空气动力学与热工基础

使机翼有效迎角增大，机翼升力增大；同时，在正迎角下，机翼 上表面流速加快，也会使机身升力增大。
• 翼身组合体，由于翼、身相互于扰，产生了额外的阻力。
•
3．翼身组合体对水平尾翼的干扰
•
组合体对平尾的干扰主要表现在两个方面：一是阻滞作用，
二是下洗作用。
• 空气流过组合体，由于粘性的影响，要损失一部分
能量，使气流受到阻滞。这样，流向平尾的气流速
一定范围内是随飞行速度的增大而减小的。这样的襟翼即所谓
“游动”式襟翼，其游动规律如图3—1—36所示。
•
采用游动式襟翼后，当飞机起飞离地后，随速度
增大，襟翼就开始逐渐回收。着陆前放襟翼，随着速度
的减小，襟翼逐渐缓慢地放到最大角度。这就有效地缓
和了下洗气流对平尾的影响。
•
二、前缘缝翼
•
前缘缝翼位于机翼前缘，能在大迎角下自动张开，
• 由上式知 •
Cx Cx0 ACy2
• 于是
1 K
Cx Cy
Cx0 Cy
ACy
• 上式两边对 C y 求导并令其为零，即
•
• 可得 K max 时
d dC y
1 K
Cx0
C
2 y
A0
Cx0 ACy2 Cxi
• 可见在有利迎角下，零升阻力系数与诱导阻力系数相等，此时阻
力系数 •
Cx0 ACy2 Cxi
C x2
)和升阻比及性质角θ，可以确定有利迎角和最
• 大升阻比等。
•
下面介绍找出三个有特殊意义的迎角的方法(见图3—1-28)
•
1．临界迎角
•
作飞机极线的水平切线，切点所对应的迎角就是临界迎角，
对应的升力系数即为飞机的最大升力系数。
•
2．无升力迎角
• 曲线与横坐标轴的交点所对应的迎角就是无升力迎角。
计算。X 0 1.1( X 0机翼 X 0机身 X 0平尾 X 0垂尾 X 0外挂 )
二、升阻比
• 在同一迎角下升力和阻力之比，称为飞机的升阻比。用
K表示 •
K Y X
•或 •
K Cy CX
升阻比也是升力系数与阻力系数之比。升阻比大，表示
升力大于阻力的倍数多，或者产生同样的升力时阻力小。
•
(四)后退襟翼
•
放下后退襟翼(见图3—1—34)，襟翼不仅向下偏转而增大机
翼剖面的相对弯度，同时还向后滑动，增大机翼面积。因此，最
大升力系数比上述各种襟翼都要大。高速飞机大都装有这种襟翼。
图3—1—35是歼一6飞机放和未放后退襟翼情况下的升力系数曲 线。
•
歼一7飞机的襟翼在放下时没有固定的位置，其放下角度在
•
3．有利迎角
•
由坐标原点作曲线的切线，切点处的迎角就是飞机的有利迎
角，此时升阻比最大。几种飞机的 0、 有利 和 K max 见表3—
1—3。
•
性质角也是衡量飞机空气动力性能的重要指标之一。在极线
上任意一点与原点联线和纵坐标之间的夹角，即为对应迎角下的
飞机的性质角，用θ表示。从图3-1-28上可看出
度 C平尾 就会小于远前方来流速度 C 。两者的关系可
表示为
C平2 尾 KqC2
•
或
Kq (C平尾 / C)2
•
式中称为速度阻滞系数。其大小与平尾和机翼的
相对位置有关，可由实验确定，一般约为0.85～1。
•
空气流过机翼形成下洗，机翼后面的气流向下 倾
斜(详见第三节)，这使流向平尾的气流方向不同于远前前缘(见图3—1—39)，多用于高速飞机。
因为高速飞机一般采用前缘半径较小的薄机翼。这种机翼在大迎
角下很容易在前缘就开始气流分离，如图3—1—39a所示。放下
前缘襟翼(图3—1—39b)，既能增大机翼剖面的相对弯度，又能
减小前缘相对于气流的角度，使气流平顺地流过。因此能延迟气
飞机的升阻比是随着迎角变化的。因为迎角不同，升力
系数和阻力系数不同，所以升阻比不同。轰六飞机升阻 比随升力系数(迎角)的变化曲线如图3—1—26所示。
•
从图3—1—26可以看出：迎角由小逐渐增大，升
阻比也逐渐增大，当迎角增至某一迎角，升阻比增至最
大。迎角再增大，升阻比反而减小。升阻比最大的迎角 叫有利迎角。
吹除机翼后部的涡流，延迟分流分离，因此增升效果也较好。
•
为了进一步提高开缝襟翼的增升效果，襟翼放下以后，襟翼
本身又展开缝隙，因而形成两条缝隙，这叫做双缝襟翼(如图3—
1—33)。放下双缝翼，有较多的高速气流从下翼面通过两道缝隙
流到上翼面，吹除涡流，因此可以使气流分离推迟到更大的襟翼
偏度，有更好的增升效果。
三、飞机极线
•
飞机极线是指以 C x 为横坐标，C y 为纵坐标， 为参变效的
曲线，如图3—1—27所示。
•
