飛行原理基礎(chǔ)2

1、2016第二章 飛機(jī)的升阻特性 一、飛機(jī)機(jī)翼的升力 二、飛機(jī)的阻力 三、全機(jī)的空氣動力特性 四、飛機(jī)的增升裝置一、飛機(jī)機(jī)翼的升力（一）、機(jī)翼的形狀及其參數(shù) 飛機(jī)的機(jī)翼是飛機(jī)產(chǎn)生升力的主要部件，也就是說機(jī)翼的最主要作用就是產(chǎn)生升力、其次是裝油、穩(wěn)定性和操縱性、外掛、連接等。 機(jī)翼的形狀主要是指機(jī)翼的翼型、機(jī)翼的平面形狀、機(jī)翼相對機(jī)身的位置等，機(jī)翼的形狀參數(shù)是指與之對應(yīng)的翼型參數(shù)、平面形狀參數(shù)和機(jī)翼的安裝角、上反角、迎角等。1、機(jī)翼的翼型及其參數(shù) 機(jī)翼的翼型也叫機(jī)翼的翼剖面或機(jī)翼的橫切面，指的是沿著機(jī)體的對稱面假想將機(jī)翼切一刀，機(jī)翼切口的形狀。 機(jī)翼的翼型形狀主要包括平板形、彎形、凹凸形、平凸形、

2、雙凸形、對稱形、圓弧形、菱形等。 1）翼型弦長(b)：指翼剖面前緣到后緣的距離。 2）相對厚度(c)：翼型最大厚度Cmax與弦長b的比值，并以百分?jǐn)?shù)表示： 相對厚度的大小表示翼型的厚薄程度。相對厚度大，表示翼型厚，即機(jī)翼較厚；相對厚度小，表示翼型薄，即機(jī)翼較薄。 3)相對彎度( f )：翼型上下弧之間，沿翼弦作垂線，連結(jié)這些垂線的中點所組成的弧線叫翼型的中弧線，翼型中弧線的最高點距翼弦線的最大距離(fmax)與翼弦長（b）的比值叫翼型的相對彎度，并用百分?jǐn)?shù)表示： 相對彎度的大小表示翼型的彎曲程度，相對彎度大表示翼型向上彎曲度大；相對彎度小表示翼型向上彎曲度小。 4)最大厚度位置(Xc)：翼型最

3、大厚度到機(jī)翼前緣的距離（Xc)與弦長(b)的比值叫翼型的相對最大厚度位置(Xc) ，并用百分?jǐn)?shù)表示： 相對最大厚度位置的大小表示翼型最大厚度的相對位置。相對最大厚度位置大，表示翼型最大厚度靠后，相對最大厚度位置小，表示冀型最大厚度靠前。2、機(jī)翼的平面形狀及其參數(shù) 機(jī)翼的平面形狀是指從飛機(jī)頂上往下看，機(jī)翼在水平面上的投影。常見的有矩形、梯形、橢圓形、后掠形、前掠形、三角形、雙三角形等。 矩形翼結(jié)構(gòu)簡單，但阻力較大；橢圓翼誘導(dǎo)阻力最小，但制造工藝復(fù)雜，沒有被廣泛使用；梯形翼的阻力也較小，制造也簡單，廣泛使用在活塞式發(fā)動機(jī)的飛機(jī)；為了提高飛機(jī)的飛行速度，提高飛機(jī)飛行的穩(wěn)定性，目前民用飛機(jī)廣泛使用后掠

4、機(jī)翼；大后掠翼、變后掠翼、三角翼等用在高速飛機(jī)，特別是超音速戰(zhàn)斗機(jī)。 機(jī)翼的平面形狀影響飛機(jī)的氣動特性，我們以后掠翼為例，討論機(jī)翼平面形狀的參數(shù)： 1）機(jī)翼面積( S )：指機(jī)翼在水平面的投影面積。機(jī)翼面積的計算方法有兩種：一是全機(jī)機(jī)翼面積，另一種是凈機(jī)翼面積，指不包括機(jī)身內(nèi)部那部分的機(jī)翼面積，通常稱為外露機(jī)翼面積。通常機(jī)翼升力計算公式中的機(jī)翼面積指的是外露機(jī)翼的面積。 2）機(jī)翼展長(L)：指從一側(cè)機(jī)翼翼尖到另一側(cè)機(jī)翼翼尖垂直于機(jī)體縱軸的距離。 3）機(jī)翼的平均空氣動力弦長（b平均）：指機(jī)翼的展長和面積不變的情況下，將后掠翼折算成矩形翼后的弦長，即： b平均 S / L 4）機(jī)翼的后掠角( )：

