空气动力学基础

低 速 空 气 动 力 学 基 础 本 章 主 要 内 容2.1 低 速 空 气 动 力 学2.2 升 力2.3 阻 力2.4 增 升 装 置 的 增 升 原 理 2.1 空 气 流 动 的 描 述 空 气 动 力 是 空 气 相 对 于 飞 机 运 动 时 产 生 的 ， 要 学 习和 研 究 飞 机 的 升 力 和 阻 力 ， 首 先 要 研 究 空 气 流 动 的 基本 规 律 。 2.1.1 流 体 模 型 化 理 想 流 体 ， 不 考 虑 流 体 粘 性 的 影 响 。 不 可 压 流 体 ， 不 考 虑 流 体 密 度 的 变 化 ， Ma0.4。 绝 热 流 体 ， 不 考 虑 流 体 温 度 的 变 化 ， Ma0.4。 2.1.2 相 对 气 流 运 动 方 向相 对 气 流 方 向 自 然 风 方 向 飞 机 的 相 对 气 流 方 向 与 飞 行 速 度 方 向 相 反只 要 相 对 气 流 速 度 相 同 ， 飞 机 产 生 的 空 气 动 力 就 相 同 。 对 相 对 气 流 的 现 实 应 用直 流 式 风 洞回 流 式 风 洞 风 洞 实 验 段 及 实 验 模 型 风 洞 的 其 它 功 用 2.1.3 迎 角迎 角 就 是 相 对 气 流 方 向 与 翼 弦 之 间 的 夹 角 。 相 对 气 流 方 向 就 是 飞 机 速 度 的 反 方 向 相 对 气 流 方 向 是 判 断 迎 角 大 小 的 依 据 平 飞 中 ， 可 以 通 过 机 头 高 低 判 断 迎 角 大 小 。 而 其 他 飞行 状 态 中 ， 则 不 可 以 采 用 这 种 判 断 方 式 。 水 平 飞 行 、 上 升 、 下 降 时 的 迎 角上 升 平 飞 下 降 迎 角 探 测 装 置 2.1.4 流 线 和 流 线 谱空 气 流 动 的 情 形 一 般 用 流 线 、 流 管 和 流 线 谱 来 描 述 。流 线 ： 流 场 中 一 条 空 间 曲 线 ， 在 该 曲 线 上 流 体 微 团 的速 度 与 曲 线 在 该 点 的 切 线 重 合 。 对 于 定 常 流 ， 流 线 是流 体 微 团 流 动 的 路 线 。 流 管 ： 由 许 多 流 线 所 围 成 的 管 状 曲 面 。 流 线 和 流 线 谱流 线 谱 是 所 有 流 线 的 集 合 。 流 线 和 流 线 谱 的 实 例 流 线 的 特 点 该 曲 线 上 每 一 点 的 流 体 微 团 速 度 与 曲 线 在 该 点 的 切 线重 合 。 流 线 每 点 上 的 流 体 微 团 只 有 一 个 运 动 方 向 。 流 线 不 可 能 相 交 ， 不 可 能 分 叉 。 流 线 谱 的 特 点 流 线 谱 的 形 状 与 流 动 速 度 无 关 。 物 体 形 状 不 同 ， 空 气 流 过 物 体 的 流 线 谱 不 同 。 物 体 与 相 对 气 流 的 相 对 位 置 （ 迎 角 ） 不 同 ， 空 气 流过 物 体 的 流 线 谱 不 同 。 气 流 受 阻 ， 流 管 扩 张 变 粗 ， 气 流 流 过 物 体 外 凸 处 或受 挤 压 ， 流 管 收 缩 变 细 。 气 流 流 过 物 体 时 ， 在 物 体 的 后 部 都 要 形 成 涡 流 区 。 2.1.5 连 续 性 定 理 流 体 流 过 流 管 时 ， 在 同 一 时 间 流 过 流 管 任 意 截 面 的流 体 质 量 相 等 。质 量 守 恒 定 律 是 连 续 性 定 理 的 基 础 。 