全機(jī)空氣動力特性(精)

1、 全機(jī)空氣動力特性全機(jī)空氣動力特性 飛機(jī)的增升裝置飛機(jī)的增升裝置 介紹飛機(jī)機(jī)翼和機(jī)身組合的介紹飛機(jī)機(jī)翼和機(jī)身組合的空氣動力特性及飛機(jī)常用的增升裝置空氣動力特性及飛機(jī)常用的增升裝置 飛機(jī)機(jī)翼和機(jī)身組合的飛機(jī)機(jī)翼和機(jī)身組合的 空氣動力特性空氣動力特性飛機(jī)常用的增升裝置飛機(jī)常用的增升裝置 2/5014 全機(jī)空氣動力特性全機(jī)空氣動力特性 一、全機(jī)空氣動力計(jì)算一、全機(jī)空氣動力計(jì)算 二、升阻比二、升阻比 三、飛機(jī)極線三、飛機(jī)極線 1機(jī)身的升、阻力機(jī)身的升、阻力 機(jī)身的升力很小，一般不予考慮。機(jī)身的阻力必須予以考慮機(jī)身的升力很小，一般不予考慮。機(jī)身的阻力必須予以考慮由于機(jī)身各部分形狀不同，產(chǎn)生的阻力成份也不

2、同。由于機(jī)身各部分形狀不同，產(chǎn)生的阻力成份也不同。 如圖如圖3124，機(jī)身頭部和尾部產(chǎn)生的主要是壓差阻力；，機(jī)身頭部和尾部產(chǎn)生的主要是壓差阻力；機(jī)身中部，一般為細(xì)長旋成體，產(chǎn)生的阻力主要是摩擦阻力；機(jī)機(jī)身中部，一般為細(xì)長旋成體，產(chǎn)生的阻力主要是摩擦阻力；機(jī)身底部如果不是流線形，氣流分離嚴(yán)重，也產(chǎn)生較大壓差阻力。身底部如果不是流線形，氣流分離嚴(yán)重，也產(chǎn)生較大壓差阻力。 2翼身組合體的升、阻力翼身組合體的升、阻力 理論和實(shí)驗(yàn)證明，翼身組合體的升力，比單獨(dú)機(jī)翼在同一迎理論和實(shí)驗(yàn)證明，翼身組合體的升力，比單獨(dú)機(jī)翼在同一迎角下的升力大。這是因?yàn)閳A柱形的機(jī)身在正迎角下會形成上洗流，角下的升力大。這是因?yàn)閳A

3、柱形的機(jī)身在正迎角下會形成上洗流，使機(jī)翼有效迎角增大，機(jī)翼升力增大；同時，在正迎角下，機(jī)翼使機(jī)翼有效迎角增大，機(jī)翼升力增大；同時，在正迎角下，機(jī)翼上表面流速加快，也會使機(jī)身升力增大。上表面流速加快，也會使機(jī)身升力增大。 翼身組合體，由于翼、身相互于擾，產(chǎn)生了額外的阻力。翼身組合體，由于翼、身相互于擾，產(chǎn)生了額外的阻力。 3翼身組合體對水平尾翼的干擾翼身組合體對水平尾翼的干擾 組合體對平尾的干擾主要表現(xiàn)在兩個方面：一是阻滯作用，組合體對平尾的干擾主要表現(xiàn)在兩個方面：一是阻滯作用，二是下洗作用。二是下洗作用。 一、全機(jī)空氣動力計(jì)算一、全機(jī)空氣動力計(jì)算 空氣流過組合體，由于粘性的影響，要損失一部分空

4、氣流過組合體，由于粘性的影響，要損失一部分能量，使氣流受到阻滯。這樣，流向平尾的氣流速能量，使氣流受到阻滯。這樣，流向平尾的氣流速 度度 就會小于遠(yuǎn)前方來流速度就會小于遠(yuǎn)前方來流速度 。兩者的關(guān)系可。兩者的關(guān)系可表示為表示為 或或 式中稱為速度阻滯系數(shù)。其大小與平尾和機(jī)翼的式中稱為速度阻滯系數(shù)。其大小與平尾和機(jī)翼的相對位置有關(guān)，可由實(shí)驗(yàn)確定，一般約為相對位置有關(guān)，可由實(shí)驗(yàn)確定，一般約為0.851。 空氣流過機(jī)翼形成下洗，機(jī)翼后面的氣流向下空氣流過機(jī)翼形成下洗，機(jī)翼后面的氣流向下 傾傾斜斜(詳見第三節(jié)詳見第三節(jié))，這使流向平尾的氣流方向不同于遠(yuǎn)前，這使流向平尾的氣流方向不同于遠(yuǎn)前方來流方向，導(dǎo)致

