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1、1.2 飞行的升阻力1.2.1 机翼的形状机翼的平面形状机翼的几何参数翼展：左右两翼翼尖之间的距离。平均几何弦长：机翼面积与翼展之比。对于矩形机翼：是前缘到后缘的直线距离。展弦比（aspect ratio）：翼展与平均几何弦长之比，或翼展平方与翼面积之比。根梢比（梯形比）：翼根弦长和翼尖弦长之比。前掠角、后掠角机翼前缘同垂直于机身中心线的直线之间所夹的角度。是机翼与机身夹角的余角。机翼前缘位于机身中心线垂直线前面，称为前掠角；机翼前缘位于机身中心线垂直线后面，称为后掠角。在俯视图上，机翼有代表性的基准线(一般取 25%等百分比弦线)与飞机对称面法线之间的夹角。基准线向后折转时为后掠角。后掠角是
2、指从飞机的俯仰方向看，机翼平均气动弦长连线自翼根到翼尖向后 歪斜的角度。如果是机翼前缘线的歪斜角，则称前缘后掠角。上反角、下反角机翼的底面同垂直于飞机立轴的平面之间的夹角。从飞机侧面看，翼尖上翘是上反角；翼尖下垂是下反角。机翼的铅垂剖面翼型翼型的几何特征机翼的铅垂剖面又叫做翼型。翼型的前端圆钝、后端尖锐，上表面拱起、下表面较平，呈鱼侧形。前缘和后缘翼型前端点叫做前缘，后端点叫做后缘。翼弦和弦长前缘和后缘之间的连线称为翼弦。翼弦的长度称为弦长。翼型的弯度分布和厚度分布迎角对于翼型和固定翼飞机，来流方向和翼弦的夹角称为迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。对于直升机和旋翼机，迎角的表示
3、方法与固定翼飞机略有不同，它是指与前进方向垂直的轴和旋翼的控制轴之间的夹角。1.2.2 升力的产生气体的管流特性理想低速气体的管流特性Bernoulli 定理气流流经光滑管路，不计摩擦及其它损失，满足理想流体的伯努利定理：气体总压保持不变：总压=静压+ 速压，并且：气流通过等截面管路，处处流速相等，静压相等；气流通过收敛管路，速度加大，静压下降；气流通过扩张管路，速度降低，静压提高；低速和亚声速气流在变截面管道中的流动低速气流在变截面管道中流动时，由于气流密度变化不大，可视为不可压缩流体：亚声速气流在变截面管道中流动超声速气流在变截面管道中的流动在低速飞行中，机翼周围的空气由于压力变化所引起的
4、空气密度变1 1 2 2 等 截 面 光 滑 管 道P1=2, V1=2 P1 V1 1 1 2 2 收 敛 光 滑 管 道P12, V12 1 1 2 2 121212;PA121212121212 ; MaPTA化量很小，其影响可以略去不计；而在高速飞行中，气流速度变化所引起的空气密度变化，会引起空气动力发生很大的变化，甚至会引起空气流动规律的改变，因此它的影响就不能忽略了。这就是高速气流特性与低速气流特性之所以不同的根本所在。 随着气流速度的增加，当其接近和大于声速时，气流受到强烈的压缩，压力、密度和温度都会发生显著的变化，气流流动特性会出现一些与低速气流不同的质的差别。与低速气流相反，
5、收缩管道将使超声速气流减速、增压；而 扩张形管道将使超声速气流增速、减压。这是因为横截面积的变化引起的密度变化，比横截面积变化引起的速度的变化快得多，密度的变化占了主导地位的缘故。对于超声速气流，由于密度不再是常数，因此应遵循可压缩流体的连续性方程。管道横截面积的减小或增加，要求密度和速度的乘积也相应地增加或减小，而此值的增加或减小又是通过密度的迅速增大和流速的缓慢减小或者密度的迅速减小和流速的缓慢增加来实现的。气体绕固体障碍物的流动 驻点：在气流与障碍物接触的界面上，气流完全停滞的点。在驻点处，气流分成两股，分别流向障碍物的上下两边，绕过障碍物后，再重新汇合。在靠近障碍物的范围，总压、静压和
