第三講空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)

第三講空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)第1頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁2本講主要內(nèi)容3.1低速空氣動(dòng)力學(xué)3.2升力3.3阻力3.4增升裝置的增升原理第三講第2頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月3.1空氣流動(dòng)的描述第3頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁4

空氣動(dòng)力是空氣相對(duì)于飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的，要學(xué)習(xí)和研究飛機(jī)的升力和阻力，首先要研究空氣流動(dòng)的基本規(guī)律。第三講第4頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁53.1.1

流體模型化理想流體，不考慮流體粘性的影響。不可壓流體，不考慮流體密度的變化，Ma<0.4。絕熱流體，不考慮流體溫度的變化，Ma<0.4。第三講第5頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁63.1.2

相對(duì)氣流運(yùn)動(dòng)方向相對(duì)氣流方向自然風(fēng)方向第三講第6頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁7飛機(jī)的相對(duì)氣流方向與飛行速度方向相反只要相對(duì)氣流速度相同，飛機(jī)產(chǎn)生的空氣動(dòng)力就相同。第三講第7頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁8對(duì)相對(duì)氣流的現(xiàn)實(shí)應(yīng)用直流式風(fēng)洞回流式風(fēng)洞第三講第8頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁9風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷谌v第9頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁10風(fēng)洞的其它功用第三講第10頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁113.1.3

迎角迎角就是相對(duì)氣流方向與翼弦之間的夾角。第三講第11頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁12相對(duì)氣流方向就是飛機(jī)速度的反方向第三講第12頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁13相對(duì)氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù)

平飛中，可以通過機(jī)頭高低判斷迎角大小。而其他飛行狀態(tài)中，則不可以采用這種判斷方式。第三講第13頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁14水平飛行、上升、下降時(shí)的迎角上升平飛下降第三講第14頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁15迎角探測裝置第三講第15頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁163.1.4流線和流線譜空氣流動(dòng)的情形一般用流線、流管和流線譜來描述。流線：流場中一條空間曲線，在該曲線上流體微團(tuán)的速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。對(duì)于定常流，流線是流體微團(tuán)流動(dòng)的路線。第三講第16頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁17流管：由許多流線所圍成的管狀曲面。第三講第17頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁18流線和流線譜流線譜是所有流線的集合。第三講第18頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁19流線和流線譜的實(shí)例第三講第19頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁20流線的特點(diǎn)該曲線上每一點(diǎn)的流體微團(tuán)速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。流線每點(diǎn)上的流體微團(tuán)只有一個(gè)運(yùn)動(dòng)方向。流線不可能相交，不可能分叉。第三講第20頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁21流線譜的特點(diǎn)流線譜的形狀與流動(dòng)速度無關(guān)。物體形狀不同，空氣流過物體的流線譜不同。物體與相對(duì)氣流的相對(duì)位置（迎角）不同，空氣流過物體的流線譜不同。氣流受阻，流管擴(kuò)張變粗，氣流流過物體外凸處或受擠壓，流管收縮變細(xì)。氣流流過物體時(shí)，在物體的后部都要形成渦流區(qū)。第三講第21頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁223.1.5

連續(xù)性定理

流體流過流管時(shí)，在同一時(shí)間流過流管任意截面的流體質(zhì)量相等。質(zhì)量守恒定律是連續(xù)性定理的基礎(chǔ)。第三講第22頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁23連續(xù)性定理12A1,v1A2,v2單位時(shí)間內(nèi)流過截面1的流體體積為單位時(shí)間內(nèi)流過截面1的流體質(zhì)量為同理，單位時(shí)間內(nèi)流過截面2的流體質(zhì)量為則根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得：即結(jié)論：空氣流過一流管時(shí)，流速大小與截面積成反比。第三講第23頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁24山谷里的風(fēng)通常比平原大河水在河道窄的地方流得快，河道寬的地方流得慢日常的生活中的連續(xù)性定理高樓大廈之間的對(duì)流通常比空曠地帶大第三講第24頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁253.1.6伯努利定理

同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動(dòng)壓之和保持不變。能量守恒定律是伯努力定理的基礎(chǔ)。第三講第25頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁26伯努利定理