5、平尾迎角減小方來流方向，導(dǎo)致平尾迎角減小(見見圖圖3-1-25)。平尾迎。平尾迎角與翼身組合體迎角的關(guān)系可表示為角與翼身組合體迎角的關(guān)系可表示為 式中式中 平尾弦線與機(jī)翼弦線這間的夾角，稱為平尾弦線與機(jī)翼弦線這間的夾角，稱為平尾安裝角，是以平尾前緣高于后緣情況為正；平尾安裝角，是以平尾前緣高于后緣情況為正；2)/(CCKq平尾 平尾平尾平尾22CKCq平尾平尾CC 組合體引起的下洗角。組合體引起的下洗角。 所以平尾的升力應(yīng)由平尾的實(shí)際迎角所對應(yīng)的升力所以平尾的升力應(yīng)由平尾的實(shí)際迎角所對應(yīng)的升力系數(shù)和受到阻滯后的氣流動壓系數(shù)和受到阻滯后的氣流動壓( )來計(jì)來計(jì)算。算。 4全機(jī)的升力和阻力全機(jī)的升

6、力和阻力 對于中等以上展弦比的飛機(jī)，機(jī)身和平尾產(chǎn)生的升對于中等以上展弦比的飛機(jī)，機(jī)身和平尾產(chǎn)生的升力很小，因而全機(jī)的升力可用單獨(dú)機(jī)翼的升力計(jì)算。力很小，因而全機(jī)的升力可用單獨(dú)機(jī)翼的升力計(jì)算。 全機(jī)的阻力系數(shù)由兩部分組成，即：全機(jī)的阻力系數(shù)由兩部分組成，即： 考慮各部分的干擾，全機(jī)的零升阻力可用下述經(jīng)驗(yàn)公式考慮各部分的干擾，全機(jī)的零升阻力可用下述經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算。計(jì)算。221Cq平尾平尾平尾平尾平尾AqCYy平尾平尾平尾AqKCYqyxixwxCCC)( 1 . 1000000外掛垂尾平尾機(jī)身機(jī)翼XXXXXX 二、升阻比二、升阻比 在同一迎角下升力和阻力之比，稱為飛機(jī)的升阻比。用在同一迎角下升力和阻

7、力之比，稱為飛機(jī)的升阻比。用K表示表示 或或 升阻比也是升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。升阻比大，表示升阻比也是升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。升阻比大，表示升力大于阻力的倍數(shù)多，或者產(chǎn)生同樣的升力時阻力小。升力大于阻力的倍數(shù)多，或者產(chǎn)生同樣的升力時阻力小。飛機(jī)的升阻比是隨著迎角變化的。因?yàn)橛遣煌?，升力飛機(jī)的升阻比是隨著迎角變化的。因?yàn)橛遣煌?，升力系?shù)和阻力系數(shù)不同，所以升阻比不同。轟六飛機(jī)升阻系數(shù)和阻力系數(shù)不同，所以升阻比不同。轟六飛機(jī)升阻比隨升力系數(shù)比隨升力系數(shù)(迎角迎角)的變化曲線如的變化曲線如圖圖3126所示。所示。 從從圖圖3126可以看出：迎角由小逐漸增大，升可以看出：迎角由小逐漸增大，升阻比

8、也逐漸增大，當(dāng)迎角增至某一迎角，升阻比增至最阻比也逐漸增大，當(dāng)迎角增至某一迎角，升阻比增至最大。迎角再增大，升阻比反而減小。升阻比最大的迎角大。迎角再增大，升阻比反而減小。升阻比最大的迎角叫有利迎角。叫有利迎角。XYKXyCCK 由上式知由上式知 于是于是 上式兩邊對上式兩邊對 求導(dǎo)并令其為零，即求導(dǎo)并令其為零，即 可得可得 時時 可見在有利迎角下，零升阻力系數(shù)與誘導(dǎo)阻力系數(shù)相等，此時阻可見在有利迎角下，零升阻力系數(shù)與誘導(dǎo)阻力系數(shù)相等，此時阻力系數(shù)力系數(shù) 20yxxACCCyyxyxACCCCCK01yC0120ACCKdCdyxymaxKxiyxCACC20 xiyxCACC20 三、飛機(jī)極