飞机极线比较全面地表达了飞机的空气动力特性，是分析
飞机飞行性能的重要依据。从极线图上可以查得各迎角下的可
以计算各迎角下的C y、Cx、Cx0、C y max 总空气动力系数
•
( CR
C
2 y
tg Cx
Cy
•
即 tg 1
K
• 有利迎角对应的升阻比最大，性质角最小。
§1—5 飞机的增升装置
• 一、襟翼 • 二、前缘缝翼 • 三、前缘襟翼
一、襟翼
襟翼位于机翼后缘。放下襟翼可以提高升力系数，同时也增
大阻力系数。通常用于着陆。为了缩短起飞滑跑距离，起飞也放 襟翼，但放下的角度较小。襟翼有简单襟翼、分裂襟翼、开缝襟 翼、后退襟翼等多种形式。
流分离的产生，提高临界迎角的最大升力系数。前缘襟翼常与后
缘襟翼配合使用。
•
图3—1—40是另一种形式的前缘襟翼，叫克鲁格襟翼。它
装在机翼前缘下部，打开时向前下方翻转，既增大翼型弯度，又
增大机翼面积，有较好的增升效果。如波音一747、三叉戟等喷
气客机上就装有这种襟翼。
到加速，随后贴近上表面流动，能增大上表面附面层中
的空气动能，延缓气流分离的产生，使临界迎角增大，
最大升力系数提高，而阻力系数增大的并不多。
•
图3—1—38为运5飞机前缘缝翼张开后的极线。由图可见，
该机前缘缝翼在16°迎角自动打开。缝翼打开后，临界迎角由
18°提高到24°，最大升力系数由1.23增至1.66。
q平尾
1 2
C 2
)来计
•
Y平尾 C y平尾 q平尾 A平尾
•
Y平尾 C y平尾 K q q A平尾
•
4．全机的升力和阻力
•
对于中等以上展弦比的飞机，机身和平尾产生的升
力很小，因而全机的升力可用单独机翼的升力计算。
• 全机的阻力系数由两部分组成，即：
Cx Cxw Cxi
考虑各部分的干扰，全机的零升阻力可用下述经验公式
方来流方向，导致平尾迎角减小(见图3-1-25)。平尾迎
角与翼身组合体迎角的关系可表示为
•
平尾 平尾
• 式中平尾 ——平尾弦线与机翼弦线这间的夹角，称为
平尾安装角，是以平尾前缘高于后缘情况为正；
• ε——组合体引起的下洗角。
•
所以平尾的升力应由平尾的实际迎角所对应的升力
系数和受到阻滞后的气流动压( 算。
由于机身各部分形状不同，产生的阻力成份也不同。
•
如图3—1—24，机身头部和尾部产生的主要是压差阻力；
机身中部，一般为细长旋成体，产生的阻力主要是摩擦阻力；机
身底部如果不是流线形，气流分离严重，也产生较大压差阻力。
•
2．翼身组合体的升、阻力
•
理论和实验证明，翼身组合体的升力，比单独机翼在同一迎
角下的升力大。这是因为圆柱形的机身在正迎角下会形成上洗流，
全机空气动力特性 飞机的增升装置
介绍飞机机翼和机身组合的 空气动力特性及飞机常用的增升装置
飞机机翼和机身组合的 空气动力特性
飞机常用的增升装置
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§1—4 全机空气动力特性
• 一、全机空气动力计算 • 二、升阻比 • 三、飞机极线
一、全机空气动力计算
•
1．机身的升、阻力
•
机身的升力很小，一般不予考虑。机身的阻力必须予以考虑
而在小迎角下自动关闭(见图3—1—37)。这是由于在不
同迎角下，机翼表面的压力分布也不同。在大迎角下，
机翼前缘承受很大吸力，迫使前缘缝翼自动张开；而在
小迎角下，机翼前绿承受压力，前缘缝翼被压紧贴于机
翼前缘。
•
当迎角增大到一定程度，前缘缝翼自动张开时，它
与机翼前缘之间形成一条缝隙。气流通过这一缝隙时得
•
(一)简单襟翼
•
简单襟翼的形式与副翼相似(图3—1—29)。放下简单襟翼相
当于改变了机翼的剖面形状，增大了相对弯度。因此各迎角下的
升力系数普遍提高。放下襟翼后，由于机翼后缘涡流区扩大，所
以阻力系数也同时增大。图3—1—30是轰一5飞机放下襟翼和未
放襟翼时的升力系数曲线和极线。
•
(二)分裂襟翼
•
分裂襟翼是从机翼后缘下表面分裂出来的一部分翼面(见图
3—1—31)。这种襟翼向下偏转后，在襟翼和机翼下表面后部之
间形成涡流，机翼后缘附近压强降低，吸引机翼上表面气流速度
加快，延迟气流分离。因此增升效果比简单襟翼好。
•
(三)开缝襟翼
•
•
开缝襟翼是由简单襟翼改进而来的(见图3—1—32)。放下开
缝襟翼，在向下偏转而增大翼型相对弯度的同时，襟翼前缘与机
翼后缘之间形成缝隙，空气从下表面通过缝隙流向上表面，可以