時候，是否有阻力存在？飛機(jī)的阻力特性最小阻力系數(shù)和零升阻力系數(shù)飛機(jī)的最小阻力系數(shù)非常接飛行M數(shù)增大，一方面前緣壓強(qiáng)由于空氣壓縮性的影響而有額外增加，壓差阻力系數(shù)增大。但增大很有限。另一方面飛行M數(shù)增大(或者飛行速度增大，或者音速減小一氣溫降低，粘性系數(shù)μ減小)，雷諾數(shù)Re增大，導(dǎo)致摩擦阻力系數(shù)減小。但減小也很有限。于是，隨著飛行M數(shù)的增大，壓差阻力系數(shù)的增大和摩擦阻力系數(shù)的減小相抵，機(jī)翼型阻系數(shù)(壓差阻力系數(shù)與摩擦阻力系數(shù)之和)基本不隨飛行M數(shù)而變化。飛機(jī)的阻力特性亞音速范圍，阻力系數(shù)隨M的變化飛行M數(shù)增大，一方面前緣壓強(qiáng)由于空氣壓縮性的影響而有額外增加CDMMcMDD摩擦阻力壓差阻力激波激波阻力臨界馬赫數(shù)阻力發(fā)散馬赫數(shù)M>Mc飛機(jī)的阻力特性在M數(shù)大于Mcr后，CD開始增加，最初增長緩慢，之后隨著超音速區(qū)域的擴(kuò)大、激波的產(chǎn)生，尤其是激波分離后，阻力系數(shù)急劇增長，直到M∞≈1開始平緩減小。CDMMcMDD摩擦阻力壓差阻力激波激波阻力臨界馬赫數(shù)阻力發(fā)飛機(jī)的阻力特性阻力發(fā)散馬赫數(shù)（MDD）：dCD/dM=0.1時的馬赫數(shù)，當(dāng)M>MDD時，CD急劇增大超臨界翼型：出現(xiàn)超音速區(qū)后不能產(chǎn)生或只產(chǎn)生弱激波，波阻小阻力發(fā)散馬赫數(shù)比較大飛機(jī)的阻力特性阻力發(fā)散馬赫數(shù)（MDD）：dCD/dM=0.翼型的阻力理想流體和實際流體中翼型的阻力飛機(jī)的阻力摩擦阻力壓差阻力誘導(dǎo)阻力翼尖渦及其對飛機(jī)的影響誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生和誘導(dǎo)阻力的影響因素干擾阻力波阻阻力系數(shù)隨攻角的變化關(guān)系§6.飛機(jī)的阻力特性阻力重重步履維艱翼型的阻力§6.飛機(jī)的阻力特性阻力重重§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)§2.氣動力的合力(矩)及氣動力系數(shù)§3.低速機(jī)翼上的壓力分布§4.低速、亞音速的升力特性§5.低速、亞音速的俯仰力矩特性§6.飛機(jī)的阻力特性§7.跨音速氣動特性簡介§8.增升裝置§9.飛機(jī)極曲線第二章飛機(jī)的空氣動力§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)第二章飛機(jī)的空氣動力§7.跨音速氣動特性簡介§7.跨音速氣動特性簡介知識回顧臨界M數(shù)臨界M數(shù)的大小，表示機(jī)翼最低壓強(qiáng)點處產(chǎn)生局部超音速氣流繼而形成激波(局部激波)的早晚大表示該機(jī)翼產(chǎn)生局部超音速氣流晚小產(chǎn)生局部超音速氣流早跨音速飛行Mcr<

M∞<1.2，部分超音速區(qū)，部分亞音速區(qū)知識回顧臨界M數(shù)臨界M數(shù)的大小，表示機(jī)翼最低壓§7.跨音速氣動特性簡介局部激波的產(chǎn)生與發(fā)展跨音速氣動特性翼型升力特性俯仰力矩特性壓力中心的變化阻力特性激波分離臨界馬赫數(shù)的影響因素和超臨界翼型飛機(jī)的跨音速飛行特性介紹§7.跨音速氣動特性簡介局部激波的產(chǎn)生與發(fā)展局部激波的產(chǎn)生和發(fā)展圖3-2-2機(jī)翼局部激波的產(chǎn)生局部激波的產(chǎn)生和發(fā)展圖3-2-2機(jī)翼局部激波的產(chǎn)當(dāng)M∞=0.75時，只在上表面有很小的超音速區(qū)，尚未形成局部激波。當(dāng)M∞稍大于0.75時，在機(jī)翼上表面就會形成激波，隨著M∞增大，局部超音速區(qū)擴(kuò)大，等音速點前移，局部激波后移。由0.81增至0.89過程中，翼型的下表面形成局部激波。位置較靠后，且隨M∞增大，激波迅速移到后緣。之后變化不大。M∞繼續(xù)增大到0.89時，上表面局部激波繼續(xù)后移，直到后緣。

