1、11.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)2.氣動(dòng)力的合力(矩)及氣動(dòng)力系數(shù)3.低速機(jī)翼上的壓力分布4.低速、亞音速的升力特性 5.低速、亞音速的俯仰力矩特性6.飛機(jī)的阻力特性7.跨音速氣動(dòng)特性簡(jiǎn)介8.增升裝置 9.飛機(jī)極曲線2飛機(jī)各部件當(dāng)中，機(jī)翼是產(chǎn)生空氣動(dòng)力的主要部件3 翼型機(jī)翼的流向剖面形狀機(jī)翼剖面示意圖4 翼型的參數(shù)：后緣翼型上下表面在后部的交點(diǎn)稱后緣（Trailing Edge）。前緣以后緣為圓心畫(huà)圓弧和翼型頭部相切，切點(diǎn)就是前緣（Leading Edge）。翼弦前、后緣的連線稱為翼弦，其長(zhǎng)度叫弦長(zhǎng)，通常用c（或b）表示。中線翼型各內(nèi)切圓圓心的連線叫中線或中弧線。ctt/max5n翼型的參數(shù)：翼型的

2、參數(shù)：n最大厚度最大厚度翼型最大內(nèi)切圓的直徑翼型最大內(nèi)切圓的直徑n相對(duì)厚度（厚弦比）相對(duì)厚度（厚弦比）最大厚度和弦長(zhǎng)的比值最大厚度和弦長(zhǎng)的比值n最大厚度位置最大厚度位置翼型最大厚度到前緣的距離翼型最大厚度到前緣的距離n最大厚度相對(duì)位置最大厚度相對(duì)位置6 翼型的參數(shù)翼型的參數(shù)：彎度中線到翼弦的最大垂直距離即最大弧高稱為翼型的彎度，用 fmax表示。如中弧線在翼弦之上是向上拱起的，稱之為正彎度。相對(duì)彎度彎度和弦長(zhǎng)的比值。最大彎度位置翼型最大彎度到前緣的距離。用Xf表示最大彎度位置。最大彎度相對(duì)位置-翼型最大彎度到前緣的距離與弦長(zhǎng)的比值。7 翼型的參數(shù)： 攻角（迎角）翼弦和無(wú)窮遠(yuǎn)來(lái)流速度V（即飛行速

3、度）的夾角。圖示的為正。焦點(diǎn)翼弦上距前緣1/4弦長(zhǎng)的點(diǎn)，通常用F表示焦點(diǎn)8 矩形機(jī)翼 梯形機(jī)翼 橢圓形機(jī)翼 三角翼 后掠翼 前掠翼 機(jī)翼的平面形狀及參數(shù)機(jī)翼的平面形狀及參數(shù)910111213141516翼展機(jī)翼左右翼尖之間的直線距離，用字母L表示機(jī)翼面積機(jī)翼在XOZ平面的投影面積，用S表示焦點(diǎn)線機(jī)翼各剖面焦點(diǎn)的連線翼型的平面形狀及參數(shù)翼型的平面形狀及參數(shù)17翼型的平面形狀及參數(shù)翼型的平面形狀及參數(shù)u后略角焦點(diǎn)線在后略角焦點(diǎn)線在XOZ平面的投影與平面的投影與OZ軸的夾角，軸的夾角，用用表示表示18 翼型的平面形狀及參數(shù)上反角 焦點(diǎn)線與XOZ平面的夾角，用表示。 如果翼低于XOZ平面，則稱下反角1

4、920 翼型的平面形狀及參數(shù) 幾何平均弦長(zhǎng)與所給機(jī)翼的面積、翼展相同的矩形機(jī)翼的弦長(zhǎng)是翼長(zhǎng)在翼展區(qū)間上的平均值，也叫標(biāo)準(zhǔn)平均弦SMC（Standard Mean Chord） 氣動(dòng)平均弦長(zhǎng)與所給機(jī)翼的面積、空氣動(dòng)力、俯仰力矩都相同的假想矩形機(jī)翼弦長(zhǎng)半個(gè)機(jī)翼的面積中心的弦長(zhǎng)MAC (Mean Aerodynamic Chord)，用CA2122 翼型的平面形狀及參數(shù)展弦比 翼展與幾何平均弦長(zhǎng)之比，用表示。 展弦比越大，則機(jī)翼越細(xì)長(zhǎng)。 =L/C=L2/s根尖比 翼根弦長(zhǎng)與翼尖弦長(zhǎng)之比，用表示：=Cr/Ct； 也有用尖根比做為參數(shù)的。231.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)2.氣動(dòng)力的合力(矩)及氣動(dòng)力系數(shù)3.

5、低速機(jī)翼上的壓力分布4.低速、亞音速的升力特性 5.低速、亞音速的俯仰力矩特性6.飛機(jī)的阻力特性7.跨音速氣動(dòng)特性簡(jiǎn)介8.增升裝置 9.飛機(jī)極曲線24 氣動(dòng)力與坐標(biāo)系(1)機(jī)體座標(biāo)系25 氣動(dòng)力與坐標(biāo)系(2)氣流座標(biāo)系VYXZ26 氣動(dòng)力飛機(jī)和空氣有相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)，空氣給飛機(jī)的作用力27 氣動(dòng)力 飛機(jī)的氣動(dòng)力合力R、合力矩M飛機(jī)在空氣中飛行的時(shí)候，氣流流經(jīng)飛機(jī)表面的各個(gè)部件，氣流對(duì)飛機(jī)的各部件產(chǎn)生氣動(dòng)力。把這些氣動(dòng)力等效平移到重心，然后矢量求和得到合力R和合力矩M28飛機(jī)的氣動(dòng)力合力R 升力 是指與飛機(jī)速度方向垂直的力 不一定在鉛垂面內(nèi) 通常用L或Y表示，與氣流坐標(biāo)系的Y軸重合 主要由機(jī)翼產(chǎn)生阻力

6、 是與飛行速度相反的力 用D或X表示，與氣流坐標(biāo)系的X軸重合側(cè)向力 與氣流坐標(biāo)系的Z軸重合29 氣動(dòng)力合力矩M合力矩可沿機(jī)體坐標(biāo)系分解為： 滾轉(zhuǎn)力矩：沿機(jī)體坐標(biāo)系X軸的分量，用MX表示 偏航力矩：沿機(jī)體坐標(biāo)系Y軸的分量，用MY表示 俯仰力矩：沿機(jī)體坐標(biāo)系Z軸的分量，用MZ表示3031 氣動(dòng)力系數(shù)壓力系數(shù)（壓強(qiáng)系數(shù)） 常用于確定物體表面的壓力系數(shù) 不可壓流中駐點(diǎn)的CP=1 可壓流中駐點(diǎn)的CP1 在Vmax點(diǎn)CP最小合力系數(shù)221vPPCPsvRCR22132 氣動(dòng)力系數(shù)升力系數(shù)CL阻力系數(shù)CD側(cè)向力系數(shù)CZ因?yàn)镽2X2+Y2+Z2故 CR2 CL2+ CD2+CZ2svYCsvLCYL22212

7、1或svXCsvDCXD222121或svZCZ22133 氣動(dòng)力系數(shù)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)mx偏航力矩系數(shù)my俯仰力矩系數(shù)mzAXXsCvMm221AYYsCvMm221AZZsCvMm22134（風(fēng)洞工作的原理和條件）（風(fēng)洞工作的原理和條件）流動(dòng)相似條件（準(zhǔn)則）是： 幾何形狀相似（飛機(jī)或機(jī)翼部件按一定比例縮小做出來(lái)的） 馬赫數(shù)相同 Re相同 流動(dòng)相似準(zhǔn)則注注 ： 前兩個(gè)條件容易滿足，做到前兩個(gè)條件容易滿足，做到Re相同很難相同很難風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果必須修正到實(shí)際飛行風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果必須修正到實(shí)際飛行Re后才能用后才能用351.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)2.氣動(dòng)力的合力(矩)及氣動(dòng)力系數(shù)3.低速機(jī)翼上的壓力分布4.低

