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1、 全機(jī)空氣動(dòng)力特性 飛機(jī)的增升裝置 介紹飛機(jī)機(jī)翼和機(jī)身組合的空氣動(dòng)力特性及飛機(jī)常用的增升裝置 飛機(jī)機(jī)翼和機(jī)身組合的 空氣動(dòng)力特性飛機(jī)常用的增升裝置 2/50 14 全機(jī)空氣動(dòng)力特性一、全機(jī)空氣動(dòng)力計(jì)算二、升阻比三、飛機(jī)極線 1機(jī)身的升、阻力 機(jī)身的升力很小，一般不予考慮。機(jī)身的阻力必須予以考慮由于機(jī)身各部分形狀不同，產(chǎn)生的阻力成份也不同。 如圖3124，機(jī)身頭部和尾部產(chǎn)生的主要是壓差阻力；機(jī)身中部，一般為細(xì)長旋成體，產(chǎn)生的阻力主要是摩擦阻力；機(jī)身底部如果不是流線形，氣流分離嚴(yán)重，也產(chǎn)生較大壓差阻力。 2翼身組合體的升、阻力 理論和實(shí)驗(yàn)證明，翼身組合體的升力，比單獨(dú)機(jī)翼在同一迎角下的升力大。這是
2、因?yàn)閳A柱形的機(jī)身在正迎角下會(huì)形成上洗流，使機(jī)翼有效迎角增大，機(jī)翼升力增大；同時(shí)，在正迎角下，機(jī)翼上表面流速加快，也會(huì)使機(jī)身升力增大。 翼身組合體，由于翼、身相互于擾，產(chǎn)生了額外的阻力。 3翼身組合體對(duì)水平尾翼的干擾 組合體對(duì)平尾的干擾主要表現(xiàn)在兩個(gè)方面：一是阻滯作用，二是下洗作用。 一、全機(jī)空氣動(dòng)力計(jì)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(huì)小于遠(yuǎn)前方來流速度 。兩者的關(guān)系可表示為 或 式中稱為速度阻滯系數(shù)。其大小與平尾和機(jī)翼的相對(duì)位置有關(guān)，可由實(shí)驗(yàn)確定，一般約為0.851。 空氣流過機(jī)翼形成下洗，機(jī)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(yuǎn)前方來流方向，導(dǎo)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(guān)系可表示為 式中 平尾弦線與機(jī)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(yīng)由平尾的實(shí)際迎角所對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)和受到阻滯后的氣流動(dòng)壓( )來計(jì)算。 4全機(jī)的升力和阻力 對(duì)于中等以上展弦比的飛機(jī)，機(jī)身和平尾產(chǎn)生的升力很小，因而全機(jī)的升力可用單獨(dú)機(jī)翼的升力計(jì)算。 全機(jī)的阻力系數(shù)由兩部分組成，即： 考慮各部分的干擾，全機(jī)的零升阻力可用下述經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)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(jī)身機(jī)翼XXXXXX 二、升阻比 在同一迎角下升力和阻力之比，稱為飛機(jī)的升阻比。用K表示 或 升阻比也是升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。升阻比大，表示升力大于阻力的倍數(shù)多，或者產(chǎn)生同樣的升力時(shí)阻力小。飛機(jī)的升阻比是隨著迎角變化的。因?yàn)橛遣煌ο禂?shù)和阻力系數(shù)不同，所以升阻比不同。轟六飛機(jī)升阻比隨升力系數(shù)(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(dāng)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(duì) 求導(dǎo)并令其為零，即 可得 時(shí) 可見在有利迎角下，零升阻力系數(shù)與誘導(dǎo)阻力系數(shù)相等，此時(shí)阻力系數(shù) 20 yxx ACCC yyxyx ACCCCCK 01yC 01 20 ACCKdCd yxym axK xiyx CACC 20 xiyx CACC 20 三、飛機(jī)極線 飛機(jī)極線是指以 為橫坐標(biāo)， 為縱坐標(biāo)， 為參變效的曲線，如圖3127所示。 飛機(jī)極線比較全面地表達(dá)了飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性，是分析飛機(jī)飛行性能的重要依據(jù)。從極線圖上可以查得各迎角下的可以計(jì)算各迎角下的 總空氣動(dòng)力系數(shù) ( )和升阻比及性質(zhì)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(gè)有特殊意義的迎角的方法(見圖31-28) 1臨界迎角 作飛機(jī)極線的水平切線，切點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的迎角就是臨界迎角，對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)即為飛機(jī)的最大升力系數(shù)。 2無升力迎角 曲線與橫坐標(biāo)軸的交點(diǎn)所對(duì)應(yīng)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(biāo)原點(diǎn)作曲線的切線，切點(diǎn)處的迎角就是飛機(jī)的有利迎角，此時(shí)升阻比最大。幾種飛機(jī)的 和 見表313。 性質(zhì)角也是衡量飛機(jī)空氣動(dòng)力性能的重要指標(biāo)之一。在極線上任意一點(diǎn)與原點(diǎn)聯(lián)線和縱坐標(biāo)之間的夾角，即為對(duì)應(yīng)迎角下的飛機(jī)的性質(zhì)角，用表示。從圖3-1-28上可看出 即 有利迎角對(duì)應(yīng)的升阻比最大，性質(zhì)角最小。