连 续 性 定 理 1 2A1,v1 A2,v2 1 1v A单 位 时 间 内 流 过 截 面 1的 流 体 体 积 为 1 1 1v A 单 位 时 间 内 流 过 截 面 1的 流 体 质 量 为 2 2 2v A 同 理 ， 单 位 时 间 内 流 过 截 面 2的 流 体 质 量 为则 根 据 质 量 守 恒 定 律 可 得 ：1 1 1 2 2 2v A v A 1 1 2 2v A v A C 常 数即结 论 ： 空 气 流 过 一 流 管 时 ， 流 速 大 小 与 截 面 积 成 反 比 。 山 谷 里 的 风 通 常 比 平 原 大 河 水 在 河 道 窄 的 地 方 流得 快 ， 河 道 宽 的 地 方 流得 慢 日 常 的 生 活 中 的 连 续 性 定 理高 楼 大 厦 之 间 的 对 流通 常 比 空 旷 地 带 大 2.1.6 伯 努 利 定 理 同 一 流 管 的 任 意 截 面 上 ， 流 体 的 静 压 与 动 压 之 和 保持 不 变 。能 量 守 恒 定 律 是 伯 努 力 定 理 的 基 础 。 伯 努 利 定 理 空 气 能 量 主 要 有 四 种 ： 动 能 、 压 力 能 、 热 能 、 重 力 势 能 。 低 速 流 动 ， 热 能 可 忽 略 不 计 ； 空 气 密 度 小 ， 重 力 势 能 可 忽 略 不 计 。 因 此 ， 沿 流 管 任 意 截 面 能 量 守 恒 ， 即 为 ： 动 能 +压 力 能 =常 值 。 公 式表 述 为 ： 21 02 v P P 上 式 中 第 一 项 称 为 动 压 ， 第 二 项 称 为 静 压 ， 第 三 项 称 为 总 压 。 伯 努 利 定 理 21 02 v P P 动 压 ， 单 位 体 积 空 气 所 具 有 的 动 能 。 这 是 一 种 附 加 的 压力 ， 是 空 气 在 流 动 中 受 阻 ， 流 速 降 低 时 产 生 的 压 力 。212 vP 静 压 ， 单 位 体 积 空 气 所 具 有 的 压 力 能 。 在 静 止 的 空 气 中 ，静 压 等 于 当 时 当 地 的 大 气 压 。 0P 总 压 （ 全 压 ） ， 它 是 动 压 和 静 压 之 和 。 总 压 可 以 理 解 为 ，气 流 速 度 减 小 到 零 之 点 的 静 压 。 深 入 理 解 动 压 、 静 压 和 总 压同 一 流 线 ：总 压 保 持 不 变 。动 压 越 大 ， 静 压 越 小 。流 速 为 零 的 静 压 即 为 总 压 。 同 一 流 管 ：截 面 积 大 ， 流 速 小 ， 压 力 大 。截 面 积 小 ， 流 速 大 ， 压 力 小 。 深 入 理 解 动 压 、 静 压 和 总 压 伯 努 利 定 理 适 用 条 件 气 流 是 连 续 、 稳 定 的 ， 即 流 动 是 定 常 的 。 流 动 的 空 气 与 外 界 没 有 能 量 交 换 ， 即 空 气 是 绝 热 的 。 空 气 没 有 粘 性 ， 即 空 气 为 理 想 流 体 。 空 气 密 度 是 不 变 ， 即 空 气 为 不 可 压 流 。 在 同 一 条 流 线 或 同 一 条 流 管 上 。 2.1.7 连 续 性 定 理 和 伯 努 利 定 理 的 应 用 用 文 邱 利 管 测 流 量 2A1, v1 ,P1 A2, v2 ,P21 文 邱 利 管 测 流 量 2 22 1 2 2 12 / 1 /v P P A A 21 2 12 21 1 2 21 12 2Av v Av P v P 空 速 管 测 飞 行 速 度 的 原 理 21 02 v P P 02( )P Pv 与 动 压 、 静 压 相 关 的 仪 表空 速 表 高 度 表 升 降 速 度 表 空 速 表 升 降 速 度 表 高 度 表 本 章 主 要 内 容2.1 空 气 流 动 的 描 述2.2 升 力2.3 阻 力2.4 飞 机 的 低 速 空 气 动 力 特 性2.5 增 升 装 置 的 增 升 原 理 2.2 升 力 升 力重 力拉 力 阻 力LiftPull Weight Drag 升 力 垂 直 于 飞 行 速 度 方 向 ， 它 将 飞 机 支 托 在 空 中 ，克 服 飞 机 受 到 的 重 力 影 响 ， 使 其 自 由 翱 翔 。 