飛機空氣動力學課件：飛機飛行的空氣動力特性

飛機飛行的空氣動力特性《飛機空氣動力學》

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

飛機空氣動力的定義

13.1

飛機空氣動力的定義

飛行時作用在飛機各部件上的空氣動力的合力叫作飛機的總空氣動力，用符號R表示；

總空

氣動力作用在飛機的作用點，稱為飛機的壓力中

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

飛機升力的作用

13.2

飛機升力的作用

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

升力。為了便于研究飛機運動方向的保持和變化，規(guī)定升力方向與相對氣流垂直，如圖13-2所示由于機翼的三維效應，在相同迎角下，機翼的升力系數(shù)比翼型的升力系數(shù)小，而且機翼平面形狀的不同會產(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Vs表示。由L

=

pV

2

CL

S

可以推出飛機的飛行速度為V

=

13.3

飛行迎角與迎角失速

飛行迎角是指飛機在飛行時，

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

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

of

attack

stall)，而剛達到失速狀態(tài)所對應的飛行速度稱為失速(Stallvelocity)，用符飛機剛達到失速狀態(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

飛機飛行的阻力

13.4

飛機飛行的阻力

1．飛機阻力的組成低于臨界馬赫數(shù)飛行時，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

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

機的升力無關，主要由空氣的黏性引起，因此它們統(tǒng)稱為寄生阻力(Parasiticdrag)，而誘導阻力伴隨著機翼的升力產(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

飛機飛行的阻力

【例13-1】型阻與寄生阻力的組成是什么？以關系式說明型阻與寄生阻力兩者之間的關系【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。因為型阻＝摩擦阻力＋壓差阻力，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

飛機飛行的阻力

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

13.4

飛機飛行的阻力

2．飛機的摩擦阻力摩擦阻力是因為空氣具有黏性，氣流與飛機接觸表面發(fā)生摩擦形成的阻力。因為邊界層的存在，摩擦阻力大小與邊界層的性質(zhì)和飛機表面光潔度有關。不是只有機翼，機身、尾翼、發(fā)動機短艙等都會產(chǎn)生摩擦阻力，各部件摩擦阻力的總和才是飛機的摩擦阻力。(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

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

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

飛機表面的面積：表面面積越大，摩擦阻力也就越大。根據(jù)計算公式F

=T

A

=A

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

13.4

飛機飛行的阻力

(2)改善措施減小摩擦阻力的改善措施一般有采用層流機翼、在機翼表面安裝氣動裝置、保持飛機表面的光滑清潔以及盡量減小飛機與氣流的接觸面積等方法。①采用層流機翼：要減小摩擦阻力就應該設法使速度邊界層保持在層流狀態(tài)。層流機翼能夠在一定的迎角范圍內(nèi)減小摩擦阻力。②安裝氣動裝置：在機翼表面安裝一些氣動裝置，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保持飛機表面的光滑清潔：飛機表面越粗糙，摩擦阻力越大；反之表面越光滑與清潔，摩擦阻力越小。所以在飛機維護、修理與保養(yǎng)的工作中，一定要保持表面的光滑與清潔，例如在機翼與尾翼的前緣和上表面等部位，必須保證機體表面沒有污物、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盡量減小飛機與氣流的接觸面積：對飛機進行修理、維護與改裝時，應注意不要過多增加外露面積，否則會增大摩擦阻力。

13.4

飛機飛行的阻力

3．飛機的壓差阻力壓差阻力是飛機機體前后壓力差產(chǎn)生的阻力。壓差阻力與物體的形狀有密切的關系，所以又稱為形狀阻力。飛機飛行時除了機翼，機身、尾翼、發(fā)動機短艙等也會產(chǎn)生壓差阻力，各部件壓差阻力的總和才是飛機的壓差阻力。(1)影響因素壓差阻力與機體的迎風面積、形狀以及飛行迎角有密切的關系。①

飛機的迎風面積：迎風面積就是飛機飛行時垂直于迎面氣流的正向截面面積，在相同條件下，迎風面積越大，壓差阻力越大；

反之，

迎風面積越小，壓差阻力越小。②

機體的形狀：物體的形狀越趨于流線形，壓差阻力越小，所以機體的形狀應盡量做成流線形。③

飛行迎角：飛行迎角超過一定范圍時，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，因為流體分離現(xiàn)象而導致飛機失速。