5、沿著機(jī)翼展向弦長的等百分比弦的連線(一般取25弦長)與垂直于縱向?qū)ΨQ平面直線的夾角叫機(jī)翼的后掠角。 5）展弦比( ) ：機(jī)翼展長與平均幾何弦長之比值： L / b平均 L2/S 6）根尖比()：根尖比也叫梯形比，指的是翼根弦長(b0)與翼尖弦長(b1)之比值：即： = b0/b1 矩形機(jī)翼= 1，梯形機(jī)翼1，三角機(jī)翼= 。3、機(jī)翼相對機(jī)身的位置及其參數(shù) 1）機(jī)翼的安裝角（ ）是指機(jī)翼的弦線與機(jī)體縱軸之間的夾角。 2）機(jī)翼的迎角（ ）：機(jī)翼的迎角也叫機(jī)翼的攻角，是指機(jī)翼的弦線與相對氣流（或飛機(jī)運動方向）之間的夾角。 迎角有正迎角和負(fù)迎角，氣流的方向指向機(jī)翼的下翼面，這時的迎角為正迎角，飛機(jī)的平飛

6、和飛機(jī)的爬升飛行一般為正迎角飛行（如下圖a和b）；氣流的方向指向機(jī)翼的上翼面，這時的迎角為負(fù)迎角，飛機(jī)低頭飛行和飛機(jī)的倒飛都是負(fù)迎角飛行（如下圖c）； 3)機(jī)翼的上（下）反角（ / - ）：是指機(jī)翼的翼弦平面與垂直于飛機(jī)的立軸的平面之間的夾角： 4）上單機(jī)翼、中單機(jī)翼和下單機(jī)翼 目前，除了個別低速飛機(jī)仍是雙翼機(jī)外，絕大多數(shù)是單翼機(jī)。單翼機(jī)在機(jī)身上的配置，可分為上單翼、中單翼和下單翼三種型式。 從機(jī)翼與機(jī)身的干擾阻力來看，以中單翼為最小，上單翼次之，下單翼最大。從機(jī)身內(nèi)部容積的利用來看，以上單翼為最優(yōu)躍。因為上單翼飛機(jī)機(jī)翼通過機(jī)身的部分骨架，位于機(jī)身上部，不影響機(jī)身內(nèi)部容積的利用；中單翼的翼梁要

7、橫穿機(jī)身中部，對機(jī)身內(nèi)容積的利用有一定影響；下單翼飛機(jī)機(jī)身內(nèi)的可用容積較大，但固定在機(jī)身下部的翼梁，會限制安裝在機(jī)翼下部部件的尺寸。吊裝在下單翼飛機(jī)下部的發(fā)動機(jī)可使發(fā)動機(jī)的維護(hù)方便。從起落架的配置來看，如果將起落架裝在機(jī)翼上，上單翼飛機(jī)的起落架較長，這樣不僅重量大，而且不易收放。在這方面，下單翼機(jī)比較有利。此外，上單翼飛機(jī)由于機(jī)翼位置較高，檢修、拆裝機(jī)翼上的發(fā)動機(jī)或其它附件，以及向機(jī)翼內(nèi)的油箱加添燃油都不方便，這會給維護(hù)工作帶來困難。(二)、總的空氣動力 飛機(jī)在空氣中運動時，就會產(chǎn)生作用于飛機(jī)上的空氣動力，飛機(jī)各部分所受到的空氣動力的總和，叫總空氣動力，通常用R表示（見圖所示）。一般情況，這個

