飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)課件：飛機(jī)飛行的空氣動(dòng)力特性

飛機(jī)飛行的空氣動(dòng)力特性《飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)》

目錄13.10放下襟翼對(duì)飛機(jī)空氣動(dòng)力特性的影響13.7飛機(jī)的升阻比曲線與極曲線13.11飛機(jī)的減升與增阻裝置13.3飛機(jī)迎角與迎角失速13.6飛機(jī)的阻力系數(shù)曲線13.5飛機(jī)的升力系數(shù)曲線13.8飛機(jī)的大迎角失速13.1飛機(jī)空氣動(dòng)力的定義13.2飛機(jī)升力的作用13.4飛機(jī)飛行的阻力13.9增升裝置介紹13.1

飛機(jī)空氣動(dòng)力的定義

13.1

飛機(jī)空氣動(dòng)力的定義

飛行時(shí)作用在飛機(jī)各部件上的空氣動(dòng)力的合力叫作飛機(jī)的總空氣動(dòng)力，用符號(hào)R表示；

總空

氣動(dòng)力作用在飛機(jī)的作用點(diǎn)，稱為飛機(jī)的壓力中

心，用符號(hào)CP表示。在研究飛機(jī)飛行的空氣動(dòng)力時(shí)，我們將垂直于相對(duì)氣流速度V∞方向的分量，也就是與飛機(jī)飛行路徑垂直方向的分量稱為升力，用符號(hào)L表示；將平行于相對(duì)氣流速度V∞方向的分量，也就是與飛機(jī)飛行路徑相反方向的分量稱為阻力，用符號(hào)D表示，如圖13-1所示圖13-1飛機(jī)空氣動(dòng)力13.2

飛機(jī)升力的作用

13.2

飛機(jī)升力的作用

飛機(jī)升力的作用主要是克服飛機(jī)的重力使其能夠在空中飛行，它主要由機(jī)翼產(chǎn)生。飛機(jī)飛行時(shí)，相對(duì)氣流V∞流經(jīng)機(jī)翼，上下表面形成的壓力差，產(chǎn)生一個(gè)向上托舉的力，這就是

升力。為了便于研究飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方向的保持和變化，規(guī)定升力方向與相對(duì)氣流垂直，如圖13-2所示由于機(jī)翼的三維效應(yīng)，在相同迎角下，機(jī)翼的升力系數(shù)比翼型的升力系數(shù)小，而且機(jī)翼平面形狀的不同會(huì)產(chǎn)生不同的局部失速現(xiàn)象圖13-2升力方向13.3

飛行迎角與迎角失速

號(hào)Vs表示。由L

=

pV

2

CL

S

可以推出飛機(jī)的飛行速度為V

=

13.3

飛行迎角與迎角失速

飛行迎角是指飛機(jī)在飛行時(shí)，

機(jī)翼弦線與相對(duì)氣流之間的上下夾角，用符號(hào)α表示，并以機(jī)翼弦線在相對(duì)氣流的上方為正，如圖13-3所示。和翼型的升力系數(shù)一樣，飛機(jī)在低于臨界馬赫數(shù)飛行時(shí)，機(jī)翼的升力系數(shù)隨著飛行迎角的增加而增加，但是達(dá)到臨界迎角時(shí)，

機(jī)翼后緣產(chǎn)生流體分離，升力系數(shù)急劇下降，導(dǎo)致升力無法支撐飛機(jī)的重力，這種現(xiàn)象稱為迎角失速(Angle

of

attack

stall)，而剛達(dá)到失速狀態(tài)所對(duì)應(yīng)的飛行速度稱為失速(Stallvelocity)，用符飛機(jī)剛達(dá)到失速狀態(tài)的升力系數(shù)為最大升力系數(shù)CL

max由此

Vs

=

圖13-3飛行迎角的定義13.4

飛機(jī)飛行的阻力

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

1．飛機(jī)阻力的組成低于臨界馬赫數(shù)飛行時(shí)，根據(jù)產(chǎn)生阻力形成原因的不同，可以將其分成摩擦阻力(Friction

force)、壓差阻力(Pressure

drag)、干擾阻力

(Interferencedrag)以及誘導(dǎo)阻力(Induced

drag)4種，其中摩擦阻力和壓差阻力這兩種阻力由飛機(jī)

外形產(chǎn)生，統(tǒng)稱為型阻(Profile

drag)，并且摩擦阻力、壓差阻力和干擾阻力與飛

機(jī)的升力無關(guān)，主要由空氣的黏性引起，因此它們統(tǒng)稱為寄生阻力(Parasiticdrag)，而誘導(dǎo)阻力伴隨著機(jī)翼的升力產(chǎn)生，所以又稱為升力衍生阻力(Liftinduced

drag)。如果飛行速度高于臨界馬赫數(shù)，則必須再考慮局部激波造成的阻力，也就是激波

阻力(Shock

wave

drag

force)。

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

【例13-1】型阻與寄生阻力的組成是什么？以關(guān)系式說明型阻與寄生阻力兩者之間的關(guān)系【解答】型阻由摩擦阻力和壓差阻力組成，而寄生阻力由摩擦阻力、壓差阻力與干擾阻力組成。因?yàn)樾妥瑁侥Σ磷枇Γ珘翰钭枇?，而寄生阻力＝摩擦阻力＋壓差阻力＋干擾阻力，所以寄生阻力＝型阻＋干擾阻力。

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

【例13-2】用關(guān)系式表示飛機(jī)在低速飛行時(shí)所形成的阻力組成，以及型阻與寄生阻力兩者之間的關(guān)系?！窘獯稹匡w機(jī)在低速飛行時(shí)產(chǎn)生的阻力＝摩擦阻力＋壓差阻力＋干擾阻力＋誘導(dǎo)阻力＝型阻＋干擾阻力＋誘導(dǎo)阻力＝寄生阻力＋誘導(dǎo)阻力

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

2．飛機(jī)的摩擦阻力摩擦阻力是因?yàn)榭諝饩哂叙ば?，氣流與飛機(jī)接觸表面發(fā)生摩擦形成的阻力。因?yàn)檫吔鐚拥拇嬖?，摩擦阻力大小與邊界層的性質(zhì)和飛機(jī)表面光潔度有關(guān)。不是只有機(jī)翼，機(jī)身、尾翼、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙等都會(huì)產(chǎn)生摩擦阻力，各部件摩擦阻力的總和才是飛機(jī)的摩擦阻力。(1)影響因素dus

dy①

氣體的黏性系數(shù)：根據(jù)摩擦阻力計(jì)算公式，可以看出氣體的黏性系數(shù)越大，摩擦阻力也就越大。②

氣流的流動(dòng)狀態(tài)：飛機(jī)表面的法向速度梯度越大，摩擦阻力就越大。實(shí)驗(yàn)與研究指出，湍流邊界層的法向速度梯度遠(yuǎn)比層流邊界層大，所以湍流中飛行的摩擦阻力比層流飛行的大。③

飛機(jī)表面狀況：飛機(jī)表面越粗糙，表面黏性系數(shù)就越大，摩擦阻力也就越大。實(shí)驗(yàn)與研究還證明，表面越粗糙，氣流越容易從層流轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧鳌＂?/p>

飛機(jī)表面的面積：表面面積越大，摩擦阻力也就越大。根據(jù)計(jì)算公式F

=T

A

=A

，可以推知摩擦阻力與空氣的黏性、氣流的流動(dòng)狀態(tài)、飛機(jī)表面狀況以及表面面積等因素有關(guān)。

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

(2)改善措施減小摩擦阻力的改善措施一般有采用層流機(jī)翼、在機(jī)翼表面安裝氣動(dòng)裝置、保持飛機(jī)表面的光滑清潔以及盡量減小飛機(jī)與氣流的接觸面積等方法。①采用層流機(jī)翼：要減小摩擦阻力就應(yīng)該設(shè)法使速度邊界層保持在層流狀態(tài)。層流機(jī)翼能夠在一定的迎角范圍內(nèi)減小摩擦阻力。②安裝氣動(dòng)裝置：在機(jī)翼表面安裝一些氣動(dòng)裝置，不斷地向邊界層輸入能量，加大邊界層內(nèi)氣流速度，減小邊界層厚度，使得邊界層能夠保持層流狀態(tài)，從而減少摩擦阻力。③保持飛機(jī)表面的光滑清潔：飛機(jī)表面越粗糙，摩擦阻力越大；反之表面越光滑與清潔，摩擦阻力越小。所以在飛機(jī)維護(hù)、修理與保養(yǎng)的工作中，一定要保持表面的光滑與清潔，例如在機(jī)翼與尾翼的前緣和上表面等部位，必須保證機(jī)體表面沒有污物、劃傷、凹陷或突起等狀況，并注意鉚釘?shù)你T接質(zhì)量和蒙皮的光滑密封。④盡量減小飛機(jī)與氣流的接觸面積：對(duì)飛機(jī)進(jìn)行修理、維護(hù)與改裝時(shí)，應(yīng)注意不要過多增加外露面積，否則會(huì)增大摩擦阻力。