13.4

飛機飛行的阻力

(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面積、采用流線形以及盡量讓飛機軸線與相對氣

流的方向平行。①

盡量減小迎風面積：因為迎風面積越小，壓差阻力也就越小，所以飛機在設計時應盡量減小迎風面積，例如民用運輸機在保證裝載所需容積的情況下，為了減小機身的迎風面積，機身橫截面的形狀都采取圓形或近似圓形。②

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

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

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

13.4

飛機飛行的阻力

4．干擾阻力實驗研究中發(fā)現(xiàn)，整個飛機的阻力并不等于各個部件單獨形成阻力的總和，而是多出一個量，這個量就是部件的結合處相互干擾產(chǎn)生的阻力，即干擾阻力，如圖13-4所示。圖13-14機翼與機身相互干擾

13.4

飛機飛行的阻力

(1)干擾阻力的定義所謂干擾阻力是指空氣流經(jīng)飛機各部件結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合時的相對位置有關，也與結合部位的形狀有關。減小壓差阻力的改善措施一般有適當安排各部件之間的相對位置，以及在飛機各部件的結合處安裝整流包皮等。①適當安排各部件之間的相對位置干擾阻力與各部件結合時的相對位置有關，所以飛機設計必須考慮各部件之間的相對位置。例如對于機翼和機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在飛機部件結合處安裝整流包皮在飛機部件的結合處安裝整流包皮，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

飛機飛行的阻力

5．誘導阻力氣體流過機翼是三維流動現(xiàn)象，由于三維效應，會產(chǎn)生誘導阻力。(1)誘導阻力的定義飛機的誘導阻力主要來自機翼，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，也就不存在誘導阻力。這種由升力誘導而產(chǎn)生的阻力稱為誘導阻力，又因為誘導阻力伴隨升力而產(chǎn)生，誘導阻力又稱為升力衍生阻力，它也是飛機飛行時特有的一種阻力。

13.4

飛機飛行的阻力

(a)前視圖(b)后視圖圖13-5翼尖渦流形成原因(2)翼尖渦流的定義機翼產(chǎn)生升力時，下翼面壓力會比上翼面大，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)生造成了機翼上下表面的壓力差減少，在相同迎角的情況下，機翼的升力降低。

13.4

飛機飛行的阻力

飛機飛行中，翼尖渦流氣流的旋轉(zhuǎn)效應使翼尖渦流內(nèi)壓力降低，如果空氣中含有足夠的水蒸氣，則會膨脹冷卻而凝結成水珠，這時便可看到由翼尖向后拖起的兩道霧狀的渦流索。做飛行表演的飛機還常常在翼尖安裝發(fā)煙罐，這時天空就會出現(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，常排成人字或斜一字形，領隊的大雁排在中間，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，使得機翼產(chǎn)生一個垂直向下的氣流，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

飛機飛行的阻力

(4)誘導阻力的形成原因下洗氣流的速度，

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

V

，而是

V

與w的合速，稱為

有效速度(Effective

velocity)，用符號Ve表示。因為下洗氣流的速度w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c表示，而有效速度Ve與機翼弦線的夾角，稱為有

效迎角(Effective

angle

ofattack)，用符號e

表示。有效迎角、迎角以及下洗角之間的關系為e

=

?c，如圖13-8所示。圖13-8誘導阻力形成原因

13.4

飛機飛行的阻力

氣流以有效速度Ve

流經(jīng)機翼時產(chǎn)生了垂直方向的實際升力L

，而Ve

系下洗氣流w與相對氣流速度V

的合速度。實際升力L

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

=

L

cos

與Di

=

L

sin

如果上下翼面沒有壓力差，就不會產(chǎn)生升力，也不會產(chǎn)生翼尖渦流，而沒有翼尖渦流也就不會產(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阻力，升力越大，誘導阻力也就越大所以誘導阻力伴隨著機翼的升力而產(chǎn)生，又稱為升力衍生阻力。

13.4

飛機飛行的阻力

【例13-3】試說明有效迎角

e

、迎角

、下洗角c以及誘導阻力

Di

之間的關系?！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系為e

=

?

c

誘導阻力為

Di

=L

sin

c

=L

sin(?e

)

13.4

飛機飛行的阻力

(5)誘導阻力的影響因素2根據(jù)實驗研究的結果可以歸納出，誘導阻力系數(shù)計算公式為D,i

e

AR式中，CD,i

是誘導阻力系數(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

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

13.4

飛機飛行的阻力

②

展弦比對誘導阻力的影響機翼的展弦比越大，誘導阻力越小。這是因為在機翼面積相同的情況下，展弦比越大，翼尖部分的面積在機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，因此誘導阻力也就越小。如圖13-9所示以矩形翼為例，說明展弦比對誘導阻力的影響。從圖中可以看出，機翼的展弦比越小，平均下洗速度越大，誘導阻力越大；反之機翼的展弦比越大，誘導阻力也就越小。所以在無限翼展的假設下(