局部激波的產(chǎn)生和發(fā)展當(dāng)M∞=0.75時，只在上表面有很小的超音速M∞稍大于 1時，將出現(xiàn)頭部脫體激波，后緣激波更向后傾斜。隨M∞的增大曲面激波逐漸向頭部靠近，增大到某一程度時，激波附體。之后全場為超音速流，跨音速范圍結(jié)束。局部激波的產(chǎn)生和發(fā)展M∞稍大于 1時，將出現(xiàn)頭部脫體激波，后緣激波更向后傾斜。翼型的跨音速特性升力系數(shù)隨飛行M效的變化壓力中心位置隨飛行M數(shù)的變化翼型俯仰力矩系數(shù)翼型的跨音速阻力特性翼型的跨音速特性升力系數(shù)隨飛行M效的變化翼型的跨音速升力特性翼型的升力系數(shù)隨M數(shù)的變化曲線翼型的跨音速升力特性翼型的升力系數(shù)隨M數(shù)的變化曲線壓力中心位置隨飛行M數(shù)的變化(圖2-47)俯仰力矩系數(shù)隨飛行M數(shù)的變化（圖2-46）壓力中心位置隨飛行M數(shù)的變化(圖2-47)翼型的跨音速阻力特性翼型的跨音速阻力特性激波分離激波分離激波分離激波分離激波分離與大攻角下氣流分離的區(qū)別激波分離是由激波引起的，小攻角下就可以分離。激波分離與大攻角下氣流分離的區(qū)別激波分離是由激波引起的，小臨界馬赫數(shù)的影響因素Mcr與攻角的關(guān)系：攻角越大，Mcr越小，激波出現(xiàn)的越早，激波分離越早，分離區(qū)越大。Mcr與翼型形狀有關(guān)

超臨界翼型：不出現(xiàn)激波或只產(chǎn)生弱激波，阻力增大不多，有較大的MDD臨界馬赫數(shù)的影響因素Mcr與攻角的關(guān)系：飛機(jī)的跨音速特性跨音速范圍內(nèi)，升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)發(fā)生劇烈變化，飛機(jī)難以操縱。

大后掠翼、小厚度、小彎度的機(jī)翼可以減少波阻、減小升力系數(shù)和力矩系數(shù)的起伏變化，改善操縱性，同時可以提高臨界馬赫數(shù)。飛機(jī)的跨音速特性跨音速范圍內(nèi)，升力系數(shù)、阻§7.跨音速氣動特性簡介小結(jié)跨音速飛行時局部超音速區(qū)的擴(kuò)展情況跨音速氣動特性飛機(jī)升力特性俯仰力矩特性壓力中心的變化阻力特性激波分離臨界馬赫數(shù)的影響因素和超臨界翼型飛機(jī)的跨音速飛行特性介紹§7.跨音速氣動特性簡介小結(jié)§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)§2.氣動力的合力(矩)及氣動力系數(shù)§3.低速機(jī)翼上的壓力分布§4.低速、亞音速的升力特性§5.低速、亞音速的俯仰力矩特性§6.飛機(jī)的阻力特性§7.跨音速氣動特性簡介§8.增升裝置§9.飛機(jī)極曲線第二章飛機(jī)的空氣動力§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)第二章飛機(jī)的空氣動力§8.增升裝置

增升裝置是用來增大飛機(jī)的最大升力系數(shù)的裝置§8.增升裝置增升裝置是用來增大飛機(jī)的最大升力系迎角與速度的關(guān)系速度迎角飛機(jī)的升力主要隨飛行速度和迎角變化。在大速度飛行時，只要求較小迎角，機(jī)翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維持飛行。在小速度飛行時，則要求較大的迎角，機(jī)翼才能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行。迎角與速度的關(guān)系速度迎角飛機(jī)的升力主要隨飛行速度和迎角變?yōu)槭裁匆褂迷錾b置用增大迎角的方法來增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，即受到VS限制。飛機(jī)起降時，為保證安全，必須到達(dá)一定速度：1.2VS、1.3VS。

VS越大，飛機(jī)起降滑跑越長，需要跑道越長。為了保證飛機(jī)在起飛和著陸時，減小滑跑距離而產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機(jī)翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置。這樣可以減小跑道長度，降低機(jī)場建設(shè)費用，或使飛機(jī)在較小的機(jī)場起降。為什么要使用增升裝置用增大迎角的方法來增大升增升原理