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

3．飛機(jī)的壓差阻力壓差阻力是飛機(jī)機(jī)體前后壓力差產(chǎn)生的阻力。壓差阻力與物體的形狀有密切的關(guān)系，所以又稱為形狀阻力。飛機(jī)飛行時(shí)除了機(jī)翼，機(jī)身、尾翼、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙等也會(huì)產(chǎn)生壓差阻力，各部件壓差阻力的總和才是飛機(jī)的壓差阻力。(1)影響因素壓差阻力與機(jī)體的迎風(fēng)面積、形狀以及飛行迎角有密切的關(guān)系。①

飛機(jī)的迎風(fēng)面積：迎風(fēng)面積就是飛機(jī)飛行時(shí)垂直于迎面氣流的正向截面面積，在相同條件下，迎風(fēng)面積越大，壓差阻力越大；

反之，

迎風(fēng)面積越小，壓差阻力越小。②

機(jī)體的形狀：物體的形狀越趨于流線形，壓差阻力越小，所以機(jī)體的形狀應(yīng)盡量做成流線形。③

飛行迎角：飛行迎角超過一定范圍時(shí)，壓差阻力隨著迎角增大而增加，而飛行迎角超過臨界迎角時(shí)，因?yàn)榱黧w分離現(xiàn)象而導(dǎo)致飛機(jī)失速。

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

(2)改善措施采取減小壓差阻力的改善措施一般有盡量減小迎風(fēng)面積、采用流線形以及盡量讓飛機(jī)軸線與相對(duì)氣

流的方向平行。①

盡量減小迎風(fēng)面積：因?yàn)橛L(fēng)面積越小，壓差阻力也就越小，所以飛機(jī)在設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)盡量減小迎風(fēng)面積，例如民用運(yùn)輸機(jī)在保證裝載所需容積的情況下，為了減小機(jī)身的迎風(fēng)面積，機(jī)身橫截面的形狀都采取圓形或近似圓形。②

采用流線形：飛機(jī)機(jī)體越趨近于流線形，壓差阻力也就越小，所以暴露在空氣中的機(jī)體各部件的外形應(yīng)盡量采用流線形。③

盡量讓飛機(jī)軸線與相對(duì)氣流的方向平行：物體與相對(duì)氣流的位置越小，壓差阻力也就越小，所

以除了氣動(dòng)作用的部件外，其他部件的軸線應(yīng)盡量與氣流方向平行。例如民用運(yùn)輸機(jī)采用一定的安裝角就是為了使飛機(jī)在巡航飛行時(shí)，機(jī)翼產(chǎn)生所需升力的同時(shí)，機(jī)身軸線保持與相對(duì)氣流的方向平行，以減小壓差阻力。

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

4．干擾阻力實(shí)驗(yàn)研究中發(fā)現(xiàn)，整個(gè)飛機(jī)的阻力并不等于各個(gè)部件單獨(dú)形成阻力的總和，而是多出一個(gè)量，這個(gè)量就是部件的結(jié)合處相互干擾產(chǎn)生的阻力，即干擾阻力，如圖13-4所示。圖13-14機(jī)翼與機(jī)身相互干擾

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

(1)干擾阻力的定義所謂干擾阻力是指空氣流經(jīng)飛機(jī)各部件結(jié)合處氣流相互干擾所衍生出來的阻力。(2)影響因素與改善措施干擾阻力與各部件結(jié)合時(shí)的相對(duì)位置有關(guān)，也與結(jié)合部位的形狀有關(guān)。減小壓差阻力的改善措施一般有適當(dāng)安排各部件之間的相對(duì)位置，以及在飛機(jī)各部件的結(jié)合處安裝整流包皮等。①適當(dāng)安排各部件之間的相對(duì)位置干擾阻力與各部件結(jié)合時(shí)的相對(duì)位置有關(guān)，所以飛機(jī)設(shè)計(jì)必須考慮各部件之間的相對(duì)位置。例如對(duì)于機(jī)翼和機(jī)身之間的干擾阻力來說，中單翼的干擾阻力最小，下單翼的干擾阻力最大，而上單翼的干擾阻力居中。②在飛機(jī)部件結(jié)合處安裝整流包皮在飛機(jī)部件的結(jié)合處安裝整流包皮，使之較為圓滑，讓該處的氣流較為平順，以減小干擾阻力。

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

5．誘導(dǎo)阻力氣體流過機(jī)翼是三維流動(dòng)現(xiàn)象，由于三維效應(yīng)，會(huì)產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力。(1)誘導(dǎo)阻力的定義飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力主要來自機(jī)翼，它伴隨有限翼展(三維翼)的升力而產(chǎn)生。換句話說，如果沒有升力，也就不存在誘導(dǎo)阻力。這種由升力誘導(dǎo)而產(chǎn)生的阻力稱為誘導(dǎo)阻力，又因?yàn)檎T導(dǎo)阻力伴隨升力而產(chǎn)生，誘導(dǎo)阻力又稱為升力衍生阻力，它也是飛機(jī)飛行時(shí)特有的一種阻力。

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

(a)前視圖(b)后視圖圖13-5翼尖渦流形成原因(2)翼尖渦流的定義機(jī)翼產(chǎn)生升力時(shí)，下翼面壓力會(huì)比上翼面大，翼尖的氣流就從翼尖的旁邊由下往上翻，因此兩端翼尖各自形成一個(gè)由下向上旋轉(zhuǎn)的渦流，稱為翼尖渦流 (Wingtip

vortex)，如圖13-5所示。翼尖渦流的產(chǎn)生造成了機(jī)翼上下表面的壓力差減少，在相同迎角的情況下，機(jī)翼的升力降低。

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

飛機(jī)飛行中，翼尖渦流氣流的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)使翼尖渦流內(nèi)壓力降低，如果空氣中含有足夠的水蒸氣，則會(huì)膨脹冷卻而凝結(jié)成水珠，這時(shí)便可看到由翼尖向后拖起的兩道霧狀的渦流索。做飛行表演的飛機(jī)還常常在翼尖安裝發(fā)煙罐，這時(shí)天空就會(huì)出現(xiàn)兩條漂亮的彩帶飛舞。在日常生活中，也可以觀察到翼尖渦流的現(xiàn)象。例如在大雁南飛時(shí)，常排成人字或斜一字形，領(lǐng)隊(duì)的大雁排在中間，而幼弱的小雁常排在外側(cè)，這樣使得后雁處于前雁翅尖所產(chǎn)生的渦流之中，飛行起來能夠比較省力，可以減輕長途飛行的疲勞，有利于長途飛行，如圖13-6所示。圖13-5翼尖渦流形成原因

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

(3)下洗氣流的產(chǎn)生翼尖渦流氣流旋轉(zhuǎn)的效應(yīng)，使得機(jī)翼產(chǎn)生一個(gè)垂直向下的氣流，稱為下洗氣流(Wash

down

air

flow)，如圖13-7所示。圖13-7下洗氣流

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

(4)誘導(dǎo)阻力的形成原因下洗氣流的速度，

稱為下洗速度(Downwashvelocity)，用符號(hào)w表示。此時(shí)氣流速度不再是

V

，而是

V

與w的合速，稱為

有效速度(Effective

velocity)，用符號(hào)Ve表示。因?yàn)橄孪礆饬鞯乃俣葁而產(chǎn)生的向下的傾斜角，也就是來流速度

V

與有效速度

Ve

間的夾角，

叫作下洗角(Washdownangle)，

用符號(hào)c表示，而有效速度Ve與機(jī)翼弦線的夾角，稱為有

效迎角(Effective

angle

ofattack)，用符號(hào)e

表示。有效迎角、迎角以及下洗角之間的關(guān)系為e

=

?c，如圖13-8所示。圖13-8誘導(dǎo)阻力形成原因

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

氣流以有效速度Ve

流經(jīng)機(jī)翼時(shí)產(chǎn)生了垂直方向的實(shí)際升力L

，而Ve

系下洗氣流w與相對(duì)氣流速度V

的合速度。實(shí)際升力L

可以分解成兩個(gè)分量：一個(gè)是與來流垂直方向的分量，也就是起升力作用的分量L；另一個(gè)是與來流平行且方向相同，也就是起阻力作用的分量(誘導(dǎo)阻力)。即存在計(jì)算公式L

=

L

cos

與Di

=

L

sin

如果上下翼面沒有壓力差，就不會(huì)產(chǎn)生升力，也不會(huì)產(chǎn)生翼尖渦流，而沒有翼尖渦流也就不會(huì)產(chǎn)生下洗氣流，沒有下洗氣流則下洗角=

0

，從而Di

=Lsin沒有升力就沒有誘導(dǎo)阻力，升力越大，誘導(dǎo)阻力也就越大所以誘導(dǎo)阻力伴隨著機(jī)翼的升力而產(chǎn)生，又稱為升力衍生阻力。

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

【例13-3】試說明有效迎角

e

、迎角

、下洗角c以及誘導(dǎo)阻力

Di

之間的關(guān)系?！窘獯稹咳鐖D13-8所示，可以看出有效迎角、迎角以及下洗角之間的關(guān)系為e

=

?

c

誘導(dǎo)阻力為

Di

=L

sin

c

=L

sin(?e

)