AR

→

)，

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

13.4

飛機飛行的阻力

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

13.4

飛機飛行的阻力

【例13-5】無扭轉(zhuǎn)的橢圓形機翼，其展弦比AR

=7，低速飛行迎角

=8。，升力系數(shù)CL

=0.8，試求該機翼的翼展效率因子e、下洗角

c、有效迎角

e以及誘導阻力系數(shù)

【解答】橢圓形機翼的翼展效率因子e為1。下洗角c

=

幾

=

幾

=

0.036

38

=

2.08。因為e

=

?

c

所以有效迎角e

=8。?2.08。=5.92。又因為誘導阻力系數(shù)

CD,i

=幾

LAR所以

CD,i

=

幾

=

0.2092eC

13.4

飛機飛行的阻力

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

13.4

飛機飛行的阻力

②安裝翼梢小翼在機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翼下表面向上表面流動，從而

減弱翼尖渦流，減小誘導阻力，如圖13-10所示。翼梢小翼在民用客機或運輸機的應用中能節(jié)省燃油，加大航程。航空小常識：翼梢小翼會增加翼根(機翼與機身的結合處)的力矩，機翼的翼梁必須加強，因而增加了額外的重力(強化翼梁的結構重力與翼梢小翼的重力)以及制造施工的復雜度，輕(小)型飛機因為動力小且受限于造價成本，還不如采用“增加展弦比”的方式降低誘導阻力來得劃算。圖13-10翼梢小翼

13.4

飛機飛行的阻力

(7)翼尖渦流衍生出的尾渦效應如圖13-11所示，翼尖渦流向后擴散形成尾渦(Trailingtipvortex)。尾渦的強度由飛機重力(或飛機的升力與發(fā)動機的推

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

13.4

飛機飛行的阻力

6．飛機低速飛行時的阻力變化(1)現(xiàn)象說明如圖13-12所示，低亞聲速飛行的阻力以誘導阻力為主，誘導阻力與飛行速度平方的倒數(shù)成正比；高亞聲速飛行時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。誘導阻力曲線和寄生阻力曲線相交時的總阻力最小，此時的飛行速度稱為有利飛行速度，用符號V有利表示，對應的飛行馬赫數(shù)稱為有利馬赫數(shù)，用符號Ma有利表示。圖13-12阻力類型隨著飛行速度變化

13.4

飛機飛行的阻力

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

氣流對飛機的阻滯力就越大，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總阻力等于誘導阻力與寄生阻力的總和，在亞聲速范圍內(nèi)，

飛機總阻力隨著飛行速度增大先減

小而后增大。當飛行速度小于有利飛行速度時，總阻力隨著飛行速度增大而減小；飛行速度大于有利飛行速度時，總阻力隨著飛行速度增大而增加。13.5

飛機的升力系數(shù)曲線

13.5

飛機的升力系數(shù)曲線

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

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

2

sin

+

2h將CL

=

2

sin

+

修正為CL

=

1

+

這就是三維機翼升力系數(shù)理論計算公式。可以看出，如果不考慮飛機失速，展弦比AR越大，升力系數(shù)CL

越大；當展弦比趨于無限大，也就是AR

→時，三維機翼升力系數(shù)等于二維翼型理論值。

c

)

13.5

飛機的升力系數(shù)曲線

2．升力系數(shù)曲線隨展弦比的變化規(guī)律這里以不對稱翼型的矩形機翼為例，說明在不同展弦比時，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，則機翼的升力系數(shù)CL

越小。這是因為對于相同平面形狀的機翼而言，展弦比越小，翼尖渦流所產(chǎn)生的氣流下洗效應對機翼的影響也較顯著，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，這也是因為翼尖渦流引發(fā)氣流下洗效應越強的緣故。圖13-13相同形狀機翼的升力系數(shù)曲線隨著展弦比AR

變化L?C

13.6

飛機的阻力系數(shù)曲線

13.6

飛機的阻力系數(shù)曲線

飛機的阻力系數(shù)曲線表示飛行阻力系數(shù)CD

值

隨著飛行迎角變化的關系曲線。飛機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。對同機型來說，飛機的構型是不變的，低速飛行時的阻力系數(shù)CD

