飛行原理02V3.0

1、飛行原理飛行原理/CAFUC第二章第二章飛機(jī)的低速空氣動力飛機(jī)的低速空氣動力第二章第二章 第第 頁頁2本章主要內(nèi)容本章主要內(nèi)容2.1 空氣流動的描述空氣流動的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 飛機(jī)的低速空氣動力特性飛機(jī)的低速空氣動力特性2.5 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理飛行原理飛行原理/CAFUC飛行原理飛行原理/CAFUC2.1 空氣空氣流動的描述流動的描述第二章第二章 第第 頁頁4 空氣動力是空氣相對于飛機(jī)運(yùn)動時產(chǎn)生的，要學(xué)習(xí)空氣動力是空氣相對于飛機(jī)運(yùn)動時產(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的基和研究飛機(jī)的升力和阻力，首先要研究空氣流動的基本規(guī)律。本

2、規(guī)律。第二章第二章 第第 頁頁52.1.1 流體模型化流體模型化理想流體理想流體，不考慮流體粘性的影響。不考慮流體粘性的影響。不可壓流體不可壓流體，不考慮流體密度的變化，不考慮流體密度的變化，Ma0.4。絕熱流體絕熱流體，不考慮流體溫度的變化，不考慮流體溫度的變化，Ma0.4。第二章第二章 第第 頁頁62.1.2 相對氣流相對氣流運(yùn)動方向運(yùn)動方向相對氣流方向相對氣流方向自然風(fēng)方向自然風(fēng)方向第二章第二章 第第 頁頁7MotionRelative WindMotionRelative WindMotionRelative WindMotionRelative Wind飛機(jī)的相對氣流方向與飛行速度方

3、向相反飛機(jī)的相對氣流方向與飛行速度方向相反如果相對氣流速度相同，飛機(jī)產(chǎn)生的空氣如果相對氣流速度相同，飛機(jī)產(chǎn)生的空氣動力就可能相同。動力就可能相同。第二章第二章 第第 頁頁8對相對氣流的現(xiàn)實應(yīng)用對相對氣流的現(xiàn)實應(yīng)用直流式風(fēng)洞直流式風(fēng)洞回流式風(fēng)洞回流式風(fēng)洞第二章第二章 第第 頁頁9對相對氣流的現(xiàn)實應(yīng)用對相對氣流的現(xiàn)實應(yīng)用脈沖式超音速風(fēng)洞脈沖式超音速風(fēng)洞第二章第二章 第第 頁頁10風(fēng)洞實驗段及實驗?zāi)Ｐ惋L(fēng)洞實驗段及實驗?zāi)Ｐ偷诙碌诙?第第 頁頁11風(fēng)洞的其它功用風(fēng)洞的其它功用第二章第二章 第第 頁頁122.1.3 迎角迎角迎角就是相對氣流方向與翼弦之間的夾角。迎角就是相對氣流方向與翼弦之間的夾角。第

4、二章第二章 第第 頁頁13機(jī)翼的安裝角機(jī)翼的安裝角 機(jī)翼的翼弦通常不與機(jī)身縱軸平行。翼根處翼弦與縱軸的夾角機(jī)翼的翼弦通常不與機(jī)身縱軸平行。翼根處翼弦與縱軸的夾角稱為機(jī)翼安裝角。稱為機(jī)翼安裝角。第二章第二章 第第 頁頁14相對氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù)相對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。行狀態(tài)中，則不可以采用這種判斷方式。第二章第二章 第第 頁頁15水平飛行、上升、下降時的迎角水平飛行、上升、下降時的迎角上升上升平飛平飛下降下降第二章第二章 第第 頁頁16CJ1的迎角探

5、測裝置的迎角探測裝置第二章第二章 第第 頁頁172.1.4 流線和流線譜流線和流線譜空氣流動的情形一般用流線、流管和流線譜來描述。空氣流動的情形一般用流線、流管和流線譜來描述。流線流線：流場中一條空間曲線，：流場中一條空間曲線，在該曲線上流體微團(tuán)的速度與在該曲線上流體微團(tuán)的速度與曲線在該點的切線重合。曲線在該點的切線重合。lV定常流的流線是流體微團(tuán)流動定常流的流線是流體微團(tuán)流動的路線。的路線。第二章第二章 第第 頁頁18流管流管：由許多流線所圍成的管狀曲面。：由許多流線所圍成的管狀曲面。二維流動的流管由兩條相鄰流線組成。二維流動的流管由兩條相鄰流線組成。第二章第二章 第第 頁頁19流線和流線譜

6、流線和流線譜流線譜是所有流線的集合。流線譜是所有流線的集合。第二章第二章 第第 頁頁20流線和流線譜流線和流線譜流線譜是所有流線的集合。流線譜是所有流線的集合。第二章第二章 第第 頁頁21流線和流線譜的實例流線和流線譜的實例第二章第二章 第第 頁頁22流線的特點流線的特點該曲線上每一點的流體微團(tuán)速度與曲線在該點的切線重合。該曲線上每一點的流體微團(tuán)速度與曲線在該點的切線重合。流線每點上的流體微團(tuán)只有一個運(yùn)動方向。流線每點上的流體微團(tuán)只有一個運(yùn)動方向。流線不可能相交，不可能分叉。流線不可能相交，不可能分叉。第二章第二章 第第 頁頁23流線譜的特點流線譜的特點流線譜的形狀與流動速度無關(guān)。流線譜的形狀

7、與流動速度無關(guān)。物體形狀不同，空氣流過物體的流線譜不同。物體形狀不同，空氣流過物體的流線譜不同。物體與相對氣流的相對位置（迎角）不同，空氣流過物體的物體與相對氣流的相對位置（迎角）不同，空氣流過物體的流線譜不同流線譜不同。氣流受阻，流管擴(kuò)張氣流受阻，流管擴(kuò)張變粗，氣流流過物體變粗，氣流流過物體外凸處或受擠壓外凸處或受擠壓 ，流管收縮變細(xì)。流管收縮變細(xì)。氣流流過物體時，氣流流過物體時，在物體的后部都要在物體的后部都要形成渦流區(qū)。形成渦流區(qū)。第二章第二章 第第 頁頁24不同迎角下的流線譜不同迎角下的流線譜第二章第二章 第第 頁頁252.1.5 連續(xù)性定理連續(xù)性定理 流體流過流管時，在同一時間流過流