8、速、亞音速的升力特性 5.低速、亞音速的俯仰力矩特性6.飛機(jī)的阻力特性7.跨音速氣動(dòng)特性簡(jiǎn)介8.增升裝置 9.飛機(jī)極曲線36機(jī)翼的氣動(dòng)特性 機(jī)翼的氣動(dòng)特性是指機(jī)翼產(chǎn)生的升力、阻力、力矩隨攻角、來(lái)流馬赫數(shù)的變化情況及其與機(jī)翼剖面的形狀、平面形狀的關(guān)系 機(jī)翼上 的氣動(dòng)特性與機(jī)翼上的壓力分布密切相關(guān)37 翼型的壓力分布理想流體繞翼型低速流動(dòng)的壓力分布理想流體低速流經(jīng)對(duì)稱翼型的繞流譜3839 翼型的壓力分布理想流體繞翼型低速流動(dòng)的壓力分布前駐點(diǎn)：在機(jī)翼前端，氣流流速減小到0，正壓最大的點(diǎn)后駐點(diǎn)：在機(jī)翼后緣，有上下兩條流線相交，速度必為0前駐點(diǎn)、后駐點(diǎn)其壓強(qiáng)為總壓Pt404142 翼型的壓力分布理想流體

9、繞翼型低速流動(dòng)的壓力分布 向量表示法 剩余壓力：翼面各點(diǎn)靜壓P與大氣壓P之差（P=P- P ）稱為剩余壓力 正壓：如果翼面上的某點(diǎn)的P P ，則P為正值，叫正壓 吸力：如果翼面上的某點(diǎn)的P P ，則P為負(fù)值，叫吸力（負(fù)壓）。43 用矢量來(lái)表示壓力或吸力，矢量線段長(zhǎng)度表示吸力或正壓力用矢量來(lái)表示壓力或吸力，矢量線段長(zhǎng)度表示吸力或正壓力的大小。方向與翼面垂直，箭頭由翼面指向外表示吸力；箭頭指的大小。方向與翼面垂直，箭頭由翼面指向外表示吸力；箭頭指向翼面表示正壓。向翼面表示正壓。 A點(diǎn)，稱為點(diǎn)，稱為駐點(diǎn)駐點(diǎn)，是正壓最大的點(diǎn)，位于機(jī)翼前緣附近，該處，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。

10、氣流流速為零。 B點(diǎn)，稱為點(diǎn)，稱為最低壓力點(diǎn)最低壓力點(diǎn)，在最大速度點(diǎn)，壓強(qiáng)最小，吸力最大，在最大速度點(diǎn)，壓強(qiáng)最小，吸力最大，是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點(diǎn)是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點(diǎn)44 從前駐點(diǎn)到最小壓力點(diǎn)（速度最大點(diǎn)），靜壓減小，速度增大，從前駐點(diǎn)到最小壓力點(diǎn)（速度最大點(diǎn)），靜壓減小，速度增大，稱為順壓流動(dòng)，該段稱為稱為順壓流動(dòng)，該段稱為順壓區(qū)順壓區(qū) 從最小壓力點(diǎn)到后駐點(diǎn)，沿流動(dòng)方向，靜壓增大，速度減小，則從最小壓力點(diǎn)到后駐點(diǎn)，沿流動(dòng)方向，靜壓增大，速度減小，則稱為逆壓流動(dòng)，該段稱為稱為逆壓流動(dòng)，該段稱為逆壓區(qū)逆壓區(qū)理想流體繞翼型低速流動(dòng)的壓力分布 向量表示法45221vPPCP 理想流體繞翼型低速

11、流動(dòng)的壓力分布l坐標(biāo)表示法壓力系數(shù)壓力系數(shù)C CP P46 上下翼面壓力分布與翼型形狀和攻角的大小有關(guān)理想流體繞翼型低速流動(dòng)的壓力分布 理想流體繞流時(shí)理想流體繞流時(shí)，作用，作用在翼型上的氣動(dòng)力的在翼型上的氣動(dòng)力的合合力垂力垂直于無(wú)窮遠(yuǎn)來(lái)流速度，即只直于無(wú)窮遠(yuǎn)來(lái)流速度，即只產(chǎn)生升力，產(chǎn)生升力，沒(méi)有阻力沒(méi)有阻力。 攻角增大攻角增大使負(fù)壓峰使負(fù)壓峰值增大；逆壓梯度增大；值增大；逆壓梯度增大；升力增大升力增大。47 實(shí)際流體（粘流）中繞翼型的壓力分布 翼面不再是流線 負(fù)壓峰值下降，相同攻角a時(shí)，升力L下降 無(wú)后駐點(diǎn) 出現(xiàn)阻力48零升弦：這樣一條弦，當(dāng)來(lái)流速度與它平行流來(lái)時(shí)升力為零零升攻角：零升弦和翼弦

12、的夾角，即升力為零時(shí)的攻角（迎角） 氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)：機(jī)翼各剖面的零升弦不在一個(gè)平面內(nèi)，則說(shuō)機(jī)翼有氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)幾何扭轉(zhuǎn)：機(jī)翼各剖面的翼弦不在一個(gè)平面內(nèi)，則說(shuō)機(jī)翼有幾何扭轉(zhuǎn) Angle of TwistRootTip49 機(jī)翼的壓力分布 沿翼展方向各剖面的壓力系數(shù)分布 常用沿展向各剖面升力系數(shù)表示zzCvLzcL)(21)(2u三維機(jī)翼各剖面的壓力分布隨攻角的變化與翼型類三維機(jī)翼各剖面的壓力分布隨攻角的變化與翼型類似似u對(duì)于三維機(jī)翼，即使是理想氣流，在有升力時(shí)也會(huì)對(duì)于三維機(jī)翼，即使是理想氣流，在有升力時(shí)也會(huì)產(chǎn)生阻力（誘導(dǎo)阻力）產(chǎn)生阻力（誘導(dǎo)阻力）50 小結(jié)翼型上的壓力分布 理想流體繞翼型流動(dòng)的壓力分布 向量

13、表示法 坐標(biāo)表示法 實(shí)際流體（粘流）中翼型的壓力分布 零升攻角與機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)機(jī)翼沿翼展方向各剖面上的升力系數(shù)分布511.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)2.氣動(dòng)力的合力(矩)及氣動(dòng)力系數(shù)3.低速機(jī)翼上的壓力分布4.低速、亞音速的升力特性 5.低速、亞音速的俯仰力矩特性6.飛機(jī)的阻力特性7.跨音速氣動(dòng)特性簡(jiǎn)介8.增升裝置 9.飛機(jī)極曲線52 升力特性是指研究升力系數(shù)與各種影響因素，如攻角、M、Re、飛機(jī)構(gòu)形等的關(guān)系。 知道了升力系數(shù)，就可以計(jì)算升力：LsCvL22153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05455當(dāng)當(dāng)臨界臨界，升力升力系數(shù)系數(shù)隨迎角隨迎角的增大而減小，的增大而減小，進(jìn)入失速區(qū)