2.2.1 升 力 的 产 生 原 理起点 终点 相 同 的 时 间 ， 相 同 的 起 点 和 终 点 ， 小 狗 的 速 度 和 人的 速 度 哪 一 个 更 快 ？ 升 力 的 产 生 原 理前 方 来 流 被 机 翼 分 为了 两 部 分 ， 一 部 分 从上 表 面 流 过 ， 一 部 分从 下 表 面 流 过 。由 连 续 性 定 理 或 小 狗与 人 速 度 对 比 分 析 可知 ， 流 过 机 翼 上 表 面的 气 流 ， 比 流 过 下 表面 的 气 流 的 速 度 更 快 。 P1 v1P2 v22 2 1 11 1 2 22 2P v P v 1 2v v 1 2P P 211 1 02P v P 212 2 02P v P 升 力 的 产 生 原 理 上 下 表 面 出 现 的 压 力 差 ， 在 垂 直 于 （ 远 前 方 ） 相 对 气流 方 向 的 分 量 ， 就 是 升 力 。机 翼 升 力 的 着 力 点 ， 称 为 压 力 中 心 (Center of Pressure) 升 力 的 产 生 原 理 2.2.2 翼 型 的 压 力 分 布当 机 翼 表 面 压 强 低 于 大 气 压 ， 称 为 吸 力 。当 机 翼 表 面 压 强 高 于 大 气 压 ， 称 为 压 力 。 用 矢 量 来 表 示 压 力 或 吸 力 ， 矢 量 线 段 长 度 为 力 的 大 小 ， 方 向 为力 的 方 向 。 矢 量 表 示 法 驻 点 和 最 低 压 力 点 B点 ， 称 为 最 低 压 力 点 ， 是 机 翼 上 表 面 负 压 最 大 的 点 。 A点 ， 称 为 驻 点 ， 是 正 压 最 大 的 点 ， 位 于 机 翼 前 缘 附 近 ， 该 处 气 流流 速 为 零 。 坐 标 表 示 法 从 右 图 可 以 看 出 ， 机 翼 升 力 的 产生 主 要 是 靠 机 翼 上 表 面 吸 力 的 作 用 ，尤 其 是 上 表 面 的 前 段 ， 而 不 是 主 要靠 下 表 面 正 压 的 作 用 。 2.2.3 升 力 公 式 212LL C V S 飞 机 的 升 力 系 数LC 212 V 飞 机 的 飞 行 动 压S 机 翼 的 面 积 。 升 力 公 式 的 物 理 意 义飞 机 的 升 力 与 升 力 系 数 、 来 流 动 压 和 机 翼 面 积 成 正 比 。 升 力 系 数 综 合 的 表 达 了 机 翼 形 状 、 迎 角 等 对 飞 机 升力 的 影 响 。 212LL C V S 本 章 主 要 内 容2.1 空 气 流 动 的 描 述2.2 升 力2.3 阻 力2.4 增 升 装 置 的 增 升 原 理 2.3 阻 力 阻 力 是 与 飞 机 运 动 轨 迹 平 行 ， 与 飞 行 速 度 方 向 相 反的 力 。 阻 力 阻 碍 飞 机 的 飞 行 ， 但 没 有 阻 力 飞 机 又 无 法稳 定 飞 行 。 升 力 重 力拉 力 阻 力LiftPull Weight Drag 阻 力 的 分 类 对 于 低 速 飞 机 ， 根 据 阻 力 的 形 成 原 因 ， 可 将 阻 力分 为 ：摩 擦 阻 力 (Skin Friction Drag)压 差 阻 力 (Form Drag)干 扰 阻 力 (Interference Drag)诱 导 阻 力 (Induced Drag) 废 阻 力(Parasite Drag)升 力 粘 性 2.3.1 低 速 附 面 层 附 面 层 ， 是 气 流 速 度 从 物 面 处 速 度 为 零 逐 渐 增 加 到99%主 流 速 度 的 很 薄 的 空 气 流 动 层 。