8、管任意截面的流體流過流管時，在同一時間流過流管任意截面的流體質(zhì)量相等。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)。質(zhì)量守恒定律是連續(xù)性定理的基礎(chǔ)。第二章第二章 第第 頁頁26連續(xù)性定理連續(xù)性定理1 12 2A A1 1,v,v1 1A A2 2,v,v2 211vA單位時間內(nèi)流過截面單位時間內(nèi)流過截面1的流體體積為的流體體積為111vA單位時間內(nèi)流過截面單位時間內(nèi)流過截面1的流體質(zhì)量為的流體質(zhì)量為222vA同理，單位時間內(nèi)流過截面同理，單位時間內(nèi)流過截面2的流體質(zhì)量為的流體質(zhì)量為則根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得：則根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得：111222vAvA1122vAvAC常數(shù)即即結(jié)論：空氣流過一流管

9、時，流速大小與截面積成反比。結(jié)論：空氣流過一流管時，流速大小與截面積成反比。第二章第二章 第第 頁頁27山谷里的風(fēng)通常比平原大山谷里的風(fēng)通常比平原大河水在河道窄的地方流得快，河水在河道窄的地方流得快，河道寬的地方流得慢河道寬的地方流得慢日常的生活中的連續(xù)性定理日常的生活中的連續(xù)性定理高樓大廈之間的風(fēng)通常比高樓大廈之間的風(fēng)通常比空曠地帶大空曠地帶大第二章第二章 第第 頁頁282.1.6 伯努利定理伯努利定理 同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動壓之和保同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動壓之和保持不變。持不變。能量守恒定律是伯努利定理的基礎(chǔ)。能量守恒定律是伯努利定理的基礎(chǔ)。第二章第二章 第第 頁

10、頁29伯努利定理伯努利定理 空氣能量主要有四種：動能、壓力能、熱能、重力勢能?？諝饽芰恐饕兴姆N：動能、壓力能、熱能、重力勢能。 低速流動，熱能可忽略不計；空氣密度小，重力勢能可忽略不計。低速流動，熱能可忽略不計；空氣密度小，重力勢能可忽略不計。 因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動能因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動能+壓力能壓力能=常值。公式常值。公式表述為：表述為：2102vPP 上式中第一項稱為上式中第一項稱為動壓動壓，第二項稱為，第二項稱為靜壓靜壓，第三項稱為，第三項稱為總壓總壓。 第二章第二章 第第 頁頁30伯努利定理伯努利定理2102vPP動壓，單位體積空氣所具有的動能。這

11、是一種附加的壓動壓，單位體積空氣所具有的動能。這是一種附加的壓力，是空氣在流動中受阻，流速降低時產(chǎn)生的壓力。力，是空氣在流動中受阻，流速降低時產(chǎn)生的壓力。212vP靜壓，單位體積空氣所具有的壓力能。在靜止的空氣中，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)時當(dāng)?shù)氐拇髿鈮骸ｌo壓等于當(dāng)時當(dāng)?shù)氐拇髿鈮骸?P總壓（全壓），它是動壓和靜壓之和?？倝嚎梢岳斫鉃?，總壓（全壓），它是動壓和靜壓之和。總壓可以理解為，氣流速度減小到零之點的靜壓。氣流速度減小到零之點的靜壓。第二章第二章 第第 頁頁31深入理解動壓、靜壓和總壓深入理解動壓、靜壓和總壓同一流線同一流線：總壓保持不變?？倝罕３植蛔儭?/p>

12、壓越大，靜壓越小。動壓越大，靜壓越小。流速為零的靜壓即為總壓。流速為零的靜壓即為總壓。第二章第二章 第第 頁頁32同一流管同一流管：截面積大，流速小，壓力大。截面積大，流速小，壓力大。截面積小，流速大，壓力小。截面積小，流速大，壓力小。深入理解動壓、靜壓和總壓深入理解動壓、靜壓和總壓第二章第二章 第第 頁頁33伯努利定理適用條件伯努利定理適用條件氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動是定常的。氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動是定常的。流動的空氣與外界沒有能量交換，即空氣是絕熱的。流動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?？諝鉀]有粘性，即空氣為理想流體?？諝饷芏缺３植蛔?，即空氣

13、為不可壓流?？諝饷芏缺３植蛔儯纯諝鉃椴豢蓧毫?。在同一條流線或同一條流管上。在同一條流線或同一條流管上。第二章第二章 第第 頁頁342.1.7 連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用 用文邱利管測流量用文邱利管測流量2 2A1, v1 ,P1A2, v2 ,P21 122212212/1/vPPAA21212211221122AvvAvPvP第二章第二章 第第 頁頁35 空速管測飛行速度的原理空速管測飛行速度的原理2102vPP02()PPv第二章第二章 第第 頁頁36 與動壓、靜壓相關(guān)的儀表與動壓、靜壓相關(guān)的儀表空速表空速表高度表高度表升降速度表升降速度表第二章第二章 第第

14、 頁頁37空速表空速表第二章第二章 第第 頁頁38升降速度表升降速度表第二章第二章 第第 頁頁39高度表高度表第二章第二章 第第 頁頁40本章主要內(nèi)容本章主要內(nèi)容2.1 空氣流動的描述空氣流動的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 飛機(jī)的低速空氣動力特性飛機(jī)的低速空氣動力特性2.5 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理飛行原理飛行原理/CAFUC飛行原理飛行原理/CAFUC2.2 升力升力第二章第二章 第第 頁頁42升力升力重力重力拉力拉力阻力阻力LiftPullWeightDrag 升力垂直于飛行速度方向，它將飛機(jī)支托在空中，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