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

(5)誘導(dǎo)阻力的影響因素2根據(jù)實(shí)驗(yàn)研究的結(jié)果可以歸納出，誘導(dǎo)阻力系數(shù)計(jì)算公式為D,i

e

AR式中，CD,i

是誘導(dǎo)阻力系數(shù)；是圓周率；CL

是升力系數(shù)；e是翼展效率因子；AR是展弦比。①

機(jī)翼的平面形狀對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響研究發(fā)現(xiàn)，在其他因素相同的條件(例如速度與升力)下，橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小(其翼展效率因子e為1)，梯形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力次之，而矩形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最大。然而橢圓形機(jī)翼的制造工藝具有難度，制作成本較高，輕小型飛機(jī)多采用梯形機(jī)翼降低誘導(dǎo)阻力。其主要的原理是機(jī)翼翼尖部分的面積在機(jī)翼總面積中所占比例下降，從而減小誘導(dǎo)阻力。=CCL

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

②

展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響機(jī)翼的展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小。這是因?yàn)樵跈C(jī)翼面積相同的情況下，展弦比越大，翼尖部分的面積在機(jī)翼總面積中所占比例就越小，形成的下洗氣流或者下洗角也較小，因此誘導(dǎo)阻力也就越小。如圖13-9所示以矩形翼為例，說明展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響。從圖中可以看出，機(jī)翼的展弦比越小，平均下洗速度越大，誘導(dǎo)阻力越大；反之機(jī)翼的展弦比越大，誘導(dǎo)阻力也就越小。所以在無限翼展的假設(shè)下(

AR

→

)，

誘導(dǎo)阻力為0。(a)展弦比小(b)展弦比大圖13-9展弦比對(duì)矩形翼誘導(dǎo)阻力影響

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

【例13-4】在飛機(jī)設(shè)計(jì)中使用梯形機(jī)翼與大展弦比機(jī)翼減小誘導(dǎo)阻力的原理是什么？【解答】在飛機(jī)設(shè)計(jì)中使用梯形機(jī)翼與大展弦比機(jī)翼減小誘導(dǎo)阻力的原理都是使機(jī)翼翼尖部分的面積在機(jī)翼總面積中所占比例下降，從而減小誘導(dǎo)阻力。

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

【例13-5】無扭轉(zhuǎn)的橢圓形機(jī)翼，其展弦比AR

=7，低速飛行迎角

=8。，升力系數(shù)CL

=0.8，試求該機(jī)翼的翼展效率因子e、下洗角

c、有效迎角

e以及誘導(dǎo)阻力系數(shù)

【解答】橢圓形機(jī)翼的翼展效率因子e為1。下洗角c

=

幾

=

幾

=

0.036

38

=

2.08。因?yàn)閑

=

?

c

所以有效迎角e

=8。?2.08。=5.92。又因?yàn)檎T導(dǎo)阻力系數(shù)

CD,i

=幾

LAR所以

CD,i

=

幾

=

0.2092eC

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

(6)誘導(dǎo)阻力的改善措施減小誘導(dǎo)阻力的改善措施一般有采用大展弦比的梯形機(jī)翼與安裝翼梢小翼。①采用大展弦比的梯形機(jī)翼梯形機(jī)翼具有誘導(dǎo)阻力小、結(jié)構(gòu)輕以及工藝簡(jiǎn)單的優(yōu)點(diǎn)，同時(shí)，加大機(jī)翼的展弦比也可以減小誘導(dǎo)阻力，所以一般低速飛機(jī)多采用大展弦比的梯形機(jī)翼。無論是梯形還是大展弦比機(jī)翼，都具有使翼尖部位的面積在機(jī)翼的總面積中所占比例下降的作用，從而減小誘導(dǎo)阻力。

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

②安裝翼梢小翼在機(jī)翼的翼尖部位安裝翼梢小翼(Winglet)或副油箱等外掛物可阻止氣流由機(jī)翼下表面向上表面流動(dòng)，從而

減弱翼尖渦流，減小誘導(dǎo)阻力，如圖13-10所示。翼梢小翼在民用客機(jī)或運(yùn)輸機(jī)的應(yīng)用中能節(jié)省燃油，加大航程。航空小常識(shí)：翼梢小翼會(huì)增加翼根(機(jī)翼與機(jī)身的結(jié)合處)的力矩，機(jī)翼的翼梁必須加強(qiáng)，因而增加了額外的重力(強(qiáng)化翼梁的結(jié)構(gòu)重力與翼梢小翼的重力)以及制造施工的復(fù)雜度，輕(小)型飛機(jī)因?yàn)閯?dòng)力小且受限于造價(jià)成本，還不如采用“增加展弦比”的方式降低誘導(dǎo)阻力來得劃算。圖13-10翼梢小翼

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

(7)翼尖渦流衍生出的尾渦效應(yīng)如圖13-11所示，翼尖渦流向后擴(kuò)散形成尾渦(Trailingtipvortex)。尾渦的強(qiáng)度由飛機(jī)重力(或飛機(jī)的升力與發(fā)動(dòng)機(jī)的推

力)、飛行速度與機(jī)翼形狀決定，其中最主要的是飛機(jī)重力(或飛機(jī)的升力與發(fā)動(dòng)機(jī)的推力)。尾渦的強(qiáng)度隨著載荷因子的增加以及飛行速度的減小而增大。當(dāng)后機(jī)進(jìn)入前機(jī)的尾渦區(qū)，會(huì)出現(xiàn)抖動(dòng)、下沉、改變飛行狀態(tài)、發(fā)動(dòng)機(jī)停止甚至翻轉(zhuǎn)等現(xiàn)象。大飛機(jī)后面起降的小飛機(jī)，如果距離太近會(huì)被卷入大飛機(jī)留下尾渦區(qū)中，處置不當(dāng)還會(huì)發(fā)生事故。大型噴氣客機(jī)產(chǎn)生的尾部渦流，其體積甚至可以超過一架小飛機(jī)，而且留下的尾渦甚至可以持續(xù)數(shù)分鐘不散去，所以機(jī)場(chǎng)航管人員在管制飛機(jī)起降時(shí)，通常要有一定的隔離時(shí)間。圖13-11尾渦效應(yīng)

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

6．飛機(jī)低速飛行時(shí)的阻力變化(1)現(xiàn)象說明如圖13-12所示，低亞聲速飛行的阻力以誘導(dǎo)阻力為主，誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方的倒數(shù)成正比；高亞聲速飛行時(shí)的阻力以寄生阻力為主，寄生阻力與飛行速度的平方成正比。寄生阻力與誘導(dǎo)阻力的總和即為總阻力，它隨著飛行速度增大先減小而后增大。誘導(dǎo)阻力曲線和寄生阻力曲線相交時(shí)的總阻力最小，此時(shí)的飛行速度稱為有利飛行速度，用符號(hào)V有利表示，對(duì)應(yīng)的飛行馬赫數(shù)稱為有利馬赫數(shù)，用符號(hào)Ma有利表示。圖13-12阻力類型隨著飛行速度變化

13.4

飛機(jī)飛行的阻力

(2)原因探討①誘導(dǎo)阻力曲線變化趨勢(shì)飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力隨著飛行迎角的增大而增加，低速飛行時(shí)，為了得到足夠的升力，飛機(jī)以較大的迎角飛行，機(jī)翼上下表面的壓力差較大，引發(fā)的翼尖渦流的強(qiáng)度較強(qiáng)，所以誘導(dǎo)阻力較大。而飛行速度較高時(shí)，飛行所需的升力較小，飛行迎角較小，形成的翼尖渦流的強(qiáng)度較弱，因此誘導(dǎo)阻力也隨之減小。②寄生阻力曲線變化趨勢(shì)飛行的速度越高，

氣流對(duì)飛機(jī)的阻滯力就越大，所以寄生阻力隨著速度的增加而增大。③總阻力曲線變化趨勢(shì)總阻力等于誘導(dǎo)阻力與寄生阻力的總和，在亞聲速范圍內(nèi)，

飛機(jī)總阻力隨著飛行速度增大先減

小而后增大。當(dāng)飛行速度小于有利飛行速度時(shí)，總阻力隨著飛行速度增大而減??；飛行速度大于有利飛行速度時(shí)，總阻力隨著飛行速度增大而增加。13.5

飛機(jī)的升力系數(shù)曲線

13.5

飛機(jī)的升力系數(shù)曲線

氣流的三維效應(yīng)，也即翼尖渦流的存在使得機(jī)翼的升力系數(shù)比翼型的小，因此飛機(jī)的升力數(shù)曲

線與翼型的有所不同，二維機(jī)翼升力系數(shù)理論的計(jì)算公式必須加以修正。1．三維機(jī)翼升力系數(shù)理論公式由于翼尖渦流的存在，機(jī)翼升力系數(shù)與飛行迎角的關(guān)系必須在翼型升力系數(shù)理論中考慮三維效應(yīng)的影響。

2

sin

+

2h將CL

=

2

sin

+

修正為CL

=

1

+

這就是三維機(jī)翼升力系數(shù)理論計(jì)算公式?？梢钥闯?，如果不考慮飛機(jī)失速，展弦比AR越大，升力系數(shù)CL

越大；當(dāng)展弦比趨于無限大，也就是AR

→時(shí)，三維機(jī)翼升力系數(shù)等于二維翼型理論值。

c

)

13.5

飛機(jī)的升力系數(shù)曲線

2．升力系數(shù)曲線隨展弦比的變化規(guī)律這里以不對(duì)稱翼型的矩形機(jī)翼為例，說明在不同展弦比時(shí)，升力系數(shù)曲線的變化，如圖13-13所示。(1)升力系數(shù)隨著展弦比的變小而變小在相同迎角的情況下，如果展弦比AR越小，則機(jī)翼的升力系數(shù)CL

越小。這是因?yàn)閷?duì)于相同平面形狀的機(jī)翼而言，展弦比越小，翼尖渦流所產(chǎn)生的氣流下洗效應(yīng)對(duì)機(jī)翼的影響也較顯著，有效迎角αe與升力系數(shù)CL

值也就越小。(2)升力系數(shù)曲線斜率隨著展弦比的變小而降低有限翼展機(jī)翼的升力系數(shù)曲線斜率?