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

13.6

飛機的阻力系數(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＋誘導阻力，阻力系數(shù)等于寄生阻力系數(shù)與誘導阻力系

數(shù)之和。

13.6

飛機的阻力系數(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)是指飛機升力為零的阻力系

數(shù)，在中小迎角的情況下，飛機的阻力系數(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。飛機的零升阻力系數(shù)的大小主要取決于翼型的相對厚度、相對彎度、最低壓力點位置以及表面粗糙度。翼型的相對厚度增大或相對彎度增大，零升阻力系數(shù)增大；翼型的最低壓力點位置后移，零升阻力系數(shù)減??；飛機的表面越粗糙，零升阻力系數(shù)越大。

13.6

飛機的阻力系數(shù)曲線

3．飛機阻力系數(shù)隨迎角變化的規(guī)律飛行迎角增加時，飛機的阻力系數(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，飛機的阻力系數(shù)較大且隨著迎角增大的斜率較大。當飛行迎角超過臨界迎角

(失速迎角)后，飛機的阻力系數(shù)隨著迎角增加而急劇增大。(1)小迎角時的變化原因亞聲速飛機在小迎角飛行時，摩擦阻力占據(jù)飛機阻力的主導地位。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)大迎角時的變化原因亞聲速飛機在大迎角飛行時，誘導阻力占據(jù)飛機阻力的主導地位。由于誘導阻力系數(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)超過臨界迎角時的變化原因當飛行迎角超過臨界迎角(失速迎角)后，飛機上翼面的后方產(chǎn)生流體分離的現(xiàn)象，壓差阻力系數(shù)急劇增加，從而導致阻力系數(shù)也急劇增加，此時飛機呈現(xiàn)失速狀態(tài)。13.7

飛機的升阻比曲線與極曲線

13.7

飛機的升阻比曲線與極曲線

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

to

drag

ratio)是指同一迎角下飛行時，飛機升力與阻力

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

13.7

飛機的升阻比曲線與極曲線

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

該角叫作飛機的特性角(Propertyangle)，以符號9

表示，如圖13-15所示。特性角與升阻比的關系為tan9=

D

=

1

，即9=arctan

1

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

K

K

13.5

飛機的升力系數(shù)曲線

圖13-16飛機升阻比曲線(3)升阻比曲線的定義我們可以根據(jù)風洞實驗測出的飛機在各迎角下對應的升力系數(shù)與阻力系數(shù)值，再根據(jù)升阻比的定義，計算出各迎角對應的升阻比的值，并畫出升阻比曲線，如圖13-16所示。在升阻比曲線中，升阻比最高點稱為最大升阻比(Maximumliftdrag

ratio)，用符號Kmax

表示。最大升阻比對應的迎角稱為有利迎角(Advantageousangleofattack)，它是飛機飛行的最適迎角(Optimum

angle

of

attack)，

一般是3o

~4o

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

max

時達到，最大升力系數(shù)所對應的迎角是臨界迎角，它是飛機開始失速的迎角，而最大升阻比Kmax

所對應的迎角是有利迎角，它是飛機飛行效率最高時的迎角，這兩種迎角代表的物理意義截然不同

13.7

飛機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。這是因為在中、小迎角下，升力系數(shù)斜率是一個常數(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。飛機的最大升阻比是衡量飛機空氣動力特性的重要指標之一，性能優(yōu)良的飛機甚至可以達到50以上。

13.7

飛機的升阻比曲線與極曲線

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

)值隨著飛行迎角

變化的關系曲線。最大升阻比是指在升阻比曲線中的最大升阻比值，對應的飛行迎角即稱為有利迎角。0

0D

L

D

L

13.7

飛機的升阻比曲線與極曲線

(5)最大升阻比的求法飛機的升阻比是表示飛機氣動效率的一個指標，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，飛機升力系數(shù)與阻力系數(shù)的關系，可用CD

=

CD0

+

CDi

=

CD

0

+

kC

來做近似計算。式中：CD

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

因子或升致因子；CL為升力系數(shù)。求最大升阻比時，?K

DC

+kC2C

?

kC2

2

CD0

K

=

1

，

L

=

=

=?CL

?CL

?CL

(CD0

+kC)2，2kC飛機以最大升阻比

Kmax

飛行，其氣動效率是最高的，最大升阻比所對應的飛行迎角稱為有利迎角。飛機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)所對應的迎角位置。也就是當飛機以有利迎角飛行時，阻力系數(shù)與零升力阻力系數(shù)的關系為CD

=

2CD0

，此時誘導阻力系數(shù)等于零升力阻力系數(shù)，即CDi

=

CD0L2L2?K

?