增升裝置主要是通過三個方面實現(xiàn)增升：改變翼型彎度增大翼型的彎度，提高上下翼面壓強(qiáng)差?？刂聘矫鎸釉龃蟾矫鎸觾?nèi)的氣流速度延緩上表面氣流分離；吹除附面層和吸除附面層動力增升利用噴氣式發(fā)動機(jī)動力改變推力方向來獲得動升力。增大機(jī)翼面積。增升裝置的目的是增大最大升力系數(shù)。增升原理增升裝置主要是通過三個方面實現(xiàn)增升：增升主要增升裝置包括：前緣縫翼后緣襟翼前緣襟翼噴氣襟翼增升裝置形式主要增升裝置包括：增升裝置形式前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，在大迎角下打開前緣縫翼，可以延緩上表面的氣流分離，從而使最大升力系數(shù)和臨界迎角增大。在中小迎角下打開前緣縫翼，會導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差。前緣縫翼前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，在大迎角下打開前緣縫翼，可第二章飛機(jī)的空氣動力課件前緣縫翼下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動。一方面降低逆壓梯度，延緩氣流分離，增大最大升力系數(shù)和臨界迎角。另一方面，減小了上下翼面的壓強(qiáng)差，減小升力系數(shù)。前緣縫翼下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動。一方前緣縫翼對壓強(qiáng)分布的影響較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。前緣縫翼對壓強(qiáng)分布的影響較大迎角下，使用前緣縫翼可以分裂襟翼（TheSplitFlap）簡單襟翼（ThePlainFlap）開縫襟翼（TheSlottedFlap）后退襟翼（TheFowlerFlap）多開縫后退襟翼（TheSlottedFowlerFlap）放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時增大。因此，在起飛時放小角度襟翼，著陸時，放大角度襟翼。后緣襟翼分裂襟翼（TheSplitFlap）放下后緣分裂襟翼（TheSplitFlap）

分裂襟翼是一塊從機(jī)翼后段下表面向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面，它使升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增加，但臨界迎角減小。分裂襟翼（TheSplitFlap）分裂襟翼是放下分裂襟翼后，在機(jī)翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，壓強(qiáng)降低，吸引上表面氣流流速增加，上下翼面壓差增加，從而增大了升力系數(shù)，延緩了氣流分離。此外，放下分裂襟翼使得翼型彎度增大，上下翼面壓差增加，從而也增大了升力系數(shù)。分裂襟翼（TheSplitFlap）放下分裂襟翼后，在機(jī)翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，簡單襟翼（ThePlainFlap）簡單襟翼與副翼形狀相似。放下簡單襟翼，增加機(jī)翼彎度，進(jìn)而增大上下翼面壓強(qiáng)差，增大升力系數(shù)。但是放簡單襟翼使得壓差阻力和誘導(dǎo)阻力增大，阻力比升力增大更多，使得升阻比降低。簡單襟翼（ThePlainFlap）簡單襟大迎角下放簡單襟翼，升力系數(shù)及最大升力系數(shù)增加，阻力系數(shù)增加，臨界迎角降低。簡單襟翼（ThePlainFlap）大迎角下放簡單襟翼，升力系數(shù)及最大升力系數(shù)增加，阻開縫襟翼（TheSlottedFlap）

開縫襟翼在簡單襟翼的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)。在下偏的同時進(jìn)行開縫，和簡單襟翼相比，可以進(jìn)一步延緩上表面氣流分離，增大機(jī)翼彎度，使升力系數(shù)提高更多，而臨界迎角卻降低不多。開縫襟翼（TheSlottedFlap）開開縫襟翼（TheSlottedFlap）下翼面氣流經(jīng)開縫流向上翼面開縫襟翼的流線譜開縫襟翼（TheSlottedFlap）下翼面氣流經(jīng)開后退襟翼（TheFowlerFlap）

后退襟翼在簡單襟翼的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)。在下偏的同時向后滑動，和簡單襟翼相比，增大了機(jī)翼彎度也增加了機(jī)翼面積，從而使升力系數(shù)以及最大升力系數(shù)增大更多，臨界迎角降低較少。后退襟翼（TheFowlerFlap）后退襟后退開縫襟翼（TheSlottedFowlerFlap）