隨著展弦比減小而降低，這也是因?yàn)橐砑鉁u流引發(fā)氣流下洗效應(yīng)越強(qiáng)的緣故。圖13-13相同形狀機(jī)翼的升力系數(shù)曲線隨著展弦比AR

變化L?C

13.6

飛機(jī)的阻力系數(shù)曲線

13.6

飛機(jī)的阻力系數(shù)曲線

飛機(jī)的阻力系數(shù)曲線表示飛行阻力系數(shù)CD

值

隨著飛行迎角變化的關(guān)系曲線。飛機(jī)的阻力組成與翼型的不同，所以它們的阻力系數(shù)曲線有所差異。對(duì)同機(jī)型來說，飛機(jī)的構(gòu)型是不變的，低速飛行時(shí)的阻力系數(shù)CD

主要由迎角決定，兩者之間的變化關(guān)系如圖13-14所示。圖13-14飛機(jī)阻力系數(shù)曲線

13.6

飛機(jī)的阻力系數(shù)曲線

1．阻力系數(shù)的組成如前所述，亞聲速飛機(jī)如果在不超過臨界馬赫數(shù)的情況下飛行，依據(jù)阻力產(chǎn)生原因的不同，可以分為摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力以及誘導(dǎo)阻力，其中摩擦

阻力、形狀阻力與干擾阻力合稱為寄生阻力因此總阻力＝寄生阻力＋誘導(dǎo)阻力，阻力系數(shù)等于寄生阻力系數(shù)與誘導(dǎo)阻力系

數(shù)之和。

13.6

飛機(jī)的阻力系數(shù)曲線

2．零升力阻力系數(shù)的定義零升力阻力系數(shù)(Drag

coefficient

of

zero

lift)是指飛機(jī)升力為零的阻力系

數(shù)，在中小迎角的情況下，飛機(jī)的阻力系數(shù)也常寫成如CD

=CD0

+CDi

的形式式中，CD

為總阻力系數(shù)，CD0為零升力阻力系數(shù)，CDi

為誘導(dǎo)阻力系數(shù)。在小迎角的情況下，摩擦阻力基本不隨迎角變化，壓差阻力也很小，因此零升阻力系數(shù)基本與寄生阻力系數(shù)相等。飛機(jī)的零升阻力系數(shù)的大小主要取決于翼型的相對(duì)厚度、相對(duì)彎度、最低壓力點(diǎn)位置以及表面粗糙度。翼型的相對(duì)厚度增大或相對(duì)彎度增大，零升阻力系數(shù)增大；翼型的最低壓力點(diǎn)位置后移，零升阻力系數(shù)減??；飛機(jī)的表面越粗糙，零升阻力系數(shù)越大。

13.6

飛機(jī)的阻力系數(shù)曲線

3．飛機(jī)阻力系數(shù)隨迎角變化的規(guī)律飛行迎角增加時(shí)，飛機(jī)的阻力系數(shù)不斷地增大。在小迎角的情況下，阻力系數(shù)較小且隨著迎角增大的斜

率較??；而在大迎角的情況下，飛機(jī)的阻力系數(shù)較大且隨著迎角增大的斜率較大。當(dāng)飛行迎角超過臨界迎角

(失速迎角)后，飛機(jī)的阻力系數(shù)隨著迎角增加而急劇增大。(1)小迎角時(shí)的變化原因亞聲速飛機(jī)在小迎角飛行時(shí)，摩擦阻力占據(jù)飛機(jī)阻力的主導(dǎo)地位。由于摩擦阻力系數(shù)基本上不隨著迎角改變，另外在小迎角的情況下，壓差阻力系數(shù)隨著迎角角變化量不大，誘導(dǎo)阻力系數(shù)隨著升力系數(shù)的平方成正比例地緩慢增加，所以飛機(jī)的阻力系數(shù)較小且隨著迎角增大的斜率較小。(2)大迎角時(shí)的變化原因亞聲速飛機(jī)在大迎角飛行時(shí)，誘導(dǎo)阻力占據(jù)飛機(jī)阻力的主導(dǎo)地位。由于誘導(dǎo)阻力系數(shù)隨著升力系數(shù)的平方成正比例的方式以較快的斜率增加，所以飛機(jī)的阻力系數(shù)較大且隨著迎角增大的斜率較大。(3)超過臨界迎角時(shí)的變化原因當(dāng)飛行迎角超過臨界迎角(失速迎角)后，飛機(jī)上翼面的后方產(chǎn)生流體分離的現(xiàn)象，壓差阻力系數(shù)急劇增加，從而導(dǎo)致阻力系數(shù)也急劇增加，此時(shí)飛機(jī)呈現(xiàn)失速狀態(tài)。13.7

飛機(jī)的升阻比曲線與極曲線

13.7

飛機(jī)的升阻比曲線與極曲線

1．飛機(jī)的升阻比曲線要確定飛機(jī)空氣動(dòng)力性能的好壞，不能單獨(dú)看升力或阻力的大小，必須綜合分析它們的比值。飛機(jī)的升阻比曲線就是以綜合衡量的觀點(diǎn)來看飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性隨著迎角的變化情形。(1)升阻比的定義飛機(jī)的升阻比(Lift

to

drag

ratio)是指同一迎角下飛行時(shí)，飛機(jī)升力與阻力

的比值，用符號(hào)K表示。如果升阻比越大，意味著飛機(jī)在飛行時(shí)的升力越大或阻力越小，所以升阻比是衡量飛機(jī)空氣動(dòng)力性能好壞的重要參數(shù)。

13.7

飛機(jī)的升阻比曲線與極曲線

(2)飛機(jī)特性角的概念總空氣動(dòng)力作用在飛機(jī)的壓力中心上，飛機(jī)升阻比的大小與總空氣動(dòng)力相對(duì)于升力向后傾斜的角度有關(guān)，

該角叫作飛機(jī)的特性角(Propertyangle)，以符號(hào)9

表示，如圖13-15所示。特性角與升阻比的關(guān)系為tan9=

D

=

1

，即9=arctan

1

。飛機(jī)的特性角越小，飛機(jī)的升阻比就越大；反之，飛機(jī)的特性角越大，飛機(jī)的升阻比就越小。圖13-10翼梢小翼L

K

K

13.5

飛機(jī)的升力系數(shù)曲線

圖13-16飛機(jī)升阻比曲線(3)升阻比曲線的定義我們可以根據(jù)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測(cè)出的飛機(jī)在各迎角下對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)與阻力系數(shù)值，再根據(jù)升阻比的定義，計(jì)算出各迎角對(duì)應(yīng)的升阻比的值，并畫出升阻比曲線，如圖13-16所示。在升阻比曲線中，升阻比最高點(diǎn)稱為最大升阻比(Maximumliftdrag

ratio)，用符號(hào)Kmax

表示。最大升阻比對(duì)應(yīng)的迎角稱為有利迎角(Advantageousangleofattack)，它是飛機(jī)飛行的最適迎角(Optimum

angle

of

attack)，

一般是3o

~4o

。必須特別注意的是，升阻比最大值所對(duì)應(yīng)的迎角并非是在最大升力系數(shù)CL

max

時(shí)達(dá)到，最大升力系數(shù)所對(duì)應(yīng)的迎角是臨界迎角，它是飛機(jī)開始失速的迎角，而最大升阻比Kmax

所對(duì)應(yīng)的迎角是有利迎角，它是飛機(jī)飛行效率最高時(shí)的迎角，這兩種迎角代表的物理意義截然不同

13.7

飛機(jī)的升阻比曲線與極曲線

(4)升阻比隨迎角變化的規(guī)律從零升力迎角到有利迎角的區(qū)域，迎角增大，升阻比增大，而在有利迎角之后，

迎角增大，升阻比反而減少。這是因?yàn)樵谥?、小迎角下，升力系?shù)斜率是一個(gè)常數(shù)，而阻力系數(shù)隨迎角增加得慢，增加的比例小于升力系數(shù)增加的比例；而在大迎角下，阻力系數(shù)增加得快，增加的比例大于升力系數(shù)增加的比例。飛機(jī)的最大升阻比是衡量飛機(jī)空氣動(dòng)力特性的重要指標(biāo)之一，性能優(yōu)良的飛機(jī)甚至可以達(dá)到50以上。