速 度 不 受 干 扰 的 主 流附 面 层 边 界 物 体 表 面 附 面 层 的 形 成 附 面 层 厚 度 较 薄 无 粘 流 动沿 物 面 法 线 方 向 速 度 一 致粘 性 流 动沿 物 面 法 线 方 向 速 度 不 一 致 “附 面 层 ” 无 粘 流 动 和 粘 性 流 动附 面 层 的 形 成 是 受 到 粘 性 的 影 响 。 附 面 层 的 特 点 附 面 层 内 沿 物 面 法 向 方 向 压 强 不 变 且 等 于 法 线 主流 压 强 。P1 P2 只 要 测 出 附 面 层 边 界 主 流 的 静 压 ， 便 可 得 到 物 面 各 点 的 静压 ， 它 使 理 想 流 体 的 结 论 有 了 现 实 意 义 。 附 面 层 厚 度 随 气 流 流 经 物 面 的 距 离 增 长 而 增 厚 。l l 附 面 层 厚 度 随 气 流 流 经 物 面 的 距 离 增 长 而 增 厚 。l l 附 面 层 的 特 点 三 附 面 层 分 为 层 流 附 面 层 和 紊 流 附 面 层 ， 层 流 在 前 ，紊 流 在 后 。 层 流 与 紊 流 之 间 的 过 渡 区 称 为 转 捩 点 。转 捩 点层 流 附面 层 紊 流 附 面 层 层 流 的 不 稳 定 性1 2 3abc I I IA v PII II IIA v PI IIA A I IIv v I IIP P 层 流 附 面 层 和 紊 流 附 面 层 的 速 度 型 2.3.2 阻 力 的 产 生摩 擦 阻 力 (Skin Friction Drag)压 差 阻 力 (Form Drag)干 扰 阻 力 (Interference Drag)诱 导 阻 力 (Induced Drag) 废 阻 力(Parasite Drag)升 力 粘 性 摩 擦 阻 力 由 于 紧 贴 飞 机 表 面 的 空 气 受 到 阻 碍 作 用 而 流 速 降 低 到 零 ， 根 据作 用 力 与 反 作 用 力 定 律 ， 飞 机 必 然 受 到 空 气 的 反 作 用 。 这 个 反 作用 力 与 飞 行 方 向 相 反 ， 称 为 摩 擦 阻 力 。 影 响 摩 擦 阻 力 的 因 素 紊 流 附 面 层 的 摩 擦 阻 力 比 层 流 附 面 层 的 大 。 飞 机 的 表 面 积 越 大 ， 摩 擦 阻 力 越 大 。 飞 机 表 面 越 粗 糙 ， 摩 擦 阻 力 越 大 。 摩 擦 阻 力 的 大 小 与 附 面 层 的 类 型 密 切 相 关 ， 此 外 还 取 决 于 空气 与 飞 机 的 接 触 面 积 和 飞 机 的 表 面 状 况 。 摩 擦 阻 力 在 飞 机 总 阻 力 构 成 中 占 的 比 例 较 大摩 擦 阻 力 占 总 阻 力 的 比 例超 音 速 战 斗 机 25-30%大 型 运 输 机 40%小 型 公 务 机 50%水 下 物 体 70% 船 舶 90% 压 差 阻 力 压 差 阻 力 是 由 处 于 流 动 空 气 中 的 物 体 的 前 后 的 压力 差 ， 导 致 气 流 附 面 层 分 离 ， 从 而 产 生 的 阻 力 。 顺 压 梯 度 与 逆 压 梯 度顺 压 ： A到 B， 沿 流 向 压 力 逐 渐 减 小 ， 如 机 翼 上 表 面 前 段 。逆 压 ： B到 C， 沿 流 向 压 力 逐 渐 增 加 ， 如 机 翼 上 表 面 后 段 。