14、。進(jìn)入失速區(qū)。560057ljmaxLC最大升力系數(shù)與失速攻角最大升力系數(shù)與失速攻角: 使升力系數(shù)取得最大值使升力系數(shù)取得最大值CLmax的攻角，用的攻角，用st表示表示58在迎角不大時(shí)，升力系數(shù)與迎角成正比（升力線斜率） 其斜率稱為升力線斜率，用 表示，近似成常數(shù) CL與可表示為： CL （ - ）LCaLCLC059 大攻角下，升力系數(shù)曲線的彎曲和失速現(xiàn)象與大攻角下，升力系數(shù)曲線的彎曲和失速現(xiàn)象與附面層分離有關(guān)附面層分離有關(guān)60二二附面層分離和失速附面層分離和失速61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

15、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二二附面層分離和失速附面層分離和失速62 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(diǎn)分離點(diǎn)二二附面層分離和失速附面層分離和失速63附面層分離后，渦流區(qū)的壓強(qiáng)降低附面層分離后，渦流區(qū)的壓強(qiáng)降低分離區(qū)內(nèi)壓強(qiáng)幾乎相等，并且等于分離點(diǎn)處的壓強(qiáng)。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)分離點(diǎn)P1P2P3P4P分離點(diǎn)分離點(diǎn) = P1 = P2 = P3 = P4二二附面層分離

16、和失速附面層分離和失速64ABC最小壓最小壓力點(diǎn)力點(diǎn)分離分離點(diǎn)點(diǎn)二二附面層分離和失速附面層分離和失速65二二附面層分離和失速附面層分離和失速攻角增大下的氣流分離攻角增大下的氣流分離66二二附面層分離和失速附面層分離和失速附面層分離會(huì)使：附面層分離會(huì)使：上翼面后部分離區(qū)壓強(qiáng)比理想繞流小（負(fù)壓增大）上翼面后部分離區(qū)壓強(qiáng)比理想繞流小（負(fù)壓增大）沒(méi)有出現(xiàn)理想流體應(yīng)有的減速、增壓過(guò)程沒(méi)有出現(xiàn)理想流體應(yīng)有的減速、增壓過(guò)程上翼面前部負(fù)壓峰值比理想流體繞流小上翼面前部負(fù)壓峰值比理想流體繞流小分離使流線彎曲減小、前緣附近的繞流程度減小，上翼面分離使流線彎曲減小、前緣附近的繞流程度減小，上翼面頭部速度減小頭部速度

17、減小對(duì)下翼面影響不大對(duì)下翼面影響不大攻角增大，前駐點(diǎn)后移，下翼面基本上是順壓區(qū)，不發(fā)生攻角增大，前駐點(diǎn)后移，下翼面基本上是順壓區(qū)，不發(fā)生附面層分離附面層分離67二二附面層分離和失速附面層分離和失速出現(xiàn)氣流分離后，攻角再增大，對(duì)升力系數(shù)曲線的影響：出現(xiàn)氣流分離后，攻角再增大，對(duì)升力系數(shù)曲線的影響：l 對(duì)下翼面影響不大對(duì)下翼面影響不大l 對(duì)上翼面的影響對(duì)上翼面的影響l 攻角增大不多時(shí)，分離區(qū)擴(kuò)大不多，則上翼面總的升力增大，攻角增大不多時(shí)，分離區(qū)擴(kuò)大不多，則上翼面總的升力增大，但比理想流體繞流增加的少，故升力系數(shù)曲線開(kāi)始彎曲但比理想流體繞流增加的少，故升力系數(shù)曲線開(kāi)始彎曲l 攻角逐漸增大，逆壓梯度增

18、加，分攻角逐漸增大，逆壓梯度增加，分離點(diǎn)前移，分離區(qū)逐漸擴(kuò)大，升力增加離點(diǎn)前移，分離區(qū)逐漸擴(kuò)大，升力增加越來(lái)越小，升力系數(shù)曲線越來(lái)越彎曲越來(lái)越小，升力系數(shù)曲線越來(lái)越彎曲l 攻角增大到一定程度，升力系數(shù)達(dá)攻角增大到一定程度，升力系數(shù)達(dá)到最大。到最大。l 攻角再增大，分離區(qū)進(jìn)一步擴(kuò)大，攻角再增大，分離區(qū)進(jìn)一步擴(kuò)大，升力系數(shù)減小，翼型失速。升力系數(shù)減小，翼型失速。68 三維機(jī)翼的附面層分離矩形機(jī)翼：根部； 梯形機(jī)翼：中部；橢圓形機(jī)翼：同時(shí)分離；后掠翼：尖部二二附面層分離和失速附面層分離和失速69二二附面層分離和失速附面層分離和失速70二二附面層分離和失速附面層分離和失速機(jī)翼失速機(jī)翼失速71二二附面層

19、分離和失速附面層分離和失速抖動(dòng)攻角抖動(dòng)攻角和和抖動(dòng)升力系數(shù)抖動(dòng)升力系數(shù) 使飛機(jī)發(fā)生明顯抖動(dòng)的攻角稱為抖動(dòng)攻使飛機(jī)發(fā)生明顯抖動(dòng)的攻角稱為抖動(dòng)攻角，此時(shí)的升力系數(shù)稱為抖動(dòng)升力系數(shù)角，此時(shí)的升力系數(shù)稱為抖動(dòng)升力系數(shù) 民航飛機(jī)以抖動(dòng)攻角和抖動(dòng)升力系數(shù)作民航飛機(jī)以抖動(dòng)攻角和抖動(dòng)升力系數(shù)作為允許使用的為允許使用的最大攻角最大攻角和和最大升力系數(shù)最大升力系數(shù)72二二附面層分離和失速附面層分離和失速后掠翼升力特性后掠翼升力特性73后掠翼與后掠角后掠翼與后掠角 后掠角是機(jī)翼后掠角是機(jī)翼弦長(zhǎng)的連弦長(zhǎng)的連線與飛機(jī)橫軸之間的夾角線與飛機(jī)橫軸之間的夾角。二二附面層分離和失速附面層分離和失速后掠翼升力特性后掠翼升力特性7

20、4對(duì)稱氣流經(jīng)過(guò)直機(jī)翼時(shí)的對(duì)稱氣流經(jīng)過(guò)直機(jī)翼時(shí)的M數(shù)變化數(shù)變化 氣流經(jīng)過(guò)直機(jī)翼后氣流經(jīng)過(guò)直機(jī)翼后, 馬馬赫數(shù)赫數(shù)M會(huì)增加會(huì)增加。 亞音速下對(duì)稱氣流流經(jīng)后掠翼亞音速下對(duì)稱氣流流經(jīng)后掠翼二二附面層分離和失速附面層分離和失速后掠翼升力特性后掠翼升力特性75亞音速下對(duì)稱氣流流經(jīng)后掠翼亞音速下對(duì)稱氣流流經(jīng)后掠翼 對(duì)稱氣流經(jīng)過(guò)后掠翼對(duì)稱氣流經(jīng)過(guò)后掠翼,可可以將氣流速度分解到垂直以將氣流速度分解到垂直于機(jī)翼前緣和平行于機(jī)翼于機(jī)翼前緣和平行于機(jī)翼前緣前緣。二二附面層分離和失速附面層分離和失速后掠翼升力特性后掠翼升力特性76 在氣流向后的流動(dòng)過(guò)程中，在氣流向后的流動(dòng)過(guò)程中，平行于前緣的氣流分速不發(fā)平行于前緣的氣流

21、分速不發(fā)生變化，而垂直于前緣的有生變化，而垂直于前緣的有效分速則發(fā)生先減速、后加效分速則發(fā)生先減速、后加速、再減速的變化，導(dǎo)致總速、再減速的變化，導(dǎo)致總的氣流方向發(fā)生左右偏斜。的氣流方向發(fā)生左右偏斜。后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng) 后掠翼的升力大小由垂后掠翼的升力大小由垂直于前緣的有效分速所決直于前緣的有效分速所決定。定。二二附面層分離和失速附面層分離和失速后掠翼升力特性后掠翼升力特性77翼根效應(yīng)翼根效應(yīng) 亞音速氣流條件下，上翼面前段流亞音速氣流條件下，上翼面前段流管擴(kuò)張變粗管擴(kuò)張變粗, ,流速減慢，壓強(qiáng)升高，流速減慢，壓強(qiáng)升高，吸力降低；后段流管收縮變細(xì)吸力降低；后段流