6、流速改变；在障碍物截面最大121212121212 ; MaPTA处，流速最大，静压最低。若气体是理想无黏性体，障碍物是理想光滑体，在障碍物的远后方，总压、静压和流速恢复；若气体是黏性体，障碍物是非光滑体，因气体与障碍物之间发生摩擦，在障碍物后形成涡流区，在该涡流区内气流的动能基本丧失，不能恢复为势能，因此在绕过障碍物后的总压下降。 气体流经翼型当气体迎面流过翼型时，原来是一股气流，被插入的翼型分成上下两股，通过翼型后，在后缘又重合成一股。气体流经翼型上下表面时，类似于流经收敛通道，因此流速增加，静压下降。由于迎角的存在，通常翼型上表面的气流速度比下表面的高，上表面的静压比下表面的低，翼型上下
7、表面的静压差，产生升力。迎角越大，翼型上下表面的静压差越大，升力越大。当迎角大到某一值时，翼型上表面的气流无法完全贴着翼型表面流动，开始发生分离，形成涡流。理 想 非 粘 性 流 体 实 际 流 体 流 过 圆 柱 体 流 过 垂 直 平 板 流 过 翼 型 剖 面 气体流经不同迎角的翼型作用在翼型上的气动力气动合力分解为升力和阻力将翼型上的气动合力分解为在垂直于和平行于气流方向的两个分量，分别是翼型上的升力和阻力：L=qS WCL；D=qS WCDq ：气流的速压或动压SW ：翼型投影面积CL /CD ：升 /阻力系数翼型的升力系数和阻力系数反映了机翼气动特性，均与翼型、迎角、气流雷诺数等有
8、关。飞机的升力是如何产生的？根据气体的管流特性和伯努利定理，作用于飞机机身和机翼上下表迎 角 很 小 的 情 况 迎 角 中 等 的 情 况 迎 角 很 大 的 情 况 迎 角 太 大 的 情 况 面的大气气流流速不同，静压不同，下表面的静压大于上表面的静压，向上的静压差产生升力。作用在翼型上的升阻力1.2.3 飞行阻力飞行阻力包括：压差阻力、升致阻力（诱导阻力） 、压缩性阻力（波阻） 、摩擦阻力、干扰阻力、附加阻力等。压差阻力：实用的对称翼型有一定的厚度分布，在低速飞行时，气流流过翼型后分离，翼型背风面压力小于翼型迎风面压力，故产生压差阻力。压差阻力的产生也与空气的黏性有关。由于空气具有黏性
9、，空气流过翼型时，贴近翼型表面的空气分子做旋转运动（摩擦） ，有动能损失，在机翼后部，即使流速可以恢复到机翼前部的流速，压力也不能恢复到原来的大小。压差阻力与边界层大小有关。试验结果表明，边界层的分离区越大，压差阻力越大；反之，压差阻力越小。减小压差阻力的方法：将机翼做成圆头、尖尾的形状流线型。迎 角 升 力 L 阻 力 D 中 弧 线 气 动 合 力 R 圆头是为了适应不同来流方向，尖尾是为使翼型后部边界层不易出现分离。升致阻力（诱导阻力）：在有限翼展的机翼翼尖附近，上下表面存在的气流压差会引起由下而上的尾涡，相应产生的阻力称为升致阻力，也称诱导阻力。升致阻力与升力、阻力、翼型、迎角有关；是
10、反映机翼气动特性的重要指标。在飞机的总阻力中占重要比例。升致阻力随速度增大而减小。升致阻力的形成波阻（压缩性阻力）当超声速气流流过机翼时会产生激波，翼面压力在激波后为最大，有 效 翼 展 平 均 下 洗 速 度 下 洗 速 度 W 远 方 退 化 涡 升 力 L 边 界 涡 以后沿翼面经一系列膨胀波而顺流逐渐下降。由于翼面前半部的压力大于后半部的压力，翼面上压力的合力在来流方向有一向后的分量，此即激波阻力，简称波阻，也即压缩性阻力。飞机在做亚音速飞行时，机翼个别位置气流速度可能超过音速，从而引起激波，有波阻。摩擦阻力：摩擦阻力与空气的黏性有关。当气体流过物体表面时，由于黏性的作用，空气微团与物