空氣能量主要有四種：動(dòng)能、壓力能、熱能、重力勢能。低速流動(dòng)，熱能可忽略不計(jì)；空氣密度小，重力勢能可忽略不計(jì)。

因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動(dòng)能+壓力能=常值。公式表述為：

上式中第一項(xiàng)稱為動(dòng)壓，第二項(xiàng)稱為靜壓，第三項(xiàng)稱為總壓。第三講第26頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁27伯努利定理—?jiǎng)訅?，單位體積空氣所具有的動(dòng)能。這是一種附加的壓力，是空氣在流動(dòng)中受阻，流速降低時(shí)產(chǎn)生的壓力。—靜壓，單位體積空氣所具有的壓力能。在靜止的空氣中，靜壓等于當(dāng)時(shí)當(dāng)?shù)氐拇髿鈮??！倝海ㄈ珘海?，它是?dòng)壓和靜壓之和?？倝嚎梢岳斫鉃?，氣流速度減小到零之點(diǎn)的靜壓。第三講第27頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁28深入理解動(dòng)壓、靜壓和總壓同一流線：總壓保持不變。動(dòng)壓越大，靜壓越小。流速為零的靜壓即為總壓。第三講第28頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁29同一流管：截面積大，流速小，壓力大。截面積小，流速大，壓力小。深入理解動(dòng)壓、靜壓和總壓第三講第29頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁30伯努利定理適用條件氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動(dòng)是定常的。流動(dòng)的空氣與外界沒有能量交換，即空氣是絕熱的?？諝鉀]有粘性，即空氣為理想流體?？諝饷芏仁遣蛔儯纯諝鉃椴豢蓧毫?。在同一條流線或同一條流管上。第三講第30頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁313.1.7連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用用文邱利管測流量2A1,v1,P1A2,v2,P21文邱利管測流量第三講第31頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁32空速管測飛行速度的原理第三講第32頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁33與動(dòng)壓、靜壓相關(guān)的儀表空速表高度表升降速度表第三講第33頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁34空速表第三講空速管橫隔膜第34頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁35升降速度表第三講校準(zhǔn)漏孔第35頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁36高度表第三講干片第36頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁37本章主要內(nèi)容3.1空氣流動(dòng)的描述3.2升力3.3阻力3.4增升裝置的增升原理第三講第37頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月3.2升力第38頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁39升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag

升力垂直于飛行速度方向，它將飛機(jī)支托在空中，克服飛機(jī)受到的重力影響，使其自由翱翔。第三講第39頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁403.2.1升力的產(chǎn)生原理起點(diǎn)終點(diǎn)

相同的時(shí)間，相同的起點(diǎn)和終點(diǎn)，小狗的速度和人的速度哪一個(gè)更快？第三講第40頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁41升力的產(chǎn)生原理前方來流被機(jī)翼分為了兩部分，一部分從上表面流過，一部分從下表面流過。由連續(xù)性定理或小狗與人速度對(duì)比分析可知，流過機(jī)翼上表面的氣流，比流過下表面的氣流的速度更快。第三講第41頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁42P1v1P2v2升力的產(chǎn)生原理第三講第42頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁43

上下表面出現(xiàn)的壓力差，在垂直于（遠(yuǎn)前方）相對(duì)氣流方向的分量，就是升力。機(jī)翼升力的著力點(diǎn)，稱為壓力中心(CenterofPressure)升力的產(chǎn)生原理第三講第43頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁443.2.2翼型的壓力分布當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)低于大氣壓，稱為吸力。當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)高于大氣壓，稱為壓力。

用矢量來表示壓力或吸力，矢量線段長度為力的大小，方向?yàn)榱Φ姆较?。矢量表示法第三講第44頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁45駐點(diǎn)和最低壓力點(diǎn)

B點(diǎn)，稱為最低壓力點(diǎn)，是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點(diǎn)。

A點(diǎn)，稱為駐點(diǎn)，是正壓最大的點(diǎn)，位于機(jī)翼前緣附近，該處氣流流速為零。第三講第45頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁46坐標(biāo)表示法