A B C 附 面 层 分 离 在 逆 压 梯 度 作 用 下 ， 附 面 层 底 层 出 现 倒 流 ， 与 上 层 顺 流 相互 作 用 ， 形 成 漩 涡 脱 离 物 体 表 面 的 现 象 。分 离 点 分 离 区 的 特 点 一 分 离 区 内 漩 涡 是 一 个 个 单 独 产 生 的 ， 它 导 致 机 翼 的 振 动 。 分 离 区 的 特 点 二分 离 区 内 压 强 几 乎 相 等 ， 并 且 等 于 分 离 点 处 的 压 强 。P 分 离 点 P1 P2 P3 P4 P分 离 点 = P1 = P2 = P3 = P4 分 离 区 的 特 点 三 附 面 层 分 离 的 内 因 是 空 气 的 粘 性 ， 外 因 是 因 物 体 表 面 弯 曲 而出 现 的 逆 压 梯 度 。A B CA B CP P P 分 离 点 与 最 小 压 力 点 的 位 置A B C最 小 压 力 点 分 离 点 分 离 点 与 转 捩 点 的 区 别层 流 变 为 紊 流 （ 转 捩 ） ， 顺 流 变 为 倒 流 （ 分 离 ） 。分 离 可 以 发 生 在 层 流 区 ， 也 可 发 生 在 紊 流 区 。转 捩 和 分 离 的 物 理 含 义 完 全 不 同 。 压 差 阻 力 的 产 生 气 流 流 过 机 翼 后 ， 在 机 翼 的 后 缘 部 分 产 生 附 面 层 分 离 形 成 涡流 区 ， 压 强 降 低 ； 而 在 机 翼 前 缘 部 分 ， 气 流 受 阻 压 强 增 大 ， 这 样机 翼 前 后 缘 就 产 生 了 压 力 差 ， 从 而 使 机 翼 产 生 压 差 阻 力 。 分 离 点 位 置 与 压 差 阻 力 大 小 的 关 系分 离 点 靠 前 ， 压 差 阻 力 大 。分 离 点 靠 后 ， 压 差 阻 力 小 。A B CCB C CP P P 影 响 压 差 阻 力 的 因 素 总 的 来 说 ， 飞 机 压 差 阻 力 与 迎 风 面 积 、 形 状 和 迎 角 有 关 。 迎 风面 积 大 ， 压 差 阻 力 大 。 迎 角 越 大 ， 压 差 阻 力 也 越 大 。 压 差 阻 力 在 飞 机 总 阻 力 构 成 中 所 占 比 例 较 小 。 干 扰 阻 力 飞 机 的 各 个 部 件 ， 如 机 翼 、 机 身 、 尾 翼 的 单 独 阻 力 之 和 小 于 把它 们 组 合 成 一 个 整 体 所 产 生 的 阻 力 ， 这 种 由 于 各 部 件 气 流 之 间 的相 互 干 扰 而 产 生 的 额 外 阻 力 ， 称 为 干 扰 阻 力 。 干 扰 阻 力 的 消 除干 扰 阻 力 在 飞 机 总 阻 力 中 所 占 比 例 较 小 。 飞 机 各 部 件 之 间 的 平 滑 过 渡 和 整 流 包 皮 ， 可 以 有 效地 减 小 干 扰 阻 力 的 大 小 。 诱 导 阻 力 由 于 翼 尖 涡 的 诱 导 ， 导 致 气 流 下 洗 ， 在 平 行 于 相 对 气 流 方 向 出现 阻 碍 飞 机 前 进 的 力 ， 这 就 是 诱 导 阻 力 。 翼 尖 涡 的 形 成 正 常 飞 行 时 ， 下 翼 面 的 压 强 比 上 翼 面 高 ， 在 上 下 翼 面 压 强 差 的 作 用下 ， 下 翼 面 的 气 流 就 会 绕 过 翼 尖 流 向 上 翼 面 。这 样 形 成 的 漩 涡 流 称 为 翼 尖 涡 。 （ 注 意 旋 转 方 向 ） 正 常 飞 行 时 ， 下 翼 面 的 压 强 比 上 翼 面 高 ， 在 上 下 翼 面 压 强 差 的 作 用下 ， 下 翼 面 的 气 流 就 会 绕 过 翼 尖 流 向 上 翼 面 ， 就 使 下 翼 面 的 流 线 由 机翼 的 翼 根 向 翼 尖 倾 斜 ， 上 翼 面 反 之 。 