22、管收縮變細(xì), ,流速流速加快，壓強(qiáng)減小加快，壓強(qiáng)減小, ,吸力有所增加。流吸力有所增加。流管最細(xì)的位置后移，最低壓力點(diǎn)向后管最細(xì)的位置后移，最低壓力點(diǎn)向后移動(dòng)。移動(dòng)。翼尖效應(yīng)翼尖效應(yīng) 亞音速氣流條件下，上翼面前段流亞音速氣流條件下，上翼面前段流管收縮變細(xì)，流速加快，壓強(qiáng)降低，管收縮變細(xì)，流速加快，壓強(qiáng)降低，吸力變大；在后段，流管擴(kuò)張，流速吸力變大；在后段，流管擴(kuò)張，流速減慢，壓強(qiáng)升高，吸力減小。流管最減慢，壓強(qiáng)升高，吸力減小。流管最細(xì)位置前移，最低壓力點(diǎn)向前移動(dòng)。細(xì)位置前移，最低壓力點(diǎn)向前移動(dòng)。 氣流流過(guò)后掠翼時(shí)，流線左氣流流過(guò)后掠翼時(shí)，流線左右偏移的分析右偏移的分析后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)

23、后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)78后掠翼的翼根和翼尖效應(yīng)對(duì)升力的影響后掠翼的翼根和翼尖效應(yīng)對(duì)升力的影響 翼根效應(yīng)使翼根部位機(jī)翼的吸力峰翼根效應(yīng)使翼根部位機(jī)翼的吸力峰值減弱，升力降低，翼尖效應(yīng)使翼尖值減弱，升力降低，翼尖效應(yīng)使翼尖部位的吸力峰增強(qiáng)，升力增加。部位的吸力峰增強(qiáng)，升力增加。二二附面層分離和失速附面層分離和失速后掠翼升力特性后掠翼升力特性79 后掠翼在大迎角下的失速特性后掠翼在大迎角下的失速特性原因：原因： 翼尖部分的剖面升力系數(shù)最大翼尖部分的剖面升力系數(shù)最大 翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)，使機(jī)翼翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)，使機(jī)翼上表面翼根部位壓力大于翼尖上表面翼根部位壓力大于翼尖部位壓力，壓力差促使氣流展

24、部位壓力，壓力差促使氣流展向流動(dòng)，使附面層在翼尖部位向流動(dòng)，使附面層在翼尖部位變厚，容易產(chǎn)生氣流分離。變厚，容易產(chǎn)生氣流分離。 展向壓力梯度的作用使附面層展向壓力梯度的作用使附面層內(nèi)的氣流流向翼尖。內(nèi)的氣流流向翼尖。I. 翼尖先失速翼尖先失速二二附面層分離和失速附面層分離和失速后掠翼升力特性后掠翼升力特性80后掠角失速的產(chǎn)生與發(fā)展后掠角失速的產(chǎn)生與發(fā)展二二附面層分離和失速附面層分離和失速后掠翼升力特性后掠翼升力特性81推遲氣流分離采取的措施：推遲氣流分離采取的措施： 翼尖部分向下扭轉(zhuǎn)翼尖部分向下扭轉(zhuǎn) 翼尖部分采用失速攻角大的翼型翼尖部分采用失速攻角大的翼型 加裝翼刀（附面層、展向壓力梯度）加裝

25、翼刀（附面層、展向壓力梯度） 翼尖小翼翼尖小翼 渦流發(fā)生器或前緣鋸齒渦流發(fā)生器或前緣鋸齒二二附面層分離和失速附面層分離和失速 后掠翼飛機(jī)改善翼尖先失速的措施后掠翼飛機(jī)改善翼尖先失速的措施主要方法主要方法: :阻止氣流在機(jī)翼上表面的展向流動(dòng)阻止氣流在機(jī)翼上表面的展向流動(dòng)后掠翼升力特性后掠翼升力特性82I. 翼上表面翼刀翼上表面翼刀83II.前緣翼刀前緣翼刀III.前緣翼下翼刀前緣翼下翼刀84IV. 前緣鋸齒前緣鋸齒85V.渦流發(fā)生器渦流發(fā)生器86V.渦流發(fā)生器渦流發(fā)生器8788翼尖小翼翼尖小翼89翼尖小翼翼尖小翼90三三升力系數(shù)的影響因素升力系數(shù)的影響因素CL彎度增大彎度增大翼型的彎度翼型的彎度

26、彎度增大：零升攻彎度增大：零升攻角絕對(duì)值增大，升角絕對(duì)值增大，升力系數(shù)曲線向左平力系數(shù)曲線向左平移，相同攻角下升移，相同攻角下升力系數(shù)增大。力系數(shù)增大。91三三升力系數(shù)的影響因素升力系數(shù)的影響因素展弦比高展弦比高展弦比低展弦比低展弦比展弦比展弦比越大，斜率越大，相同攻角下升力系數(shù)越大。展弦比越大，斜率越大，相同攻角下升力系數(shù)越大。92三三升力系數(shù)的影響因素升力系數(shù)的影響因素厚度對(duì)升力系數(shù)沒(méi)有影響厚度對(duì)升力系數(shù)沒(méi)有影響無(wú)后掠的直機(jī)翼，橢圓機(jī)翼的升力系數(shù)曲線斜率最大無(wú)后掠的直機(jī)翼，橢圓機(jī)翼的升力系數(shù)曲線斜率最大后掠角對(duì)升力系數(shù)曲線的斜率影響較大：后略角越大，后掠角對(duì)升力系數(shù)曲線的斜率影響較大：后略

27、角越大，斜率越小，最大升力系數(shù)也越小斜率越小，最大升力系數(shù)也越小CL后略角增大93三三升力系數(shù)的影響因素升力系數(shù)的影響因素機(jī)翼的構(gòu)形對(duì)升力系數(shù)的影響機(jī)翼的構(gòu)形對(duì)升力系數(shù)的影響94 959697三三升力系數(shù)的影響因素升力系數(shù)的影響因素機(jī)翼的構(gòu)形對(duì)升力系數(shù)的影響機(jī)翼的構(gòu)形對(duì)升力系數(shù)的影響是指襟翼、前緣縫翼、起落架的位置對(duì)升力系數(shù)的影響是指襟翼、前緣縫翼、起落架的位置對(duì)升力系數(shù)的影響CL放下襟翼放下襟翼襟翼收上襟翼收上CL縫翼打開(kāi)縫翼打開(kāi)縫翼收上縫翼收上98三三升力系數(shù)的影響因素升力系數(shù)的影響因素馬赫數(shù)對(duì)升力系數(shù)的影響馬赫數(shù)對(duì)升力系數(shù)的影響馬赫數(shù)對(duì)斜率的影響：馬赫數(shù)對(duì)斜率的影響：在亞音速范圍內(nèi)，在亞