13.7

飛機(jī)的升阻比曲線與極曲線

【例13-6】飛機(jī)的升阻比曲線、最大升阻比與有利迎角的定義是什么？【解答】飛機(jī)的升阻比曲線是指飛機(jī)在飛行時(shí)的升阻比(L/D

)值隨著飛行迎角

變化的關(guān)系曲線。最大升阻比是指在升阻比曲線中的最大升阻比值，對(duì)應(yīng)的飛行迎角即稱為有利迎角。0

0D

L

D

L

13.7

飛機(jī)的升阻比曲線與極曲線

(5)最大升阻比的求法飛機(jī)的升阻比是表示飛機(jī)氣動(dòng)效率的一個(gè)指標(biāo)，主要是飛行馬赫數(shù)和迎角的函數(shù)，一般希望最大升

阻比越大越好。在中小迎角的情況下，飛機(jī)升力系數(shù)與阻力系數(shù)的關(guān)系，可用CD

=

CD0

+

CDi

=

CD

0

+

kC

來做近似計(jì)算。式中：CD

是阻力系數(shù)；CD0是零升阻力系數(shù)；CDi是誘導(dǎo)阻力系數(shù)；k是常數(shù)，稱為誘導(dǎo)

因子或升致因子；CL為升力系數(shù)。求最大升阻比時(shí)，?K

DC

+kC2C

?

kC2

2

CD0

K

=

1

，

L

=

=

=?CL

?CL

?CL

(CD0

+kC)2，2kC飛機(jī)以最大升阻比

Kmax

飛行，其氣動(dòng)效率是最高的，最大升阻比所對(duì)應(yīng)的飛行迎角稱為有利迎角。飛機(jī)的有利迎角一般在升阻比曲線中，阻力系數(shù)等于兩倍零升力阻力系數(shù)所對(duì)應(yīng)的迎角位置。也就是當(dāng)飛機(jī)以有利迎角飛行時(shí)，阻力系數(shù)與零升力阻力系數(shù)的關(guān)系為CD

=

2CD0

，此時(shí)誘導(dǎo)阻力系數(shù)等于零升力阻力系數(shù)，即CDi

=

CD0L2L2?K

?

L

?

CL

))0kC

CD0

?L

=

所以即得因?yàn)?C令

L

=0=maxkCD0

13.7

飛機(jī)的升阻比曲線與極曲線

2．飛機(jī)的極曲線(1)極曲線的定義以飛機(jī)的升力系數(shù)當(dāng)作縱坐標(biāo)，

阻力系數(shù)表示橫坐標(biāo)，

用迎角為參變數(shù)，

將升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角變化的規(guī)

律用曲線表示出來，這條曲線叫作飛機(jī)的極曲線，如圖13-17所示。(2)極曲線的重要物理特性飛機(jī)的極曲線能夠綜合表達(dá)升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及升阻比的特性，但要確實(shí)了解飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能，就必須掌握零升力迎角、零升力阻力系數(shù)、有利迎角與最大升阻比以及臨界迎角與最大升力系數(shù)，也就是如圖13-18所示各點(diǎn)代表的物理意義。圖13-17飛機(jī)的極曲線

13.7

飛機(jī)的升阻比曲線與極曲線

①零升力迎角與零升力阻力系數(shù)。極曲線與橫坐標(biāo)交點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的迎角為零升力迎角，其對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)等于0以及對(duì)應(yīng)的阻力系數(shù)為CD0

，如圖13-18所示A點(diǎn)。②有利迎角與最大升阻比。從原點(diǎn)向曲線作切線，切點(diǎn)對(duì)應(yīng)的迎角為有利迎角，

相應(yīng)的

縱、橫坐標(biāo)值分別為升力系數(shù)和阻力系數(shù)，其比值為升阻比，即最大升阻比，如圖13-18所示B點(diǎn)，它代表的是飛機(jī)飛行效率最高的狀態(tài)。③臨界迎角與最大升力系數(shù)。飛機(jī)的極曲線最高點(diǎn)對(duì)應(yīng)的迎角為臨界迎角，

相應(yīng)的升力系

數(shù)為最大升力系數(shù)，如圖13-18所示C點(diǎn)，它代表的是即將發(fā)生飛行危險(xiǎn)的狀態(tài)。圖13-18飛機(jī)的極曲線的重要物理特性點(diǎn)標(biāo)示圖13.8

飛機(jī)的大迎角失速

13.8

飛機(jī)的大迎角失速

飛機(jī)失速主要是由于飛行迎角過大，產(chǎn)生了機(jī)翼上表面邊界層氣流分離的現(xiàn)象，

它是造成飛機(jī)失事的主因之一。但是它和翼型失速不同之處在于機(jī)翼的三維效應(yīng)，也就是翼尖渦流的存在。機(jī)翼的三維效應(yīng)還讓不同平面形狀的機(jī)翼產(chǎn)生局部失速的現(xiàn)象。1．不同平面形狀的失速選擇性在機(jī)翼翼展方向的下洗氣流速度分布與翼尖渦流的強(qiáng)度和作用面積有關(guān)，空氣具有黏性，使得翼尖渦流的強(qiáng)度向機(jī)身處逐漸遞減，其引發(fā)的氣流下洗效應(yīng)也逐漸變?nèi)酢Ｈ欢饔妹娣e占機(jī)翼的總面積的比例越大，

氣流產(chǎn)生的下洗效應(yīng)就會(huì)越強(qiáng)，所以機(jī)翼因?yàn)槠矫嫘螤畹牟煌a(chǎn)生不同類型的局部失速現(xiàn)象。局部失速現(xiàn)象是先發(fā)生翼根處或翼尖處，還是翼根與翼尖處同時(shí)發(fā)生，主要取決機(jī)翼的平面形狀，詳解如下。12.8

飛行馬赫數(shù)對(duì)翼型空氣動(dòng)力特性的影響

(1)現(xiàn)象說明如圖13-19所示為橢圓形機(jī)翼、梯形機(jī)翼與矩形機(jī)翼的局部失速現(xiàn)象，以及沿翼展方向下洗速度的分布與升力系數(shù)的變化情形。橢圓形機(jī)翼下洗速度w沿著翼展均勻分布，機(jī)翼各處同時(shí)出現(xiàn)失速現(xiàn)象。矩形機(jī)翼翼根部分的下洗速度小，先行出現(xiàn)失速現(xiàn)象。梯形機(jī)翼，

則是翼尖的下洗速度小，先行出現(xiàn)失速現(xiàn)象。(a)橢圓形機(jī)翼(b)矩形機(jī)翼

(c)梯形機(jī)翼圖13-19不同平面形狀機(jī)翼的局部失速特性

13.8

飛機(jī)的大迎角失速

(2)原因探討①橢圓形機(jī)翼同時(shí)失速現(xiàn)象：因?yàn)橐砑鉁u流的強(qiáng)度沿著翼身方向逐漸遞減，對(duì)氣流下洗的衰減效應(yīng)與翼尖渦流的作用面積沿著翼身方向逐漸增加，兩者對(duì)氣流下洗的增強(qiáng)效應(yīng)互相抵消，所以機(jī)翼各處同時(shí)出現(xiàn)失速現(xiàn)象。也因?yàn)樵跈C(jī)翼各處的下洗氣流速度都相同，各機(jī)翼剖面的下洗角c相同，而e

=

?

c

，所以有效迎角e與升力系數(shù)CL

都相同。②矩形機(jī)翼翼根先行失速現(xiàn)象：因?yàn)檠刂鴻C(jī)翼翼展方向的面積都相同，以及翼尖渦流的強(qiáng)度沿著翼身方向?qū)饬飨孪吹乃p效應(yīng)，使得翼根部分的下洗氣流速度較小，有效迎角

e

與升力系數(shù)CL

較大，所以矩形機(jī)翼一定在翼根處先產(chǎn)生失速現(xiàn)象。③梯形機(jī)翼翼尖先行失速現(xiàn)象：因?yàn)闄C(jī)翼的面積沿著翼展方向逐漸減少，翼尖部位面積在機(jī)翼的總面積中所占的比例就下降，該處下洗氣流速度較小，有效迎角e與升力系數(shù)CL

較大，所以梯形機(jī)翼是在翼尖處先產(chǎn)生失速現(xiàn)象。

13.8

飛機(jī)的大迎角失速

【例13-7】一般的大型民航客機(jī)是翼根還是翼尖處先行失速？論述其原因?！窘獯稹恳话愕拇笮兔窈娇蜋C(jī)使用后掠機(jī)翼，其外形如圖13-20所示，且在翼尖處先行失速。其局部失速的理由與梯形翼類似，都是因?yàn)橐砑鉁u流的強(qiáng)度沿著翼身方向逐漸遞減，對(duì)氣流下洗的衰減效應(yīng)小于翼尖渦流作用面積沿著翼身方向逐漸增大對(duì)氣流下洗的增強(qiáng)效應(yīng)的緣故所以機(jī)翼翼尖部分的下洗氣流速度較小，有效迎角與升力系數(shù)較大，在翼尖處先產(chǎn)生失速現(xiàn)象。圖13-20

