升力特性參數(shù)零升迎角曲線與橫坐標的交點對應(yīng)的升力系數(shù)為升

第二章第頁1升力特性參數(shù)零升迎角曲線與橫坐標的交點對應(yīng)的升力系數(shù)為0,升力為0,對應(yīng)的迎角叫零升迎角,用α0表示。對稱翼型的零升迎角為0,因為當(dāng)迎角為0時,上下翼面的流線對稱,上下翼面壓力一樣大,升力系數(shù)等于0。

具有一定彎度的非對稱翼型的零升迎角一般為負值,這是因為當(dāng)迎角為0時,上下翼面的流線不對稱,上表面的流線更密,小于下表面的壓強,升力系數(shù)大于0:當(dāng)升力系數(shù)為0時,迎角必然小于0而為負值。翼型不同,零升迎角的大小也不同

第二章第頁3翼型在零升迎角下的壓強分布壓強高于環(huán)境氣壓壓強低于環(huán)境氣壓壓強低于環(huán)境氣壓焦點前半部分合力后半部分合力第二章第頁4升力系數(shù)曲線斜率AOA=8°AOA=4°AOA=12°升力系數(shù)曲線斜率是指改變單位迎角時,升力系數(shù)的相應(yīng)的改變量飛行Ma數(shù)一定時,在中小迎角范圍內(nèi),由于機翼上表面的氣流分離還不顯著，與成線性關(guān)系。臨界迎角和最大升力系數(shù)最大升力系數(shù):升力曲線最高點對應(yīng)的升力系數(shù)最大.對應(yīng)的迎角叫臨界迎角。升力系數(shù)最大時,飛機達到臨界迎角。最大升力系數(shù)是決定飛機起飛和著陸性能的重要參數(shù)。最大升力系數(shù)越大,速度就越小,所需要的跑道就越短,飛機起飛和著陸也就越安全升力系數(shù)隨迎角產(chǎn)生這種變化的主要原因:當(dāng)迎角較小時,機翼前緣上表面還沒有形成很細的流管,氣流在機翼前緣的上表面加速較慢,并沒有形成吸力區(qū),這時升力系數(shù)比較小,壓力中心也較靠后。第二章第頁6升力系數(shù)隨迎角產(chǎn)生這種變化的主要原因:隨著迎角的增大,上翼面前部流線變得更加彎曲,機翼前緣上表面的流管變細,流速更快,壓強更低,機翼的升力系數(shù)增大,壓力中心前移。

隨著迎角進一步增大,最低壓強點的位置繼續(xù)前移,逆壓梯度增強,分離點前移,渦流區(qū)擴大,上翼面大部分段上的吸力和下翼面的正壓力增大得都很緩慢。這樣,升力系數(shù)雖仍隨迎角的增大而增大,但已成非線性變化,增大趨勢漸漸減緩。

當(dāng)迎角超過臨界迎角后,附面層分離點很快前移,渦流區(qū)迅速擴大到整個上翼面,機翼前緣的吸力陡落,升力系數(shù)急劇下降。第二章第頁7升力系數(shù)隨迎角產(chǎn)生這種變化的主要原因:隨著迎角進一步增大,最低壓強點的位置繼續(xù)前移,逆壓梯度增強,分離點前移,渦流區(qū)擴大,上翼面大部分段上的吸力和下翼面的正壓力增大得都很緩慢。這樣,升力系數(shù)雖仍隨迎角的增大而增大,但已成非線性變化,增大趨勢漸漸減緩。

當(dāng)迎角超過臨界迎角后,附面層分離點很快前移,渦流區(qū)迅速擴大到整個上翼面,機翼前緣的吸力陡落,升力系數(shù)急劇下降。第二章第頁8第二章第頁9相對厚度對升力特性的影響相對厚度增加

相對厚度增加，最大升力系數(shù)增加，臨界迎角減小。第二章第頁10翼型前緣半徑對升力特性的影響半徑小半徑大

前緣半徑增加，臨界迎角增加。第二章第頁11展弦比對升力特性的影響展弦比高展弦比低

展弦比越高，最大升力系數(shù)越大，臨界迎角越小。第二章第頁12后掠翼對升力特性的影響平直機翼后掠翼

平直機翼的最大升力系數(shù)更大，升力系數(shù)曲線斜率越大，臨界迎角越小。第二章第頁13翼型前緣粗糙度對升力特性的影響光滑粗糙

翼型前緣越光滑，最大升力系數(shù)越高，臨界迎角越大。第二章第頁142.4.2阻力特性

阻力系數(shù)的變化規(guī)律第二章第頁15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，飛機阻力主要為壓差阻力。第二章第頁16

阻力特性參數(shù)最小阻力系數(shù)和零升阻力系數(shù)

阻力系數(shù)永遠不為0，也就是說飛機上的阻力是始終存在的。但阻力系數(shù)存在一個最小值,即最小阻力系數(shù)(CDmin),它對飛機的最大速度影響很大。零升阻力系數(shù)指升力系數(shù)為0時的阻力系數(shù),

飛機的最小阻力系數(shù)非常接近零升阻力系數(shù)，一般認為二者為同一個值。第二章第頁172.4.3升阻比特性

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，飛機的空氣動力性能越好。第二章第頁18

升阻比曲線迎角臨界迎角最小阻力迎角有利迎角是最大升阻比對應(yīng)的迎角第二章第頁19升阻比隨迎角的變化規(guī)律從零升迎角到最小阻力迎角，升力增加較快，阻力增加緩慢，因此升阻比增大。在最小阻力迎角處，升阻比最大。從最小阻力迎角到臨界迎角，升力增加緩慢，阻力增加較快，因此升阻比減小。超過臨界迎角，壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減小。臨界迎角第二章第頁20性質(zhì)角性質(zhì)角是總空氣動力與升力之間的夾角。性質(zhì)角的大小表明總空氣動力向后傾斜的程度。性質(zhì)角越小，總空氣動力向后傾斜越少，升阻比越大。第二章第頁212.4.4飛機的極曲線

極曲線將飛機的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角變化的關(guān)系綜合起來用一條曲線表示出來，以便于綜合衡量飛機的空氣動力性能。.

