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1、升力（二） 阻力,介绍升力系数曲线的物理意义 阻力的产生、计算和阻力系数曲线,阻力的产生和计算,升力和阻力系数曲线,2/48,三、升力系数曲线,(一)升力系数随迎角的变化规律 升力系数曲线即一机翼升力系数 ，随迎角 变化的曲线。图3115是歼七飞机的升力系数曲线。当迎角不大时，升力系数基本上随迎角的增大而正比例增大；当迎角较大时，升力系数随迎角增大时的趋势减弱，曲线变得平缓；当迎角增大到一定值，即临界角迎角时，升力系数将随迎角的增大而减少。 升力系数随迎角的变化规律，可以从图311的流线谱和压强分布随迎角的变化中得到解释，迎角不大时，机翼后缘的涡流还小，对机翼流线谱的影响不大，上下表面的压力系
2、数基本上随迎角成比例变化；当迎角较大时,后缘涡流区增大到开始影响流线谱和压强分布.升力系数随迎角增得比较缓慢，当迎角等于临界,迎角( )时，后缘涡流区迅速扩大，气流已不能平顺地流过机翼上表面；压力系数(绝对值)急剧减少，升力系数下降。 (二)表征飞机升力特征的几个参数 1零升力迎角( ) 升力系数为零的迎角，称为零升力迎角，记作 。不同翼型的零升力迎角的大小是不同的，主要是随翼型的相对弯度而变化。相对弯度大， 的绝对值也大，对称形翼型的 等于零。 2临界迎角( )和最大升力系数( ) 。 在机翼的 曲线上，当升力系数从零增加时，出现的第一个局部最大值，称为最大升力系数。最大升力系数所对应的迎角
3、，称为临界迎角。,13 阻力,13 阻力一、阻力的产生,(一)摩擦阻力 根据以前所说的有关气体粘性及低速附面层的知识，我们知道，空气流过飞机时，由于空气有粘性，在贴近飞机表面的地方形成附面层。在附面层内特别是附面层底层有显著的速度梯度，因此在飞机表面就存在摩擦力，其方向切于物面。飞机表面各处摩擦力在相对气流方向上的投影的总和，就是整个飞机的摩擦阻力。 空气在飞机表面附面层内的流动与在平板附面层内的流动相类似。因此在空气动力学中，飞机机翼、机身、尾翼等处摩擦，阻力系数的大小，可以在前章所讲述的平板摩擦阻力系数的基础上，加以适当修正而估算出来。 机翼摩擦阻力系数可用下式计算：,式中 为低速平板双面
4、摩擦阻力系数， 为翼型厚弦比对摩擦阻力系数影响的修正系数，可由图3117查得，图中 是机翼的平均厚弦比， 为转捩点相对位置，初步估算可用最大厚度位置 代替。 (二)压差阻力 空气流过机翼的过程中，在机翼前缘受到阻挡，流速减慢，压强增大；在机翼后缘，压强减少，特别是在较大迎角下，由于气流分离形成涡流区，在涡流区内压强减少较多，这样，机翼前后便产生压强差，形成阻力，这种阻力叫做压差阻力。飞机的机身、尾翼等部分都会产生压差阻力。 机翼与机身的结合部分，其中段，由于机翼表面和机身表面都向外凸出，流管收缩，流速迅速加快，压强很快降低，而在后部，由于机翼表面和机身表面都向内弯曲，流管扩大，流速迅速减慢，压
5、强很快增高，这就促使气流分离点前移，并使机身和机翼结合处后部的涡流区扩大(见图3118)，翼身组合体所产生的阻力比机翼阻力和机身阻力两者之和还大，多出来的这部分压差阻力，是由流过飞机,各部分的气流互相干扰所引起的，又称为干扰阻力。 (三)诱导阻力 诱导阻力是伴随升力的产生而产生的，如果没有升力，诱导阻力也就不存在。这个同升力形影不离，由升力“诱导”而产生的阻力，称为诱导阻力，又称升致阻力。 1诱导阻力的产生 参看图3119A，当机翼产生正升力时，机翼下表面的压强比上表面的大，在上下表面压整的作用下，下表面的气流就绕过翼尖流向上表面。这样就使下表面的流线由机翼的对称面偏向翼尖，而上表面的流线由翼