8、力是向上并向后傾斜的，根據(jù)它所起的作用，可將它分解為垂立于相對氣流方向和平行于相對氣流方向的兩個分力。垂直方向的力叫升力，用“ Y ”表示，升力通常是起支持飛機(jī)的作用。平行方向阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力叫阻力，用“ X ”表示。 飛機(jī)升力絕大部分是由機(jī)翼產(chǎn)生的。尾翼也產(chǎn)生一些升力，但其作用主要是用作平衡和操縱飛機(jī)，飛機(jī)其他部分產(chǎn)生升力很小，一般不考慮。飛機(jī)的任何部分在飛行時都會產(chǎn)生阻力。（三）、機(jī)翼升力的產(chǎn)生 當(dāng)氣流流過機(jī)翼時，氣流從機(jī)翼前緣分成上、下兩股，分別沿機(jī)翼上、下表面流過，而在機(jī)翼后緣重新匯合后向后流去。由于機(jī)翼上表面比較凸出，流管變細(xì)，由連續(xù)性定理可知，流管變細(xì)，流速加快，又根據(jù)伯努利定理，

9、流速加快，壓力降低；在機(jī)翼下表面，機(jī)翼比較平，或飛機(jī)的飛行有一定的迎角，氣流受到阻擋作用，流管變粗，流速減慢，壓力增大。于是，機(jī)翼上、下表面出現(xiàn)了壓力差。我們將垂直于相對氣流方向（或垂直于飛機(jī)運動方向）壓力差的總和（集合），叫做機(jī)翼的升力。既然升力是一種力，就必須滿足力的“三要素”： 大小：機(jī)翼上下翼面壓力差的總和； 方向：垂直于相對氣流方向； 作用點：升力作用線和翼弦線的交點，也叫壓力中心。 機(jī)翼的升力主要是靠機(jī)翼上翼面吸力產(chǎn)生的，一般占總升力的60%80%,而不是靠下翼面壓力產(chǎn)生的(占總升力的2040)，所以機(jī)翼的上壁板比下壁板厚。從下列壓力分布圖中可以看出：(四)、影響升力大小的因素 1

10、、機(jī)翼面積(S) 機(jī)翼面積越大，則機(jī)翼上、下表面壓力差的總和越大，所以升力也就越大。升力與機(jī)翼面積成正比。 2、翼型 翼型不同所產(chǎn)生的流線譜也就不同，因此所產(chǎn)生的升力也就不同： 1）翼型相對厚度（c） 相對厚度大，機(jī)翼上表面的彎曲程度也大，空氣流過機(jī)翼上表面流速增快，壓力降低很多，升力增大。 2）最大厚度位置(Xc) 最大厚度位置靠前，機(jī)翼前緣勢必彎曲厲害，導(dǎo)致流管在前緣變細(xì)，流速加快，吸力增大，升力增加。 3）相對彎度(f) 在厚度相同相同情況下，相對彎度大，表明上表面彎曲比較厲害，流速大、壓力低，所以升力較大。在相同迎角下平凸型翼型比雙凸型翼的升力大，對稱型翼型升力最小。 3、飛行速度(v

11、) 飛行速度越大，升力也越大。由伯努利方程可知：以穩(wěn)定的速度流動的氣流流過機(jī)翼時，其動壓與靜壓的和為一常數(shù)，當(dāng)氣流流過機(jī)翼時，機(jī)翼上表面流速增加，壓力降低；下表面流速減少，壓力增大，而壓力的變化與飛行速度的平方成正比，所以升力與飛行速度的平方成正比。 4、空氣密度( ) 空氣密度大，表示單位體積內(nèi)空氣質(zhì)量多，對機(jī)翼的作用力增大，所以升力增大。 5、迎角( ) 在一定迎角范圍內(nèi)，迎角增大，升力增大。機(jī)翼的升力隨迎角增大而增加，這是因為隨著迎角的增大，在翼型上表面的前部流線更加彎曲，流管更細(xì)，使流速進(jìn)一步加快，壓力更降低，機(jī)翼下表面則阻擋氣流的作用更大。流管變得更粗，流速更減慢，壓力更提高，上下表