從右圖可以看出，機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠機(jī)翼上表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正壓的作用。第三講第46頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁473.2.3升力公式—飛機(jī)的升力系數(shù)—飛機(jī)的飛行動(dòng)壓—機(jī)翼的面積。第三講第47頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁48升力公式的物理意義飛機(jī)的升力與升力系數(shù)、來流動(dòng)壓和機(jī)翼面積成正比。

升力系數(shù)綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對(duì)飛機(jī)升力的影響。

第三講第48頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁49本講主要內(nèi)容3.1空氣流動(dòng)的描述3.2升力3.3阻力3.4增升裝置的增升原理第三講第49頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月3.3阻力第三講第50頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁51

阻力是與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡平行，與飛行速度方向相反的力。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。升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag第三講第51頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁52阻力的分類

對(duì)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)廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性第三講第52頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁533.3.1低速附面層

附面層，是氣流速度從物面處速度為零逐漸增加到99%主流速度的很薄的空氣流動(dòng)層。速度不受干擾的主流附面層邊界物體表面附面層的形成第三講第53頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁54附面層厚度較薄第三講第54頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁55無粘流動(dòng)沿物面法線方向速度一致粘性流動(dòng)沿物面法線方向速度不一致“附面層”無粘流動(dòng)和粘性流動(dòng)附面層的形成是受到粘性的影響。第55頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁56附面層的特點(diǎn)附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強(qiáng)不變且等于法線主流壓強(qiáng)。P1P2

只要測出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點(diǎn)的靜壓，它使理想流體的結(jié)論有了現(xiàn)實(shí)意義。第三講第56頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁57附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。l第三講第57頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁58附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。l第三講第58頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁59附面層的特點(diǎn)三

附面層分為層流附面層和紊流附面層，層流在前，紊流在后。層流與紊流之間的過渡區(qū)稱為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。轉(zhuǎn)捩點(diǎn)層流附面層紊流附面層第三講第59頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁60層流的不穩(wěn)定性123abc第三講第60頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁61層流附面層和紊流附面層的速度型第三講第61頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁623.3.2阻力的產(chǎn)生摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性第三講第62頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁63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(gè)反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。第三講第63頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁64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。

摩擦阻力的大小與附面層的類型密切相關(guān)，此外還取決于空氣與飛機(jī)的接觸面積和飛機(jī)的表面狀況。第三講第64頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁65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(yùn)輸機(jī)40%小型公務(wù)機(jī)50%水下物體70%船舶90%第三講第65頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁66壓差阻力

壓差阻力是由處于流動(dòng)空氣中的物體的前后的壓力差，導(dǎo)致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力。第三講第66頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁67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第三講第67頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁68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(diǎn)第三講第68頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁69分離區(qū)的特點(diǎn)一

分離區(qū)內(nèi)漩渦是一個(gè)個(gè)單獨(dú)產(chǎn)生的，它導(dǎo)致機(jī)翼的振動(dòng)。第三講第69頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁70分離區(qū)的特點(diǎn)二分離區(qū)內(nèi)壓強(qiáng)幾乎相等，并且等于分離點(diǎn)處的壓強(qiáng)。P分離點(diǎn)P1P2P3P4P分離點(diǎn)=P1=P2=P3=P4第三講第70頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁71分離區(qū)的特點(diǎn)三

附面層分離的內(nèi)因是空氣的粘性，外因是因物體表面彎曲而出現(xiàn)的逆壓梯度。ABC第三講第71頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁72分離點(diǎn)與最小壓力點(diǎn)的位置ABC最小壓力點(diǎn)分離點(diǎn)第三講第72頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁73分離點(diǎn)與轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的區(qū)別層流變?yōu)槲闪鳎ㄞD(zhuǎn)捩），順流變?yōu)榈沽鳎ǚ蛛x）。分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可發(fā)生在紊流區(qū)。轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義完全不同。第三講第73頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁74壓差阻力的產(chǎn)生

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。第三講第74頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁75分離點(diǎn)位置與壓差阻力大小的關(guān)系分離點(diǎn)靠前，壓差阻力大。分離點(diǎn)靠后，壓差阻力小。ABCC’第三講第75頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁76影響壓差阻力的因素