28、音速范圍內(nèi)，M越大，斜率越大越大，斜率越大馬赫數(shù)對(duì)最大升力系數(shù)的影響：馬赫數(shù)對(duì)最大升力系數(shù)的影響：M越大，越大，CLmax越小，失速攻角越小，抖動(dòng)升力系數(shù)和抖動(dòng)越小，失速攻角越小，抖動(dòng)升力系數(shù)和抖動(dòng)攻角越小攻角越小99三三升力系數(shù)的影響因素升力系數(shù)的影響因素粘性對(duì)升力系數(shù)的影響粘性對(duì)升力系數(shù)的影響Re越大，粘性越小，失速攻角越大，越大，粘性越小，失速攻角越大，最大升力系數(shù)越大最大升力系數(shù)越大CL雷諾數(shù)增大100 小結(jié)CL與攻角的關(guān)系附面層分離和失速 翼型的附面層分離及分離區(qū)特點(diǎn) 翼型的附面層分離與失速 三維翼型的附面層分離與失速 推遲分離采取的措施升力系數(shù)的影響因素 機(jī)翼平面形狀、剖面形狀對(duì)升

29、力特性的影響 飛機(jī)構(gòu)形對(duì)對(duì)升力特性的影響 馬赫數(shù)和粘性對(duì)升力特性的影響1011.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)2.氣動(dòng)力的合力(矩)及氣動(dòng)力系數(shù)3.低速機(jī)翼上的壓力分布4.低速、亞音速的升力特性 5.低速、亞音速的俯仰力矩特性6.飛機(jī)的阻力特性7.跨音速氣動(dòng)特性簡(jiǎn)介8.增升裝置 9.飛機(jī)極曲線102 迎角改變時(shí)，機(jī)翼上氣動(dòng)升力增量的作用點(diǎn)稱為翼型的焦點(diǎn)。當(dāng)迎角增加，壓力中心前移，升力增加，此時(shí)可用作用在原有壓力中心的升力，加上作用在焦點(diǎn)上的氣動(dòng)力增量來(lái)代替。 理論分析，在低速、亞音速時(shí)，翼型焦點(diǎn)在1/4弦長(zhǎng)處 實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，焦點(diǎn)坐標(biāo)在23%27%范圍內(nèi) 焦點(diǎn)LMF103壓力中心：氣動(dòng)合力的作用點(diǎn)，該點(diǎn)對(duì)

30、前緣的壓力中心：氣動(dòng)合力的作用點(diǎn)，該點(diǎn)對(duì)前緣的力矩與翼面所有力對(duì)前緣的力矩相等。力矩與翼面所有力對(duì)前緣的力矩相等。氣動(dòng)力對(duì)壓力中心的力矩為氣動(dòng)力對(duì)壓力中心的力矩為0對(duì)稱翼型，壓力中心與焦點(diǎn)重合；正彎度翼型，對(duì)稱翼型，壓力中心與焦點(diǎn)重合；正彎度翼型，壓力中心在焦點(diǎn)之后壓力中心在焦點(diǎn)之后LMFFCP104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105106 平尾的作用 提供穩(wěn)定力矩和操縱力矩 飛機(jī)的俯仰力矩特性與升力系數(shù)的關(guān)系 全機(jī)對(duì)重心的俯仰力矩系數(shù)隨升力曲線的變化關(guān)系 平尾的位置 盡量遠(yuǎn)離機(jī)翼的尾流區(qū)1071.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)2.氣動(dòng)力的合力(矩)及氣動(dòng)力系數(shù)3

31、.低速機(jī)翼上的壓力分布4.低速、亞音速的升力特性 5.低速、亞音速的俯仰力矩特性6.飛機(jī)的阻力特性7.跨音速氣動(dòng)特性簡(jiǎn)介8.增升裝置 9.飛機(jī)極曲線108 阻力：作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力的合力在來(lái)流速度方向（或飛行速度方向）的分量，與飛行速度方向相反 阻力阻礙飛機(jī)的飛行，但沒(méi)有阻力飛機(jī)又無(wú)法穩(wěn)定飛行109飛機(jī)的阻力系數(shù)飛機(jī)的阻力系數(shù)CD與攻角、與攻角、M、Re、飛機(jī)構(gòu)型、飛機(jī)構(gòu)型、表面質(zhì)量等相關(guān)。表面質(zhì)量等相關(guān)。110 對(duì)于低速飛機(jī)，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力對(duì)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

32、 Drag)干擾阻力干擾阻力(Interference Drag)誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力(Induced Drag)激波阻力激波阻力廢阻力廢阻力(Parasite Drag)升力升力粘性粘性飛行飛行M數(shù)數(shù)Mcr111 翼型的阻力 理想流體中翼型的阻力 實(shí)際流體中翼型的阻力 飛機(jī)的阻力 摩擦阻力 壓差阻力 誘導(dǎo)阻力 干擾阻力 波阻112 理想流體中翼型的阻力低速、亞音速理想流體繞流時(shí)低速、亞音速理想流體繞流時(shí)，作用在翼型上的氣動(dòng)力，作用在翼型上的氣動(dòng)力的的合合力垂直于無(wú)窮遠(yuǎn)來(lái)流速度，即只產(chǎn)生升力，力垂直于無(wú)窮遠(yuǎn)來(lái)流速度，即只產(chǎn)生升力，沒(méi)有阻力沒(méi)有阻力當(dāng)當(dāng)MMcr時(shí)，會(huì)產(chǎn)生波阻時(shí)，會(huì)產(chǎn)生波阻113 實(shí)際

33、流體中翼型的阻力無(wú)論是否有升力，無(wú)論是否有升力，都有阻力都有阻力壓差阻力壓差阻力摩擦阻力摩擦阻力波阻（波阻（MMcr）型阻型阻114 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(gè)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(gè)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。115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)

34、表面越粗糙，摩擦阻力越大。116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%117 氣流流過(guò)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(guò)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。118分離點(diǎn)靠前，壓差阻力大。分離點(diǎn)靠前，壓差阻力大。分離點(diǎn)靠后，壓差阻力小。分離點(diǎn)靠后，壓差阻力小。ABCCBCCPPP119飛機(jī)壓差阻力與

35、迎風(fēng)面積、形狀和迎角有關(guān)。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，壓差阻力大迎風(fēng)面積大，壓差阻力大迎角越大，壓差阻力也越大。迎角越大，壓差阻力也越大。120 飛機(jī)的各個(gè)部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼的單獨(dú)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，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。稱為干擾阻力。121122 飛機(jī)各部件之間的平滑過(guò)渡和整流包皮，可以有效飛機(jī)各部件之間的平滑過(guò)渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。地減小

36、干擾阻力的大小。 通過(guò)改進(jìn)飛機(jī)的氣動(dòng)布局，可以減小干擾阻力。通過(guò)改進(jìn)飛機(jī)的氣動(dòng)布局，可以減小干擾阻力。123 當(dāng)飛行馬赫數(shù)超過(guò)臨界馬赫數(shù)（出現(xiàn)超音速區(qū)當(dāng)飛行馬赫數(shù)超過(guò)臨界馬赫數(shù)（出現(xiàn)超音速區(qū)域），產(chǎn)生激波阻力域），產(chǎn)生激波阻力波阻的產(chǎn)生與粘性無(wú)關(guān)波阻的產(chǎn)生與粘性無(wú)關(guān)124125 后掠翼可以提高臨界馬赫數(shù)，推遲激波的出現(xiàn)；超臨界翼型可以提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)，推遲阻力的增加。 阻力發(fā)散馬赫數(shù)MDD為 時(shí)的M，即阻力系數(shù)急劇增大時(shí)的M1 . 0dMdCD126 飛機(jī)的低速抖動(dòng)：失速 飛機(jī)的高速抖動(dòng)：激波分離127與粘性（與粘性（RE）無(wú)關(guān)，只要產(chǎn)生升力，就會(huì)產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力）無(wú)關(guān)，只要產(chǎn)生升力，就會(huì)產(chǎn)生誘