后退開縫襟翼結(jié)合了后退式襟翼和開縫式襟翼的共同特點，效果最好，結(jié)構(gòu)最復(fù)雜。大型飛機(jī)普遍使用后退雙開縫或三開縫的形式。雙開縫三開縫后退開縫襟翼（TheSlottedFowlerFla747的后退開縫襟翼747的后退開縫襟翼前緣襟翼位于機(jī)翼前緣。前緣襟翼放下后能延緩上表面氣流分離，能增加翼型彎度，使最大升力系數(shù)和臨界迎角得到提高。前緣襟翼廣泛應(yīng)用于高亞音速飛機(jī)和超音速飛機(jī)。前緣襟翼前緣襟翼位于機(jī)翼前緣。前緣襟翼放下后能延緩上表面氣B737-800的前緣襟翼B737-800的前緣襟翼噴氣襟翼從噴射的氣流中不僅可以得到一部分升力，更重要的是能吸引機(jī)翼上表面氣流附體，并提高機(jī)翼下表面氣流中的壓力，從而使飛機(jī)的升力系數(shù)增大很多。噴氣襟翼從噴射的氣流中不僅可以得到一部分升力增升裝置小結(jié)增升原理改變翼型的彎度控制附面層動力增升增升裝置前緣縫翼后緣襟翼分裂襟翼（TheSplitFlap）簡單襟翼（ThePlainFlap）開縫襟翼（TheSlottedFlap）后退襟翼（TheFowlerFlap）后退開縫襟翼（TheSlottedFowlerFlap）前緣襟翼噴氣襟翼增升裝置小結(jié)增升原理§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)§2.氣動力的合力(矩)及氣動力系數(shù)§3.低速機(jī)翼上的壓力分布§4.低速、亞音速的升力特性§5.低速、亞音速的俯仰力矩特性§6.飛機(jī)的阻力特性§7.跨音速氣動特性簡介§8.增升裝置§9.飛機(jī)極曲線第二章飛機(jī)的空氣動力§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)第二章飛機(jī)的空氣動力極曲線的基本特性在CL—CD平面上針對一定的雷諾數(shù)Re畫出的以M數(shù)為參數(shù)的表示CD與CL關(guān)系的曲線.

極曲線極曲線的基本特性在CL—CD平面上針對一定的雷諾數(shù)第二章飛機(jī)的空氣動力課件升阻比升阻比是相同迎角下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比，用K表示。升阻比的大小主要隨迎角變化而變化。

升阻比越大，飛機(jī)的空氣動力性能越好。升阻比升阻比是相同迎角下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比，升阻比曲線迎角臨界迎角升阻比曲線迎角臨界迎角性質(zhì)角極曲線上任意一點和原點的連線與縱軸的夾角稱為該店的性質(zhì)角性質(zhì)角最小點、升阻比最大點、有利攻角、有利速度（綠點速度）性質(zhì)角極曲線上任意一點和原點的連線與縱軸的夾角稱為性質(zhì)角性質(zhì)角越小，總空氣動力向后傾斜越少，升阻比越大。性質(zhì)角性質(zhì)角越小，總空氣動力向后傾斜越少，升阻比越大。極曲線從坐標(biāo)原點向曲線引切線，切點對應(yīng)最小阻力迎角和最大升阻比。極曲線從坐標(biāo)原點向曲線引切線，切點對應(yīng)最小阻力迎角從原點所引直線與極曲線交于兩點，則兩點的升阻比相同，對應(yīng)的α，一個大于有利攻角，一個小于有利攻角。

極曲線以較小的那個攻角飛行，飛行速度大，屬于第一飛行范圍（正常操縱范圍）以較大的那個攻角飛行，飛行速度小，屬于第二飛行范圍（反常操縱范圍）從原點所引直線與極曲線交于兩點，則兩點的升阻極曲線的影響因素空氣壓縮性對極曲線的影響M<0.4，不可壓流，CL和CD與M無關(guān)，只有一條0.4<M<Mcr，小攻角時，極曲線間隔小，大攻角時極曲線間隔大。M>Mcr后，由于波阻的產(chǎn)生，CD迅速增大，間隔增大。小M數(shù)時，CL大的地方間隔大；小CL時，M數(shù)大的地方間隔大極曲線的影響因素空氣壓縮性對極曲線的影響M<0.4，不可壓流飛機(jī)構(gòu)型對極曲線的影響放下增升裝置時，CL和CD都增大，極曲線向右上方移動放下起落架、減速板等裝置增加阻力，升力基本不變，極曲線向右移動飛機(jī)構(gòu)型對極曲線的影響放下增升裝置時，CL和CD都增大，極曲飛機(jī)重心對極曲線的影響在M數(shù)和CL一定時，重心越靠前，CD越大。（P63圖）飛機(jī)重心對極曲線的影響在M數(shù)和CL一定時，重心越靠前，CD越第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件此課件下載可自行編輯修改，供參考！感謝您的支持，我們努力做得更好！此課件下載可自行編輯修改，供參考！第二章飛機(jī)的空氣動力