12、面的壓力差更大，因而升力增大。 但是迎角增加超過一定數(shù)值時，氣流在上翼面的中后部嚴(yán)重分離，大量的漩渦占據(jù)了機(jī)翼上表面的吸力區(qū)。隨著渦流區(qū)的擴(kuò)大，吸力減少，升力會突然降低，阻力迅速增加，這種現(xiàn)象被稱為“失速”。失速剛剛出現(xiàn)時的迎角叫做“臨界迎角”，也叫“失速迎角”，這一迎角一般為1520度。 飛機(jī)不能以大于或接近臨界迎角的迎角飛行，如果飛機(jī)陷入失速狀態(tài)，飛機(jī)會發(fā)生尾旋降高度的現(xiàn)象，如果駕駛員處理不當(dāng)，可能發(fā)生嚴(yán)重的后果，甚至機(jī)毀人亡的事故。（五）、機(jī)翼升力的計算公式 機(jī)翼升力的大小取決于機(jī)翼面積、空氣密度、飛行速度、翼型和迎角。其中翼型和迎角主要影響流線譜分布，即影響壓力分布。一般用一個無量綱的

13、系數(shù)（升力系數(shù)Cy）來表示機(jī)翼迎角和翼型等因素對升力影響的大小。其數(shù)學(xué)式子表示為： 即飛機(jī)機(jī)翼的升力與升力系數(shù)、機(jī)翼面積和氣流的動壓（速度頭）成正比。（六）、Cy曲線 升力系數(shù)包含機(jī)翼迎角和翼型參數(shù)對機(jī)翼升力的影響因素，但在翼型參數(shù)一定的情況下，通過風(fēng)洞吹風(fēng)試驗測出在不同迎角情況下機(jī)翼升力變化的數(shù)據(jù)，然后根據(jù)升力的計算公式求出不同的Cy值，繪成曲線圖，此曲線被稱為升力系數(shù)曲線，即Cy曲線。 在上述Cy曲線中可以找出： 1、升力系數(shù)為零的迎角，叫零升力迎角。相當(dāng)于曲線與橫坐標(biāo)軸相交點對應(yīng)的迎用。用這個迎角飛行，升力為零。對稱翼型的零升力迎角為零度。非對稱翼型的零升力迎角一般為負(fù)。 2、升力系數(shù)最

14、大時的迎角，叫臨界迎角，即Cy最大，超過臨界迎隨后，若迎角再增大，則會在機(jī)翼上表面產(chǎn)生氣流分離，升力系數(shù)下降，曲線將往下彎。 3、升力系數(shù)曲線斜率，表示迎角改變1度時，所引起的升力系數(shù)變化的大小。斜率大小可以從升力系數(shù)曲線與橫坐標(biāo)的夾角大小看出來，斜率大，表明迎角改變時，升力系數(shù)變化大。二、飛機(jī)的阻力 飛機(jī)在空中飛行時，除了產(chǎn)生升力外，還會產(chǎn)生阻力。阻力是阻礙飛機(jī)前進(jìn)的空氣動力，它的方向與飛機(jī)運動方向相反（或與氣流流動方向一致）。 在低速飛行時，飛機(jī)的阻力有摩擦阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力和干擾阻力四種。高速飛行時，還應(yīng)再加上一個激波阻力。 機(jī)翼可以產(chǎn)生升力，也可以產(chǎn)生阻力，飛機(jī)的其他部件也會產(chǎn)生

15、阻力，機(jī)翼所產(chǎn)生的阻力占總阻力的2530左右。由機(jī)翼以外部件所產(chǎn)生的阻力也叫“廢阻力”。（一）、飛機(jī)阻力的產(chǎn)生 1、摩擦阻力 在飛行中，空氣沿著飛機(jī)表面流過，由于空氣有粘性作用，產(chǎn)生阻止飛機(jī)前進(jìn)的阻力，這個阻力叫摩擦阻力。 摩擦阻力是和空氣流過飛機(jī)時形成的附面層分不開的?？諝饬鬟^飛機(jī)時，緊貼飛機(jī)表面的空氣好象被飛機(jī)表面“粘”住一樣，流速為零，從飛機(jī)表面向外，氣流速度才一層比一層快起來。飛機(jī)在空中運動時，飛機(jī)表面的附面層必然受到飛機(jī)給它一個指向飛機(jī)運動前方的作用力F，根據(jù)作用與反作用原理，空氣必然要給飛機(jī)表面一個指向飛機(jī)后方的切向反作用力F，此力就是飛機(jī)表面的摩擦阻力。 摩擦阻力的大小，取決于空