37、導(dǎo)阻力128 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(guò)翼尖流向上翼面。下，下翼面的氣流就會(huì)繞過(guò)翼尖流向上翼面。這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（注意旋轉(zhuǎn)方向注意旋轉(zhuǎn)方向）129 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(guò)翼尖流向上翼面，就使得：下，下翼面的氣流就會(huì)繞過(guò)翼尖流向上翼面，就使得：下翼面的流線由機(jī)翼的翼根向翼尖傾斜下翼面的流線由機(jī)翼的翼根向翼尖傾斜上翼面的流線由機(jī)

38、翼的翼尖向翼根傾斜。上翼面的流線由機(jī)翼的翼尖向翼根傾斜。130 由于上、下翼面氣流由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流在后緣處具有不同的流向，于是就形成旋渦，向，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。尖渦流。131132133注意旋轉(zhuǎn)方向注意旋轉(zhuǎn)方向下洗速度下洗速度上洗速度上洗速度134 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(chǎng)，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場(chǎng)會(huì)覆蓋整個(gè)導(dǎo)速度場(chǎng)，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場(chǎng)會(huì)覆蓋整個(gè)飛機(jī)所處空間范

39、圍。飛機(jī)所處空間范圍。下洗流：下洗流：135 下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過(guò)翼下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過(guò)翼型的氣流向下傾斜，這個(gè)向下傾斜的氣流稱為下洗流，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下洗流與相對(duì)氣流之間的夾角稱為下洗角。136由于下洗的存在，使機(jī)翼受的實(shí)際空氣動(dòng)力是由下洗流產(chǎn)生的，下洗由于下洗的存在，使機(jī)翼受的實(shí)際空氣動(dòng)力是由下洗流產(chǎn)生的，下洗流使機(jī)翼產(chǎn)生的升力垂直于下洗流，而不是來(lái)流，即流使機(jī)翼產(chǎn)生的升力垂直于下洗流，而不是來(lái)流，即L L。L L產(chǎn)生兩個(gè)效果：升力和誘導(dǎo)阻力產(chǎn)生兩個(gè)效果：升力和誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)

40、阻力平行于相對(duì)氣流方向，起著阻礙飛機(jī)前行的作用誘導(dǎo)阻力平行于相對(duì)氣流方向，起著阻礙飛機(jī)前行的作用LLD137升力越大，誘導(dǎo)阻力越大升力越大，誘導(dǎo)阻力越大展弦比越大展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小，誘導(dǎo)阻力越小 機(jī)翼平面形狀：機(jī)翼平面形狀： 在展弦比和升力系數(shù)都相同的時(shí)候，橢圓形在展弦比和升力系數(shù)都相同的時(shí)候，橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小138)1 (2122LiXiCSvXC誘導(dǎo)阻力系數(shù)公式誘導(dǎo)阻力系數(shù)公式：取決于機(jī)翼平面形狀取決于機(jī)翼平面形狀橢圓機(jī)翼橢圓機(jī)翼0，否則，否則0機(jī)翼平面形狀偏離橢圓機(jī)翼越遠(yuǎn)機(jī)翼平面形狀偏離橢圓機(jī)翼越遠(yuǎn)越大。越大。139140141142winglet1431

41、44145 翼梢小翼改變了機(jī)翼沿展向分布的翼載荷。翼梢小翼改變了機(jī)翼沿展向分布的翼載荷。146147148 基本原理 尾流的運(yùn)行方向向下飄，300米的垂直間隔無(wú)影響 影響特點(diǎn)機(jī)型越大，尾流強(qiáng)度越大靜風(fēng)影響最大速度越慢，影響越大水平間隔，前重后輕12km149150151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)152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)

42、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%153計(jì)算飛機(jī)的性能時(shí)，只需要知道總阻力及其變化計(jì)算飛機(jī)的性能時(shí)，只需要知道總阻力及其變化 各種阻力成份的影響因素也會(huì)影響到總的阻力系數(shù)各種阻力成份的影響因素也會(huì)影響到總的阻力系數(shù)飛機(jī)的阻力系數(shù)飛機(jī)的阻力系數(shù)CD與攻角、與攻角、M、Re、飛機(jī)構(gòu)型、表、飛機(jī)構(gòu)型、表面質(zhì)量等相關(guān)。面質(zhì)量等相關(guān)。154ljminDC155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(shí)，在迎角較大時(shí)，阻力系數(shù)隨迎角增大而較快增大

43、，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(guò)臨界迎角時(shí)，阻力在接近或超過(guò)臨界迎角時(shí)，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。156minDC0DCminDC 飛機(jī)的飛機(jī)的最小阻力系數(shù)最小阻力系數(shù)非常接近非常接近零升阻力系數(shù)零升阻力系數(shù)，一般認(rèn)為二者為同，一般認(rèn)為二者為同一個(gè)值。一個(gè)值。157飛行飛行M數(shù)增大，一方面前緣壓強(qiáng)由于空氣壓縮性的數(shù)增大，一方面前緣壓強(qiáng)由于空氣壓縮性的影響而有額外增加，影響而有額外增加，壓差阻力系數(shù)增大壓差阻力系數(shù)增大。但增大很有。但增

44、大很有限。限。另一方面飛行另一方面飛行M數(shù)增大數(shù)增大(或者飛行速度增大，或者音或者飛行速度增大，或者音速減小一氣溫降低，粘性系數(shù)速減小一氣溫降低，粘性系數(shù)減小減小)，雷諾數(shù)，雷諾數(shù)Re增增大，導(dǎo)致大，導(dǎo)致摩擦阻力系數(shù)減小摩擦阻力系數(shù)減小。但減小也很有限。但減小也很有限。于是，隨著飛行于是，隨著飛行M數(shù)的增大，壓差阻力系數(shù)的增大數(shù)的增大，壓差阻力系數(shù)的增大和摩擦阻力系數(shù)的減小相抵，機(jī)翼型阻系數(shù)和摩擦阻力系數(shù)的減小相抵，機(jī)翼型阻系數(shù)(壓差阻壓差阻力系數(shù)與摩擦阻力系數(shù)之和力系數(shù)與摩擦阻力系數(shù)之和)基本不隨飛行基本不隨飛行M數(shù)而變數(shù)而變化化。158CDMMcMDD摩擦阻力摩擦阻力壓差阻力壓差阻力激波激

45、波激波阻力激波阻力臨界馬赫數(shù)臨界馬赫數(shù)阻力發(fā)散馬赫數(shù)阻力發(fā)散馬赫數(shù)MMc 在在M數(shù)大于數(shù)大于Mcr后，后，CD開(kāi)始增加，最初增長(zhǎng)緩慢，之開(kāi)始增加，最初增長(zhǎng)緩慢，之后隨著超音速區(qū)域的擴(kuò)大、激波的產(chǎn)生，尤其是激波分離后隨著超音速區(qū)域的擴(kuò)大、激波的產(chǎn)生，尤其是激波分離后，阻力系數(shù)急劇增長(zhǎng)，直到后，阻力系數(shù)急劇增長(zhǎng)，直到M1開(kāi)始平緩減小。開(kāi)始平緩減小。159阻力發(fā)散馬赫數(shù)（阻力發(fā)散馬赫數(shù)（MDD）：）：dCD/dM=0.1時(shí)的馬赫數(shù)，時(shí)的馬赫數(shù)，當(dāng)當(dāng)MMDD時(shí)，時(shí)，CD急劇增大急劇增大超臨界翼型：超臨界翼型：出現(xiàn)超音速區(qū)后不能產(chǎn)生或只產(chǎn)生弱激波，波阻小出現(xiàn)超音速區(qū)后不能產(chǎn)生或只產(chǎn)生弱激波，波阻小阻力發(fā)