第二章飛機(jī)的空氣動力

主要研究飛機(jī)在飛行時與空氣的相互作用力，以及飛機(jī)的氣動布局對飛行的影響主要研究飛機(jī)在飛行時與空氣的相互作用力，以及飛機(jī)的氣動布局對機(jī)翼的組成機(jī)翼分為四個部分：翼跟、前緣、后緣、翼尖機(jī)翼的前緣和后緣架裝了很多改善或控制飛機(jī)氣動力性能的裝置，這些裝置包括副翼、襟翼、縫翼和繞流板——控制飛機(jī)氣動性能的裝置。機(jī)翼的組成機(jī)翼分為四個部分：翼跟、前緣、后緣、翼尖第二章飛機(jī)的空氣動力課件尾翼（Empennage）包括垂直尾翼和水平尾翼垂直尾翼：垂直安定面+方向舵水平尾翼：水平安定面+升降舵作用：控制飛機(jī)的平衡水平尾翼垂直尾翼垂直安定面方向舵水平安定面升降舵尾翼尾翼（Empennage）包括垂直尾翼和水平尾翼水平尾翼垂直第二章飛機(jī)的空氣動力§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)§2.氣動力的合力(矩)及氣動力系數(shù)§3.低速機(jī)翼上的壓力分布§4.低速、亞音速的升力特性§5.低速、亞音速的俯仰力矩特性§6.飛機(jī)的阻力特性§7.跨音速氣動特性簡介§8.增升裝置§9.飛機(jī)極曲線第二章飛機(jī)的空氣動力§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)飛機(jī)各部件當(dāng)中，機(jī)翼是產(chǎn)生空氣動力的主要部件2.1翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)飛機(jī)各部件當(dāng)中，機(jī)翼是產(chǎn)生空氣動力的主要部件2.1翼型和翼型機(jī)翼的流向剖面形狀機(jī)翼剖面示意圖翼型機(jī)翼剖面示意圖常見的翼型有：常見的翼型有：第二章飛機(jī)的空氣動力課件翼型的參數(shù)：后緣——翼型上下表面在后部的交點稱后緣（TrailingEdge）。前緣——以后緣為圓心畫圓弧和翼型頭部相切，切點就是前緣（LeadingEdge）。翼弦——前、后緣的連線稱為翼弦，其長度叫弦長，通常用c（或b）表示。中線——翼型各內(nèi)切圓圓心的連線叫中線或中弧線。翼型的參數(shù)：翼型的參數(shù)：最大厚度——翼型最大內(nèi)切圓的直徑相對厚度（厚弦比）——最大厚度和弦長的比值最大厚度位置——翼型最大厚度到前緣的距離最大厚度相對位置翼型的參數(shù)：翼型的參數(shù)：彎度——中線到翼弦的最大垂直距離即最大弧高稱為翼型的彎度，用fmax表示。如中弧線在翼弦之上是向上拱起的，稱之為正彎度。相對彎度——彎度和弦長的比值。最大彎度位置——翼型最大彎度到前緣的距離。用Xf表示最大彎度位置。最大彎度相對位置。翼型的參數(shù)：翼型的參數(shù)：攻角（迎角）——翼弦和無窮遠(yuǎn)來流速度V∞（即飛行速度）的夾角α。圖示的α為正。焦點——翼弦上距前緣1/4弦長的點，通常用F表示焦點翼型的參數(shù)：矩形機(jī)翼梯形機(jī)翼橢圓形機(jī)翼后掠翼前掠翼三角翼機(jī)翼的平面形狀及參數(shù)機(jī)翼的平面形狀及參數(shù)第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件翼展－－機(jī)翼左右翼尖之間的直線距離，用字母L表示機(jī)翼面積－－機(jī)翼在XOZ平面的投影面積，用S表示焦點線－－機(jī)翼各剖面焦點的連線翼型的平面形狀及參數(shù)翼展－－機(jī)翼左右翼尖之間的直線距離，用字母L表示翼型的平面形1947年研制出世界上翼展最大的水上飛機(jī)“云杉鵝”

1947年研制出世界上翼展最大的水上飛機(jī)“云杉鵝”翼型的平面形狀及參數(shù)后略角－－焦點線在XOZ平面的投影與OZ軸的夾角，用∧表示翼型的平面形狀及參數(shù)后略角－－焦點線在XOZ平面的投影與OZ第二章飛機(jī)的空氣動力課件翼型的平面形狀及參數(shù)上反角焦點線與XOZ平面的夾角，用ψ表示。如果翼低于XOZ平面，則稱下反角翼型的平面形狀及參數(shù)第二章飛機(jī)的空氣動力課件翼型的平面形狀及參數(shù)幾何平均弦長－－與所給機(jī)翼的面積、翼展相同的矩形機(jī)翼的弦長是翼長在翼展區(qū)間上的平均值，也叫標(biāo)準(zhǔn)平均弦SMC（StandardMeanChord）矩形翼、梯形翼、三角翼的SMC氣動平均弦長－－半個機(jī)翼的面積中心的弦長MAC(MeanAerodynamicChord)，用CA矩形翼、三角翼、梯形翼的MAC翼型的平面形狀及參數(shù)翼型的平面形狀及參數(shù)展弦比——翼展與幾何平均弦長之比，用λ表示。展弦比越大，則機(jī)翼越細(xì)長。λ=L/C=L2/s根尖比——翼根弦長與翼尖弦長，用η表示：η=Cr/Ct；也有用尖根比做為參數(shù)的。三角翼、矩形翼的根尖比為多少？翼型的平面形狀及參數(shù)第二章飛機(jī)的空氣動力課件氣動力與坐標(biāo)系(1)機(jī)體座標(biāo)系2.2氣動力的合力、力矩及其系數(shù)氣動力與坐標(biāo)系2.2氣動力的合力、力矩及其系數(shù)氣動力與坐標(biāo)系(2)氣流座標(biāo)系2.2氣動力的合力、力矩及其系數(shù)V∞YXZ氣動力與坐標(biāo)系2.2氣動力的合力、力矩及其系數(shù)V∞YXZ氣動力飛機(jī)和空氣有相對運動時，空氣給飛機(jī)的作用力氣動力氣動力飛機(jī)的氣動力合力R、合力矩M飛機(jī)在空氣中飛行的時候，氣流流經(jīng)飛機(jī)表面的各個部件，氣流對飛機(jī)的各部件產(chǎn)生氣動力。把這些氣動力等效平移到重心，然后矢量求和得到合力R和合力矩M