一般大型民航客機(jī)外形

13.8

飛機(jī)的大迎角失速

2．抖動(dòng)迎角和抖動(dòng)升力系數(shù)飛機(jī)失速主要是由于飛行迎角過大，產(chǎn)生機(jī)翼上表面邊界層氣流分離的現(xiàn)象，它是造成飛機(jī)失事的主因之一。在失速迎角前，翼尖渦流引發(fā)的氣流下洗效應(yīng)使機(jī)翼產(chǎn)生局部先行失速，引發(fā)機(jī)翼與尾翼的振動(dòng)，從而造成飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性下降。(1)原因探討當(dāng)機(jī)翼出現(xiàn)局部先行失速時(shí)，上翼面后方有局部的氣流分離現(xiàn)象以及大量旋渦，這些旋渦從分離點(diǎn)周期地產(chǎn)生。在前一個(gè)旋渦被吹離機(jī)翼，而后一個(gè)旋渦尚未形成的短暫時(shí)間內(nèi)，氣流流態(tài)得到短暫改善，升力稍有恢復(fù)。但是當(dāng)下一個(gè)旋渦形成時(shí)，升力又稍有減小。這樣，旋渦斷續(xù)而周期性地產(chǎn)生，升力就時(shí)大時(shí)小地周期性變化，迫使機(jī)翼發(fā)生抖動(dòng)，如圖13-21所示。另外，機(jī)翼上大量旋渦流經(jīng)飛機(jī)尾翼，還引起整個(gè)飛機(jī)抖動(dòng)。圖13-21機(jī)翼劇烈抖動(dòng)

13.8

飛機(jī)的大迎角失速

飛機(jī)抖動(dòng)的明顯程度，一方面與氣流分離的范圍和嚴(yán)重程度有關(guān)，另一方面要看飛機(jī)固有頻率與氣流的振動(dòng)頻率是否相近。如果兩者相近，強(qiáng)迫振動(dòng)的振幅大，抖動(dòng)則明顯。如果兩者相差甚遠(yuǎn)，強(qiáng)迫振動(dòng)的振幅微小，抖動(dòng)就感覺不出來。這種抖動(dòng)現(xiàn)象的出現(xiàn)，表示飛機(jī)失速發(fā)展過程開始，對(duì)飛行員是一種很好的警告，可以防止飛機(jī)進(jìn)入失速。飛機(jī)大多設(shè)置了人工失速警告裝置。

13.8

飛機(jī)的大迎角失速

(2)名詞解釋我們將局部剖面出現(xiàn)嚴(yán)重氣流分離時(shí)的迎角叫作抖動(dòng)迎角(Jitter

attack

angle)，用符號(hào)jitter

表示，對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)叫作抖動(dòng)升力系數(shù)(Jitter

lift

coefficient)，用符號(hào)

CLjitter

表示。從抖動(dòng)迎角增加到更大的迎角時(shí)，

上翼面的氣流分離區(qū)進(jìn)一步地?cái)U(kuò)大，

整個(gè)飛機(jī)的升力系數(shù)達(dá)到最大值，

此時(shí)的迎角定義為機(jī)翼的臨界迎角(Critical

angle

of

attack)，用符號(hào)cr

或

max

表示。臨界迎角對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)為機(jī)翼的最大升力系數(shù)(Maximum

lift

coefficient)，用符號(hào)CL

max

表示，如圖13-22所示。機(jī)翼的抖動(dòng)迎角、抖動(dòng)升力系數(shù)、臨界迎角以及最大升力系數(shù)一般由實(shí)驗(yàn)測(cè)定圖13-22飛機(jī)抖動(dòng)迎角與臨界迎角LmaxC

13.8

飛機(jī)的大迎角失速

【例13-8】試說明激波失速、飛機(jī)失速(飛機(jī)大迎角失速)以及翼尖失速的定義?！窘獯稹考げㄊ偈侵革w機(jī)的飛行速度超過臨界馬赫數(shù)時(shí)，在機(jī)翼上表面出現(xiàn)局部激波而引發(fā)的激波誘導(dǎo)邊界層分離的現(xiàn)象。飛機(jī)失速(飛機(jī)大迎角失速)是指飛機(jī)的飛行速度超過臨界迎角，在機(jī)翼上表面出現(xiàn)邊界層分離的現(xiàn)象。翼尖失速是指采用梯形翼或后掠翼的飛機(jī)，因?yàn)橐砑鉁u流效應(yīng)，在發(fā)生大迎角失速前，翼尖部位所引發(fā)的局部先行失速現(xiàn)象。

13.8

飛機(jī)的大迎角失速

【例13-9】試說明臨界迎角與抖動(dòng)迎角的定義以及彼此間的關(guān)系?！窘獯稹克^臨界迎角是指飛機(jī)失速(飛機(jī)大迎角失速)時(shí)對(duì)應(yīng)的迎角，而抖動(dòng)迎角是指飛機(jī)機(jī)翼開始發(fā)生局部失速現(xiàn)象時(shí)的迎角。除了橢圓形機(jī)翼，在發(fā)生迎角失速前，飛機(jī)機(jī)翼都會(huì)引發(fā)局部先行失速的現(xiàn)象，所以臨界迎角比抖動(dòng)迎角大。

13.8

飛機(jī)的大迎角失速

3．改善機(jī)翼局部先行失速特性的措施機(jī)翼發(fā)生局部先行失速的現(xiàn)象，使得飛機(jī)在到達(dá)臨界迎角(失速迎角)前，產(chǎn)生機(jī)翼與尾翼的振動(dòng)，造成穩(wěn)定性和操縱性下降。為了保證飛行安全，一般使用機(jī)翼扭轉(zhuǎn)的方式加以改善。根據(jù)機(jī)

翼扭轉(zhuǎn)可以分為幾何扭轉(zhuǎn)和氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)兩種方式。(1)幾何扭轉(zhuǎn)梯形翼翼尖采用負(fù)扭轉(zhuǎn)的方式，矩形翼翼尖采用正扭轉(zhuǎn)的方式，使得有效迎角在沿翼展的各剖面基本上保持一致，從而避免機(jī)翼局部先行失速現(xiàn)象的發(fā)生。(2)氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)由于幾何扭轉(zhuǎn)增加制造工藝的復(fù)雜性，所以有時(shí)也采用氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)的方法。氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)的翼尖與翼根選用相對(duì)彎度或相對(duì)厚度不同的翼型，使它們的零升力迎角或臨界迎角有所差別，與幾何扭轉(zhuǎn)的原理相同，也是使機(jī)翼各剖面有效迎角保持一致，從而避免機(jī)翼局部先行失速現(xiàn)象的發(fā)生。

13.8

飛機(jī)的大迎角失速

【例13-10】試說明機(jī)翼扭轉(zhuǎn)方式中幾何扭轉(zhuǎn)和氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)的定義?！窘獯稹咳绻麢C(jī)翼各剖面的弦線不在同一平面內(nèi)，則為幾何扭轉(zhuǎn)。如果剖面的局部迎角大于翼根剖面的迎角，則該剖面為正扭轉(zhuǎn)；反之，為負(fù)扭轉(zhuǎn)。有的機(jī)翼，雖然各剖面的翼弦在同一平面上(無幾何扭轉(zhuǎn))，但是沿著翼展方向采用了不同彎度的非對(duì)稱翼型，這種布置就叫作氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)。

13.8

飛機(jī)的大迎角失速

【例13-10】試說明為何翼根先行失速會(huì)比翼尖先行失速為佳？并列舉兩種梯形翼飛機(jī)防止翼尖先行失速的方法?！窘獯稹咳绻麢C(jī)翼各剖面的弦線不在同一平面內(nèi)，則為幾何扭轉(zhuǎn)。如果剖面的局部迎角大于翼根剖面的迎角，則該剖面為正扭轉(zhuǎn)；反之，為負(fù)扭轉(zhuǎn)。有的機(jī)翼，雖然各剖面的翼弦在同一平面上(無幾何扭轉(zhuǎn))，但是沿著翼展方向采用了不同彎度的非對(duì)稱翼型，這種布置就叫作氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)。

13.8

飛機(jī)的大迎角失速

【例13-11】試說明為何翼根先行失速會(huì)比翼尖先行失速為佳？并列舉兩種梯形翼飛機(jī)防止翼尖先行失速的方法?！窘獯稹勘ＷC翼根先行失速對(duì)飛行有兩方面好處。首先機(jī)翼內(nèi)側(cè)剖面的局部分離氣流打到水平尾翼上，可使飛行員感受到它所造成的局部失速的抖動(dòng)警告，從而避免進(jìn)入全面失速狀態(tài)。其次，翼根先行失速，可使飛機(jī)即使處于局部失速狀態(tài)，副翼等仍有控制和操縱飛機(jī)的足夠效率，保證飛機(jī)可以從危險(xiǎn)的局部失速狀態(tài)脫離。梯形翼飛機(jī)要防止翼尖先行失速，一般可使用氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)與幾何扭轉(zhuǎn)兩種方式。氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)的方式就是在翼尖采用零升力迎角小的翼型；幾何扭轉(zhuǎn)的方式就是使翼尖局部迎角小于翼根的迎角(負(fù)幾何扭轉(zhuǎn)的方式)，以保證翼根比翼尖處先行失速。

13.8

飛機(jī)的大迎角失速

4．飛機(jī)的失速飛行迎角到達(dá)臨界迎角時(shí)，只要迎角稍微增加，機(jī)翼上表面就會(huì)出現(xiàn)嚴(yán)重的氣流分離現(xiàn)象，使得飛機(jī)的升力急速下降，從而無法克服重力，造成飛行上的危險(xiǎn)，所以描述飛機(jī)飛行失速現(xiàn)象的相關(guān)數(shù)值是評(píng)估飛機(jī)飛行性能的重要依據(jù)。剛到達(dá)臨界迎角時(shí)的飛行速度稱為失速。根據(jù)飛機(jī)升力計(jì)算公式，到達(dá)臨界迎角時(shí)，如果飛行速度低于失速，飛機(jī)將無法持續(xù)飛行，因此失速是衡量飛機(jī)空氣動(dòng)力特性的重要指標(biāo)之一。