15、力影響，使其自由翱翔。克服飛機(jī)受到的重力影響，使其自由翱翔。第二章第二章 第第 頁頁432.2.1 升力的產(chǎn)生原理升力的產(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。流過，一部分從下表面流過。流過機(jī)翼上表面的氣流，比流過下表面的氣流的流過機(jī)翼上表面的氣流，比流過下表面的氣流的速度更快。速度更快。第二章第二章 第第 頁頁44文邱利管文邱利管2121vvAA2211AvAvA2, v2 ,P2A1, v1 ,P112第二章第二章 第第 頁頁45翼型的上表面形狀與文邱利管內(nèi)壁相似，所以流經(jīng)翼型的上表面形狀與文邱利管內(nèi)壁相似，所

16、以流經(jīng)上表面的氣流速度會比下表面氣流速度更快。上表面的氣流速度會比下表面氣流速度更快。第二章第二章 第第 頁頁462211112222PvPv 12vv12PP211102PvP 212202PvP 升力的產(chǎn)生原理升力的產(chǎn)生原理P1 v1P2 v2P0 v0第二章第二章 第第 頁頁47 上下表面出現(xiàn)的壓力差，在垂直于（遠(yuǎn)前方）相對氣上下表面出現(xiàn)的壓力差，在垂直于（遠(yuǎn)前方）相對氣流方向的分量，就是升力。流方向的分量，就是升力。機(jī)翼升力的著力點，稱為壓力中心機(jī)翼升力的著力點，稱為壓力中心(Center of Pressure)升力的產(chǎn)生原理升力的產(chǎn)生原理第二章第二章 第第 頁頁48壓力中心的移動壓

17、力中心的移動 非對稱翼型，在迎角非對稱翼型，在迎角小于臨界迎角的范圍內(nèi)，小于臨界迎角的范圍內(nèi)，迎角增大，壓力中心前迎角增大，壓力中心前移。移。 迎角大于臨界迎角時，迎角大于臨界迎角時，迎角增大壓力中心后移。迎角增大壓力中心后移。第二章第二章 第第 頁頁492.2.2 翼型的壓力分布翼型的壓力分布當(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)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。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，方向為用矢量來表示壓力或吸力，矢量線段長度為力的大小，方向為力的方向。力的方向。 矢量表示法矢量表示法第二章第

18、二章 第第 頁頁50B B駐點和最低壓力點駐點和最低壓力點 B點，稱為最低壓力點點，稱為最低壓力點，是，是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點。機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點。 A點，稱為駐點點，稱為駐點，是正壓最大的點，位于，是正壓最大的點，位于機(jī)翼前緣附近，該處氣流機(jī)翼前緣附近，該處氣流流速為零流速為零。第二章第二章 第第 頁頁51汽車的壓力分布汽車的壓力分布在車尾加裝擾在車尾加裝擾流板，增加對流板，增加對地面的正壓力地面的正壓力, ,改善操控性。改善操控性。第二章第二章 第第 頁頁52 坐標(biāo)表示法坐標(biāo)表示法221VPPCP 駐點的壓力系數(shù)駐點的壓力系數(shù)=1=1，且為整個翼面的最高點。且為整個翼面的最高點。翼面

19、其他各點的壓力系翼面其他各點的壓力系數(shù)均小于等于數(shù)均小于等于1 1。 從機(jī)翼的壓力分布圖從機(jī)翼的壓力分布圖可看出：可看出：機(jī)翼升力主要機(jī)翼升力主要是由上表面前段的吸力是由上表面前段的吸力所產(chǎn)生的所產(chǎn)生的，一般約占總，一般約占總升力的升力的60-80%60-80%，因此，因此，維護(hù)機(jī)翼上表面前段的維護(hù)機(jī)翼上表面前段的光滑至關(guān)重要。光滑至關(guān)重要。第二章第二章 第第 頁頁53賽車的賽車的CFD壓力系數(shù)分布壓力系數(shù)分布第二章第二章 第第 頁頁54飛機(jī)的飛機(jī)的CFD壓力系數(shù)分布壓力系數(shù)分布Boeing 787第二章第二章 第第 頁頁552.2.3 升力公式升力公式212LLCVS飛機(jī)的升力系數(shù)飛機(jī)的升力

20、系數(shù)LC212V飛機(jī)的飛行動壓飛機(jī)的飛行動壓S機(jī)翼的面積。機(jī)翼的面積。第二章第二章 第第 頁頁56升力公式的物理意義升力公式的物理意義飛機(jī)的升力與升力系數(shù)、來流動壓和機(jī)翼面積成正比。飛機(jī)的升力與升力系數(shù)、來流動壓和機(jī)翼面積成正比。 升力系數(shù)綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對飛機(jī)升力升力系數(shù)綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對飛機(jī)升力的影響。的影響。 212LLCVS第二章第二章 第第 頁頁57本章主要內(nèi)容本章主要內(nèi)容2.1 空氣流動的描述空氣流動的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 飛機(jī)的低速空氣動力特性飛機(jī)的低速空氣動力特性2.5 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理飛行原理飛行原理/CAFU

21、C飛行原理飛行原理/CAFUC2.3 阻力阻力第二章第二章 第第 頁頁59 阻力是與飛機(jī)運(yùn)動軌跡平行，與飛行速度方向相反阻力是與飛機(jī)運(yùn)動軌跡平行，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。穩(wěn)定飛行。升力升力重力重力拉力拉力阻力阻力LiftPullWeightDrag第二章第二章 第第 頁頁60阻力的分類阻力的分類 對于低速飛機(jī)，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力對于低速飛機(jī)，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：分為：摩擦阻力摩擦阻力(Skin Friction Drag)壓差阻力壓差阻力(Form Drag)干擾阻力干擾阻力

22、(Interference Drag)誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力(Induced Drag)廢阻力廢阻力(Parasite Drag)升力升力粘性粘性第二章第二章 第第 頁頁612.3.1 低速附面層低速附面層 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層。主流速度的很薄的空氣流動層。速度速度不受干擾的主流不受干擾的主流附面層邊界附面層邊界物體表面物體表面 附面層的形成附面層的形成第二章第二章 第第 頁頁62附面層厚度較薄附面層厚度較薄第二章第二章 第第 頁頁63無粘流動無粘流動沿物面法線方向速度一致沿物面法線方向速度一致粘性流