氣動力飛機(jī)的氣動力合力R 升力是指與飛機(jī)速度方向垂直的力不一定在鉛垂面內(nèi)通常用L或Y表示，與氣流坐標(biāo)系的Y軸重合主要有機(jī)翼產(chǎn)生阻力是與飛行速度相反的力用D或X表示，與氣流坐標(biāo)系的X軸重合側(cè)向力與氣流坐標(biāo)系的Z軸重合飛機(jī)的氣動力合力R氣動力合力矩M合力矩可沿機(jī)體坐標(biāo)系分解為：滾轉(zhuǎn)力矩：沿機(jī)體坐標(biāo)系X軸的分量，用MX表示偏航力矩：沿機(jī)體坐標(biāo)系Y軸的分量，用MY表示俯仰力矩：沿機(jī)體坐標(biāo)系Z軸的分量，用MZ表示氣動力第二章飛機(jī)的空氣動力課件氣動力系數(shù)壓力系數(shù)（壓強(qiáng)系數(shù)）常用于確定物體表面的壓力系數(shù)不可壓流中駐點的CP=1可壓流中駐點的CP>1在Vmax點CP最小合力系數(shù)氣動力系數(shù)氣動力系數(shù)升力系數(shù)CL阻力系數(shù)CD側(cè)向力系數(shù)CZ因為R2＝X2+Y2+Z2故CR2＝CL2+

CD2+CZ2氣動力系數(shù)氣動力系數(shù)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)mx偏航力矩系數(shù)my俯仰力矩系數(shù)mz氣動力系數(shù)（風(fēng)洞工作的原理和條件）流動相似條件（準(zhǔn)則）是：幾何形狀相似（飛機(jī)或機(jī)翼部件按一定比例縮小做出來的）馬赫數(shù)相同Re相同流動相似準(zhǔn)則注：前兩個條件容易滿足，做到Re相同很難風(fēng)洞試驗結(jié)果必須修正到實際飛行Re后才能用（風(fēng)洞工作的原理和條件）流動相似準(zhǔn)則注：前兩個條件容易第二章飛機(jī)的空氣動力§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)§2.氣動力的合力(矩)及氣動力系數(shù)§3.低速機(jī)翼上的壓力分布§4.低速、亞音速的升力特性§5.低速、亞音速的俯仰力矩特性§6.飛機(jī)的阻力特性§7.跨音速氣動特性簡介§8.增升裝置§9.飛機(jī)極曲線第二章飛機(jī)的空氣動力§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)2.3不可壓流機(jī)翼上的壓力分布機(jī)翼的氣動特性

機(jī)翼的氣動特性是指機(jī)翼產(chǎn)生的升力、阻力、力矩隨攻角、來流馬赫數(shù)的變化情況及其與機(jī)翼剖面的形狀、平面形狀的關(guān)系 機(jī)翼上的氣動特性與機(jī)翼上的壓力分布密切相關(guān)2.3不可壓流機(jī)翼上的壓力分布機(jī)翼的氣動特性2.3不可壓流機(jī)翼上的壓力分布翼型的壓力分布理想流體繞翼型低速流動的壓力分布理想流體低速流經(jīng)對稱翼型的繞流譜2.3不可壓流機(jī)翼上的壓力分布翼型的壓力分布理想流體低速第二章飛機(jī)的空氣動力課件翼型的壓力分布理想流體繞翼型低速流動的壓力分布前駐點：在機(jī)翼前端，氣流流速減小到0，正壓最大的點后駐點：在機(jī)翼后緣，有上下兩條流線相交，速度必為0前駐點、后駐點其壓強(qiáng)為總壓Pt翼型的壓力分布第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件第二章飛機(jī)的空氣動力課件翼型的壓力分布理想流體繞翼型低速流動的壓力分布向量表示法剩余壓力：翼面各點靜壓P與大氣壓P∞之差（△P=P-P∞）稱為剩余壓力正壓：如果翼面上的某點的P>P∞，則△P為正值，叫正壓吸力：如果翼面上的某點的P<P∞，則△P為負(fù)值，叫吸力（負(fù)壓）。翼型的壓力分布用矢量來表示壓力或吸力，矢量線段長度表示吸力或正壓力的大小。方向與翼面垂直，箭頭由翼面指向外表示吸力；箭頭指向翼面表示正壓。