9、線三、飛機(jī)極線 飛機(jī)極線是指以飛機(jī)極線是指以 為橫坐標(biāo)，為橫坐標(biāo)， 為縱坐標(biāo)，為縱坐標(biāo)， 為參變效的為參變效的曲線，曲線，如圖如圖3127所示。所示。 飛機(jī)極線比較全面地表達(dá)了飛機(jī)的空氣動力特性，是分析飛機(jī)極線比較全面地表達(dá)了飛機(jī)的空氣動力特性，是分析飛機(jī)飛行性能的重要依據(jù)。從極線圖上可以查得各迎角下的可飛機(jī)飛行性能的重要依據(jù)。從極線圖上可以查得各迎角下的可以計(jì)算各迎角下的以計(jì)算各迎角下的 總空氣動力系數(shù)總空氣動力系數(shù) ( )和升阻比及性質(zhì)角和升阻比及性質(zhì)角，可以確定有利迎角和最，可以確定有利迎角和最 大升阻比等。大升阻比等。 下面介紹找出三個有特殊意義的迎角的方法下面介紹找出三個有特殊意義的

10、迎角的方法(見圖見圖31-28) 1臨界迎角臨界迎角 作飛機(jī)極線的水平切線，切點(diǎn)所對應(yīng)的迎角就是臨界迎角，作飛機(jī)極線的水平切線，切點(diǎn)所對應(yīng)的迎角就是臨界迎角，對應(yīng)的升力系數(shù)即為飛機(jī)的最大升力系數(shù)。對應(yīng)的升力系數(shù)即為飛機(jī)的最大升力系數(shù)。 2無升力迎角無升力迎角 曲線與橫坐標(biāo)軸的交點(diǎn)所對應(yīng)的迎角就是無升力迎角。曲線與橫坐標(biāo)軸的交點(diǎn)所對應(yīng)的迎角就是無升力迎角。xCyCmax0yxxyCCCC、22xyRCCC 3有利迎角有利迎角 由坐標(biāo)原點(diǎn)作曲線的切線，切點(diǎn)處的迎角就是飛機(jī)的有利迎由坐標(biāo)原點(diǎn)作曲線的切線，切點(diǎn)處的迎角就是飛機(jī)的有利迎角，此時升阻比最大。幾種飛機(jī)的角，此時升阻比最大。幾種飛機(jī)的 和和

11、見見表表313。 性質(zhì)角也是衡量飛機(jī)空氣動力性能的重要指標(biāo)之一。在極線性質(zhì)角也是衡量飛機(jī)空氣動力性能的重要指標(biāo)之一。在極線上任意一點(diǎn)與原點(diǎn)聯(lián)線和縱坐標(biāo)之間的夾角，即為對應(yīng)迎角下的上任意一點(diǎn)與原點(diǎn)聯(lián)線和縱坐標(biāo)之間的夾角，即為對應(yīng)迎角下的飛機(jī)的性質(zhì)角，用飛機(jī)的性質(zhì)角，用表示。從表示。從圖圖3-1-28上可看出上可看出 即即 有利迎角對應(yīng)的升阻比最大，性質(zhì)角最小。有利迎角對應(yīng)的升阻比最大，性質(zhì)角最小。 有利、0maxKyxCCtgKtg115 飛機(jī)的增升裝置飛機(jī)的增升裝置 一、襟翼一、襟翼 二、前緣縫翼二、前緣縫翼 三、前緣襟翼三、前緣襟翼一、襟翼一、襟翼 襟翼位于機(jī)翼后緣。放下襟翼可以提高升力系數(shù)