23、動粘性流動沿物面法線方向速度不一致沿物面法線方向速度不一致“附面層附面層”無粘流動和粘性流動無粘流動和粘性流動附面層的形成是受到粘性的影響。附面層的形成是受到粘性的影響。第二章第二章 第第 頁頁64 附面層的特點附面層的特點I. 附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強(qiáng)不變且等于法線主附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強(qiáng)不變且等于法線主流壓強(qiáng)。流壓強(qiáng)。P1P2 只要測出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點的靜只要測出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點的靜壓，它使理想流體的結(jié)論有了現(xiàn)實意義。壓，它使理想流體的結(jié)論有了現(xiàn)實意義。第二章第二章 第第 頁頁65II. 附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。附面層厚度

24、隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。ll第二章第二章 第第 頁頁66III. 附面層的特點三附面層的特點三 附面層分為層流附面層和紊流附面層，層流在前，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。紊流在后。層流與紊流之間的過渡區(qū)稱為轉(zhuǎn)捩點。轉(zhuǎn)捩點轉(zhuǎn)捩點層流附層流附面層面層紊流附面層紊流附面層第二章第二章 第第 頁頁67層流的不穩(wěn)定性層流的不穩(wěn)定性123abcIIIAvPIIIIIIAvPIIIAAIIIvvIIIPP第二章第二章 第第 頁頁68層流附面層和紊流附面層的速度型層流附面層和紊流附面層的速度型第二章第二章 第第 頁頁692.3.2 阻力的產(chǎn)生阻

25、力的產(chǎn)生摩擦阻力摩擦阻力(Skin Friction Drag)壓差阻力壓差阻力(Form Drag)干擾阻力干擾阻力(Interference Drag)誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力(Induced Drag)廢阻力廢阻力(Parasite Drag)升力升力粘性粘性第二章第二章 第第 頁頁70 摩擦阻力摩擦阻力 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)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。這個反作作用力與反作用力定律，飛機(jī)必然受到空氣的反作用。這個反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。第二章

26、第二章 第第 頁頁71影響摩擦阻力的因素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。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)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。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。氣與飛機(jī)的接觸面積和飛機(jī)的表面狀況。第二章第二章 第第 頁頁72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摩擦阻力占總阻力的比例超音速戰(zhàn)斗機(jī)超音

27、速戰(zhàn)斗機(jī)25-30%大型運(yùn)輸機(jī)大型運(yùn)輸機(jī)40%小型公務(wù)機(jī)小型公務(wù)機(jī)50%水下物體水下物體70%船舶船舶90%第二章第二章 第第 頁頁73 壓差阻力壓差阻力 壓差阻力是由于流動空氣中的物體的前后的壓力壓差阻力是由于流動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。差，導(dǎo)致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力。第二章第二章 第第 頁頁74I. 順壓梯度與逆壓梯度順壓梯度與逆壓梯度順壓：順壓：A到到B，沿流向壓力逐漸減小，如機(jī)翼上表面前段。，沿流向壓力逐漸減小，如機(jī)翼上表面前段。逆壓：逆壓：B到到C，沿流向壓力逐漸增加，如機(jī)翼上表面后段。，沿流向壓力逐漸增加，如機(jī)翼上表面后段。ABC第二

28、章第二章 第第 頁頁75II. 附面層分離附面層分離 在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流 相相互作用，形成漩渦脫離物體表面的現(xiàn)象。互作用，形成漩渦脫離物體表面的現(xiàn)象。分離點分離點第二章第二章 第第 頁頁76分離區(qū)的特點一分離區(qū)的特點一 分離區(qū)內(nèi)漩渦是一個個單獨產(chǎn)生的，它導(dǎo)致機(jī)翼的振動。分離區(qū)內(nèi)漩渦是一個個單獨產(chǎn)生的，它導(dǎo)致機(jī)翼的振動。第二章第二章 第第 頁頁77分離區(qū)的特點二分離區(qū)的特點二分離區(qū)內(nèi)壓強(qiáng)幾乎相等，并且等于分離點處的壓強(qiáng)。分離區(qū)內(nèi)壓強(qiáng)幾乎相等，并且等于分離點處的壓強(qiáng)。P分離點分離點P1P2P3P4P分離點分離點 = P1

29、 = P2 = P3 = P4第二章第二章 第第 頁頁78分離區(qū)的特點三分離區(qū)的特點三 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。出現(xiàn)的逆壓梯度。ABCABCPPP第二章第二章 第第 頁頁79分離點與最小壓力點的位置分離點與最小壓力點的位置ABC最小壓力點最小壓力點分離點分離點第二章第二章 第第 頁頁80分離點與轉(zhuǎn)捩點的區(qū)別分離點與轉(zhuǎn)捩點的區(qū)別層流變?yōu)槲闪鳎ㄞD(zhuǎn)捩），順流變?yōu)榈沽鳎ǚ蛛x）。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)。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

30、離的物理含義完全不同。轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義完全不同。第二章第二章 第第 頁頁81III. 壓差阻力的產(chǎn)生壓差阻力的產(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。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。第二章第二章 第第 頁頁82分離點位置與壓差阻力大小的關(guān)系分離點位置與壓差阻力大小的關(guān)系 分離點靠前，壓差阻力大。分離點靠前，壓差阻力大。 分離點靠后，壓差阻力小。

31、分離點靠后，壓差阻力小。ABCCBCCPPP第二章第二章 第第 頁頁83影響壓差阻力的因素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)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。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。壓差阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中所占比例較小。第二章第二章 第第 頁頁84 干擾阻力干擾阻力 飛機(jī)的各個部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼的單獨阻力之和小于把飛機(jī)的各個部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼的單獨阻力之和小于把它們組合成一個整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之

