飛行原理增升裝置的增升原理

1、飛行原理飛行原理/CAFUC第二章第二章飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)2本章主要內(nèi)容本章主要內(nèi)容2.1 空氣流動(dòng)的描述空氣流動(dòng)的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性2.5 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理飛行原理飛行原理/CAFUC飛行原理飛行原理/CAFUC2.5 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)4迎角與速度的關(guān)系迎角與速度的關(guān)系速度速度迎角迎角 飛機(jī)的升力主要飛機(jī)的升力主要隨飛行速度和迎角隨飛行速度和迎角變化。在大速度飛變化。在大速度飛行時(shí)，只要求較小行時(shí)，只要求較小迎角，機(jī)翼

2、就可以迎角，機(jī)翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維產(chǎn)生足夠的升力維持飛行。在小速度持飛行。在小速度飛行時(shí)，則要求較飛行時(shí)，則要求較大的迎角，機(jī)翼才大的迎角，機(jī)翼才能產(chǎn)生足夠的升力能產(chǎn)生足夠的升力來(lái)維持飛行。來(lái)維持飛行。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)5為什么要使用增升裝置為什么要使用增升裝置 用增大迎角的方法來(lái)增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，飛機(jī)用增大迎角的方法來(lái)增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，飛機(jī)的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機(jī)在起飛和著的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機(jī)在起飛和著陸時(shí)，仍能產(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)的陸時(shí)，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機(jī)翼上

3、裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置。裝置。ljmaxLC 增升裝置用于增大飛機(jī)增升裝置用于增大飛機(jī)的最大升力系數(shù)的最大升力系數(shù)，從而縮，從而縮短飛機(jī)在起飛著陸階段的短飛機(jī)在起飛著陸階段的地面滑跑距離。地面滑跑距離。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)6主要增升裝置包括：主要增升裝置包括：前緣縫翼前緣縫翼后緣襟翼后緣襟翼前緣襟翼前緣襟翼第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)72.5.1 前緣縫翼前緣縫翼 前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，在大迎角下打開前緣縫翼，可以延前緣縫翼位于機(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

4、緣縫翼，會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差。中小迎角下打開前緣縫翼，會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)8前緣縫翼前緣縫翼 下翼面高壓氣流流過(guò)縫隙，貼近上翼面流動(dòng)。一方面降低逆壓梯下翼面高壓氣流流過(guò)縫隙，貼近上翼面流動(dòng)。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)。小了上下翼面的壓強(qiáng)差，減小升力系數(shù)。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)9前緣縫翼對(duì)壓強(qiáng)分布的影響前緣縫翼對(duì)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)。較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。第二章第二章 第

5、第 頁(yè)頁(yè)102.5.2 后緣襟翼后緣襟翼分裂襟翼分裂襟翼 （The Split Flap）簡(jiǎn)單襟翼簡(jiǎn)單襟翼 （The Plain Flap）開縫襟翼開縫襟翼 （The Slotted Flap）后退襟翼后退襟翼 （The Fowler Flap）后退開縫襟翼后退開縫襟翼 （The Slotted Fowler Flap） 放下后緣襟翼放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時(shí)增大。因，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時(shí)增大。因此，在起飛時(shí)放小角度襟翼，著陸時(shí)，放大角度襟翼。此，在起飛時(shí)放小角度襟翼，著陸時(shí)，放大角度襟翼。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)11 分裂襟翼分裂襟翼（The Split Flap） 分裂襟翼

6、是一塊從機(jī)翼后段下表面向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面，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。它使升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增加，但臨界迎角減小。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)12 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)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。升力系數(shù)，延緩了氣流分離。 此外，放下分裂襟翼使得此外，放下分裂襟翼使得翼型彎度增大，上下翼面壓翼型彎度增大，上下翼面壓差增