46、散馬赫數(shù)比較大阻力發(fā)散馬赫數(shù)比較大160 翼型的阻力 理想流體和實(shí)際流體中翼型的阻力 飛機(jī)的阻力 摩擦阻力 壓差阻力 誘導(dǎo)阻力 翼尖渦及其對(duì)飛機(jī)的影響 誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生和誘導(dǎo)阻力的影響因素 干擾阻力 波阻 阻力系數(shù)隨攻角的變化關(guān)系1611.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)2.氣動(dòng)力的合力(矩)及氣動(dòng)力系數(shù)3.低速機(jī)翼上的壓力分布4.低速、亞音速的升力特性 5.低速、亞音速的俯仰力矩特性6.飛機(jī)的阻力特性7.跨音速氣動(dòng)特性簡(jiǎn)介8.增升裝置 9.飛機(jī)極曲線162163知識(shí)回顧知識(shí)回顧臨界臨界M數(shù)數(shù) 當(dāng)飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)小于當(dāng)飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)小于1，但翼型最厚點(diǎn)局部氣，但翼型最厚點(diǎn)局部氣流速度達(dá)到音速，形成了等音速

47、點(diǎn)，此時(shí)飛機(jī)的飛行流速度達(dá)到音速，形成了等音速點(diǎn)，此時(shí)飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)就叫臨界馬赫數(shù)馬赫數(shù)就叫臨界馬赫數(shù) 臨界臨界M數(shù)的大小，表示機(jī)翼最低壓強(qiáng)點(diǎn)處產(chǎn)生數(shù)的大小，表示機(jī)翼最低壓強(qiáng)點(diǎn)處產(chǎn)生局部局部超音速氣流超音速氣流繼而形成激波繼而形成激波(局部激波局部激波)的早晚的早晚 大表示該機(jī)翼產(chǎn)生局部超音速氣流晚大表示該機(jī)翼產(chǎn)生局部超音速氣流晚 小產(chǎn)生局部超音速氣流早小產(chǎn)生局部超音速氣流早 跨音速飛行跨音速飛行Mcr M1.2，部分超音速區(qū)，部分亞音速區(qū)，部分超音速區(qū)，部分亞音速區(qū)164局部激波的產(chǎn)生與發(fā)展跨音速氣動(dòng)特性 翼型升力特性 阻力特性激波分離臨界馬赫數(shù)的影響因素和超臨界翼型飛機(jī)的跨音速飛行特性介

48、紹165圖圖 3-2-2 機(jī)翼局部激波的產(chǎn)生機(jī)翼局部激波的產(chǎn)生166 當(dāng)M=0.75時(shí)，只在上表面有很小的超音速區(qū)，尚未形成局部激波。 當(dāng)M稍大于0.75時(shí)，在機(jī)翼上表面就會(huì)形成激波，隨著M增大，局部超音速區(qū)擴(kuò)大，等音速點(diǎn)前移，局部激波后移。 由0.81增至0.89過(guò)程中，翼型的下表面形成局部激波。位置較靠后，且隨M增大，激波迅速移到后緣。之后變化不大。 M繼續(xù)增大到0.98時(shí)，上表面局部激波繼續(xù)后移，直到后緣。167M稍大于1時(shí)，將出現(xiàn)頭部脫體激波，后緣激波更向后傾斜。隨M的增大曲面激波逐漸向頭部靠近，增大到某一程度時(shí)，激波附體。之后全場(chǎng)為超音速流，跨音速范圍結(jié)束。 飛機(jī)的飛行按飛行速度可分

49、為：（1）亞音速飛行： (一般為0.7左右），機(jī)翼表面流場(chǎng)全為亞音速，飛機(jī)為亞音速飛行。（2）跨音速飛行： ，機(jī)翼表面出現(xiàn)了局部超音速區(qū)和局部激波，直到全部成為超音速流場(chǎng)。此時(shí)機(jī)翼表面既有亞音速流場(chǎng)，也有超音速流場(chǎng)。（3）超音速飛行： ，機(jī)翼表面全部為超音速流場(chǎng)，飛機(jī)的飛行就是超音速飛行了。2 . 1aMaMccMMaa2 . 1Ma168翼型的跨音速升力特性翼型的跨音速升力特性翼型的升力系數(shù)隨翼型的升力系數(shù)隨M數(shù)的變化曲線數(shù)的變化曲線169AB段由于上翼面超音速區(qū)擴(kuò)大而使升力增加段由于上翼面超音速區(qū)擴(kuò)大而使升力增加BC段對(duì)應(yīng)下翼面超音速區(qū)擴(kuò)大到后緣，升力系數(shù)段對(duì)應(yīng)下翼面超音速區(qū)擴(kuò)大到后緣，升

50、力系數(shù)減小減小CD段對(duì)應(yīng)上翼面超音速區(qū)擴(kuò)大到后緣，吸力再次段對(duì)應(yīng)上翼面超音速區(qū)擴(kuò)大到后緣，吸力再次增大增大D點(diǎn)對(duì)應(yīng)的點(diǎn)對(duì)應(yīng)的M已接近已接近1， M再增加，上下翼面超再增加，上下翼面超音速區(qū)基本不變，升力基本不變，而來(lái)流速度增音速區(qū)基本不變，升力基本不變，而來(lái)流速度增大，使升力系數(shù)減小大，使升力系數(shù)減小170翼型的跨音速阻力特性翼型的跨音速阻力特性上下翼面超音速區(qū)擴(kuò)大都產(chǎn)生向后的吸力，所以上下翼面超音速區(qū)擴(kuò)大都產(chǎn)生向后的吸力，所以阻力一直在增大阻力一直在增大171翼型的跨音速升力特性阻力特性對(duì)比翼型的跨音速升力特性阻力特性對(duì)比翼型空氣動(dòng)力的變化與表面流場(chǎng)的變化密切相關(guān)：翼型空氣動(dòng)力的變化與表面流

51、場(chǎng)的變化密切相關(guān)：翼型上翼面出現(xiàn)局部超音速區(qū)時(shí)，氣流壓力的下降使升力系翼型上翼面出現(xiàn)局部超音速區(qū)時(shí)，氣流壓力的下降使升力系數(shù)上升，但下翼面也出現(xiàn)超音速區(qū)時(shí)，升力系數(shù)隨之下降；數(shù)上升，但下翼面也出現(xiàn)超音速區(qū)時(shí)，升力系數(shù)隨之下降；機(jī)翼表面出現(xiàn)局部激波后，不僅出現(xiàn)激波損失，還會(huì)誘導(dǎo)附機(jī)翼表面出現(xiàn)局部激波后，不僅出現(xiàn)激波損失，還會(huì)誘導(dǎo)附面層分離產(chǎn)生附加的壓差阻力，使阻力系數(shù)迅速增大，飛機(jī)面層分離產(chǎn)生附加的壓差阻力，使阻力系數(shù)迅速增大，飛機(jī)這時(shí)的失速叫激波失速這時(shí)的失速叫激波失速迎角過(guò)大的失速和飛行速度過(guò)大的失速不同迎角過(guò)大的失速和飛行速度過(guò)大的失速不同172173激波分離激波分離粘性流中，局部激波不能

52、直達(dá)翼面，波后粘性流中，局部激波不能直達(dá)翼面，波后高壓通過(guò)波底亞音速傳到波前，使波前附面高壓通過(guò)波底亞音速傳到波前，使波前附面層中壓力增大，氣流減速，流線上彎；層中壓力增大，氣流減速，流線上彎；局部激波強(qiáng)度比較大時(shí)，激波造成的逆壓局部激波強(qiáng)度比較大時(shí)，激波造成的逆壓梯度就會(huì)使波前的附面層發(fā)生分離；梯度就會(huì)使波前的附面層發(fā)生分離；上彎的流線使波前超音速氣流產(chǎn)生一系列上彎的流線使波前超音速氣流產(chǎn)生一系列壓縮波；壓縮波；壓縮波和局部激波相交形成壓縮波和局部激波相交形成波系波系174激波分離激波分離波后的分離使氣流未能做應(yīng)有的減速，與波后的分離使氣流未能做應(yīng)有的減速，與理想流相比，分離區(qū)中物面壓力變小