32、間的它們組合成一個整體所產(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。相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。第二章第二章 第第 頁頁85干擾阻力的消除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。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。地減小干擾阻力的大小。第二章第二章 第第 頁頁86 誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力 由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力。現(xiàn)阻礙

33、飛機(jī)前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力。第二章第二章 第第 頁頁87I. 翼尖渦的形成翼尖渦的形成 正常飛行時，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用正常飛行時，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，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面，下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面，第二章第二章 第第 頁頁88 正常飛行時，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用正常飛行時，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，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機(jī)下，下翼面的氣流就會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。翼的翼根向翼尖傾

34、斜，上翼面反之。I. 翼尖渦的形成翼尖渦的形成第二章第二章 第第 頁頁89I. 翼尖渦的形成翼尖渦的形成 由于上、下翼面氣流在后由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流向，于是緣處具有不同的流向，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。成翼尖渦流。第二章第二章 第第 頁頁90翼尖渦形成的進(jìn)一步分析翼尖渦形成的進(jìn)一步分析注意旋轉(zhuǎn)方向注意旋轉(zhuǎn)方向第二章第二章 第第 頁頁91翼尖渦的立體形態(tài)翼尖渦的立體形態(tài)第二章第二章 第第 頁頁92翼尖渦的形態(tài)翼尖渦的形態(tài)第二章第二章 第第 頁頁93CFD翼尖渦模擬翼尖渦模擬第二章第二章 第第

35、頁頁94翼尖渦的形態(tài)翼尖渦的形態(tài)第二章第二章 第第 頁頁95翼尖渦的形態(tài)翼尖渦的形態(tài)第二章第二章 第第 頁頁96水汽凝結(jié)而出現(xiàn)的翼尖渦水汽凝結(jié)而出現(xiàn)的翼尖渦第二章第二章 第第 頁頁97II.下洗流（下洗流（DownWash）和下洗角）和下洗角 由于兩個翼尖渦的存在，會導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個向下的誘由于兩個翼尖渦的存在，會導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個向下的誘導(dǎo)速度場，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場會覆蓋整個導(dǎo)速度場，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場會覆蓋整個飛機(jī)所處空間范圍。飛機(jī)所處空間范圍。第二章第二章 第第 頁頁98下洗角下洗角 下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過翼型的

36、氣流向下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過翼型的氣流向下傾斜，這個向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對氣流之間下傾斜，這個向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對氣流之間的夾角稱為下洗角的夾角稱為下洗角。翼弦翼弦第二章第二章 第第 頁頁99下洗速度沿翼展分布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。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。第二章第二章 第第 頁頁100III.誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生誘導(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)致前者的總空氣動力較

37、后者更加后斜，即前者總空氣動力速度場，導(dǎo)致前者的總空氣動力較后者更加后斜，即前者總空氣動力沿飛行速度方向（即遠(yuǎn)前方相對氣流方向）的分量較后者更大。這一沿飛行速度方向（即遠(yuǎn)前方相對氣流方向）的分量較后者更大。這一增加的阻力即為誘導(dǎo)阻力。增加的阻力即為誘導(dǎo)阻力。LLD翼弦翼弦第二章第二章 第第 頁頁101影響誘導(dǎo)阻力的因素影響誘導(dǎo)阻力的因素機(jī)翼平面形狀：機(jī)翼平面形狀：橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小。橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小。展弦比越大展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小，誘導(dǎo)阻力越小升力越大，誘導(dǎo)阻力越大升力越大，誘導(dǎo)阻力越大平直飛行中，平直飛行中，誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比翼梢小翼可

38、以減小誘導(dǎo)阻力翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力第二章第二章 第第 頁頁102低展弦比使翼尖渦變低展弦比使翼尖渦變強(qiáng)，誘導(dǎo)阻力增加。強(qiáng)，誘導(dǎo)阻力增加。高展弦比使翼尖渦減高展弦比使翼尖渦減弱，誘導(dǎo)阻力變小。弱，誘導(dǎo)阻力變小。展弦比對誘導(dǎo)阻力的影響展弦比對誘導(dǎo)阻力的影響第二章第二章 第第 頁頁103展弦比對誘導(dǎo)阻力的影響展弦比對誘導(dǎo)阻力的影響機(jī)翼展弦比倒數(shù)機(jī)翼展弦比倒數(shù)誘導(dǎo)阻力系數(shù)減少的百分比誘導(dǎo)阻力系數(shù)減少的百分比升力系數(shù)不變升力系數(shù)不變第二章第二章 第第 頁頁104高展弦比飛機(jī)高展弦比飛機(jī)第二章第二章 第第 頁頁105空速大小對誘導(dǎo)阻力大小的影響空速大小對誘導(dǎo)阻力大小的影響阻力阻力誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力空速空

39、速空速小，下洗角空速小，下洗角大，誘導(dǎo)阻力大大，誘導(dǎo)阻力大空速大，下洗角空速大，下洗角小，誘導(dǎo)阻力小小，誘導(dǎo)阻力小第二章第二章 第第 頁頁106翼梢小翼翼梢小翼第二章第二章 第第 頁頁107翼梢小翼翼梢小翼第二章第二章 第第 頁頁108翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力第二章第二章 第第 頁頁109翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力 翼梢小翼改變了機(jī)翼翼梢小翼改變了機(jī)翼沿展向分布的翼載荷。沿展向分布的翼載荷。第二章第二章 第第 頁頁110翼梢小翼可以減小總阻力翼梢小翼可以減小總阻力第二章第二章 第第 頁頁111翼梢小翼可以減小總阻力翼梢小翼可以減小總阻力747-40

40、0747-400：翼梢小翼使翼梢小翼使總阻力減小總阻力減小2.5%2.5%，TOWTOW增增加加9.59.5噸噸第二章第二章 第第 頁頁112 阻力公式阻力公式飛機(jī)的阻力系數(shù)飛機(jī)的阻力系數(shù)DC212V飛機(jī)的飛行動壓飛機(jī)的飛行動壓S機(jī)翼的面積。機(jī)翼的面積。212DDCvS第二章第二章 第第 頁頁113回顧阻力組成回顧阻力組成摩擦阻力摩擦阻力(Skin Friction Drag)壓差阻力壓差阻力(Form Drag)干擾阻力干擾阻力(Interference Drag)誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力(Induced Drag)廢阻力廢阻力(Parasite Drag)第二章第二章 第第 頁頁114阻力相關(guān)資料