極曲線第二章第頁22.

極曲線1、在極曲線上,曲線與阻力系數(shù)軸交點為零升迎角和零升阻力系數(shù)。2.曲線最高點對應(yīng)的升力系數(shù)為最大升力系數(shù),此點對應(yīng)迎角為臨界迎角。3.縱坐標的平行線與曲線最左端切點的阻力系數(shù)為最小阻力系數(shù)。第二章第頁23極曲線的深入理解

從坐標原點向曲線引切線，切點對應(yīng)機翼的最大升阻比。最大升阻比狀態(tài)下，機翼的氣動效率最高。因為從零升迎角a0開始,隨迎角增大，性質(zhì)角逐漸減小,升阻比逐漸增大;當(dāng)從坐標原點向曲線引的射線與曲線相切時,性質(zhì)角最小,故升阻比最大,對應(yīng)的迎角為最小阻力迎角;當(dāng)迎角大于最小阻力迎角時,隨迎角增大,性質(zhì)角增大,升阻比降低,第二章第頁24

從原點所引直線與極曲線交于兩點，則兩點的升阻比相同，較高者的迎角較大，較高者的平飛速度較小。極曲線的深入理解第二章第頁25飛機的低速空氣動力性能曲線總結(jié)第二章第頁262.4.5地面效應(yīng)地面效應(yīng)是指飛機貼近地面或水面進行低空飛行時,由于地面或水面對飛機表面氣流的干擾,使飛機阻力減小,同時能獲得比空中飛行更高升阻比的一種空氣動力特性。第二章第頁27地面效應(yīng)的產(chǎn)生原因上下翼面壓差增加地面阻礙使下洗流減小下洗角減小，使平尾迎角增大飛機脫離地面效應(yīng)區(qū)飛機處于地面效應(yīng)區(qū)第二章第頁28地面效應(yīng)的效果上下翼面壓差增加，從而使升力系數(shù)增加。地面阻礙使下洗流減小，使誘導(dǎo)阻力減小，阻力系數(shù)減小。下洗角減小，使平尾迎角增大，出現(xiàn)附加下俯力矩（低頭力矩）。

第二章第頁29地面效應(yīng)的產(chǎn)生范圍當(dāng)機翼距地面的高度等于1個翼展時,誘導(dǎo)阻力僅降低1.4%;當(dāng)機翼距地面高度等于1/10個翼展時,誘導(dǎo)阻力

大約降低48%。因此,通常飛機距地面高度小于1個翼展時,地面效應(yīng)才起作用，這種影響隨離地面高度的增加而迅速減小。第二章第頁30地面效應(yīng)的產(chǎn)生范圍

飛機在起飛和著陸階段是貼近地面飛行的,在此階段,地面效應(yīng)對飛機有一定的影響。由于在地面效應(yīng)中,誘導(dǎo)阻力減小,升力系數(shù)增大,因此,機翼只要較小的迎角就能產(chǎn)生相同的升力系數(shù),或者維持迎角不變,升力系數(shù)會增大。同時誘導(dǎo)阻力的降低,也導(dǎo)致了所需推力的降低推力速度迎角升力系數(shù)第二章第頁31地效飛機

地效飛機是介于船和普通飛機之間的新型水上快速交通工具。地效飛機在民用方面使用前景也十分廣闊，如可用于海上和內(nèi)河快速運輸，海情偵察，水上救生等?！靶→棥钡匦эw機速度可達556千米/小時第二章第頁32BerievBartiniVVA14地效飛行器第二章第頁33地效飛機（我國的發(fā)展情況）

我國科學(xué)家也早已關(guān)注到地效飛行器的研制，發(fā)起人便是原國家科委常務(wù)副主任、航天專家李緒鄂。1995年，他領(lǐng)導(dǎo)的中國科技開發(fā)院聯(lián)合湖北水上飛機研究所、北京空氣動力學(xué)研究所成立了中國地效飛行器開發(fā)中心，經(jīng)過4年的努力，第一架中國的地效飛行器誕生了。第二章第頁34本章主要內(nèi)容2.1

空氣流動的描述2.2

升力2.3

阻力2.4

飛機的低速空氣動力特性2.5

增升裝置的增升原理飛行原理/CAFUC飛行原理/CAFUC2.5增升裝置的增升原理第二章第頁36迎角與速度的關(guān)系速度迎角

飛機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，機翼才能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行。第二章第頁37為什么要使用增升裝置

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，飛機的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機在起飛和著陸時，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置。

增升裝置用于增大飛機的最大升力系數(shù)，從而縮短飛機在起飛著陸階段的地面滑跑距離。第二章第頁38主要增升裝置包括：前緣縫翼后緣襟翼前緣襟翼第二章第頁392.5.1

前緣縫翼

前緣