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1、 全機空氣動力特性 飛機的增升裝置 介紹飛機機翼和機身組合的空氣動力特性及飛機常用的增升裝置 飛機機翼和機身組合的 空氣動力特性飛機常用的增升裝置 2/50 14 全機空氣動力特性一、全機空氣動力計算二、升阻比三、飛機極線 1機身的升、阻力 機身的升力很小，一般不予考慮。機身的阻力必須予以考慮由于機身各部分形狀不同，產生的阻力成份也不同。 如圖3124，機身頭部和尾部產生的主要是壓差阻力；機身中部，一般為細長旋成體，產生的阻力主要是摩擦阻力；機身底部如果不是流線形，氣流分離嚴重，也產生較大壓差阻力。 2翼身組合體的升、阻力 理論和實驗證明，翼身組合體的升力，比單獨機翼在同一迎角下的升力大。這是
2、因為圓柱形的機身在正迎角下會形成上洗流，使機翼有效迎角增大，機翼升力增大；同時，在正迎角下，機翼上表面流速加快，也會使機身升力增大。 翼身組合體，由于翼、身相互于擾，產生了額外的阻力。 3翼身組合體對水平尾翼的干擾 組合體對平尾的干擾主要表現(xiàn)在兩個方面：一是阻滯作用，二是下洗作用。 一、全機空氣動力計算 空氣流過組合體，由于粘性的影響，要損失一部分能量，使氣流受到阻滯。這樣，流向平尾的氣流速 度 就會小于遠前方來流速度 。兩者的關系可表示為 或 式中稱為速度阻滯系數。其大小與平尾和機翼的相對位置有關，可由實驗確定，一般約為0.851。 空氣流過機翼形成下洗，機翼后面的氣流向下 傾斜(詳見第三節(jié)
3、)，這使流向平尾的氣流方向不同于遠前方來流方向，導致平尾迎角減小(見圖3-1-25)。平尾迎角與翼身組合體迎角的關系可表示為 式中 平尾弦線與機翼弦線這間的夾角，稱為平尾安裝角，是以平尾前緣高于后緣情況為正；2)/( CCKq平尾 平尾平尾平尾 22 CKC q平尾平尾 C C 組合體引起的下洗角。 所以平尾的升力應由平尾的實際迎角所對應的升力系數和受到阻滯后的氣流動壓( )來計算。 4全機的升力和阻力 對于中等以上展弦比的飛機，機身和平尾產生的升力很小，因而全機的升力可用單獨機翼的升力計算。 全機的阻力系數由兩部分組成，即： 考慮各部分的干擾，全機的零升阻力可用下述經驗公式計算。221 Cq
4、 平尾平尾平尾平尾平尾AqCY y平尾平尾平尾AqKCY qy xixwx CCC )(1.1 000000外掛垂尾平尾機身機翼XXXXXX 二、升阻比 在同一迎角下升力和阻力之比，稱為飛機的升阻比。用K表示 或 升阻比也是升力系數與阻力系數之比。升阻比大，表示升力大于阻力的倍數多，或者產生同樣的升力時阻力小。飛機的升阻比是隨著迎角變化的。因為迎角不同，升力系數和阻力系數不同，所以升阻比不同。轟六飛機升阻比隨升力系數(迎角)的變化曲線如圖3126所示。 從圖3126可以看出：迎角由小逐漸增大，升阻比也逐漸增大，當迎角增至某一迎角，升阻比增至最大。迎角再增大，升阻比反而減小。升阻比最大的迎角叫有
5、利迎角。XYK XyCCK 由上式知 于是 上式兩邊對 求導并令其為零，即 可得 時 可見在有利迎角下，零升阻力系數與誘導阻力系數相等，此時阻力系數 20 yxx ACCC yyxyx ACCCCCK 01yC 01 20 ACCKdCd yxym axK xiyx CACC 20 xiyx CACC 20 三、飛機極線 飛機極線是指以 為橫坐標， 為縱坐標， 為參變效的曲線，如圖3127所示。 飛機極線比較全面地表達了飛機的空氣動力特性，是分析飛機飛行性能的重要依據。從極線圖上可以查得各迎角下的可以計算各迎角下的 總空氣動力系數 ( )和升阻比及性質角，可以確定有利迎角和最大升阻比等。 下面
6、介紹找出三個有特殊意義的迎角的方法(見圖31-28) 1臨界迎角 作飛機極線的水平切線，切點所對應的迎角就是臨界迎角，對應的升力系數即為飛機的最大升力系數。 2無升力迎角 曲線與橫坐標軸的交點所對應的迎角就是無升力迎角。xC yC m ax0 yxxy CCCC、22 xyR CCC 3有利迎角 由坐標原點作曲線的切線，切點處的迎角就是飛機的有利迎角，此時升阻比最大。幾種飛機的 和 見表313。 性質角也是衡量飛機空氣動力性能的重要指標之一。在極線上任意一點與原點聯(lián)線和縱坐標之間的夾角，即為對應迎角下的飛機的性質角，用表示。從圖3-1-28上可看出 即 有利迎角對應的升阻比最大，性質角最小。