41、阻力相關(guān)資料典型飛機(jī)阻力構(gòu)成典型飛機(jī)阻力構(gòu)成阻力名稱阻力名稱亞音速運(yùn)輸亞音速運(yùn)輸機(jī)機(jī)超音速戰(zhàn)斗超音速戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)單旋翼直升單旋翼直升機(jī)機(jī)摩擦阻力摩擦阻力45%23%25%誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力40%29%25%干擾阻力干擾阻力7%6%40%激波阻力激波阻力3%35%5%其他阻力其他阻力5%7%5%第二章第二章 第第 頁頁115總空氣動力總空氣動力 升力和阻力之和稱為總空氣動力。升力和阻力之和稱為總空氣動力。第二章第二章 第第 頁頁116本章主要內(nèi)容本章主要內(nèi)容2.1 空氣流動的描述空氣流動的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 飛機(jī)的低速空氣動力特性飛機(jī)的低速空氣動力特性2.5 增升裝置的增升原理

42、增升裝置的增升原理飛行原理飛行原理/CAFUC飛行原理飛行原理/CAFUC2.4 飛機(jī)的低速空氣動力性能飛機(jī)的低速空氣動力性能第二章第二章 第第 頁頁118飛機(jī)飛機(jī)的主要空氣動力性能包括的主要空氣動力性能包括：升力特性升力特性阻力特性阻力特性升阻比特性升阻比特性主要空氣動力性能參數(shù)包括：主要空氣動力性能參數(shù)包括：最大升力系數(shù)最大升力系數(shù)最小阻力系數(shù)最小阻力系數(shù)最大升阻比最大升阻比第二章第二章 第第 頁頁1192.4.1 升力特性升力特性 升力系數(shù)的變化規(guī)律升力系數(shù)的變化規(guī)律第二章第二章 第第 頁頁120升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律當(dāng)當(dāng)臨界臨界，升力，升力系數(shù)系數(shù)隨迎角的增大

43、而減小，進(jìn)入失速區(qū)。隨迎角的增大而減小，進(jìn)入失速區(qū)。第二章第二章 第第 頁頁121煙風(fēng)洞翼型繞流實驗煙風(fēng)洞翼型繞流實驗小迎角小迎角較大迎角較大迎角大迎角大迎角第二章第二章 第第 頁頁122翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布第二章第二章 第第 頁頁123翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布第二章第二章 第第 頁頁124壓力中心（壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化）位置隨迎角改變的變化第二章第二章 第第 頁頁125壓力中心（壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化）位置隨迎角改變的變化第二章第二章 第第 頁頁126 升力特性參數(shù)升力特性參數(shù)0I. 零升迎角零升迎角0

44、第二章第二章 第第 頁頁127翼型在零升迎角下的壓強(qiáng)分布翼型在零升迎角下的壓強(qiáng)分布壓強(qiáng)高于壓強(qiáng)高于環(huán)境氣壓環(huán)境氣壓壓強(qiáng)低于壓強(qiáng)低于環(huán)境氣壓環(huán)境氣壓壓強(qiáng)低于壓強(qiáng)低于環(huán)境氣壓環(huán)境氣壓焦點焦點前半部分合力前半部分合力后半部分合力后半部分合力第二章第二章 第第 頁頁128II.升力系數(shù)曲線斜率升力系數(shù)曲線斜率0()LLCCLCAOA=8AOA=4AOA=12第二章第二章 第第 頁頁129III.臨界迎角和最大升力系數(shù)臨界迎角和最大升力系數(shù)ljmaxLC第二章第二章 第第 頁頁130相對厚度對升力特性的影響相對厚度對升力特性的影響相對厚度增加相對厚度增加 相對厚度增加，最大升力系數(shù)增加，臨界迎角減小。相

45、對厚度增加，最大升力系數(shù)增加，臨界迎角減小。第二章第二章 第第 頁頁131翼型前緣半徑對升力特性的影響翼型前緣半徑對升力特性的影響半徑小半徑小半徑大半徑大 前緣半徑增加，臨界迎角增加。前緣半徑增加，臨界迎角增加。第二章第二章 第第 頁頁132展弦比對升力特性的影響展弦比對升力特性的影響展弦比高展弦比高展弦比低展弦比低 展弦比越高，最大升力系數(shù)越大，臨界迎角越小。展弦比越高，最大升力系數(shù)越大，臨界迎角越小。第二章第二章 第第 頁頁133后掠翼對升力特性的影響后掠翼對升力特性的影響平直機(jī)翼平直機(jī)翼后掠翼后掠翼 平直機(jī)翼的最大升力系數(shù)更大，升力系數(shù)曲線斜率越大，臨界迎角平直機(jī)翼的最大升力系數(shù)更大，升

46、力系數(shù)曲線斜率越大，臨界迎角越小。越小。第二章第二章 第第 頁頁134翼型前緣粗糙度對升力特性的影響翼型前緣粗糙度對升力特性的影響光滑光滑粗糙粗糙 翼型前緣越光滑，最大升力系數(shù)越高，臨界迎角越大。翼型前緣越光滑，最大升力系數(shù)越高，臨界迎角越大。第二章第二章 第第 頁頁1352.4.2 阻力特性阻力特性 阻力系數(shù)的變化規(guī)律阻力系數(shù)的變化規(guī)律ljminDC第二章第二章 第第 頁頁136阻力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律阻力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律在中小迎角范圍，阻力系數(shù)隨迎角增大而緩慢增大，飛機(jī)阻在中小迎角范圍，阻力系數(shù)隨迎角增大而緩慢增大，飛機(jī)阻力主要為摩擦力主要為摩擦阻力。阻力。在迎角較大時，在迎角較大時，