L

?

CL

))0kC

CD0

?L

=

所以即得因為?C令

L

=0=maxkCD0

13.7

飛機的升阻比曲線與極曲線

2．飛機的極曲線(1)極曲線的定義以飛機的升力系數(shù)當作縱坐標，

阻力系數(shù)表示橫坐標，

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，這條曲線叫作飛機的極曲線，如圖13-17所示。(2)極曲線的重要物理特性飛機的極曲線能夠綜合表達升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及升阻比的特性，但要確實了解飛機的空氣動力性能，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所示各點代表的物理意義。圖13-17飛機的極曲線

13.7

飛機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)。極曲線與橫坐標交點所對應的迎角為零升力迎角，其對應的升力系數(shù)等于0以及對應的阻力系數(shù)為CD0

，如圖13-18所示A點。②有利迎角與最大升阻比。從原點向曲線作切線，切點對應的迎角為有利迎角，

相應的

縱、橫坐標值分別為升力系數(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，它代表的是飛機飛行效率最高的狀態(tài)。③臨界迎角與最大升力系數(shù)。飛機的極曲線最高點對應的迎角為臨界迎角，

相應的升力系

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

飛機的大迎角失速

13.8

飛機的大迎角失速

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

它是造成飛機失事的主因之一。但是它和翼型失速不同之處在于機翼的三維效應，也就是翼尖渦流的存在。機翼的三維效應還讓不同平面形狀的機翼產(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翼翼展方向的下洗氣流速度分布與翼尖渦流的強度和作用面積有關，空氣具有黏性，使得翼尖渦流的強度向機身處逐漸遞減，其引發(fā)的氣流下洗效應也逐漸變?nèi)?。然而作用面積占機翼的總面積的比例越大，

氣流產(chǎn)生的下洗效應就會越強，所以機翼因為平面形狀的不同而產(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發(fā)生，主要取決機翼的平面形狀，詳解如下。12.8

飛行馬赫數(shù)對翼型空氣動力特性的影響

(1)現(xiàn)象說明如圖13-19所示為橢圓形機翼、梯形機翼與矩形機翼的局部失速現(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。橢圓形機翼下洗速度w沿著翼展均勻分布，機翼各處同時出現(xiàn)失速現(xiàn)象。矩形機翼翼根部分的下洗速度小，先行出現(xiàn)失速現(xiàn)象。梯形機翼，

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

(c)梯形機翼圖13-19不同平面形狀機翼的局部失速特性

13.8

飛機的大迎角失速

(2)原因探討①橢圓形機翼同時失速現(xiàn)象：因為翼尖渦流的強度沿著翼身方向逐漸遞減，對氣流下洗的衰減效應與翼尖渦流的作用面積沿著翼身方向逐漸增加，兩者對氣流下洗的增強效應互相抵消，所以機翼各處同時出現(xiàn)失速現(xiàn)象。也因為在機翼各處的下洗氣流速度都相同，各機翼剖面的下洗角c相同，而e

=

?

c

，所以有效迎角e與升力系數(shù)CL

都相同。②矩形機翼翼根先行失速現(xiàn)象：因為沿著機翼翼展方向的面積都相同，以及翼尖渦流的強度沿著翼身方向?qū)饬飨孪吹乃p效應，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，所以矩形機翼一定在翼根處先產(chǎn)生失速現(xiàn)象。③梯形機翼翼尖先行失速現(xiàn)象：因為機翼的面積沿著翼展方向逐漸減少，翼尖部位面積在機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，所以梯形機翼是在翼尖處先產(chǎn)生失速現(xiàn)象。

13.8

飛機的大迎角失速

【例13-7】一般的大型民航客機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使用后掠機翼，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，都是因為翼尖渦流的強度沿著翼身方向逐漸遞減，對氣流下洗的衰減效應小于翼尖渦流作用面積沿著翼身方向逐漸增大對氣流下洗的增強效應的緣故所以機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

一般大型民航客機外形

13.8

飛機的大迎角失速

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

13.8

飛機的大迎角失速

飛機抖動的明顯程度，一方面與氣流分離的范圍和嚴重程度有關，另一方面要看飛機固有頻率與氣流的振動頻率是否相近。如果兩者相近，強迫振動的振幅大，抖動則明顯。如果兩者相差甚遠，強迫振動的振幅微小，抖動就感覺不出來。這種抖動現(xiàn)象的出現(xiàn)，表示飛機失速發(fā)展過程開始，對飛行員是一種很好的警告，可以防止飛機進入失速。飛機大多設置了人工失速警告裝置。