7、有利、0 m axK yxCCtg Ktg 1 15 飛機的增升裝置一、襟翼二、前緣縫翼三、前緣襟翼 一、襟翼 襟翼位于機翼后緣。放下襟翼可以提高升力系數，同時也增大阻力系數。通常用于著陸。為了縮短起飛滑跑距離，起飛也放襟翼，但放下的角度較小。襟翼有簡單襟翼、分裂襟翼、開縫襟翼、后退襟翼等多種形式。 (一)簡單襟翼 簡單襟翼的形式與副翼相似(圖3129)。放下簡單襟翼相當于改變了機翼的剖面形狀，增大了相對彎度。因此各迎角下的升力系數普遍提高。放下襟翼后，由于機翼后緣渦流區(qū)擴大，所以阻力系數也同時增大。圖3130是轟一5飛機放下襟翼和未放襟翼時的升力系數曲線和極線。 (二)分裂襟翼 分裂襟翼是從
8、機翼后緣下表面分裂出來的一部分翼面(見圖3131)。這種襟翼向下偏轉后，在襟翼和機翼下表面后部之間形成渦流，機翼后緣附近壓強降低，吸引機翼上表面氣流速度加快，延遲氣流分離。因此增升效果比簡單襟翼好。 (三)開縫襟翼 開縫襟翼是由簡單襟翼改進而來的(見圖3132)。放下開縫襟翼，在向下偏轉而增大翼型相對彎度的同時，襟翼前緣與機翼后緣之間形成縫隙，空氣從下表面通過縫隙流向上表面，可以吹除機翼后部的渦流，延遲分流分離，因此增升效果也較好。 為了進一步提高開縫襟翼的增升效果，襟翼放下以后，襟翼本身又展開縫隙，因而形成兩條縫隙，這叫做雙縫襟翼(如圖3133)。放下雙縫翼，有較多的高速氣流從下翼面通過兩道
9、縫隙流到上翼面，吹除渦流，因此可以使氣流分離推遲到更大的襟翼偏度，有更好的增升效果。 (四)后退襟翼 放下后退襟翼(見圖3134)，襟翼不僅向下偏轉而增大機翼剖面的相對彎度，同時還向后滑動，增大機翼面積。因此，最大升力系數比上述各種襟翼都要大。高速飛機大都裝有這種襟翼。圖3135是殲一6飛機放和未放后退襟翼情況下的升力系數曲線。 殲一7飛機的襟翼在放下時沒有固定的位置，其放下角度在 一定范圍內是隨飛行速度的增大而減小的。這樣的襟翼即所謂“游動”式襟翼，其游動規(guī)律如圖3136所示。 采用游動式襟翼后，當飛機起飛離地后，隨速度增大，襟翼就開始逐漸回收。著陸前放襟翼，隨著速度的減小，襟翼逐漸緩慢地放
10、到最大角度。這就有效地緩和了下洗氣流對平尾的影響。 二、前緣縫翼 前緣縫翼位于機翼前緣，能在大迎角下自動張開，而在小迎角下自動關閉(見圖3137)。這是由于在不同迎角下，機翼表面的壓力分布也不同。在大迎角下，機翼前緣承受很大吸力，迫使前緣縫翼自動張開；而在小迎角下，機翼前綠承受壓力，前緣縫翼被壓緊貼于機翼前緣。 當迎角增大到一定程度，前緣縫翼自動張開時，它與機翼前緣之間形成一條縫隙。氣流通過這一縫隙時得到加速，隨后貼近上表面流動，能增大上表面附面層中的空氣動能，延緩氣流分離的產生，使臨界迎角增大，最大升力系數提高，而阻力系數增大的并不多。 圖3138為運5飛機前緣縫翼張開后的極線。由圖可見，該
11、機前緣縫翼在16迎角自動打開?？p翼打開后，臨界迎角由18提高到24，最大升力系數由1.23增至1.66。 三、前緣襟翼 前緣襟翼設置于機翼前緣(見圖3139)，多用于高速飛機。因為高速飛機一般采用前緣半徑較小的薄機翼。這種機翼在大迎角下很容易在前緣就開始氣流分離，如圖3139a所示。放下前緣襟翼(圖3139b)，既能增大機翼剖面的相對彎度，又能減小前緣相對于氣流的角度，使氣流平順地流過。因此能延遲氣流分離的產生，提高臨界迎角的最大升力系數。前緣襟翼常與后緣襟翼配合使用。 圖3140是另一種形式的前緣襟翼，叫克魯格襟翼。它裝在機翼前緣下部，打開時向前下方翻轉，既增大翼型彎度，又增大機翼面積，有較
12、好的增升效果。如波音一747、三叉戟等噴氣 客機上就裝有這種襟翼。 圖4 機身阻力 圖平尾迎角變化 圖3126 升阻比曲線 圖3-1-27 飛機極線 0有利臨圖 、 圖3-1-30轟-5飛機在放下襟翼和未放襟翼兩種情況下的升力系數和極線 圖3-1-31 分裂襟翼及流線譜 圖3-1-32 開縫襟翼的流線譜 圖3-1-33 雙縫襟翼 圖3-1-34后退襟翼及其流線譜 圖3-1-35 殲六飛機的升力系數曲線 圖3-1-36 殲7飛機游動襟翼的游動規(guī)律 圖3-1-37前緣縫翼的工作原理 圖3-1-38 運5飛機前緣縫翼張開后的極線 圖3-1-39 前緣襟翼 （1）前緣襟翼（2）機翼 圖-1-40前緣襟翼
全機空氣動力特性飛機的增升裝置