47、阻力系數(shù)隨迎角增大而較快增大，飛機(jī)阻力阻力系數(shù)隨迎角增大而較快增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。主要為壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。在接近或超過臨界迎角時，阻力在接近或超過臨界迎角時，阻力系數(shù)系數(shù)隨迎角的增大而急劇增隨迎角的增大而急劇增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力。大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力。第二章第二章 第第 頁頁137 阻力特性參數(shù)阻力特性參數(shù)I. 最小阻力系數(shù)最小阻力系數(shù)minDC和零升阻力系數(shù)和零升阻力系數(shù)0DCminDC 飛機(jī)的最小阻力系數(shù)非常接近零升阻力系數(shù)，一般認(rèn)為二者為同飛機(jī)的最小阻力系數(shù)非常接近零升阻力系數(shù)，一般認(rèn)為二者為同一個值。一個值。第二章第二章 第第 頁頁138II. 中小

48、迎角時的阻力公式中小迎角時的阻力公式 在中小迎角時，阻力公式可以表示為：在中小迎角時，阻力公式可以表示為：20LDDCACC A是誘導(dǎo)阻力因子，大小與機(jī)翼形狀有關(guān)。是誘導(dǎo)阻力因子，大小與機(jī)翼形狀有關(guān)。第二章第二章 第第 頁頁1392.4.3 升阻比特性升阻比特性 升阻比升阻比 升阻比是相同迎角下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比，用升阻比是相同迎角下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比，用K表示。表示。 升阻比的大小主要隨迎角變化而變化。升阻比的大小主要隨迎角變化而變化。 升阻比越大，飛機(jī)的空氣動力性能越好。升阻比越大，飛機(jī)的空氣動力性能越好。LDCLKDC第二章第二章 第第 頁頁140 升阻比曲線升阻比曲線迎角迎

49、角臨界迎角臨界迎角MAXK最小阻力最小阻力迎角迎角LDCLKDC第二章第二章 第第 頁頁141升阻比隨迎角的變化規(guī)律升阻比隨迎角的變化規(guī)律從零升迎角到最小阻力迎角，升力增加較快，阻力增加緩慢，從零升迎角到最小阻力迎角，升力增加較快，阻力增加緩慢，因此升阻比增大。在最小阻力迎角處，升阻比最大。因此升阻比增大。在最小阻力迎角處，升阻比最大。從最小阻力迎角到臨界迎角，從最小阻力迎角到臨界迎角，升力增加緩慢，阻力增加較快，升力增加緩慢，阻力增加較快，因此升阻比減小。因此升阻比減小。超過臨界迎角，壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減小。超過臨界迎角，壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減小。第二章第二章 第第 頁頁1

50、42 性質(zhì)角性質(zhì)角LDCLctgDC性質(zhì)角是總空氣動力與升力之間的夾角。性質(zhì)角是總空氣動力與升力之間的夾角。性質(zhì)角越小，總空氣動力向后傾斜越少，升阻比越大。性質(zhì)角越小，總空氣動力向后傾斜越少，升阻比越大。第二章第二章 第第 頁頁1432.4.4 飛機(jī)的極曲線飛機(jī)的極曲線 極曲線將飛機(jī)的極曲線將飛機(jī)的升力系數(shù)、阻力系升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角數(shù)、升阻比隨迎角變化的關(guān)系綜合起變化的關(guān)系綜合起來用一條曲線表示來用一條曲線表示出來，以便于綜合出來，以便于綜合衡量飛機(jī)的空氣動衡量飛機(jī)的空氣動力性能。力性能。. 極曲線極曲線第二章第二章 第第 頁頁144極曲線的深入理解極曲線的深入理解 從坐標(biāo)原點向

51、曲線引切線，切點對應(yīng)最小阻力迎角和最大升阻比。從坐標(biāo)原點向曲線引切線，切點對應(yīng)最小阻力迎角和最大升阻比。00DC第二章第二章 第第 頁頁145 從原點所引直線與極曲線交于兩點，則兩點的升阻比相同，較從原點所引直線與極曲線交于兩點，則兩點的升阻比相同，較高者的迎角較大，較高者的平飛速度較小。高者的迎角較大，較高者的平飛速度較小。極曲線的深入理解極曲線的深入理解第二章第二章 第第 頁頁146螺旋槳滑流螺旋槳滑流 不同滑流狀態(tài)的極曲線不同滑流狀態(tài)的極曲線第二章第二章 第第 頁頁147 不同滑流狀態(tài)的極曲線不同滑流狀態(tài)的極曲線 滑流使得升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增大，最大升阻比增大，極曲線滑流使得升力系數(shù)

52、和最大升力系數(shù)增大，最大升阻比增大，極曲線向右上偏移。向右上偏移。第二章第二章 第第 頁頁148 不同展弦比機(jī)翼的極曲線不同展弦比機(jī)翼的極曲線 展弦比越大，低速空氣動力性能越好。展弦比越大，低速空氣動力性能越好。第二章第二章 第第 頁頁149飛機(jī)的低速空氣動力性能曲線總結(jié)飛機(jī)的低速空氣動力性能曲線總結(jié)第二章第二章 第第 頁頁1502.4.5 地面效應(yīng)地面效應(yīng) 飛機(jī)在起飛和著陸貼近地面時，由于流過飛機(jī)的氣飛機(jī)在起飛和著陸貼近地面時，由于流過飛機(jī)的氣流受地面的影響，使飛機(jī)的空氣動力和力矩發(fā)生變化。流受地面的影響，使飛機(jī)的空氣動力和力矩發(fā)生變化。這種效應(yīng)稱為地面效應(yīng)。這種效應(yīng)稱為地面效應(yīng)。第二章第二