16、氣的粘性、飛機(jī)表面狀況，以及氣流接觸飛機(jī)表面面積?？諝庹承栽酱?、飛機(jī)表面越粗糙、飛機(jī)與空氣的接觸面積越大，摩擦阻力越大。 2、壓差阻力 空氣流過物體時，在物體前緣部分受到阻擋，流速減假，壓力增大，在物體的后緣由于氣流形成渦流區(qū)而使氣流產(chǎn)生分離。再渦流區(qū)內(nèi)，空氣迅速旋轉(zhuǎn)，出現(xiàn)動能的摩擦損失，有一部分動能不能轉(zhuǎn)變?yōu)殪o壓，故壓力減小。這樣，物體前后緣（或迎風(fēng)面與背風(fēng)面）便產(chǎn)生壓力差而形成阻力，這種阻力叫壓差阻力。 壓差阻力與物體的迎風(fēng)面積、物體的形狀和物體在氣流中的位置都有很大關(guān)系。物體的迎風(fēng)面積越大，壓差阻力越大；物體具有“流線型”外形，壓差阻力較小。 3、誘導(dǎo)阻力 誘導(dǎo)阻力是伴隨著機(jī)翼的升力的產(chǎn)

17、生而產(chǎn)生的，也是機(jī)翼為了產(chǎn)生升力而付出的“代價”。如果沒有升力，誘導(dǎo)阻力也就不存在，誘導(dǎo)阻力也叫感應(yīng)阻力。 當(dāng)飛機(jī)飛行時，機(jī)翼下翼面壓力大，上翼面壓力小，由于機(jī)翼的長度是有限的，上下翼面的壓力差使得氣流從下翼面繞過兩端翼尖向上翼面流動，形成了翼尖渦流： 隨著飛機(jī)向前方飛行，翼尖渦流就從左右翼尖向后方流去，形成螺旋狀： 這種翼尖渦流現(xiàn)象常被雁群所利用，雁群常常排列成“人”字形或斜“一”字形，領(lǐng)隊的大雁排在中間，幼弱的小雁排在外外側(cè)，后雁借助上升氣流比較省力： 氣流經(jīng)過機(jī)翼時，形成了下洗速度，在翼尖附近下洗速度大，向翼根部逐漸減小，下洗數(shù)度與氣流速度v組成和速度u，u與v的夾角稱為下洗角 1 ，下

18、洗角使得飛機(jī)的迎角減小。 氣流經(jīng)過機(jī)翼以后，由于下洗速度的作用，使氣流的方向向下折轉(zhuǎn)一個角度，升力的方向與折轉(zhuǎn)后的氣流u方向垂直，而真正的升力是垂直與來流氣流，而與氣流方向一致的一個分力就是誘導(dǎo)阻力。 4、干擾阻力 干擾阻力就是飛機(jī)各部件之間因氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種阻力。 我們以機(jī)翼和機(jī)身的連接處為例，看一看干擾阻力是怎樣產(chǎn)生的。氣流流過機(jī)翼和機(jī)身的連接處，在機(jī)翼和機(jī)身結(jié)合的中部，由于機(jī)翼和機(jī)身表面都向外突出，流管收縮，流速加快，壓力很快降低。而在后部，由于機(jī)翼表面向下彎曲和機(jī)身表面向內(nèi)彎曲，導(dǎo)致兩者結(jié)合處流管擴(kuò)張，流速減慢，壓力很快增高，這種壓力的前后變化，就促使氣流分離點前移，并使機(jī)身和

