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1、飛行原理/CAFUC,第二章,飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力,第二章 第 頁(yè),2,本章主要內(nèi)容,2.1 空氣流動(dòng)的描述 2.2 升力 2.3 阻力 2.4 飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性 2.5 增升裝置的增升原理,飛行原理/CAFUC,飛行原理/CAFUC,2.4 飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能,第二章 第 頁(yè),4,飛機(jī)的主要空氣動(dòng)力性能包括： 升力特性 阻力特性 升阻比特性,主要空氣動(dòng)力性能參數(shù)包括： 最大升力系數(shù) 最小阻力系數(shù) 最大升阻比,第二章 第 頁(yè),5,2.4.1 升力特性,,,升力系數(shù)的變化規(guī)律,第二章 第 頁(yè),6,升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律,當(dāng)臨界，升力系數(shù)隨迎角的增大而減小，進(jìn)入失速區(qū)。,第二章
2、第 頁(yè),7,煙風(fēng)洞翼型繞流實(shí)驗(yàn),小迎角,較大迎角,大迎角,第二章 第 頁(yè),8,翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布,第二章 第 頁(yè),9,翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布,,,第二章 第 頁(yè),10,壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化,第二章 第 頁(yè),11,壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化,第二章 第 頁(yè),12,升力特性參數(shù),,零升迎角,第二章 第 頁(yè),13,翼型在零升迎角下的壓強(qiáng)分布,第二章 第 頁(yè),14,升力系數(shù)曲線(xiàn)斜率,,,,第二章 第 頁(yè),15,臨界迎角和最大升力系數(shù),,,,,第二章 第 頁(yè),16,相對(duì)厚度對(duì)升力特性的影響,相對(duì)厚度增加,相對(duì)厚度增加，最大升力系數(shù)增加，臨界迎角減
3、小。,第二章 第 頁(yè),17,翼型前緣半徑對(duì)升力特性的影響,前緣半徑增加，臨界迎角增加。,第二章 第 頁(yè),18,展弦比對(duì)升力特性的影響,展弦比越高，最大升力系數(shù)越大，臨界迎角越小。,第二章 第 頁(yè),19,后掠翼對(duì)升力特性的影響,平直機(jī)翼的最大升力系數(shù)更大，升力系數(shù)曲線(xiàn)斜率越大，臨界迎角越小。,第二章 第 頁(yè),20,翼型前緣粗糙度對(duì)升力特性的影響,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 頁(yè),21,2.4.2 阻力特性,阻力系數(shù)的變化規(guī)律,,,,,,第二章 第 頁(yè),22,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)阻力主要為摩擦阻力。
4、 在迎角較大時(shí)，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。 在接近或超過(guò)臨近迎角時(shí)，阻力系數(shù)隨迎角的增大而急劇增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力。,第二章 第 頁(yè),23,阻力特性參數(shù),,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(gè)值。,第二章 第 頁(yè),24,中小迎角時(shí)的阻力公式,在中小迎角時(shí)，阻力公式可以表示為：,A是誘導(dǎo)阻力因子，大小與機(jī)翼形狀有關(guān)。,第二章 第 頁(yè),25,2.4.3 升阻比特性,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K表示。 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(dòng)力性能越好。,第二章 第 頁(yè),
5、26,升阻比曲線(xiàn),迎角,,,,,,第二章 第 頁(yè),27,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，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，升力增加緩慢，阻力增加較快，因此升阻比減小。 超過(guò)臨近迎角，壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減小。,第二章 第 頁(yè),28,,性質(zhì)角,性質(zhì)角是總空氣動(dòng)力與升力之間的夾角。,性質(zhì)角越小，總空氣動(dòng)力向后傾斜越少，升阻比越大。,第二章 第 頁(yè),29,2.4.4 飛機(jī)的極曲線(xiàn),極曲線(xiàn)將飛機(jī)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角變化的關(guān)系綜合起來(lái)用一條曲線(xiàn)表示出來(lái)，以便于綜合衡量飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能。,.
6、,極曲線(xiàn),第二章 第 頁(yè),30,極曲線(xiàn)的深入理解,從坐標(biāo)原點(diǎn)向曲線(xiàn)引切線(xiàn)，切點(diǎn)對(duì)應(yīng)最小阻力迎角和最大升阻比。,,第二章 第 頁(yè),31,從原點(diǎn)所引直線(xiàn)與極曲線(xiàn)交于兩點(diǎn)，則兩點(diǎn)的升阻比相同，較高者的迎角較大，較高者的平飛速度較小。,,,極曲線(xiàn)的深入理解,第二章 第 頁(yè),32,螺旋槳滑流,不同滑流狀態(tài)的極曲線(xiàn),第二章 第 頁(yè),33,不同滑流狀態(tài)的極曲線(xiàn),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(xiàn)向右上偏移。,,第二章 第 頁(yè),34,不同展弦比機(jī)翼的極曲線(xiàn),展弦比越大，低速空氣動(dòng)力性能越好。,第二章 第 頁(yè),35,飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能曲線(xiàn)總結(jié),第二章 第 頁(yè),36,2.
7、4.5 地面效應(yīng),飛機(jī)在起飛和著陸貼近地面時(shí)，由于流過(guò)飛機(jī)的氣流受地面的影響，使飛機(jī)的空氣動(dòng)力和力矩發(fā)生變化。這種效應(yīng)稱(chēng)為地面效應(yīng)。,第二章 第 頁(yè),37,地面效應(yīng)的產(chǎn)生原因,上下翼面壓差增加 地面阻礙使下洗流減小 下洗角減小，使平尾迎角減小,第二章 第 頁(yè),38,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。 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）。,第二章 第 頁(yè),39,地面效應(yīng)的產(chǎn)生范圍,飛機(jī)距地面高度在一個(gè)翼展以?xún)?nèi)，地面效應(yīng)對(duì)飛機(jī)有影響，距地面越近地面效應(yīng)越強(qiáng)。,第二章 第 頁(yè),40,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)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。,“小鷹”地效飛機(jī)速度可達(dá)556千米/小時(shí),第二章 第 頁(yè),41,Beriev Bartini VVA 14地效飛行器,第二章 第 頁(yè),42,地效飛機(jī)（我國(guó)的發(fā)展情況）,我國(guó)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(guó)家科委常務(wù)副主任、航天專(zhuān)家李緒鄂。1995年，他領(lǐng)導(dǎo)的中國(guó)科技開(kāi)發(fā)院聯(lián)合湖北水上飛機(jī)研究所、北京空氣動(dòng)力學(xué)研究所成立了中國(guó)地效飛行器開(kāi)發(fā)中心，經(jīng)過(guò)4年的努力，第一架中國(guó)的地效飛行器誕生了。,
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