12、，同時也增襟翼位于機(jī)翼后緣。放下襟翼可以提高升力系數(shù)，同時也增大阻力系數(shù)。通常用于著陸。為了縮短起飛滑跑距離，起飛也放大阻力系數(shù)。通常用于著陸。為了縮短起飛滑跑距離，起飛也放襟翼，但放下的角度較小。襟翼有簡單襟翼、分裂襟翼、開縫襟襟翼，但放下的角度較小。襟翼有簡單襟翼、分裂襟翼、開縫襟翼、后退襟翼等多種形式。翼、后退襟翼等多種形式。 (一一)簡單襟翼簡單襟翼 簡單襟翼的形式與副翼相似簡單襟翼的形式與副翼相似(圖圖3129)。放下簡單襟翼相。放下簡單襟翼相當(dāng)于改變了機(jī)翼的剖面形狀，增大了相對彎度。因此各迎角下的當(dāng)于改變了機(jī)翼的剖面形狀，增大了相對彎度。因此各迎角下的升力系數(shù)普遍提高。放下襟翼后，

13、由于機(jī)翼后緣渦流區(qū)擴(kuò)大，所升力系數(shù)普遍提高。放下襟翼后，由于機(jī)翼后緣渦流區(qū)擴(kuò)大，所以阻力系數(shù)也同時增大。以阻力系數(shù)也同時增大。圖圖3130是轟一是轟一5飛機(jī)放下襟翼和未飛機(jī)放下襟翼和未放襟翼時的升力系數(shù)曲線和極線。放襟翼時的升力系數(shù)曲線和極線。 (二二)分裂襟翼分裂襟翼 分裂襟翼是從機(jī)翼后緣下表面分裂出來的一部分翼面分裂襟翼是從機(jī)翼后緣下表面分裂出來的一部分翼面(見圖見圖3131)。這種襟翼向下偏轉(zhuǎn)后，在襟翼和機(jī)翼下表面后部之。這種襟翼向下偏轉(zhuǎn)后，在襟翼和機(jī)翼下表面后部之間形成渦流，機(jī)翼后緣附近壓強(qiáng)降低，吸引機(jī)翼上表面氣流速度間形成渦流，機(jī)翼后緣附近壓強(qiáng)降低，吸引機(jī)翼上表面氣流速度加快，延遲氣

14、流分離。因此增升效果比簡單襟翼好。加快，延遲氣流分離。因此增升效果比簡單襟翼好。 (三三)開縫襟翼開縫襟翼 開縫襟翼是由簡單襟翼改進(jìn)而來的開縫襟翼是由簡單襟翼改進(jìn)而來的(見圖見圖3132)。放下開。放下開縫襟翼，在向下偏轉(zhuǎn)而增大翼型相對彎度的同時，襟翼前緣與機(jī)縫襟翼，在向下偏轉(zhuǎn)而增大翼型相對彎度的同時，襟翼前緣與機(jī)翼后緣之間形成縫隙，空氣從下表面通過縫隙流向上表面，可以翼后緣之間形成縫隙，空氣從下表面通過縫隙流向上表面，可以吹除機(jī)翼后部的渦流，延遲分流分離，因此增升效果也較好。吹除機(jī)翼后部的渦流，延遲分流分離，因此增升效果也較好。 為了進(jìn)一步提高開縫襟翼的增升效果，襟翼放下以后，襟翼為了進(jìn)一步

15、提高開縫襟翼的增升效果，襟翼放下以后，襟翼本身又展開縫隙，因而形成兩條縫隙，這叫做雙縫襟翼本身又展開縫隙，因而形成兩條縫隙，這叫做雙縫襟翼(如圖如圖3133)。放下雙縫翼，有較多的高速氣流從下翼面通過兩道縫隙。放下雙縫翼，有較多的高速氣流從下翼面通過兩道縫隙流到上翼面，吹除渦流，因此可以使氣流分離推遲到更大的襟翼流到上翼面，吹除渦流，因此可以使氣流分離推遲到更大的襟翼偏度，有更好的增升效果。偏度，有更好的增升效果。 (四四)后退襟翼后退襟翼 放下后退襟翼放下后退襟翼(見圖見圖3134)，襟翼不僅向下偏轉(zhuǎn)而增大機(jī)，襟翼不僅向下偏轉(zhuǎn)而增大機(jī)翼剖面的相對彎度，同時還向后滑動，增大機(jī)翼面積。因此，最翼