19、機(jī)翼結(jié)合處的后部渦流區(qū)擴(kuò)大，從而產(chǎn)生一種額外的阻力，稱干擾阻力。（二）、影響阻力大小的因素 1、迎角（） 隨著迎角的增加，使機(jī)翼和飛機(jī)的其它部件上表面后部的流管擴(kuò)張，渦流區(qū)擴(kuò)大，壓力降低，于是壓差阻力增大，迎角超過臨界迎角以后，飛機(jī)各部分的渦流區(qū)擴(kuò)展得很快，使壓差阻力迅速增大。 實驗證明，迎用增大，摩擦阻力變化不大。 迎角增大，會影響誘導(dǎo)阻力發(fā)生變化在小于臨界迎角的范圍內(nèi)增大迎角，機(jī)翼上下表面的壓力差隨之增大。這不僅使升力增大，還使翼尖渦流區(qū)增強，增大下洗速度和下洗角，導(dǎo)致實際升力更加向后傾斜，于是誘導(dǎo)阻力迅速增大。 2、飛行速度、空氣密度和權(quán)翼面積 飛機(jī)飛行速度越大，阻力也越大。例如逆風(fēng)行走

20、時，風(fēng)力越大，阻力也越大，因而感到行走困難。 空氣密度越大，阻力也越大。例如在水中行走就比在空氣中困難。這是因為水的密度比空氣密度大，所以產(chǎn)生的阻力也大。 理論與實踐表明，飛機(jī)阻力與空氣密度成正比，和飛行速度的平方成正比。 飛機(jī)機(jī)翼面積增大，摩擦面就多，所以阻力也大，阻力與機(jī)翼面積成正比。 3、飛機(jī)的翼型和平面形狀 機(jī)翼的相對厚度大，使機(jī)翼面上分離點靠前，渦流區(qū)變大，壓差阻力大；最大厚度位置靠前，使翼面前緣彎曲得更加厲害，后緣渦流區(qū)增大，阻力增大；翼面中弧線曲度（相對彎度）大，渦流區(qū)大，阻力也大。 機(jī)翼平面形狀中，以橢園形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小，而矩形機(jī)翼阻力最大，展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小；后掠機(jī)

21、翼、三角機(jī)翼的阻力也比較小。 4、飛機(jī)的外形、表面光潔度和密封性 飛機(jī)是否具有流線型的外形，直接影響著壓差阻力的大小。飛機(jī)蒙皮如有凹凸變形，外形不夠“流淺”，就會破壞空氣的平順流動，容易產(chǎn)生氣流分離，導(dǎo)致壓差阻力增加。 例如：在飛行中，飛機(jī)蒙皮會在過大的空氣動力的作用下變形，產(chǎn)生波紋、艙口蓋末蓋牢、整流罩上的螺釘末擰緊、以致艙口蓋和整流罩有可能在飛行中被吹開。維護(hù)飛機(jī)不當(dāng)、碰撞、敲擊等等都會使飛機(jī)產(chǎn)生變形。 在飛機(jī)維修中，應(yīng)仔細(xì)檢查飛機(jī)的各個部分，關(guān)好艙(窗)蓋，擰緊螺釘。發(fā)現(xiàn)蒙皮變形、鉚釘和螺釘損壞、松動等情況，應(yīng)及時修復(fù)。 飛機(jī)表面光潔與否，對摩擦阻力的影響很大。飛機(jī)表面不光潔，附面層中的

22、氣流就容易變亂，層流附面層縮短，紊流附面層增長，導(dǎo)致摩擦阻力增大?？梢?，保持飛機(jī)表面光潔，對避免增大飛機(jī)阻力是非常重要的。 在維護(hù)工作中，應(yīng)注意保持飛機(jī)表面光潔。比如上飛機(jī)工作，應(yīng)穿軟底鞋，鋪好腳墊布；修理和洗刷飛機(jī)表面要遵守技術(shù)規(guī)定，飛機(jī)停放，要蓋好蒙布，以防雨雪侵蝕，在塵沙多的機(jī)場上，更應(yīng)特別注意。 飛機(jī)內(nèi)外如有縫隙通氣，即密封性不良，也會額外增大阻力。（三）、減小飛機(jī)阻力的措施 1、減小摩擦阻力的措施 為了減小飛機(jī)的摩擦阻力，在飛機(jī)制造過程中，應(yīng)把飛機(jī)的表面做得很光滑，如有必要還得把它打磨光，消除飛機(jī)表面上的一切小突起物；保持飛機(jī)表面的平整，飛機(jī)表面蒙皮的鉚接采用埋頭鉚釘鉚接；盡可能縮小