7、加，從而也增大了升力差增加，從而也增大了升力系數(shù)。系數(shù)。 分裂襟翼分裂襟翼（The Split Flap）第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)13 簡(jiǎn)單襟翼簡(jiǎn)單襟翼 （The Plain Flap） 簡(jiǎn)單襟翼與副翼形狀相似。放下簡(jiǎn)單襟翼，增加機(jī)翼彎度，進(jìn)簡(jiǎn)單襟翼與副翼形狀相似。放下簡(jiǎn)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(jiǎn)單襟翼使得壓差而增大上下翼面壓強(qiáng)差，增大升力系數(shù)。但是放簡(jiǎn)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。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。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)14 大迎角下放簡(jiǎn)單襟翼，由于彎度增加，使上翼面逆壓

8、梯度增大，大迎角下放簡(jiǎn)單襟翼，由于彎度增加，使上翼面逆壓梯度增大，氣流提前分離，導(dǎo)致臨界迎角降低。氣流提前分離，導(dǎo)致臨界迎角降低。 簡(jiǎn)單襟翼簡(jiǎn)單襟翼 （The Plain Flap）第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)15 開縫襟翼開縫襟翼 （The Slotted Flap） 開縫襟翼在簡(jiǎn)單襟翼的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)。在下偏的同時(shí)進(jìn)行開開縫襟翼在簡(jiǎn)單襟翼的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)。在下偏的同時(shí)進(jìn)行開縫，和簡(jiǎn)單襟翼相比，可以進(jìn)一步延緩上表面氣流分離，增大機(jī)翼彎縫，和簡(jiǎn)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。度，使升力系數(shù)提高更多，而臨界迎角卻降低不多。第二章第

9、二章 第第 頁(yè)頁(yè)16 開縫襟翼開縫襟翼 （The Slotted Flap）下翼面氣流經(jīng)開縫流向上翼面下翼面氣流經(jīng)開縫流向上翼面開縫襟翼的流線譜開縫襟翼的流線譜 第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)17 后退襟翼（后退襟翼（The Fowler Flap） 后退襟翼在簡(jiǎn)單襟翼的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)。在下偏的同時(shí)向后滑后退襟翼在簡(jiǎn)單襟翼的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)。在下偏的同時(shí)向后滑動(dòng)，和簡(jiǎn)單襟翼相比，增大了機(jī)翼彎度也增加了機(jī)翼面積，從而使升動(dòng)，和簡(jiǎn)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。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。第二章第二章 第第 頁(yè)

10、頁(yè)18后退開縫襟翼后退開縫襟翼 （The Slotted Fowler Flap） 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(diǎn)，效果最后退開縫襟翼結(jié)合了后退式襟翼和開縫式襟翼的共同特點(diǎn)，效果最好，結(jié)構(gòu)最復(fù)雜。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。大型飛機(jī)普遍使用后退雙開縫或三開縫的形式。雙開縫雙開縫三開縫三開縫第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)19747的后退開縫襟翼的后退開縫襟翼第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)202.5.3 前緣襟翼前緣襟翼 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

11、界迎角氣流分離，能增加翼型彎度，使最大升力系數(shù)和臨界迎角得到提高。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)。前緣襟翼廣泛應(yīng)用于高亞音速飛機(jī)和超音速飛機(jī)。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)21B737-800的前緣襟翼的前緣襟翼第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)22增升裝置的原理總結(jié)增升裝置的原理總結(jié)第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)23增升裝置的原理總結(jié)增升裝置的原理總結(jié) 增升裝置主要是通過(guò)三個(gè)方面實(shí)現(xiàn)增升：增升裝置主要是通過(guò)三個(gè)方面實(shí)現(xiàn)增升：增大翼型的彎度，提高上下翼面壓強(qiáng)差。增大翼型的彎度，提高上下翼面壓強(qiáng)差。延緩上表面氣流分離，提高臨界迎角和最大升力系數(shù)。延緩上表面氣流分離，提高臨界迎角和最大升力系數(shù)。增大機(jī)翼面積。增大機(jī)翼面積。增升裝置的目的是增大最大升力系數(shù)。增升裝置的目的是增大最大升力系數(shù)。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)24本章小結(jié)本章小結(jié)飛行原理飛行原理/CAFUCn連續(xù)性定理、伯努利定理連續(xù)性定理、伯努利定理n升力