6、尖偏向对称面。如图3119B。由于上下翼面空气流出后缘时具有不同的流向，因此会形成旋涡。这些旋涡在机翼之后组成一个旋涡面，由于空气的粘性作用与旋涡的相互作用，旋涡面在翼尖后不远处卷成两个大涡束，称为翼尖涡流，如图3119C。,从机翼后面向前看，左翼尖涡流顺时针旋转，右翼尖涡流反时针旋转。 从实验可以看出上述流动现象的存在，例如用丝线系住的一个的一个小棉球，会在翼尖部分的气流中旋转起来，如图3120所示。 由于翼尖涡流的作用，会在机翼所在平面内引起垂直来流方向的诱导速度。在机翼所在处以及机翼后方，诱导速度的方向一般是向下的，因此常称其为下洗速度。(用 表示) 下洗速度的存在改变了各剖面处的气流方
7、向，如图3121所示。这个向下倾斜的气流，称为下洗流，其流速用表示，下洗流向下倾斜的角度，称为下洗角，用 表示，下洗流与翼弦之间的夹角，称为有效迎角，用 表示，有效迎角比迎角小，它们有如下关系； 空气流过机翼时，如果没有下洗，则作用在机翼上的升力当然是垂直于来流的，有了下洗，实际升力相对于向后倾斜了一个角度 (见图3122)。这个力在垂直于 方向上的分力就是诱导阻力，用 表示。,2诱导阻力公式 从图3122中可看出，诱导阻力 与升力 、下洗角 有下列关系： 由于 很小 所以 也可以写成 由本章附录可以知道下洗角用下式表示 所以 令 则诱导阻力公式写成 式中 诱导阻力系数，它的大小与 成正比，与
8、展弦比成反比，为常数。,上述两式分别为椭圆翼的下洗角和诱导阻力系数计算公式。其他平面形状直机翼下洗角和诱导阻力系数，可在椭圆翼的基础上进行修正后得出，分别表示为： 式中，和是非椭圆形机翼的修正系数，其大小与机翼形状有关，表312给出了几种不同平面形状机翼的修正系数和的平均值。由于 及 ，因此在同样的 和下，一般平面形状机翼的 和 比椭圆翼的大或者说，椭圆翼的 和 最小。 一般机翼的诱导阻力系数也可表示为：,式中： ，称为有效展弦比； 称为诱导阻力因子。对于大展弦比直 机翼来说，A可由下式计算：,表3-1-2,二、阻力公式,飞机的阻力主要包括摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力。阻力和升力一样，都是空气
9、动力，影响阻力的因素与影响或力的基本相同，所以飞机的阻力可由下式来计算： 式中 飞机阻力系数。它的大小综合地表达了迎角、飞机形状、表面光滑程度以及雷诺数等对阻力的影响。 飞机的摩擦阻力和压差阻力统称为废阻力，于是，整个飞机的阻力系数为 在中小迎角下，也可写成如下形式 式中 称为零升阻力系数，定义为 时的飞机阻力系数。,三、阻力系数曲线,飞机在不同迎角下的阻力系数，可通过风洞实验测得，根据实验结果绘成曲线如图3123所示。图中曲线表明：阻力系数是随着迎角的增大而不断增大的。在小迎角下，阻力系数较小，且增大得较慢；在大迎角下，阻力系数增大得较快；超过临界迎角以后，阻力系数急剧增大。这是因为摩擦阻力
10、系数基本上没有迎角变化。在中、小迎角下，迎角增大，压差阻力系数变化不大，也可认为基本保持不变，所以，在中小迎角阶段阻力系数的变化主要取决于诱导阻力系数的变化。在大迎角情况下，特别是接近和超过临界迎角后，随迎角增大，机翼表面发生严重气充分离，涡流区迅速扩大，导致压差阻力系数急剧增大，阻力系数也剧烈增大。当迎角超过临界迎角以后，不仅升力突然下降，而且阻力也急剧上升，这将导致飞机迅速丧失速度，这种现象称之为“失速”。 在曲线上阻力系数最小值，称为最小阻力系数。它是一个很主要的气动参数。在飞机空气动力学中，它对飞机的最大速度影响很大。对于大多数翼型来说，基本上等于零升阻力系数。,图3-1-15 飞机的升力系数曲线,