7、有利、0 m axK yxCCtg Ktg 1 15 飛機(jī)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(jī)翼后緣。放下襟翼可以提高升力系數(shù)，同時(shí)也增大阻力系數(shù)。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(dāng)于改變了機(jī)翼的剖面形狀，增大了相對(duì)彎度。因此各迎角下的升力系數(shù)普遍提高。放下襟翼后，由于機(jī)翼后緣渦流區(qū)擴(kuò)大，所以阻力系數(shù)也同時(shí)增大。圖3130是轟一5飛機(jī)放下襟翼和未放襟翼時(shí)的升力系數(shù)曲線和極線。 (二)分裂襟翼 分裂襟翼是從
8、機(jī)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(zhuǎn)后，在襟翼和機(jī)翼下表面后部之間形成渦流，機(jī)翼后緣附近壓強(qiáng)降低，吸引機(jī)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(jìn)而來的(見圖3132)。放下開縫襟翼，在向下偏轉(zhuǎn)而增大翼型相對(duì)彎度的同時(shí)，襟翼前緣與機(jī)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(jī)翼后部的渦流，延遲分流分離，因此增升效果也較好。 為了進(jìn)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(zhuǎn)而增大機(jī)翼剖面的相對(duì)彎度，同時(shí)還向后滑動(dòng)，增大機(jī)翼面積。因此，最大升力系數(shù)比上述各種襟翼都要大。高速飛機(jī)大都裝有這種襟翼。圖3135是殲一6飛機(jī)放和未放后退襟翼情況下的升力系數(shù)曲線。 殲一7飛機(jī)的襟翼在放下時(shí)沒有固定的位置，其放下角度在 一定范圍內(nèi)是隨飛行速度的增大而減小的。這樣的襟翼即所謂“游動(dòng)”式襟翼，其游動(dòng)規(guī)律如圖3136所示。 采用游動(dòng)式襟翼后，當(dāng)飛機(jī)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(duì)平尾的影響。 二、前緣縫翼 前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，能在大迎角下自動(dòng)張開，而在小迎角下自動(dòng)關(guān)閉(見圖3137)。這是由于在不同迎角下，機(jī)翼表面的壓力分布也不同。在大迎角下，機(jī)翼前緣承受很大吸力，迫使前緣縫翼自動(dòng)張開；而在小迎角下，機(jī)翼前綠承受壓力，前緣縫翼被壓緊貼于機(jī)翼前緣。 當(dāng)迎角增大到一定程度，前緣縫翼自動(dòng)張開時(shí)，它與機(jī)翼前緣之間形成一條縫隙。氣流通過這一縫隙時(shí)得到加速，隨后貼近上表面流動(dòng)，能增大上表面附面層中的空氣動(dòng)能，延緩氣流分離的產(chǎn)生，使臨界迎角增大，最大升力系數(shù)提高，而阻力系數(shù)增大的并不多。 圖3138為運(yùn)5飛機(jī)前緣縫翼張開后的極線。由圖可見，該
11、機(jī)前緣縫翼在16迎角自動(dòng)打開?？p翼打開后，臨界迎角由18提高到24，最大升力系數(shù)由1.23增至1.66。 三、前緣襟翼 前緣襟翼設(shè)置于機(jī)翼前緣(見圖3139)，多用于高速飛機(jī)。因?yàn)楦咚亠w機(jī)一般采用前緣半徑較小的薄機(jī)翼。這種機(jī)翼在大迎角下很容易在前緣就開始?xì)饬鞣蛛x，如圖3139a所示。放下前緣襟翼(圖3139b)，既能增大機(jī)翼剖面的相對(duì)彎度，又能減小前緣相對(duì)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(chǎn)生，提高臨界迎角的最大升力系數(shù)。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(jī)翼前緣下部，打開時(shí)向前下方翻轉(zhuǎn)，既增大翼型彎度，又增大機(jī)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(jī)上就裝有這種襟翼。 圖4 機(jī)身阻力 圖平尾迎角變化 圖3126 升阻比曲線 圖3-1-27 飛機(jī)極線 0有利臨圖 、 圖3-1-30轟-5飛機(jī)在放下襟翼和未放襟翼兩種情況下的升力系數(shù)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(jī)的升力系數(shù)曲線 圖3-1-36 殲7飛機(jī)游動(dòng)襟翼的游動(dòng)規(guī)律 圖3-1-37前緣縫翼的工作原理 圖3-1-38 運(yùn)5飛機(jī)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(jī)翼 圖-1-40前緣襟翼
全機(jī)空氣動(dòng)力特性飛機(jī)的增升裝置