16、剖面的相對彎度，同時還向后滑動，增大機(jī)翼面積。因此，最大升力系數(shù)比上述各種襟翼都要大。高速飛機(jī)大都裝有這種襟翼。大升力系數(shù)比上述各種襟翼都要大。高速飛機(jī)大都裝有這種襟翼。圖圖3135是殲一是殲一6飛機(jī)放和未放后退襟翼情況下的升力系數(shù)曲飛機(jī)放和未放后退襟翼情況下的升力系數(shù)曲線。線。 殲一殲一7飛機(jī)的襟翼在放下時沒有固定的位置，其放下角度在飛機(jī)的襟翼在放下時沒有固定的位置，其放下角度在一定范圍內(nèi)是隨飛行速度的增大而減小的。這樣的襟翼即所謂一定范圍內(nèi)是隨飛行速度的增大而減小的。這樣的襟翼即所謂“游動游動”式襟翼，其游動規(guī)律式襟翼，其游動規(guī)律如圖如圖3136所示。所示。 采用游動式襟翼后，當(dāng)飛機(jī)起飛離

17、地后，隨速度采用游動式襟翼后，當(dāng)飛機(jī)起飛離地后，隨速度增大，襟翼就開始逐漸回收。著陸前放襟翼，隨著速度增大，襟翼就開始逐漸回收。著陸前放襟翼，隨著速度的減小，襟翼逐漸緩慢地放到最大角度。這就有效地緩的減小，襟翼逐漸緩慢地放到最大角度。這就有效地緩和了下洗氣流對平尾的影響。和了下洗氣流對平尾的影響。 二、前緣縫翼二、前緣縫翼 前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，能在大迎角下自動張開，前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，能在大迎角下自動張開，而在小迎角下自動關(guān)閉而在小迎角下自動關(guān)閉(見見圖圖3137)。這是由于在不。這是由于在不同迎角下，機(jī)翼表面的壓力分布也不同。在大迎角下，同迎角下，機(jī)翼表面的壓力分布也不同。在大迎角下，機(jī)

18、翼前緣承受很大吸力，迫使前緣縫翼自動張開；而在機(jī)翼前緣承受很大吸力，迫使前緣縫翼自動張開；而在小迎角下，機(jī)翼前綠承受壓力，前緣縫翼被壓緊貼于機(jī)小迎角下，機(jī)翼前綠承受壓力，前緣縫翼被壓緊貼于機(jī)翼前緣。翼前緣。 當(dāng)迎角增大到一定程度，前緣縫翼自動張開時，它當(dāng)迎角增大到一定程度，前緣縫翼自動張開時，它與機(jī)翼前緣之間形成一條縫隙。氣流通過這一縫隙時得與機(jī)翼前緣之間形成一條縫隙。氣流通過這一縫隙時得到加速，隨后貼近上表面流動，能增大上表面附面層中到加速，隨后貼近上表面流動，能增大上表面附面層中的空氣動能，延緩氣流分離的產(chǎn)生，使臨界迎角增大，的空氣動能，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

19、，而阻力系數(shù)增大的并不多。最大升力系數(shù)提高，而阻力系數(shù)增大的并不多。 圖圖3138為運(yùn)為運(yùn)5飛機(jī)前緣縫翼張開后的極線。由圖可見，飛機(jī)前緣縫翼張開后的極線。由圖可見，該機(jī)前緣縫翼在該機(jī)前緣縫翼在16迎角自動打開?？p翼打開后，臨界迎角由迎角自動打開?？p翼打開后，臨界迎角由18提高到提高到24，最大升力系數(shù)由，最大升力系數(shù)由1.23增至增至1.66。 三、前緣襟翼三、前緣襟翼 前緣襟翼設(shè)置于機(jī)翼前緣前緣襟翼設(shè)置于機(jī)翼前緣(見見圖圖3139)，多用于高速飛機(jī)。，多用于高速飛機(jī)。因?yàn)楦咚亠w機(jī)一般采用前緣半徑較小的薄機(jī)翼。這種機(jī)翼在大迎因?yàn)楦咚亠w機(jī)一般采用前緣半徑較小的薄機(jī)翼。這種機(jī)翼在大迎角下很容易在前緣就開始?xì)饬鞣蛛x，如角下很容易在前緣就開始?xì)饬鞣蛛x，如圖圖3139a所示。放下所示。放下前緣襟翼前緣襟翼(圖圖3139b)，既能增大機(jī)翼剖面的相對彎度，又能，既能增大機(jī)翼剖面的相對彎度，又能減小前緣相對于氣流的角度，使氣流平順地流過。因此能延遲氣減小前緣相對于氣流的角度，使氣流平順地流過。因此能延遲氣流分離的產(chǎn)生，提