13.8

飛機(jī)的大迎角失速

(1)飛機(jī)失速的計(jì)算失速(Stalling

velocity)，用符號(hào)Vstall

表示。平飛時(shí)，飛機(jī)的升力等于重力。根據(jù)L

=pV

2

CL

S以及臨界迎角所對(duì)應(yīng)的最大升力系數(shù)，以推論出失速計(jì)算公式為L

=

W

=

pVs

ll

CL

max

S從而L

=

W

=

pVs

ll

CL

max

S

Vstall=

然而飛機(jī)要完成一次飛行任務(wù)必須經(jīng)過起飛、爬升、巡航、下降和著陸等過程，在其他飛行過程的狀態(tài)下，飛機(jī)的升力L不等于重力W，而要乘以一個(gè)系數(shù)，這個(gè)系數(shù)稱為載荷系數(shù)(Loadfactor)。定義nL

=

，其他飛行狀態(tài)的失速為Vstall

=

n

Vstall,平飛

=

n

(2)影響飛機(jī)失速的因素(p

)、最大升力系數(shù)(CL

max

)以及載荷系數(shù)(nL

)。L1/2L1/2ta2ta2從Vstall

=

n

中可以看出，影響飛機(jī)失速的因素為飛機(jī)的重力(W)、空氣的密度L1/2

13.8

飛機(jī)的大迎角失速

①飛機(jī)重力為簡(jiǎn)化計(jì)算，一般將飛機(jī)的重力假設(shè)為定值。實(shí)際上飛機(jī)的重力包含了飛機(jī)機(jī)體的重力以及載重力(乘客重力、貨物重力、油量以及其他重力)，在同等飛行條件下，載重力增加，意味著重力增加，

要維持飛行的升力就必須增加，

因此失速必然增加。②空氣密度空氣密度越小，要維持飛行的升力不變，只有提高飛行速度，因此失速就必然增加。飛行時(shí)的空氣密度與空氣濕度、飛行高度與溫度有關(guān)，其彼此之間的關(guān)系已經(jīng)在第11章詳述，在此不再說明。③最大升力系數(shù)在起飛與著陸的過程中，使用增升裝置可以提高最大升力系數(shù)，

從而降低失速，使飛機(jī)以更低的速度起飛和著陸。④載荷系數(shù)從飛機(jī)失速的計(jì)算公式中可以看出，載荷系數(shù)越大，其對(duì)應(yīng)的失速越大。

13.8

飛機(jī)的大迎角失速

5．失速預(yù)警為了保證飛行安全，必須防止飛機(jī)進(jìn)入失速狀態(tài)。要做到這一點(diǎn)，必須在飛機(jī)接近失速時(shí)，給飛行員一個(gè)準(zhǔn)確的失速警告。失速預(yù)警可包括機(jī)翼局部失速預(yù)警以及人工失速警告設(shè)備兩類。(1)機(jī)翼局部失速預(yù)警機(jī)翼先行產(chǎn)生局部失速現(xiàn)象會(huì)使飛機(jī)發(fā)生抖振，也使駕駛桿和腳蹬產(chǎn)生抖動(dòng)，有一種操縱失靈的感覺。此感覺就告訴飛行員飛機(jī)已經(jīng)接近失速，這時(shí)飛行員必須及時(shí)向前推桿減小迎角，防止飛機(jī)失速。(2)人工失速警告設(shè)備梯形翼與后掠翼對(duì)局部先行失速所產(chǎn)生的抖動(dòng)現(xiàn)象并不明顯，不能起到明顯的預(yù)警作用，但卻是飛機(jī)經(jīng)常使用的機(jī)翼構(gòu)型，所以現(xiàn)代飛機(jī)都安裝了人工失速警告設(shè)備，例如失速警告喇叭、失速警告燈與抖桿器。這些人工失速警告設(shè)備用迎角探測(cè)器探測(cè)飛機(jī)的迎角，當(dāng)迎角增大到接近臨界迎角的某個(gè)值時(shí)(飛行速度比失速大7%)，人工失速警告設(shè)備就會(huì)對(duì)飛行員發(fā)出失速警告，防止飛機(jī)進(jìn)入失速狀態(tài)。13.9

增升裝置介紹

13.9

增升裝置介紹

升力系數(shù)的大小主要取決于迎角和機(jī)翼的幾何外形。迎角超過臨界迎角后，飛機(jī)產(chǎn)生失速從而危及飛行安全，而且迎角過大，飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性也顯著地變差，所以增大迎角以增加飛機(jī)的升力系數(shù)的措施受到一定的限制，例如起飛迎角不得超過失速迎角的0.8倍?？梢栽陲w機(jī)上安裝增升裝置(High

lift

device)以提升低速時(shí)的升力，襟翼(Flap)和前緣縫翼(Leading

edge

slat)是民用航空飛機(jī)最常用的增升裝置，其在機(jī)翼上的位置如圖13-23所示。圖13-23襟翼和前緣縫翼在民航機(jī)翼的位置LmaxC

13.9

增升裝置介紹

隨著現(xiàn)代民機(jī)大型化與高速化的發(fā)展，起飛離地和著陸接地速度越來越高。其原因主要有兩個(gè)：一是大型飛機(jī)使用高速機(jī)翼(例如后掠機(jī)翼與薄翼機(jī)翼等)，而高速機(jī)翼主要從有利于高速飛行角度設(shè)計(jì)，在低速下的飛行性能并不好，從而使得飛機(jī)必須使用較高的飛行速度，才能達(dá)到需要的升力；二是大型飛機(jī)的重力大，在須安全起飛和平穩(wěn)著陸的要求下必須使用較大的升力，

因此飛機(jī)起飛和著陸的速度越來越大。如果不采用增升裝置，則未來機(jī)場(chǎng)跑道將越建越長，但是機(jī)場(chǎng)跑道過度增長不現(xiàn)實(shí)，就需要進(jìn)一步發(fā)揮增升裝置的更大潛力。

13.9

增升裝置介紹

2．后緣襟翼的增升原理襟翼是常用的一種增升裝置，通常的襟翼，指的是后緣襟翼。后緣襟翼的增升原理大致有3種：增加機(jī)翼的彎度、增加機(jī)翼弦長(面積)以及推遲氣流分離。(1)增加機(jī)翼的彎度。使用襟翼可以增加機(jī)翼翼型的彎度，因?yàn)闄C(jī)翼的升力系數(shù)與彎度有關(guān)。從二維機(jī)翼升力系數(shù)公式CL

=2πsin

議+2h

中可以得知，在相同議時(shí)，

h

越大，CL

就越大，產(chǎn)生的升力也越大。(2)增加機(jī)翼弦長(面積)

使用襟翼可以增加機(jī)翼的弦長，也意味著機(jī)翼的平均幾何弦長C

增加。根據(jù)公式S

=b

根C

以及L

=

pV

CL

S

，相同情況下，機(jī)翼的面積增加，升力也隨之增加。(3)推遲氣流分離機(jī)翼開設(shè)縫道，加工成襟翼，可以延緩氣流分離現(xiàn)象，因?yàn)橄乱砻娴膲毫^大，可使氣流通過縫道流向上翼面，如圖13-24所示。圖13-24機(jī)翼縫道延遲失速現(xiàn)象的原理w2\c

)

c

13.9

增升裝置介紹

3．后緣襟翼的類型如圖13-25所示，后緣襟翼大抵可分為簡(jiǎn)單襟翼、開裂式襟翼、開縫襟翼以及后退式襟翼4種類型。(a)簡(jiǎn)單襟翼(b)開裂式襟翼(c)單縫襟翼

(d)后退式襟翼(佛勒式襟翼)圖13-25后緣襟翼種類L

maxC

13.9

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(1)簡(jiǎn)單襟翼是指安裝在機(jī)翼后緣可轉(zhuǎn)向的小翼面。不使用時(shí)，閉合成為機(jī)翼后緣的一部分，使用時(shí)則向下偏轉(zhuǎn)一定的角度。它的增升原理是改變機(jī)翼剖面形狀，增大機(jī)翼彎度，從而增大升力。由于其增升效率低以及構(gòu)造簡(jiǎn)單，所以多用于輕型飛機(jī)。(2)開裂式襟翼是指安裝在機(jī)翼后緣下表面一塊可以向下偏轉(zhuǎn)的板件。不使用時(shí)收回，緊貼合在機(jī)翼下表面，成為機(jī)翼后緣的一部分，使用時(shí)向下打開并下偏轉(zhuǎn)。它的增升原理是增加機(jī)翼的彎度，除此之外，當(dāng)板件打開時(shí)，可以在板件和機(jī)翼下表面后部之間形成低壓區(qū)，對(duì)機(jī)翼上表面氣流具有吸引作用，使得機(jī)翼的上表面流速增加，從而增加升力。開裂式襟翼，由于其增升效果比簡(jiǎn)單襟翼好，結(jié)構(gòu)亦十分簡(jiǎn)單，在小型低速飛機(jī)上應(yīng)用得較廣泛。