53、，阻力理想流相比，分離區(qū)中物面壓力變小，阻力變得更大。變得更大。激波分離是由激波引起的，稱為激波分離，激波分離是由激波引起的，稱為激波分離，小攻角下就可以發(fā)生。小攻角下就可以發(fā)生。175176臨界馬赫數(shù)的影響因素臨界馬赫數(shù)的影響因素Mcr與攻角的關(guān)系與攻角的關(guān)系： 攻角越大，攻角越大，Mcr越小，激波出現(xiàn)的越早，激波分離越早，越小，激波出現(xiàn)的越早，激波分離越早，分離區(qū)越大。分離區(qū)越大。Mcr與翼型形狀有關(guān)與翼型形狀有關(guān) 超臨界翼型超臨界翼型：不出現(xiàn)激波或只產(chǎn)生弱激波，阻力增大：不出現(xiàn)激波或只產(chǎn)生弱激波，阻力增大不多，有較大的不多，有較大的MDD177飛機(jī)的跨音速特性飛機(jī)的跨音速特性 跨音速范圍

54、內(nèi)，升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩跨音速范圍內(nèi)，升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)發(fā)生劇烈變化，系數(shù)發(fā)生劇烈變化，飛機(jī)難以操縱飛機(jī)難以操縱。 大后掠翼、小厚度、小彎度的機(jī)翼大后掠翼、小厚度、小彎度的機(jī)翼可以減少波阻、可以減少波阻、減小升力系數(shù)和力矩系數(shù)的起伏變化，改善操縱性，減小升力系數(shù)和力矩系數(shù)的起伏變化，改善操縱性，同時(shí)可以提高臨界馬赫數(shù)。同時(shí)可以提高臨界馬赫數(shù)。178 小結(jié)跨音速飛行時(shí)局部超音速區(qū)的擴(kuò)展情況跨音速氣動(dòng)特性 飛機(jī)升力特性 阻力特性激波分離臨界馬赫數(shù)的影響因素和超臨界翼型飛機(jī)的跨音速飛行特性介紹1791.翼型和機(jī)翼的幾何參數(shù)2.氣動(dòng)力的合力(矩)及氣動(dòng)力系數(shù)3.低速機(jī)翼上的壓力分

55、布4.低速、亞音速的升力特性 5.低速、亞音速的俯仰力矩特性6.飛機(jī)的阻力特性7.跨音速氣動(dòng)特性簡(jiǎn)介8.增升裝置 9.飛機(jī)極曲線1809.8 增升裝置增升裝置 增升裝置是用來(lái)增大飛機(jī)的最大升力系數(shù)的裝置增升裝置是用來(lái)增大飛機(jī)的最大升力系數(shù)的裝置181速度速度迎角迎角 飛機(jī)的升力飛機(jī)的升力主要隨飛行速主要隨飛行速度和迎角變化。度和迎角變化。在大速度飛行在大速度飛行時(shí)，只要求較時(shí)，只要求較小迎角，機(jī)翼小迎角，機(jī)翼就可以產(chǎn)生足就可以產(chǎn)生足夠的升力維持夠的升力維持飛行。在小速飛行。在小速度飛行時(shí)，則度飛行時(shí)，則要求較大的迎要求較大的迎角，機(jī)翼才能角，機(jī)翼才能產(chǎn)生足夠的升產(chǎn)生足夠的升力來(lái)維持飛行。力來(lái)維

56、持飛行。182 用增大迎角的方法來(lái)增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，即用增大迎角的方法來(lái)增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，即受到受到VS（失速速度）限制。（失速速度）限制。CLmax越大，越大， VS越小；越小； 飛機(jī)起降時(shí)，為保證安全，必須到達(dá)一定速度：飛機(jī)起降時(shí)，為保證安全，必須到達(dá)一定速度：1.2VS、1.3VS。 ljmaxLC VS越大，飛機(jī)起降滑跑越越大，飛機(jī)起降滑跑越長(zhǎng)，需要跑道越長(zhǎng)。長(zhǎng)，需要跑道越長(zhǎng)。 為了保證飛機(jī)在起飛和著為了保證飛機(jī)在起飛和著陸時(shí)，陸時(shí)，減小滑跑距離而產(chǎn)生足減小滑跑距離而產(chǎn)生足夠的升力夠的升力，有必要在機(jī)翼上裝，有必要在機(jī)翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置。設(shè)增大升

57、力系數(shù)的裝置。 這樣可以減小跑道長(zhǎng)度，這樣可以減小跑道長(zhǎng)度，降低機(jī)場(chǎng)建設(shè)費(fèi)用，或使飛機(jī)降低機(jī)場(chǎng)建設(shè)費(fèi)用，或使飛機(jī)在較小的機(jī)場(chǎng)起降。在較小的機(jī)場(chǎng)起降。183 增升裝置主要是通過(guò)三個(gè)方面實(shí)現(xiàn)增升：增升裝置主要是通過(guò)三個(gè)方面實(shí)現(xiàn)增升：改變翼型彎度改變翼型彎度增大翼型的彎度，提高上下翼面壓強(qiáng)差。增大翼型的彎度，提高上下翼面壓強(qiáng)差。控制附面層控制附面層增大附面層內(nèi)的氣流速度延緩上表面氣流分離；增大附面層內(nèi)的氣流速度延緩上表面氣流分離；吹除附面層和吸除附面層吹除附面層和吸除附面層動(dòng)力增升動(dòng)力增升利用噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力改變推力方向來(lái)獲得動(dòng)升力。利用噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力改變推力方向來(lái)獲得動(dòng)升力。 增大機(jī)翼面積。增大

58、機(jī)翼面積。增升裝置的目的是增大最大升力系數(shù)。增升裝置的目的是增大最大升力系數(shù)。184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噴氣襟翼噴氣襟翼185 前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，在大迎角下打開(kāi)前緣縫前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，在大迎角下打開(kāi)前緣縫翼，可以延緩上表面的氣流分離，從而使最大升力系翼，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(kāi)前緣縫翼，會(huì)數(shù)和臨界迎角增大。在中小迎角下打開(kāi)前緣縫翼，會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差。導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差。186187 下翼面高壓氣流流過(guò)縫隙，貼近上翼面流動(dòng)。一方面降低逆壓梯下翼面高壓氣流流過(guò)縫隙，貼

59、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)。188 較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。189簡(jiǎn)單襟翼簡(jiǎn)單襟翼 （The Plain Flap）分裂襟翼分裂襟翼 （The Split Flap）后退襟翼后退襟翼 （The Fowler Flap）開(kāi)縫襟翼開(kāi)縫襟翼 （The Slotted Flap）多開(kāi)縫后退襟翼多開(kāi)縫后退襟翼 （The Slotted Fowler Flap

60、） 放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時(shí)增大。因放下后緣襟翼，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)，放大角度襟翼此，在起飛時(shí)放小角度襟翼，著陸時(shí)，放大角度襟翼。190 簡(jiǎn)單襟翼與副翼形狀相似。放下簡(jiǎn)單襟翼，增加機(jī)翼彎度，進(jìn)簡(jiǎn)單襟翼與副翼形狀相似。放下簡(jiǎn)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(jiǎn)單襟翼使得壓差而增大上下翼面壓強(qiáng)差，增大升力系數(shù)。但是放簡(jiǎn)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。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。191 大迎角下放簡(jiǎn)單襟翼，升力系數(shù)及最大升力系數(shù)增加，阻力系大迎