翼 尖 涡 的 形 成 翼 尖 涡 的 形 成 由 于 上 、 下 翼 面 气 流 在 后缘 处 具 有 不 同 的 流 向 ， 于 是就 形 成 旋 涡 ， 并 在 翼 尖 卷 成翼 尖 涡 ， 翼 尖 涡 向 后 流 即 形成 翼 尖 涡 流 。 翼 尖 涡 形 成 的 进 一 步 分 析注 意 旋 转 方 向 翼 尖 涡 的 立 体 形 态 翼 尖 涡 的 形 态 下 洗 流 （ DownWash） 和 下 洗 角 由 于 两 个 翼 尖 涡 的 存 在 ， 会 导 致 在 翼 展 范 围 内 出 现 一 个 向 下 的 诱导 速 度 场 ， 称 为 下 洗 。 在 亚 音 速 范 围 内 ， 这 下 洗 速 度 场 会 覆 盖 整 个飞 机 所 处 空 间 范 围 。 下 洗 角 下 洗 速 度 的 存 在 ， 改 变 了 翼 型 的 气 流 方 向 ， 使 流 过 翼 型 的 气 流 向下 倾 斜 ， 这 个 向 下 倾 斜 的 气 流 称 为 下 洗 流 ， 下 洗 流 与 相 对 气 流 之 间的 夹 角 称 为 下 洗 角 。 下 洗 速 度 沿 翼 展 分 布 不 同 平 面 形 状 的 机 翼 ， 沿 展 向 下 洗 速 度 的 分 布 是 不 一 样 的 。 诱 导 阻 力 的 产 生 有 限 展 长 机 翼 与 无 限 展 长 机 翼 相 比 ， 由 于 前 者 存 在 翼 尖 涡 和 下 洗速 度 场 ， 导 致 前 者 的 总 空 气 动 力 较 后 者 更 加 后 斜 ， 即 前 者 总 空 气 动 力沿 飞 行 速 度 方 向 （ 即 远 前 方 相 对 气 流 方 向 ） 的 分 量 较 后 者 更 大 。 这 一增 加 的 阻 力 即 为 诱 导 阻 力 。 L LD 影 响 诱 导 阻 力 的 因 素机 翼 平 面 形 状 ： 椭 圆 形 机 翼 的 诱 导 阻 力 最 小 。展 弦 比 越 大 ， 诱 导 阻 力 越 小升 力 越 大 ， 诱 导 阻 力 越 大平 直 飞 行 中 ， 诱 导 阻 力 与 飞 行 速 度 平 方 成 反 比翼 梢 小 翼 可 以 减 小 诱 导 阻 力 低 展 弦 比 使 翼 尖 涡 变强 ， 诱 导 阻 力 增 加 。高 展 弦 比 使 翼 尖 涡 减弱 ， 诱 导 阻 力 变 小 。 展 弦 比 对 诱 导 阻 力 的 影 响 展 弦 比 对 诱 导 阻 力 的 影 响 机 翼 展 弦 比 倒 数诱导阻力系数减少的百分比 升 力 系 数 不 变 高 展 弦 比 飞 机 空 速 大 小 对 诱 导 阻 力 大 小 的 影 响阻 力 诱 导 阻 力 空 速 空 速 小 ， 下 洗 角大 ， 诱 导 阻 力 大 空 速 大 ， 下 洗 角小 ， 诱 导 阻 力 小 翼 梢 小 翼 翼 梢 小 翼 可 以 减 小 诱 导 阻 力 翼 梢 小 翼 可 以 减 小 诱 导 阻 力 翼 梢 小 翼 改 变 了 机 翼 沿 展 向 分 布 的 翼 载 荷 。 翼 梢 小 翼 可 以 减 小 总 阻 力 阻 力 公 式 飞 机 的 阻 力 系 数 DC212 V 飞 机 的 飞 行 动 压S 机 翼 的 面 积 。 212DD C v S 回 顾 阻 力 组 成摩 擦 阻 力 (Skin Friction Drag)压 差 阻 力 (Form Drag)干 扰 阻 力 (Interference Drag)诱 导 阻 力 (Induced Drag) 废 阻 力(Parasite Drag) 阻 力 相 关 资 料 典 型 飞 机 阻 力 构 成阻 力 名 称 亚 音 速 运 输机 超 音 速 战 斗机 单 旋 翼 直 升机摩 擦 阻 力 45% 23% 25%诱 导 阻 力 40% 29% 25%干 扰 阻 力 7% 6% 40%激 波 阻 力 3% 35% 5%其 他 阻 力 5% 7% 5% 总 空 气 动 力 升 力 和 阻 力 之 和 称 为 总 空 气 动 力 。 