13.9

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(3)開縫襟翼是在簡(jiǎn)單襟翼基礎(chǔ)上做了改進(jìn)，將安裝在機(jī)翼后緣可轉(zhuǎn)向小翼面的鉸接點(diǎn)移至機(jī)翼下后方。使用時(shí)將其向下打開，不僅可以增加機(jī)翼的彎度，還可以使下翼面的氣流通過縫道流向上翼面，延遲氣流分離。其增升原理主要是增加機(jī)翼的彎度與延遲氣流分離。開縫襟翼的增升效果好于簡(jiǎn)單襟翼，最大升力系數(shù)甚至可增大85%~95%，而臨界迎角降低得不多。為了進(jìn)一步提升開縫襟翼的增升效果，有的飛機(jī)還采用了雙開縫襟翼、三開縫襟翼。開縫襟翼一般多用于中、小型飛機(jī)。

13.9

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(4)后退式襟翼的特點(diǎn)是襟翼在放下的同時(shí)還能向后滑動(dòng)，在增大翼型相對(duì)彎度

的同時(shí)，還增大了機(jī)翼的面積。這種襟翼的增升效果很顯著，臨界迎角降低也很小。后退式襟翼一般與開縫式襟翼結(jié)合，我們稱之為后退式開縫襟翼，其特點(diǎn)是在襟翼向下偏轉(zhuǎn)增大相對(duì)彎度的同時(shí)，還向后滑動(dòng)，增大了機(jī)翼面積，同時(shí)還能開1~3條縫因此，增升效率比其他襟翼都高，增升效果一般可達(dá)到110%~140%，目前廣泛應(yīng)用于大、中型飛機(jī)。

13.9

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4．各種類型后緣襟翼的升力曲線各種類型后緣襟翼的增升工作原理不同，其造成的增升效果也就不同。各種類型后緣襟翼的升力曲線列于如圖13-26所示，以便了解其增升效果。5．前緣襟翼、前緣縫翼與機(jī)動(dòng)機(jī)翼對(duì)于翼型很薄的高速飛機(jī)，在低速大迎角(甚至中小迎角)飛行時(shí)很容易在機(jī)翼的前緣就出現(xiàn)氣流分離的情況，導(dǎo)致失事，因此要加裝前緣襟翼(Leading

edge

flap)或前

緣縫翼(Leading

edge

slat)以改善流動(dòng)情況。有的飛機(jī)甚至裝有可隨時(shí)操縱的前緣和后緣機(jī)動(dòng)機(jī)翼(又稱變彎度機(jī)翼)，從而大大提高了機(jī)動(dòng)性能。圖13-26各種后緣襟翼的升力系數(shù)與迎角的關(guān)系圖

13.9

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(1)前緣襟翼設(shè)置在機(jī)翼前緣，多用于高速飛機(jī)高速飛機(jī)一般采用前緣半徑較小的薄翼型，當(dāng)它以一定迎角飛行時(shí)，翼型前緣上表面并沒有形成平滑的流道，氣流很容易在該處產(chǎn)生分離，如圖13-27所示。放下前緣襟翼，既能增大翼型的相對(duì)彎度，又能減小前緣相對(duì)于氣流的角度，使氣流平順地流過，因此，前緣襟翼能延遲氣流分離的產(chǎn)生，提高臨界迎角和最大升力系數(shù)，如圖13-28所示。高速飛機(jī)使用后緣襟翼時(shí)，后緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)，哪怕角度不大，在機(jī)翼前緣也會(huì)產(chǎn)生氣流分離，這大大降低后緣襟翼的增升效果。前緣襟翼具有能延遲機(jī)翼前緣氣流分離的特性，因此，與后緣襟翼配合使用，可以提高后緣襟翼的增升效果。圖13-27薄翼在翼型前緣發(fā)生氣流分離圖13-28前緣襟翼的增升原理

13.9

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(2)前緣縫翼是指安裝在機(jī)翼前緣的一個(gè)小翼面，其主要的功能同前緣襟翼，延遲高速飛機(jī)的翼型前緣容易出現(xiàn)的氣流分離，所以亦常與后緣襟翼配合使用。①

制動(dòng)方式前緣縫翼設(shè)置于機(jī)翼前緣，能在大迎角的情況下自動(dòng)張開，而在小迎角的情況下自動(dòng)關(guān)閉。這是由于在不同迎角下，機(jī)翼前緣的壓力分布不同。在大迎角的情況下，機(jī)翼的前駐點(diǎn)后移，機(jī)翼前緣為負(fù)壓力，前緣縫翼自動(dòng)張開。而在小迎角的情況下，機(jī)翼前緣承受正壓力，前緣縫翼受到正壓力而緊貼于機(jī)翼前緣。

13.9

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②

增升原理高速飛機(jī)的薄翼翼型前緣容易出現(xiàn)氣流分離的現(xiàn)象，

在接近臨界迎角時(shí)，前緣縫翼自動(dòng)張開，機(jī)翼前緣會(huì)形成一條縫隙，可以使下翼面的氣流通過縫道流向上翼面，得到加速，隨后貼近上翼面流動(dòng)，能增大上翼面邊界層的空氣動(dòng)能，延緩氣流分離的產(chǎn)生，使臨界迎角增大、最大升力系數(shù)提高，阻力系數(shù)也增大，如圖13-29所示。必須注意的是，較小迎角飛行時(shí)，機(jī)翼上表面氣流分離的趨勢(shì)較弱，此時(shí)如果打開前緣縫翼，不僅不能增大升力系數(shù)，反而會(huì)抵消機(jī)翼上下表面之間的壓力差而降低飛機(jī)的升

力系數(shù)，因此只有在飛機(jī)的飛行迎角接近臨界迎角或機(jī)翼氣流分離嚴(yán)重時(shí)，前緣縫翼才能起到增升作用。圖13-29前緣縫翼的增升原理

13.9

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(3)機(jī)動(dòng)襟翼(Motorized

flap)是在機(jī)動(dòng)飛行中進(jìn)行調(diào)節(jié)前緣襟翼與后緣襟翼偏度的裝置，根據(jù)可變彎度的概念，在飛行中適時(shí)調(diào)整襟翼的偏度，以保持最佳的機(jī)翼彎度和形狀。這種襟翼在放下位置上沒有固定，放下角度在一定速度范圍內(nèi)隨著飛行速度的增大而改變，所以稱為機(jī)動(dòng)襟翼。機(jī)動(dòng)襟翼可由人工調(diào)節(jié)，也可以通過計(jì)算機(jī)進(jìn)行自動(dòng)調(diào)節(jié)。自動(dòng)調(diào)節(jié)的機(jī)動(dòng)襟翼能夠在飛行中根據(jù)飛行速度、飛行高度和迎角的變化，自動(dòng)改變前緣襟翼與后緣襟翼的偏角，進(jìn)而在所有速度和高度范圍內(nèi)有效地改變飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能。

13.9

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6．邊界層控制裝置邊界層控制裝置是用人工方法使機(jī)翼上表面的邊界層氣體流速加快，增加邊界層的能量，得以延遲邊界層氣流分離，

達(dá)到增大臨界迎角和提高最大升力系數(shù)的目的。此裝置通常有兩種：一種是安裝在靠近機(jī)翼上表面的前緣附近，向邊界

層吹出從發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮機(jī)引來的高壓空氣，以增加邊界層空氣向后流動(dòng)的速度，我們稱之為邊界層吹除增升裝置，如圖

13-30(a)所示。另一種是機(jī)翼上表面的后部，利用抽氣泵通過機(jī)翼表面的小孔或縫隙，向機(jī)翼內(nèi)的管道抽吸空氣，減小邊界層的厚度，使邊界層內(nèi)空氣順利地向后流動(dòng)，以延遲邊界層氣流分

離，我們稱之為邊界層吸取增升裝置，如圖13-30(b)所示。(a)邊界層吹除增升裝置(機(jī)翼上翼面的

前緣吹氣)(b)邊界層吸取增升裝置(機(jī)翼上翼面的

后半部吸氣)圖13-29前緣縫翼的增升原理

13.9

增升裝置介紹

在以上介紹的幾種增升裝置中，前緣縫翼、前緣襟翼與機(jī)動(dòng)襟翼主要用于飛行中

提高低速大迎角的性能，從而增強(qiáng)飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性。后緣襟翼(襟翼)常用于飛機(jī)的起飛和著陸中。在起飛時(shí)要求飛機(jī)盡快加速，后緣襟翼一般放小角度，就是為了提高起飛離地姿態(tài)時(shí)的升力系數(shù)從而減小起飛離地速度，同時(shí)又不會(huì)過多地增大飛機(jī)的阻力，使得飛機(jī)能夠有效縮短起飛滑跑距離。而飛機(jī)離地后到達(dá)一定高度必須將后緣襟翼收起，這是為了減小飛行的阻力。飛機(jī)在著陸時(shí)，后緣襟翼一般放下大角度(通常是全放)，這是為了提高飛機(jī)著陸接地

時(shí)的升力系數(shù)從而減小著陸接地速度，增大飛機(jī)接地后的滑跑阻力，可以有效地縮短接地后的滑跑距離。有些飛機(jī)常將前緣襟(縫)翼與后緣襟翼配合使用，使得機(jī)翼的