A點，稱為駐點，是正壓最大的點，位于機(jī)翼前緣附近，該處氣流流速為零。

B點，稱為最低壓力點，在最大速度點，壓強(qiáng)最小，吸力最大，是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點用矢量來表示壓力或吸力，矢量線段長度表示吸力從前駐點到最小壓力點（速度最大點），靜壓減小，速度增大，稱為順壓流動，該段稱為順壓區(qū)從最小壓力點到后駐點，沿流動方向，靜壓增大，速度減小，則稱為逆壓流動，該段稱為逆壓區(qū)理想流體繞翼型低速流動的壓力分布向量表示法從前駐點到最小壓力點（速度最大點），靜壓減理想流體繞翼型低速流動的壓力分布坐標(biāo)表示法壓力系數(shù)CP理想流體繞翼型低速流動的壓力分布壓力系數(shù)CP上下翼面壓力分布與翼型形狀和攻角的大小有關(guān)理想流體繞翼型低速流動的壓力分布

理想流體繞流時，作用在翼型上的氣動力的合力垂直與無窮遠(yuǎn)來流速度，即只產(chǎn)生升力，沒有阻力。

攻角增大使負(fù)壓峰值增大；逆壓梯度增大；升力增大。上下翼面壓力分布與翼型形狀和攻角的大小有關(guān)理實際流體（粘流）中繞翼型的壓力分布翼面不再是流線負(fù)壓峰值下降，相同攻角a時，升力L下降無后駐點出現(xiàn)阻力實際流體（粘流）中繞翼型的壓力分布零升弦零升攻角

氣動扭轉(zhuǎn)幾何扭轉(zhuǎn)

AngleofTwistRootTipAngleofTwistRootTip機(jī)翼的壓力分布沿翼展方向各剖面的壓力系數(shù)分布（p39）常用沿展向各剖面升力系數(shù)表示（p39，圖2－16）三維機(jī)翼各剖面的壓力分布隨攻角的變化與翼型類似對于三維機(jī)翼，即使是理想氣流，在有升力時也會產(chǎn)生阻力（誘導(dǎo)阻力）機(jī)翼的壓力分布三維機(jī)翼各剖面的壓力分布隨攻角的變化與翼型類似小結(jié)翼型上的壓力分布理想流體繞翼型流動的壓力分布向量表示法坐標(biāo)表示法實際流體（粘流）中翼型的壓力分布零升攻角與機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)機(jī)翼沿翼展方向各剖面上的升力系數(shù)分布2.3不可壓流機(jī)翼上的壓力分布小結(jié)2.3不可壓流機(jī)翼上的壓力分布§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)§2.氣動力的合力(矩)及氣動力系數(shù)§3.低速機(jī)翼上的壓力分布§4.低速、亞音速的升力特性§5.低速、亞音速的俯仰力矩特性§6.飛機(jī)的阻力特性§7.跨音速氣動特性簡介§8.增升裝置§9.飛機(jī)極曲線第二章飛機(jī)的空氣動力§1.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)第二章飛機(jī)的空氣動力2.4低速、亞音速的升力特性升力特性是指研究升力系數(shù)與各種影響因素，如攻角α、M、Re、飛機(jī)構(gòu)形等的關(guān)系。2.4低速、亞音速的升力特性升力特性是指研究升力系數(shù)與各CL與攻角α的關(guān)系翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布CL與攻角α的關(guān)系翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布升力系數(shù)的變化規(guī)律當(dāng)α<α臨界，升力系數(shù)隨迎角增大而增大。當(dāng)α=α臨界，升力系數(shù)為最大當(dāng)α>α臨界，升力系數(shù)隨迎角的增大而減小，進(jìn)入失速區(qū)。CL與攻角α的關(guān)系升力系數(shù)的變化規(guī)律當(dāng)α<α臨界，升力系數(shù)隨迎角增大而增大。C零升迎角CL與攻角α的關(guān)系零升迎角CL與攻角α的關(guān)系最大升力系數(shù)與失速攻角:使升力系數(shù)取得最大值CLmax的攻角，用st表示CL與攻角α的關(guān)系最大升力系數(shù)與失速攻角:CL與攻角α的關(guān)系在迎角不大時，升力系數(shù)與迎角成正比（升力線斜率）其斜率稱為升力線斜率，用表示，近似成常數(shù)CL與α可表示為：CL＝（α-

