升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線和升阻比曲線、極曲線

1、345升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線和升阻比曲線、極曲線升阻比和升力系數(shù)、阻力系數(shù)一樣都是無量綱參數(shù)，在飛行馬赫小于一定值時，只與機(jī)翼的形狀（機(jī)翼翼型、機(jī)翼平面形狀）和迎角的大小有關(guān)。當(dāng)迎 角改變時，氣流在機(jī)翼表面的流動情況和機(jī)翼表面的壓力分布（見圖3-26）都會隨之變化，結(jié)果導(dǎo)致了機(jī)翼升力和阻力的變化，壓力中心位置的前后移動。1、升力系數(shù)隨迎角的變化圖3-27升力系數(shù)曲線從圖3-27中升力系數(shù)曲線CL的變化情況可以看到，在迎角小于一定值時（小于最大升力系數(shù)對應(yīng)的迎角，max），升力系數(shù)與迎角近似成線性關(guān)系，隨著迎角的增加而增加，由負(fù)值增大到零到正值再到最大值，然后又轉(zhuǎn)折開始下降。升力系數(shù)曲線的斜

2、率 CL°L表示了升力系數(shù)CL 隨著迎角變化的快慢。升力系數(shù)為零時，機(jī)翼的升力為零，對應(yīng)的迎角叫做零升力 迎角（0）（見圖3-27）。對于大多數(shù)民用運輸機(jī)機(jī)翼采用的具有一定彎曲的 非對稱翼型，零升力迎角是一個較小的負(fù)值（見圖 3-28（d）:對于對稱翼 型，零升力迎角為零（見圖3-28（e）。迎角小于升力迎角（0 ）時，升力系數(shù)為負(fù)值，飛機(jī)的升力方向指向機(jī)翼下表面（見圖3-28（ d）:迎角大于零升力迎角時（0），升力系數(shù)為正值，飛機(jī)的升力方向指向機(jī)翼上表面（見圖 3-28（a） （c）圖3-28不同迎角下的不同升力2. 機(jī)翼壓力中心位置隨迎角變化正如前面已講述的：機(jī)翼氣動力合力的作

3、用點叫做機(jī)翼的壓力中心。隨著 迎角的改變，機(jī)翼壓心的位置會沿飛機(jī)縱向前后移動（對稱翼型除外）。當(dāng)迎 角比較小時，機(jī)翼前緣上表面還沒有形成很細(xì)的流管，氣流在機(jī)翼前緣的加速 比較緩慢，并沒有在機(jī)翼前緣形成吸力區(qū)，機(jī)翼上表面的最低壓力點靠后（見 圖3-29（ a）,這是機(jī)翼的升力系數(shù)比較小，壓力中心也比較靠后。隨著迎角 的逐漸增加，機(jī)翼前緣上表面的流管逐漸變細(xì)，氣流在機(jī)翼前緣上表面加速的 速度加快，機(jī)翼上表面的最低壓力點向前移，機(jī)翼的升力系數(shù)增大，壓力中心 也向前移（見圖3-29 （b）。隨著迎角的繼續(xù)增加，機(jī)翼前緣上表面形成了很 細(xì)的流管，氣流在機(jī)翼前緣的上表面很快地被加速，并在機(jī)翼前緣形成吸力

4、峰，機(jī)翼上表面的最低壓力大你繼續(xù)向前移動，機(jī)翼的升力系數(shù)繼續(xù)增大，壓 力中心也繼續(xù)向前移動（見圖 3-29（c）。迎角繼續(xù)增加超過CLmax對應(yīng)的迎 角時，附面層的分離點很快前移，渦流區(qū)迅速擴(kuò)大到整個上翼面，機(jī)翼前緣的 吸力峰陡落，機(jī)翼的升力急劇下降，壓力中心又移到靠后位置（見圖3-29（d）。:畑圖3-29翼型在不同迎角下的壓力分布3. 阻力系數(shù)CD隨迎角的變化從圖3-30中阻力系數(shù)曲線CD的變化情況可以看到，阻力系數(shù)曲線不與阻 力系數(shù)CD等于零的橫線相交，說明在任何情況下飛機(jī)阻力都不等于零。在迎角 等于零附近，阻力系數(shù)最小，然后隨著迎角絕對值的增大而增大，變化近似拋 物線規(guī)律。將某一翼型的