23、飛機(jī)暴露在氣流中的表面面積，也有助于減小摩擦阻力。 2、減小壓差阻力的措施 減小壓差阻力的辦法是把暴露在氣流中的所有部件都做成流線形外形，并盡可能減小飛機(jī)及其他部件的迎風(fēng)面積。 3、減小誘導(dǎo)阻力的措施 為了減小低速飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力，采取增大機(jī)翼的展弦比措施，即把機(jī)翼做得窄而長；另一措施是采用橢圓形或梯形的機(jī)翼平面形狀；在飛機(jī)的翼尖部安裝翼梢小翼。 4、減小干擾阻力的措施 為了減小飛機(jī)的干擾阻力，設(shè)計飛機(jī)時必須妥善安排各部件之間的相對位置，并在部件結(jié)合處加裝流線形的整流罩（整流包皮），使得連接處圓滑過渡，盡可能減小渦流的產(chǎn)生。（四）、阻力計算公式 飛機(jī)的阻力可以用與升力公式相似的阻力計算公式計算出

24、來： 式中，用阻力系數(shù)( Cx )綜合表示迎角、飛機(jī)的外形、表面光潔度和密封性等因素對阻力( X )的影響。它是一個無量綱的系數(shù)，其大小也是通過風(fēng)洞試驗來測定的。（五）、Cx曲線 阻力系數(shù)隨迎角變化的規(guī)律，可用阻力系數(shù)曲線來表示。圖中橫坐標(biāo)表示迎角，縱坐標(biāo)表示阻力系數(shù)。該圖表明：隨著迎角的增大，在小迎角范圍內(nèi)，阻力系數(shù)緩慢增大，在大迎角范圍內(nèi)，持別是超過臨界迎角后，阻力系數(shù)急劇均大。三、全機(jī)空氣動力特性 為了全面判斷飛機(jī)氣動特性的好環(huán)，通常用升阻比(K)和性質(zhì)角( )作為判斷的標(biāo)準(zhǔn)。而升阻比和性質(zhì)角的大小及有關(guān)的性能參數(shù)，可以根據(jù)飛機(jī)的極曲線來確定。 1、升阻比( K ) 在同一迎角下，飛機(jī)的

25、升力與阻力之比值叫飛機(jī)的升阻比： 可見，飛機(jī)的升阻比就是飛機(jī)的升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。 2、性質(zhì)角( ) 性質(zhì)角( )就是飛機(jī)升力（Y）與總空氣動力（R）的夾角。性質(zhì)角( )越大，說明飛機(jī)的總空氣動力向后傾斜的越多，阻力越大，氣動特性變差。性質(zhì)角與升阻比的關(guān)系： 3、全機(jī)的空氣動力特性曲線（飛機(jī)的極曲線） 把飛機(jī)的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎色而變化的天系，綜合地用一條曲線畫出來，此曲線就是飛機(jī)的升阻特性曲線，簡稱飛機(jī)的極曲線。 從飛機(jī)極曲線可以找出 1)各迎角下的Cy、Cx； 2)各迎角下的性質(zhì)角( )； 3)三個有特殊意義的點： 最大升力系數(shù)作飛機(jī)極曲線的水平切線，切點對應(yīng)的Cy 就是最大升力系

26、數(shù)，該點對應(yīng)的迎角就是臨界迎角。 零升力系數(shù)曲線與橫坐標(biāo)的交點所對應(yīng)的就是零升力系效。 最大升阻比由坐標(biāo)原點作曲線的切線，切點對應(yīng)的升阻比就是最大升阻比，該升力系數(shù)對應(yīng)的迎角就是有利迎角（有利）。 從曲線上還可以看出升阻比和性質(zhì)角的變化規(guī)律。 在有利迎角以前，迎角越大、升阻比越大，性質(zhì)角越小。超過有利迎免以后，迎角越大，升阻比越小，性質(zhì)角越大。 4、 飛機(jī)過載 （四）、飛機(jī)的增升裝置 對于同一飛機(jī)來說，其升力大小主要隨飛行速度和迎角而變，飛機(jī)以大速度飛行時，即使迎角很小，機(jī)翼也能產(chǎn)生足夠的升力，以克服重量而維持飛行。如果以小速度飛行，則必須增大迎角，機(jī)翼才能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行。但用增大迎