13.8

飛機的大迎角失速

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

attack

angle)，用符號jitter

表示，對應的升力系數(shù)叫作抖動升力系數(shù)(Jitter

lift

coefficient)，用符號

CLjitter

表示。從抖動迎角增加到更大的迎角時，

上翼面的氣流分離區(qū)進一步地擴大，

整個飛機的升力系數(shù)達到最大值，

此時的迎角定義為機翼的臨界迎角(Critical

angle

of

attack)，用符號cr

或

max

表示。臨界迎角對應的升力系數(shù)為機翼的最大升力系數(shù)(Maximum

lift

coefficient)，用符號CL

max

表示，如圖13-22所示。機翼的抖動迎角、抖動升力系數(shù)、臨界迎角以及最大升力系數(shù)一般由實驗測定圖13-22飛機抖動迎角與臨界迎角LmaxC

13.8

飛機的大迎角失速

【例13-8】試說明激波失速、飛機失速(飛機大迎角失速)以及翼尖失速的定義?！窘獯稹考げㄊ偈侵革w機的飛行速度超過臨界馬赫數(shù)時，在機翼上表面出現(xiàn)局部激波而引發(fā)的激波誘導邊界層分離的現(xiàn)象。飛機失速(飛機大迎角失速)是指飛機的飛行速度超過臨界迎角，在機翼上表面出現(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，因為翼尖渦流效應，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

飛機的大迎角失速

【例13-9】試說明臨界迎角與抖動迎角的定義以及彼此間的關系?！窘獯稹克^臨界迎角是指飛機失速(飛機大迎角失速)時對應的迎角，而抖動迎角是指飛機機翼開始發(fā)生局部失速現(xiàn)象時的迎角。除了橢圓形機翼，在發(fā)生迎角失速前，飛機機翼都會引發(fā)局部先行失速的現(xiàn)象，所以臨界迎角比抖動迎角大。

13.8

飛機的大迎角失速

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

翼扭轉(zhuǎn)可以分為幾何扭轉(zhuǎn)和氣動扭轉(zhuǎn)兩種方式。(1)幾何扭轉(zhuǎn)梯形翼翼尖采用負扭轉(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，從而避免機翼局部先行失速現(xiàn)象的發(fā)生。(2)氣動扭轉(zhuǎn)由于幾何扭轉(zhuǎn)增加制造工藝的復雜性，所以有時也采用氣動扭轉(zhuǎn)的方法。氣動扭轉(zhuǎn)的翼尖與翼根選用相對彎度或相對厚度不同的翼型，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，也是使機翼各剖面有效迎角保持一致，從而避免機翼局部先行失速現(xiàn)象的發(fā)生。

13.8

飛機的大迎角失速

【例13-10】試說明機翼扭轉(zhuǎn)方式中幾何扭轉(zhuǎn)和氣動扭轉(zhuǎn)的定義?！窘獯稹咳绻麢C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，為負扭轉(zhuǎn)。有的機翼，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稱翼型，這種布置就叫作氣動扭轉(zhuǎn)。

13.8

飛機的大迎角失速

【例13-10】試說明為何翼根先行失速會比翼尖先行失速為佳？并列舉兩種梯形翼飛機防止翼尖先行失速的方法?！窘獯稹咳绻麢C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，為負扭轉(zhuǎn)。有的機翼，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稱翼型，這種布置就叫作氣動扭轉(zhuǎn)。

13.8

飛機的大迎角失速

【例13-11】試說明為何翼根先行失速會比翼尖先行失速為佳？并列舉兩種梯形翼飛機防止翼尖先行失速的方法。【解答】保證翼根先行失速對飛行有兩方面好處。首先機翼內(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警告，從而避免進入全面失速狀態(tài)。其次，翼根先行失速，可使飛機即使處于局部失速狀態(tài)，副翼等仍有控制和操縱飛機的足夠效率，保證飛機可以從危險的局部失速狀態(tài)脫離。梯形翼飛機要防止翼尖先行失速，一般可使用氣動扭轉(zhuǎn)與幾何扭轉(zhuǎn)兩種方式。氣動扭轉(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