5、升力系數(shù)和阻力系數(shù)畫在同一張圖中。從這張圖中我們可以 對比地看出升力系數(shù)好阻力系數(shù)隨著迎角變化的趨勢：隨著迎角的增加，升力 系數(shù)和阻力系數(shù)都增大，在一定迎角范圍內(nèi)，升力系數(shù)呈線性增大，而阻力系 數(shù)按拋物線規(guī)律增大。阻力系數(shù)在小迎角范圍內(nèi)增加緩慢，隨后增大速度加 快，比升力系數(shù)增大的速度更快。在升力系數(shù)達(dá)到最大值之后，升力系數(shù)曲線 轉(zhuǎn)折，由上升轉(zhuǎn)為下降，升力系數(shù)開始減小，而阻力系數(shù)不但繼續(xù)增大，增大 的速度也徒然增加。升力為零時（a = a 0），對應(yīng)的阻力系數(shù)叫做零升阻力系數(shù)，對應(yīng)的阻力 系數(shù)叫零升系數(shù)，用Cdo表示。4升阻比曲線、極曲線對于飛機(jī)飛行性能的判斷不能只看能產(chǎn)生多大的升力，還應(yīng)綜合

6、考慮阻力 的大小。已較小的阻力獲得所需要的升力，才能提高飛機(jī)的飛行效率。為此引 入了升阻比的概念，用K表示。0-1SD416M圖3-30阻力系數(shù)曲線(3-7)升阻比是升力和阻力之比，也就是升力系數(shù)和阻力系數(shù)之比。從圖2-31中可以看到升阻比隨著迎角的變化情況。當(dāng)升力系數(shù)等于零時，升阻比也等于零。升阻比隨著迎角的增加而增大，由負(fù)值增大到零再增大到最大值，然后, 隨著迎角的增加而逐漸減小。由于升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律決 定，升阻比的最大值（Kmax）并不是在升力系數(shù)等于最大值時達(dá)到，而是在迎 角等于4°左右范圍內(nèi)達(dá)到。在升阻比達(dá)到最大值的狀態(tài)下飛行是最具有利 的，因為，這時產(chǎn)生

7、相同的升力，阻力最小，飛行效率最高。所以升阻比也叫 氣動效率。極曲線是升力系數(shù)對阻力系數(shù)的曲線。對每一個迎角都可以得到一個升力 系數(shù)和一個阻力系數(shù)，以升力系數(shù)為縱坐標(biāo)，以阻力系數(shù)為橫坐標(biāo)，并將迎角 值標(biāo)在曲線的各點上就得出如圖 3-32所示的極曲線圖。從原點作極曲線的切線與曲線的交點就是達(dá)到最大升阻比的迎角值，切線 的斜率就是最大升阻比。曲線的最高點的縱坐標(biāo)就是最大升力系數(shù)，用平行縱 坐標(biāo)的直線與曲線相切，可以得帶最小阻力系數(shù)和迎角峰。5飛機(jī)大迎角失速臨界迎角和飛機(jī)失速對應(yīng)最大升力系數(shù)（CLmax）的迎角叫做臨界迎角，也叫失速迎角。從圖 2- 31中的升力系數(shù)曲線和阻力系數(shù)曲線可以看到，當(dāng)迎角