本 章 主 要 内 容2.1 空 气 流 动 的 描 述2.2 升 力2.3 阻 力2.4 增 升 装 置 的 增 升 原 理 2.5 增 升 装 置 的 增 升 原 理 迎 角 与 速 度 的 关 系速度 迎角 飞 机 的 升 力 主 要随 飞 行 速 度 和 迎 角变 化 。 在 大 速 度 飞行 时 ， 只 要 求 较 小迎 角 ， 机 翼 就 可 以产 生 足 够 的 升 力 维持 飞 行 。 在 小 速 度飞 行 时 ， 则 要 求 较大 的 迎 角 ， 机 翼 才能 产 生 足 够 的 升 力来 维 持 飞 行 。 为 什 么 要 使 用 增 升 装 置 用 增 大 迎 角 的 方 法 来 增 大 升 力 系 数 从 而 减 小 速 度 是 有 限 的 ， 飞 机的 迎 角 最 多 只 能 增 大 到 临 界 迎 角 。 因 此 ， 为 了 保 证 飞 机 在 起 飞 和 着陆 时 ， 仍 能 产 生 足 够 的 升 力 ， 有 必 要 在 机 翼 上 装 设 增 大 升 力 系 数 的装 置 。 lj m axLC 增 升 装 置 用 于 增 大 飞 机的 最 大 升 力 系 数 ， 从 而 缩短 飞 机 在 起 飞 着 陆 阶 段 的地 面 滑 跑 距 离 。 主 要 增 升 装 置 包 括 ： 前 缘 缝 翼 后 缘 襟 翼 前 缘 襟 翼 2.5.1 前 缘 缝 翼 前 缘 缝 翼 位 于 机 翼 前 缘 ， 在 大 迎 角 下 打 开 前 缘 缝 翼 ， 可 以 延缓 上 表 面 的 气 流 分 离 ， 从 而 使 最 大 升 力 系 数 和 临 界 迎 角 增 大 。 在中 小 迎 角 下 打 开 前 缘 缝 翼 ， 会 导 致 机 翼 升 力 性 能 变 差 。 前 缘 缝 翼 下 翼 面 高 压 气 流 流 过 缝 隙 ， 贴 近 上 翼 面 流 动 。 一 方 面 降 低 逆 压 梯度 ， 延 缓 气 流 分 离 ， 增 大 最 大 升 力 系 数 和 临 界 迎 角 。 另 一 方 面 ， 减小 了 上 下 翼 面 的 压 强 差 ， 减 小 升 力 系 数 。 前 缘 缝 翼 对 压 强 分 布 的 影 响 较 大 迎 角 下 ， 使 用 前 缘 缝 翼 可 以 增 加 升 力 系 数 。 2.5.2 后 缘 襟 翼 分 裂 襟 翼 （ The Split Flap） 简 单 襟 翼 （ The Plain Flap） 开 缝 襟 翼 （ The Slotted Flap） 后 退 襟 翼 （ The Fowler Flap） 后 退 开 缝 襟 翼 （ The Slotted Fowler Flap） 放 下 后 缘 襟 翼 ， 使 升 力 系 数 和 阻 力 系 数 同 时 增 大 。 因此 ， 在 起 飞 时 放 小 角 度 襟 翼 ， 着 陆 时 ， 放 大 角 度 襟 翼 。 分 裂 襟 翼 （ The Split Flap） 分 裂 襟 翼 是 一 块 从 机 翼 后 段 下 表 面 向 下 偏 转 而 分 裂 出 的 翼 面 ，它 使 升 力 系 数 和 最 大 升 力 系 数 增 加 ， 但 临 界 迎 角 减 小 。 放 下 分 裂 襟 翼 后 ， 在 机 翼 和 襟 翼 之 间 的 楔 形 区 形 成 涡 流 ， 压 强降 低 ， 吸 引 上 表 面 气 流 流 速 增 加 ， 上 下 翼 面 压 差 增 加 ， 从 而 增 大 了升 力 系 数 ， 延 缓 了 气 流 分 离 。 此 外 ， 放 下 分 裂 襟 翼 使 得翼 型 弯 度 增 大 ， 上 下 翼 面 压差 增 加 ， 从 而 也 增 大 了 升 力系 数 。 