飛機的大迎角失速

4．飛機的失速飛行迎角到達臨界迎角時，只要迎角稍微增加，機翼上表面就會出現(xiàn)嚴重的氣流分離現(xiàn)象，使得飛機的升力急速下降，從而無法克服重力，造成飛行上的危險，所以描述飛機飛行失速現(xiàn)象的相關數(shù)值是評估飛機飛行性能的重要依據(jù)。剛到達臨界迎角時的飛行速度稱為失速。根據(jù)飛機升力計算公式，到達臨界迎角時，如果飛行速度低于失速，飛機將無法持續(xù)飛行，因此失速是衡量飛機空氣動力特性的重要指標之一。

13.8

飛機的大迎角失速

(1)飛機失速的計算失速(Stalling

velocity)，用符號Vstall

表示。平飛時，飛機的升力等于重力。根據(jù)L

=pV

2

CL

S以及臨界迎角所對應的最大升力系數(shù)，以推論出失速計算公式為L

=

W

=

pVs

ll

CL

max

S從而L

=

W

=

pVs

ll

CL

max

S

Vstall=

然而飛機要完成一次飛行任務必須經(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，飛機的升力L不等于重力W，而要乘以一個系數(shù)，這個系數(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，影響飛機失速的因素為飛機的重力(W)、空氣的密度L1/2

13.8

飛機的大迎角失速

①飛機重力為簡化計算，一般將飛機的重力假設為定值。實際上飛機的重力包含了飛機機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。飛行時的空氣密度與空氣濕度、飛行高度與溫度有關，其彼此之間的關系已經(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，使飛機以更低的速度起飛和著陸。④載荷系數(shù)從飛機失速的計算公式中可以看出，載荷系數(shù)越大，其對應的失速越大。

13.8

飛機的大迎角失速

5．失速預警為了保證飛行安全，必須防止飛機進入失速狀態(tài)。要做到這一點，必須在飛機接近失速時，給飛行員一個準確的失速警告。失速預警可包括機翼局部失速預警以及人工失速警告設備兩類。(1)機翼局部失速預警機翼先行產(chǎn)生局部失速現(xiàn)象會使飛機發(fā)生抖振，也使駕駛桿和腳蹬產(chǎn)生抖動，有一種操縱失靈的感覺。此感覺就告訴飛行員飛機已經(jīng)接近失速，這時飛行員必須及時向前推桿減小迎角，防止飛機失速。(2)人工失速警告設備梯形翼與后掠翼對局部先行失速所產(chǎn)生的抖動現(xiàn)象并不明顯，不能起到明顯的預警作用，但卻是飛機經(jīng)常使用的機翼構型，所以現(xiàn)代飛機都安裝了人工失速警告設備，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備用迎角探測器探測飛機的迎角，當迎角增大到接近臨界迎角的某個值時(飛行速度比失速大7%)，人工失速警告設備就會對飛行員發(fā)出失速警告，防止飛機進入失速狀態(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翼的幾何外形。迎角超過臨界迎角后，飛機產(chǎn)生失速從而危及飛行安全，而且迎角過大，飛機的穩(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。可以在飛機上安裝增升裝置(High

lift

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

edge

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

13.9

增升裝置介紹

隨著現(xiàn)代民機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：一是大型飛機使用高速機翼(例如后掠機翼與薄翼機翼等)，而高速機翼主要從有利于高速飛行角度設計，在低速下的飛行性能并不好，從而使得飛機必須使用較高的飛行速度，才能達到需要的升力；二是大型飛機的重力大，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，則未來機場跑道將越建越長，但是機場跑道過度增長不現(xiàn)實，就需要進一步發(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：增加機翼的彎度、增加機翼弦長(面積)以及推遲氣流分離。(1)增加機翼的彎度。使用襟翼可以增加機翼翼型的彎度，因為機翼的升力系數(shù)與彎度有關。從二維機翼升力系數(shù)公式CL

=2πsin

議+2h

中可以得知，在相同議時，

h

越大，CL

就越大，產(chǎn)生的升力也越大。(2)增加機翼弦長(面積)

使用襟翼可以增加機翼的弦長，也意味著機翼的平均幾何弦長C

增加。根據(jù)公式S

=b

根C

以及L

=

pV

CL

S

，相同情況下，機翼的面積增加，升力也隨之增加。(3)推遲氣流分離機翼開設縫道，加工成襟翼，可以延緩氣流分離現(xiàn)象，因為下翼面的壓力較大，可使氣流通過縫道流向上翼面，如圖13-24所示。圖13-24機翼縫道延遲失速現(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