8、大于臨界迎角時，升力 系數(shù)急劇下降，阻力系數(shù)急劇增加，這種現(xiàn)象叫做失速。飛機(jī)失速主要是由于迎角過大，造成機(jī)翼上翼面的附面層大部分分離，形 成了大面積的渦流區(qū)（見圖3-29（d），上、下翼面的壓力差合成的氣動力對 升力貢獻(xiàn)很小，卻產(chǎn)生了很大的壓差阻路。大面積渦流區(qū)的出現(xiàn)不但使升力和阻力發(fā)生急劇的變化，導(dǎo)致飛機(jī)的速度減小，高度降低，機(jī)頭下沉：又因為氣 流的分離不穩(wěn)定，周期性地形成分離漩渦，使升力忽大忽小，從而引起機(jī)翼、 尾翼的震動，飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性下降，使飛機(jī)難以保持正常的飛行。這對 飛機(jī)的飛行是很危險的。這種迎角過大造成的飛機(jī)失速也叫做大迎角失速，在 任何空速和飛行姿態(tài)下，只要迎角超過飛機(jī)的

9、臨界迎角都可能發(fā)生失速。飛機(jī) 的臨界迎角一般為16°左右。通常在飛行中不會達(dá)到最大升力系數(shù)和臨界迎角 的飛行狀態(tài)，因為在到達(dá)這個狀態(tài)之前，由于附面層分離區(qū)域的擴(kuò)大，已經(jīng)出 現(xiàn)了震動、穩(wěn)定性變壞等失速現(xiàn)象。為了保證飛行安全，防止飛機(jī)失速，規(guī)定 了一個小于最大升力系數(shù)的升力系數(shù)值和一個小于臨界迎角的迎角值，這兩個 值是在飛行中可以達(dá)到但不能超過的安全值。（2）飛機(jī)的失速速度飛機(jī)迎角剛達(dá)到臨界迎角時的飛行速度就叫做失速速度。由式（3-5）L CL.1 v2.S可以得出 L (2L(Clq、）'2。當(dāng)飛機(jī)臨界迎角飛行時，升力系S）數(shù)Cl應(yīng)該等于最大升力系數(shù)Clmax，由此得出:S）(

10、3-6)Vs -飛機(jī)失速速度當(dāng)飛機(jī)平飛時，飛機(jī)的升力等于飛機(jī)的重力。即飛時的失速速度為：L=W。所以，飛機(jī)平Vs平=(2W / (CLmax1S)f（3-7）在其他的飛行狀態(tài)下，飛機(jī)的升力并不等于飛機(jī)的重力，而是等于飛機(jī)重力乘以一個系數(shù)ny。這個系數(shù)叫做載荷系數(shù)ny=L/W(3-8)ny-載荷系數(shù)L-飛機(jī)的升力W-飛機(jī)的重力這樣，在其他的飛行狀態(tài)，飛機(jī)的失速速度等于：12Vs ny2 Vs 平（3-9）從失速速度的計算公式，可以得出： 飛機(jī)重力增加，飛機(jī)的失速速度也會增加。在同樣的飛行狀態(tài)下，飛 機(jī)重力增加，所需要的升力也必須增加，而飛機(jī)的最大升力系數(shù)基本不變，只 有提高飛行速度，這樣，飛機(jī)的

11、失速速度也就增加了。 飛機(jī)起飛著陸過程中，使用曾升裝置可以提高最大升力系數(shù)，從而降 低飛機(jī)的失速速度，使飛機(jī)可以更低的速度起飛和著陸。 在各種不同的飛行狀態(tài)下，飛機(jī)的失速速度等于飛機(jī)平飛失速速度乘 以ny1/2，載荷系數(shù)越大，對應(yīng)的失速速度也就越大。（3）失速警告由于飛機(jī)失速時出現(xiàn)的一些現(xiàn)象，威脅到飛機(jī)的飛行安全，所以，必須防 止飛機(jī)進(jìn)入失速，一旦進(jìn)入要及時改出。為了做到這一點，就必須在飛機(jī)接近 失速時，給駕駛員一個準(zhǔn)確的失速警告。當(dāng)飛機(jī)接近臨界迎角時，由于機(jī)翼上表面的氣流分離會使飛機(jī)發(fā)生抖 震，也會使駕駛桿和腳蹬產(chǎn)生抖動，有一種操縱失靈的感覺。這就給了駕駛員 一個警告：飛機(jī)已接近失速。在大迎角狀態(tài)下飛行時，駕駛員若感到這些現(xiàn) 象，就應(yīng)及時向前推桿減小迎角，