總的來說，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。壓差阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中所占比例較小。第三講第76頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁77干擾阻力

飛機(jī)的各個(gè)部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼的單獨(dú)阻力之和小于把它們組合成一個(gè)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。第三講第77頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁78干擾阻力的消除干擾阻力在飛機(jī)總阻力中所占比例較小。

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。第三講第78頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁79誘導(dǎo)阻力

由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對(duì)氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力。第三講第79頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁80翼尖渦的形成

正常飛行時(shí)，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(huì)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）第三講第80頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁81

正常飛行時(shí)，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(huì)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。翼尖渦的形成第三講第81頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁82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。第三講第82頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁83翼尖渦形成的進(jìn)一步分析注意旋轉(zhuǎn)方向第三講第83頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁84翼尖渦的立體形態(tài)第三講第84頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁85翼尖渦的形態(tài)第三講第85頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁86下洗流（DownWash）和下洗角

由于兩個(gè)翼尖渦的存在，會(huì)導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個(gè)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(huì)覆蓋整個(gè)飛機(jī)所處空間范圍。第三講第86頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁87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(gè)向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對(duì)氣流之間的夾角稱為下洗角ε。第三講第87頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁88下洗速度沿翼展分布

不同平面形狀的機(jī)翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。第三講第88頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁89誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生

有限展長機(jī)翼與無限展長機(jī)翼相比，由于前者存在翼尖渦和下洗速度場，導(dǎo)致前者的總空氣動(dòng)力較后者更加后斜，即前者總空氣動(dòng)力沿飛行速度方向（即遠(yuǎn)前方相對(duì)氣流方向）的分量較后者更大。這一增加的阻力即為誘導(dǎo)阻力。LL’D第三講第89頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁90影響誘導(dǎo)阻力的因素機(jī)翼平面形狀：橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小。展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小升力越大，誘導(dǎo)阻力越大平直飛行中，誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力第三講第90頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁91低展弦比使翼尖渦變強(qiáng)，誘導(dǎo)阻力增加。高展弦比使翼尖渦減弱，誘導(dǎo)阻力變小。展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響第三講第91頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁92展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響機(jī)翼展弦比倒數(shù)誘導(dǎo)阻力系數(shù)減少的百分比升力系數(shù)不變第三講第92頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁93高展弦比飛機(jī)第三講第93頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁94空速大小對(duì)誘導(dǎo)阻力大小的影響阻力誘導(dǎo)阻力空速空速小，下洗角大，誘導(dǎo)阻力大空速大，下洗角小，誘導(dǎo)阻力小第三講第94頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁95翼梢小翼第三講第95頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁96翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力第三講第96頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁97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。第三講第97頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁98翼梢小翼可以減小總阻力第三講第98頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁99阻力公式—飛機(jī)的阻力系數(shù)—飛機(jī)的飛行動(dòng)壓—機(jī)翼的面積。第三講第99頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁100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)第三講第100頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁101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(yùn)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%第三講第101頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁102總空氣動(dòng)力

升力和阻力之和稱為總空氣動(dòng)力。第三講第102頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁103本講主要內(nèi)容3.1

空氣流動(dòng)的描述3.2

升力3.3

阻力3.4增升裝置的增升原理第三講第103頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月3.4增升裝置的增升原理第三講第104頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁105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(shí)，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(shí)，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。第三講第105頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁106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(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)的裝置。

增升裝置用于增大飛機(jī)的最大升力系數(shù)，從而縮短飛機(jī)在起飛著陸階段的地面滑跑距離。第三講第106頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁107主要增升裝置包括：前緣縫翼后緣襟翼前緣襟翼第三講第107頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁1083.4.1

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(huì)導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差。第三講第108頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁109前緣縫翼

下翼面高壓氣流流過縫隙，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，減小了上下翼面的壓強(qiáng)差，減小升力系數(shù)。第三講第109頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁110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)。第三講第110頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁1113.4.2

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）

放下后緣襟翼，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。第三講第111頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁112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。第三講第112頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁113

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）第三講第113頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁114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。第三講第114頁，課件共126頁，創(chuàng)作于2023年2月第二章第頁115

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