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

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(3)開縫襟翼是在簡單襟翼基礎上做了改進，將安裝在機翼后緣可轉(zhuǎn)向小翼面的鉸接點移至機翼下后方。使用時將其向下打開，不僅可以增加機翼的彎度，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翼的彎度與延遲氣流分離。開縫襟翼的增升效果好于簡單襟翼，最大升力系數(shù)甚至可增大85%~95%，而臨界迎角降低得不多。為了進一步提升開縫襟翼的增升效果，有的飛機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。

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(4)后退式襟翼的特點是襟翼在放下的同時還能向后滑動，在增大翼型相對彎度

的同時，還增大了機翼的面積。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合，我們稱之為后退式開縫襟翼，其特點是在襟翼向下偏轉(zhuǎn)增大相對彎度的同時，還向后滑動，增大了機翼面積，同時還能開1~3條縫因此，增升效率比其他襟翼都高，增升效果一般可達到110%~140%，目前廣泛應用于大、中型飛機。

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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、前緣縫翼與機動機翼對于翼型很薄的高速飛機，在低速大迎角(甚至中小迎角)飛行時很容易在機翼的前緣就出現(xiàn)氣流分離的情況，導致失事，因此要加裝前緣襟翼(Leading

edge

flap)或前

緣縫翼(Leading

edge

slat)以改善流動情況。有的飛機甚至裝有可隨時操縱的前緣和后緣機動機翼(又稱變彎度機翼)，從而大大提高了機動性能。圖13-26各種后緣襟翼的升力系數(shù)與迎角的關系圖

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(1)前緣襟翼設置在機翼前緣，多用于高速飛機高速飛機一般采用前緣半徑較小的薄翼型，當它以一定迎角飛行時，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，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。高速飛機使用后緣襟翼時，后緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)，哪怕角度不大，在機翼前緣也會產(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

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(2)前緣縫翼是指安裝在機翼前緣的一個小翼面，其主要的功能同前緣襟翼，延遲高速飛機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

制動方式前緣縫翼設置于機翼前緣，能在大迎角的情況下自動張開，而在小迎角的情況下自動關閉。這是由于在不同迎角下，機翼前緣的壓力分布不同。在大迎角的情況下，機翼的前駐點后移，機翼前緣為負壓力，前緣縫翼自動張開。而在小迎角的情況下，機翼前緣承受正壓力，前緣縫翼受到正壓力而緊貼于機翼前緣。

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②

增升原理高速飛機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，前緣縫翼自動張開，機翼前緣會形成一條縫隙，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，能增大上翼面邊界層的空氣動能，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，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，機翼上表面氣流分離的趨勢較弱，此時如果打開前緣縫翼，不僅不能增大升力系數(shù)，反而會抵消機翼上下表面之間的壓力差而降低飛機的升

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

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(3)機動襟翼(Motorized

flap)是在機動飛行中進行調(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，在飛行中適時調(diào)整襟翼的偏度，以保持最佳的機翼彎度和形狀。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，所以稱為機動襟翼。機動襟翼可由人工調(diào)節(jié)，也可以通過計算機進行自動調(diào)節(jié)。自動調(diào)節(jié)的機動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，自動改變前緣襟翼與后緣襟翼的偏角，進而在所有速度和高度范圍內(nèi)有效地改變飛機的空氣動力性能。

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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翼上表面的前緣附近，向邊界

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

13-30(a)所示。另一種是機翼上表面的后部，利用抽氣泵通過機翼表面的小孔或縫隙，向機翼內(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，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(機翼上翼面的

前緣吹氣)(b)邊界層吸取增升裝置(機翼上翼面的

后半部吸氣)圖13-29前緣縫翼的增升原理

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在以上介紹的幾種增升裝置中，前緣縫翼、前緣襟翼與機動襟翼主要用于飛行中

提高低速大迎角的性能，從而增強飛機的機動性。后緣襟翼(襟翼)常用于飛機的起飛和著陸中。在起飛時要求飛機盡快加速，后緣襟翼一般放小角度，就是為了提高起飛離地姿態(tài)時的升力系數(shù)從而減小起飛離地速度，同時又不會過多地增大飛機的阻力，使得飛機能夠有效縮短起飛滑跑距離。而飛機離地后到達一定高度必須將后緣襟翼收起，這是為了減小飛行的阻力。飛機在著陸時，后緣襟翼一般放下大角度(通常是全放)，這是為了提高飛機著陸接地

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