）CL與攻角α的關(guān)系在迎角不大時，升力系數(shù)與迎角成正比（升力線斜率）CL與攻角αSlope2л

失速CLmaxCL=2лCL與攻角α的關(guān)系大攻角下，升力系數(shù)曲線的彎曲和失速現(xiàn)象與附面層分離有關(guān)Slope2л附面層分離和失速附面層分離和失速順壓梯度與逆壓梯度順壓：A到B，沿流向壓力逐漸減小，如機(jī)翼上表面前段。逆壓：B到C，沿流向壓力逐漸增加，如機(jī)翼上表面后段。ABC附面層分離和失速順壓梯度與逆壓梯度順壓：A到B，沿流向壓力逐漸減小，如機(jī)翼上附面層分離在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流相互作用，形成漩渦脫離物體表面的現(xiàn)象。分離點附面層分離和失速附面層分離在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，分離區(qū)的特點附面層分離后，渦流區(qū)的壓強(qiáng)降低分離區(qū)內(nèi)壓強(qiáng)幾乎相等，并且等于分離點處的壓強(qiáng)。P分離點P1P2P3P4P分離點=P1=P2=P3=P4附面層分離和失速分離區(qū)的特點附面層分離后，渦流區(qū)的壓強(qiáng)降低P分離點P1P2P分離點與最小壓力點的位置ABC最小壓力點分離點附面層分離和失速分離點與最小壓力點的位置ABC最小壓力點分離點附面層分離和失200迎角繞流(c)150迎角繞流附面層分離和失速攻角增大下的氣流分離200迎角繞流(c)150迎角繞流附面層分離和失速附面層分離和失速附面層分離會使：上翼面后部分離區(qū)壓強(qiáng)比理想繞流?。ㄘ?fù)壓增大）沒有出現(xiàn)減速、增壓過程上翼面前部負(fù)壓峰值比理想流體繞流小分離使流線彎曲減小、前緣附近的繞流程度減小，上翼面頭部速度減小對下翼面影響不大攻角增大，前駐點后移，下翼面基本上是順壓區(qū)，不發(fā)生附面層分離附面層分離和失速附面層分離會使：附面層分離和失速出現(xiàn)氣流分離后，攻角再增大，對升力系數(shù)曲線的影響：對下翼面影響不大對上翼面的影響攻角增大不多時，分離區(qū)擴(kuò)大不多，則上翼面總的升力增大，但比理想流體繞流增加的少，故升力系數(shù)曲線開始彎曲攻角逐漸增大，逆壓梯度增加，分離點前移，分離區(qū)逐漸擴(kuò)大，升力增加越來越小，升力系數(shù)曲線越來越彎曲攻角增大到一定程度，升力系數(shù)達(dá)到最大。攻角再增大，分離區(qū)進(jìn)一步擴(kuò)大，升力系數(shù)減小，翼型失速。附面層分離和失速出現(xiàn)氣流分離后，攻角再增大，對升力系數(shù)曲線的三維機(jī)翼的附面層分離矩形機(jī)翼：根部； 梯形機(jī)翼：中部；橢圓形機(jī)翼：同時分離； 后掠翼：尖部附面層分離和失速三維機(jī)翼的附面層分離附面層分離和失速附面層分離和失速機(jī)翼失速

一邊減速，一邊掉高度附面層分離和失速機(jī)翼失速

一邊減速，一邊掉高度附面層分離和失速機(jī)翼失速附面層分離和失速機(jī)翼失速附面層分離和失速抖動攻角和抖動升力系數(shù)使飛機(jī)發(fā)生明顯抖動的攻角稱為抖動攻角，此時的升力系數(shù)稱為抖動升力系數(shù)民航飛機(jī)以抖動攻角和抖動升力系數(shù)作為允許使用的最大攻角和最大升力系數(shù)附面層分離和失速抖動攻角和抖動升力系數(shù)附面層分離和失速后掠翼升力特性附面層分離和失速后掠翼升力特性●后掠翼與后掠角后掠角是機(jī)翼?弦長的連線與飛機(jī)橫軸之間的夾角。附面層分離和失速后掠翼升力特性●后掠翼與后掠角后掠角是機(jī)翼?弦長的連線與飛機(jī)橫軸之●對稱氣流經(jīng)過直機(jī)翼時的M數(shù)變化氣流經(jīng)過直機(jī)翼后,馬赫數(shù)M會增加。亞音速下對稱氣流流經(jīng)后掠翼附面層分離和失速后掠翼升力特性●對稱氣流經(jīng)過直機(jī)翼時的M數(shù)變化氣流經(jīng)過直機(jī)翼后,●亞音速下對稱氣流流經(jīng)后掠翼對稱氣流經(jīng)過后掠翼,可以將氣流速度分解到垂直于機(jī)翼前緣和平行于機(jī)翼前緣。附面層分離和失速后掠翼升力特性●亞音速