27、角的方法來減小飛行速度是有限度的，因為當(dāng)迎角增大到臨界迎角時，再增大迎角則會產(chǎn)生氣流分離，升力反而會降低。因此，為了保證飛機(jī)能在更小的速度的情況(例如起飛和著陸)時，仍能產(chǎn)生足夠的升力，就有必要在機(jī)翼上裝設(shè)增加升力的裝置。目前使用廣泛的主要有前緣縫翼、后緣襟翼和前緣襟翼。（一）、前緣縫翼 為了延緩機(jī)翼的氣流分離，以提高臨界迎角和最大升力系數(shù)， 飛機(jī)裝有前緣縫冀。 1、前緣縫翼的增升原理 前緣縫翼位于機(jī)翼前緣。打開時與機(jī)翼之間有一縫隙，空氣一方面會從壓力較大的下表面通過前緣縫隙流向上表面，減小上、下表面的壓力差，使升力系數(shù)有所減?。涣硪环矫?，空氣通過縫隙加速后，貼近上表面流動，能夠增大上表面附面

28、層中的空氣動能，以延遲氣流分離的產(chǎn)生，又具有增大升力系數(shù)的作用。 2、前緣縫翼的增升條件 機(jī)翼的迎角在接近臨界迎角時，上表面氣流分離是升力系數(shù)降低的主要原因，因而在此迎角下，使用前線縫翼可延緩氣流分離，從而提高了臨界迎角和升力系數(shù)。在中、小迎角下，機(jī)翼上表面氣流分離本來就很為弱，故在這些迎角下，打開前緣縫翼，不僅不能提高升力系數(shù)，反面會使機(jī)翼上、下表面的壓力差減小而降低升力系數(shù)。可見，前緣縫翼增大升力的作用是有條件的，只有當(dāng)迎角接近或超過臨界迎角，即在機(jī)翼上表面氣流分離現(xiàn)象嚴(yán)重時，前緣縫翼才起增大升力的作用。 3、前緣縫翼的結(jié)構(gòu)形式 從構(gòu)造上看，前線縫翼有固定式和自動式兩種。 固定式前線縫翼其

29、縫隙是固定的，需要操縱，不能隨迎角的改變而開閉。它的優(yōu)點是構(gòu)造簡單，但在大速度時，阻力增加較多，所以目前應(yīng)用不多，只有個別的低速飛機(jī)上才使用，還容易引起駕駛員的誤判。 自動式前緣縫翼，有專門機(jī)構(gòu)與機(jī)翼相連，依靠空氣的壓力或壓力來使縫翼閉合和張開，不需要操縱。當(dāng)飛機(jī)在小迎角下飛行時，機(jī)翼前緣承受空氣壓力，前緣縫翼被壓緊貼于機(jī)翼前緣，而處于閉合狀態(tài)。在大迎角下飛行，機(jī)翼前緣受很大吸力，將前緣縫翼吸開。這種前緣縫翼能充分發(fā)揮大迎角下提高升力的作用，而又不致在小迎角（大速度)情況下增加很大阻力，故為大多數(shù)飛機(jī)所采用。（二）、后緣襟翼 后緣襟翼位于機(jī)翼后緣，它的種類很多，較常用的有分裂襟翼、簡單襟翼、開縫襟翼、后退襟翼、后退開縫襟翼等。放下襟翼既可提高升力，同時也增加阻力，所以多用于著陸，有的飛機(jī)為了縮短起飛、滑跑距離，起飛也放襟翼，但放下角度很小。 1、分裂式襟翼 這種襟翼本身象一塊薄板，緊貼于機(jī)翼后緣。放下襟翼，在后緣和機(jī)翼之間形成渦流區(qū)，壓力降