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1、 全机空气动力特性全机空气动力特性 飞机的增升装置飞机的增升装置 介绍飞机机翼和机身组合的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飞机机翼和机身组合的 空气动力特性空气动力特性飞机常用的增升装置飞机常用的增升装置 2/5014 全机空气动力特性全机空气动力特性一、全机空气动力计算一、全机空气动力计算二、升阻比二、升阻比三、飞机极线三、飞机极线 1机身的升、阻力机身的升、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机身的升力很小，一般不予考虑。机身的阻力必须予以考虑由于机身各部分形状不同，产生的阻力成份也不同。由
2、于机身各部分形状不同，产生的阻力成份也不同。如图如图3124，机身头部和尾部产生的主要是压差阻力；，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。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，角下的升力大。这是因为圆柱形的机身
3、在正迎角下会形成上洗流，使机翼有效迎角增大，机翼升力增大；同时，在正迎角下，机翼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。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。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，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。二是下洗作用。一、全机空气动力计算一、全机空气动力计算 空气流过组合体，由于粘性的影响，要损失一部分空气流过组合体，由
4、于粘性的影响，要损失一部分能量，使气流受到阻滞。这样，流向平尾的气流速能量，使气流受到阻滞。这样，流向平尾的气流速 度度 就会小于远前方来流速度就会小于远前方来流速度 。两者的关系可表。两者的关系可表示为示为 或或 式中称为速度阻滞系数。其大小与平尾和机翼的相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，一般约为对位置有关，可由实验确定，一般约为0.851。空气流过机翼形成下洗，机翼后面的气流向下空气流过机翼形成下洗，机翼后面的气流向下 倾倾斜斜(详见第三节详见第三节)，这使流向平尾的气流方向不同于远前，这使流向平尾的气流方向不同于远前方来流方向，导致平尾迎角减小方来流
5、方向，导致平尾迎角减小(见见图图3-1-25)。平尾迎。平尾迎角与翼身组合体迎角的关系可表示为角与翼身组合体迎角的关系可表示为 式中式中 平尾弦线与机翼弦线这间的夹角，称为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；平尾安装角，是以平尾前缘高于后缘情况为正；组合体引起的下洗角。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系数和受到阻滞后的气流动压()来计来计算。算。4全机的升力和阻力全机的升力和阻力 对于中等以上展弦比的飞机，机身和平尾产生的升对于中等以上展弦比的飞机，机身
6、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。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：全机的阻力系数由两部分组成，即：考虑各部分的干扰，全机的零升阻力可用下述经验公式考虑各部分的干扰，全机的零升阻力可用下述经验公式计算。计算。二、升阻比二、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表示表示 或或 升阻比也是升力系数与阻力系数之比。升阻比大，表示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。升力大于阻力的倍数多，或者产生同样的升力
7、时阻力小。飞机的升阻比是随着迎角变化的。因为迎角不同，升力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比随升力系数(迎角迎角)的变化曲线如的变化曲线如图图3126所示。所示。从从图图3126可以看出：迎角由小逐渐增大，升阻可以看出：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。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。利迎角。由上式知由上式知 于是
8、于是 上式两边对上式两边对 求导并令其为零，即求导并令其为零，即 可得可得 时时 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，此时阻力系数力系数 三、飞机极线三、飞机极线 飞机极线是指以飞机极线是指以 为横坐标，为横坐标，为纵坐标，为纵坐标，为参变效的为参变效的曲线，曲线，如图如图3127所示。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以计算各迎角
9、下的 总空气动力系数总空气动力系数()和升阻比及性质角和升阻比及性质角，可以确定有利迎角和最，可以确定有利迎角和最大升阻比等。大升阻比等。下面介绍找出三个有特殊意义的迎角的方法下面介绍找出三个有特殊意义的迎角的方法(见图见图31-28)1临界迎角临界迎角 作飞机极线的水平切线，切点所对应的迎角就是临界迎角，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。对应的升力系数即为飞机的最大升力系数。2无升力迎角无升力迎角 曲线与横坐标轴的交点所对应的迎角就是无升力迎角。曲线与横坐标轴的交点所对应的迎角就是无升力迎角。3有利迎角有利迎角 由坐标原点作曲线的切线，