53、章 第第 頁頁151地面效應(yīng)的產(chǎn)生原因地面效應(yīng)的產(chǎn)生原因上下翼面壓差增加上下翼面壓差增加地面阻礙使下洗流減小地面阻礙使下洗流減小下洗角減小，使平尾迎角減小下洗角減小，使平尾迎角減小飛機(jī)脫離地面飛機(jī)脫離地面效應(yīng)區(qū)效應(yīng)區(qū)飛機(jī)處于地面飛機(jī)處于地面效應(yīng)區(qū)效應(yīng)區(qū)第二章第二章 第第 頁頁152地面效應(yīng)的效果地面效應(yīng)的效果上下翼面壓差增加，從而使升力系數(shù)增加。上下翼面壓差增加，從而使升力系數(shù)增加。地面阻礙使下洗流減小，使誘導(dǎo)阻力減小，阻力系數(shù)減小。地面阻礙使下洗流減小，使誘導(dǎo)阻力減小，阻力系數(shù)減小。下洗角減小，使平尾迎角減小，出現(xiàn)附加下俯力矩（低頭力矩）。下洗角減小，使平尾迎角減小，出現(xiàn)附加下俯力矩（低頭力

54、矩）。 第二章第二章 第第 頁頁153地面效應(yīng)的產(chǎn)生范圍地面效應(yīng)的產(chǎn)生范圍 飛機(jī)距地面高度在一個翼展以內(nèi)，地面效應(yīng)對飛機(jī)有飛機(jī)距地面高度在一個翼展以內(nèi)，地面效應(yīng)對飛機(jī)有影響，距地面越近地面效應(yīng)越強(qiáng)。影響，距地面越近地面效應(yīng)越強(qiáng)。第二章第二章 第第 頁頁154地效飛機(jī)地效飛機(jī) 地效飛機(jī)是介于船和普通飛機(jī)之間的新型水上快速交通工具地效飛機(jī)是介于船和普通飛機(jī)之間的新型水上快速交通工具 。地。地效飛機(jī)在民用方面使用前景也十分廣闊，如可用于海上和內(nèi)河快速運(yùn)效飛機(jī)在民用方面使用前景也十分廣闊，如可用于海上和內(nèi)河快速運(yùn)輸，海情偵察，水上救生等。輸，海情偵察，水上救生等?！靶→椥→棥钡匦эw機(jī)速度可達(dá)地效飛機(jī)速

55、度可達(dá)556556千米千米/ /小時小時第二章第二章 第第 頁頁155Beriev Bartini VVA 14地效飛行器地效飛行器第二章第二章 第第 頁頁156地效飛機(jī)（我國的發(fā)展情況）地效飛機(jī)（我國的發(fā)展情況） 我國科學(xué)家也早已關(guān)注到地效飛行器的研制，發(fā)起人便是原國家科我國科學(xué)家也早已關(guān)注到地效飛行器的研制，發(fā)起人便是原國家科委常務(wù)副主任、航天專家李緒鄂。委常務(wù)副主任、航天專家李緒鄂。19951995年，他領(lǐng)導(dǎo)的中國科技開發(fā)院年，他領(lǐng)導(dǎo)的中國科技開發(fā)院聯(lián)合湖北水上飛機(jī)研究所、北京空氣動力學(xué)研究所成立了中國地效飛聯(lián)合湖北水上飛機(jī)研究所、北京空氣動力學(xué)研究所成立了中國地效飛行器開發(fā)中心，經(jīng)過行

56、器開發(fā)中心，經(jīng)過4 4年的努力，第一架中國的地效飛行器誕生了。年的努力，第一架中國的地效飛行器誕生了。第二章第二章 第第 頁頁157本章主要內(nèi)容本章主要內(nèi)容2.1 空氣流動的描述空氣流動的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 飛機(jī)的低速空氣動力特性飛機(jī)的低速空氣動力特性2.5 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理飛行原理飛行原理/CAFUC飛行原理飛行原理/CAFUC2.5 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理第二章第二章 第第 頁頁159迎角與速度的關(guān)系迎角與速度的關(guān)系速度速度迎角迎角 飛機(jī)的升力主要飛機(jī)的升力主要隨飛行速度和迎角隨飛行速度和迎角變化。在大速度飛變化。在大速度飛行時，只

57、要求較小行時，只要求較小迎角，機(jī)翼就可以迎角，機(jī)翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維產(chǎn)生足夠的升力維持飛行。在小速度持飛行。在小速度飛行時，則要求較飛行時，則要求較大的迎角，機(jī)翼才大的迎角，機(jī)翼才能產(chǎn)生足夠的升力能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行。來維持飛行。第二章第二章 第第 頁頁160為什么要使用增升裝置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)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，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)的陸

58、時，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。裝置。ljmaxLC 增升裝置用于增大飛機(jī)增升裝置用于增大飛機(jī)的最大升力系數(shù)的最大升力系數(shù)，從而縮，從而縮短飛機(jī)在起飛著陸階段的短飛機(jī)在起飛著陸階段的地面滑跑距離。地面滑跑距離。第二章第二章 第第 頁頁161主要增升裝置包括：主要增升裝置包括：前緣縫翼前緣縫翼后緣襟翼后緣襟翼前緣襟翼前緣襟翼第二章第二章 第第 頁頁1622.5.1 前緣縫翼前緣縫翼 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。在緩上表面的氣流分離，從而使

59、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，會導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差。中小迎角下打開前緣縫翼，會導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差。第二章第二章 第第 頁頁163前緣縫翼前緣縫翼 下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動。一方面降低逆壓梯下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動。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)。小了上下翼面的壓強(qiáng)差，減小升力系數(shù)。第二章第二章 第第 頁頁164前緣縫翼對壓強(qiáng)分布的影響前緣縫翼對壓強(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)。較大

60、迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。第二章第二章 第第 頁頁1652.5.2 后緣襟翼后緣襟翼分裂襟翼分裂襟翼 （The Split Flap）簡單襟翼簡單襟翼 （The Plain Flap）開縫襟翼開縫襟翼 （The Slotted Flap）后退襟翼后退襟翼 （The Fowler Flap）后退開縫襟翼后退開縫襟翼 （The Slotted Fowler Flap） 放下后緣襟翼放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時增大。因，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時增大。因此，在起飛時放小角度襟翼，著陸時，放大角度襟翼。此，在起飛時放小角度襟翼，著陸時，放大角度襟翼。第二章第二章 第第 頁頁166