分 裂 襟 翼 （ The Split Flap） 简 单 襟 翼 （ The Plain Flap） 简 单 襟 翼 与 副 翼 形 状 相 似 。 放 下 简 单 襟 翼 ， 增 加 机 翼 弯 度 ， 进而 增 大 上 下 翼 面 压 强 差 ， 增 大 升 力 系 数 。 但 是 放 简 单 襟 翼 使 得 压 差阻 力 和 诱 导 阻 力 增 大 ， 阻 力 比 升 力 增 大 更 多 ， 使 得 升 阻 比 降 低 。 大 迎 角 下 放 简 单 襟 翼 ， 升 力 系 数 及 最 大 升 力 系 数 增 加 ， 阻 力 系数 增 加 ， 升 阻 比 降 低 （ 即 空 气 动 力 性 能 降 低 ） ， 临 界 迎 角 降 低 。 简 单 襟 翼 （ The Plain Flap） TB200的 简 单 襟 翼 开 缝 襟 翼 （ The Slotted Flap） 开 缝 襟 翼 在 简 单 襟 翼 的 基 础 上 进 行 了 改 进 。 在 下 偏 的 同 时 进 行 开缝 ， 和 简 单 襟 翼 相 比 ， 可 以 进 一 步 延 缓 上 表 面 气 流 分 离 ， 增 大 机 翼 弯度 ， 使 升 力 系 数 提 高 更 多 ， 而 临 界 迎 角 却 降 低 不 多 。 开 缝 襟 翼 （ The Slotted Flap） 下 翼 面 气 流 经 开 缝 流 向 上 翼 面 开 缝 襟 翼 的 流 线 谱 后 退 襟 翼 （ The Fowler Flap） 后 退 襟 翼 在 简 单 襟 翼 的 基 础 上 进 行 了 改 进 。 在 下 偏 的 同 时 向 后 滑动 ， 和 简 单 襟 翼 相 比 ， 增 大 了 机 翼 弯 度 也 增 加 了 机 翼 面 积 ， 从 而 使 升力 系 数 以 及 最 大 升 力 系 数 增 大 更 多 ， 临 界 迎 角 降 低 较 少 。 后 退 开 缝 襟 翼 （ The Slotted Fowler Flap） 后 退 开 缝 襟 翼 结 合 了 后 退 式 襟 翼 和 开 缝 式 襟 翼 的 共 同 特 点 ， 效 果 最好 ， 结 构 最 复 杂 。大 型 飞 机 普 遍 使 用 后 退 双 开 缝 或 三 开 缝 的 形 式 。双 开 缝三 开 缝 747的 后 退 开 缝 襟 翼 2.5.3 前 缘 襟 翼 前 缘 襟 翼 位 于 机 翼 前 缘 。 前 缘 襟 翼 放 下 后 能 延 缓 上 表 面气 流 分 离 ， 能 增 加 翼 型 弯 度 ， 使 最 大 升 力 系 数 和 临 界 迎 角得 到 提 高 。前 缘 襟 翼 广 泛 应 用 于 高 亚 音 速 飞 机 和 超 音 速 飞 机 。 B737-800的 前 缘 襟 翼 增 升 装 置 的 原 理 总 结 增 升 装 置 的 原 理 总 结 增 升 装 置 主 要 是 通 过 三 个 方 面 实 现 增 升 ： 增 大 翼 型 的 弯 度 ， 提 高 上 下 翼 面 压 强 差 。 延 缓 上 表 面 气 流 分 离 ， 提 高 临 界 迎 角 和 最 大 升 力 系 数 。 增 大 机 翼 面 积 。增 升 装 置 的 目 的 是 增 大 最 大 升 力 系 数 。 本 章 小 结n 连 续 性 定 理 、 伯 努 利 定 理n 机 翼 的 压 力 分 布n 附 面 层 分 离 的 原 因 及 分 离 点 移 动 的 规 律n 压 差 阻 力n 升 力 系 数 、 阻 力 系 数 和 升 阻 比n 增 升 装 置 的 增 升 原 理 。n 后 缘 襟 翼 的 功 用 ， 增 升 的 基 本 方 法 和 原 理 ， 放 襟 翼 对气 动 性 能 影 响