10、切点处的迎角就是飞机的有利迎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。几种飞机的角，此时升阻比最大。几种飞机的 和和 见见表表313。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，用飞机的性质角，用表示。从表示。从图图3-1-28上可看出上可看出 即即 有利迎角对应的升阻比最大，性质角最小。有利迎角对应的升阻比最大，性质角最小。15 飞机的增升装置飞机的增升装置一、襟翼一、襟翼二、前
11、缘缝翼二、前缘缝翼三、前缘襟翼三、前缘襟翼一、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。翼、后退襟翼等多种形式。(一一)简单襟翼简单襟翼 简单襟翼的形式与副翼相似简单襟翼的形式与副翼相似(图图3129)。放下简单襟翼相。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。
12、因此各迎角下的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。以阻力系数也同时增大。图图3130是轰一是轰一5飞机放下襟翼和未飞机放下襟翼和未放襟翼时的升力系数曲线和极线。放襟翼时的升力系数曲线和极线。(二二)分裂襟翼分裂襟翼 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(见图见图3131)。这种襟翼向下偏转后，在襟翼和机翼下表面后部之。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
13、强降低，吸引机翼上表面气流速度间形成涡流，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。加快，延迟气流分离。因此增升效果比简单襟翼好。(三三)开缝襟翼开缝襟翼 开缝襟翼是由简单襟翼改进而来的开缝襟翼是由简单襟翼改进而来的(见图见图3132)。放下开。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，可以吹除机翼后部的涡流，延迟分流分离，因此增升效果也较好。吹除机翼后部的涡流，延
14、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，这叫做双缝襟翼本身又展开缝隙，因而形成两条缝隙，这叫做双缝襟翼(如图如图3133)。放下双缝翼，有较多的高速气流从下翼面通过两道缝隙。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。偏度，有更好的增升效果。(四四)后退襟翼后退襟翼 放下后退襟翼放下后退襟翼(见图见图3134)，襟翼不仅向下偏转
15、而增大机，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。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。图图3135是歼一是歼一6飞机放和未放后退襟翼情况下的升力系数曲飞机放和未放后退襟翼情况下的升力系数曲线。线。歼一歼一7飞机的襟翼在放下时没有固定的位置，其放下角度在飞机的襟翼在放下时没有固定的位置，其放下角度在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“游动游动”式襟翼
16、，其游动规律式襟翼，其游动规律如图如图3136所示。所示。采用游动式襟翼后，当飞机起飞离地后，随速度增采用游动式襟翼后，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。了下洗气流对平尾的影响。二、前缘缝翼二、前缘缝翼 前缘缝翼位于机翼前缘，能在大迎角下自动张开，前缘缝翼位于机翼前缘，能在大迎角下自动张开，而在小迎角下自动关闭而在小迎角下自动关闭(见见图图3137)。这是由于在不。这是由于在不同迎角下，机
17、翼表面的压力分布也不同。在大迎角下，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。翼前缘。当迎角增大到一定程度，前缘缝翼自动张开时，它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与机翼前缘之间形成一条缝隙。气流通过这一缝隙时得到加速，随后贴近上表面流动，能增大上表面附面层中到加速，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
18、生，使临界迎角增大，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。最大升力系数提高，而阻力系数增大的并不多。图图3138为运为运5飞机前缘缝翼张开后的极线。由图可见，该飞机前缘缝翼张开后的极线。由图可见，该机前缘缝翼在机前缘缝翼在16迎角自动打开。缝翼打开后，临界迎角由迎角自动打开。缝翼打开后，临界迎角由18提提高到高到24，最大升力系数由，最大升力系数由1.23增至增至1.66。三、前缘襟翼三、前缘襟翼 前缘襟翼设置于机翼前缘前缘襟翼设置于机翼前缘(见见图图3139)，多用于高速飞机。，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
19、机翼在大迎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，如角下很容易在前缘就开始气流分离，如图图3139a所示。放下所示。放下前缘襟翼前缘襟翼(图图3139b)，既能增大机翼剖面的相对弯度，又能，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。缘襟翼配合使用。图图3140是另一种形式的前缘襟翼，叫克鲁格襟翼。它装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。如波音一大机翼面积，有较好的增升效果。如波音一747、三叉戟等喷气、三叉戟等喷气客机上就装有这种襟翼。客机上就装有这种襟翼。