11、体表面发生摩擦，阻滞了气流的流动，由此产生摩擦阻力。减小摩擦阻力的方法采用层流翼型，使机身表面尽可能保持层流状态。尽可能使机身表面光滑，消除机身表面上的一切小突起物。干扰阻力：飞机的各个部件，如机翼、机身、 、尾翼等，单独放在气流中产生的阻力的总和并不等于把它们组合成一架飞机时所产生的阻力，而后者往往大于前者。干扰阻力是二者的差值，是各个部件组合在一起时，因流动相互干扰而增加的阻力。减小干扰阻力的方法：在机身机翼连接处，采用整流片来修改机翼机身连接部分的外形， “填平补齐，消除分离。 ”附加阻力飞机在下降和着落时，起落架放下、减速板打开、刹车、使用阻流板等，都会使飞机产生附加阻力。发动机停车时
12、也会产生附加阻力，包括：风车阻力、偏航阻力。风车阻力：发动机停车时，飞机仍然向前飞行，发动机受到迎面气流的作用而像风车似地旋转，所引起的阻力。飞行速度大，风车阻力也大。风车阻力系数一般约为 0.0010.015。偏航阻力：飞机在一发停车时，由于机身两侧所受的气动力不平衡引起偏航力矩。偏航力矩等于工作的发动机推力和停车发动机的风车阻力的代数和乘以此合力到机身轴线的距离，可以表示为：F NiLei+D WMjLej偏航力矩应由垂直尾翼和方向舵上所受的气动力形成的力矩来予以平衡，该平衡力矩表示为：C LTSTqLT1.2.4 机翼的升阻力特性下列因素的改变，都会使机翼的升阻力特性发生改变。迎角的改变
13、（巡航）襟翼偏度的改变（起飞、爬升、下降）收放起落架（起飞、爬升、下降、着陆）采取增阻减速措施（着陆）机翼的升力系数飞机的升力包括：机翼、机身、尾翼等各部分的升力，以机翼的升力最主要。在一定的迎角范围内，升力系数与迎角成线性关系：C L=(- 0 )CL零升力迎角 0：升力系数为零所对应的迎角。对于对称翼性型， 00，接近于零；对于非对称翼型和弯曲翼型， 00。升力特性曲线斜率：C L =/1+1+(/2cos) 21/2，影响因素：翼型、机翼后掠角 、机翼展弦比 气体流速、气流雷诺数抖动迎角/抖动升力系数：迎角增大到一定值,升力系数与迎角开始失去比例关系,气流出现分离,气体作用力发生波动,即
14、所谓抖动现象.失速迎角/失速升力系数：迎角继续增大,气流发生严重分离,由试飞或风洞试验确定临界迎角/临界升力系数：升力系数达到最大值,再增大迎角,升力系数反而下降.最大升力系数决定了允许的飞机最小飞行速度。许用迎角/许用升力系数:允许使用的最大迎角,稍大于抖动迎角.机翼的升力特性曲线机翼的升力特性曲线反映升力系数 CL 与迎角 的关系。飞行速度影响升力特性前、后缘襟翼影响升力特性升力系数-襟翼偏度飞行速度 迎 角 升 力 系 数 CL 0 0 CLb Lmax b c 4临 界 迎 角 c与 最 大 升 力 系 数 CLmax 3失 速 迎 角 s与 失 速 升 力 系 数 Ls 2许 用 迎
15、 角 p与 许 用 升 力 系 数 CLp 1抖 动 迎 角 b与 抖 动 升 力 系 数 Lp LC升阻极线将飞机的阻力系数表示为与升力系数有关的函数:CD = CD0+ACLx = CD0+CLx/（e）CD0：与升力无关的其他阻力系数；，x，e：与翼型、气流雷诺数 、飞行速度有关；对于无限翼展的理想机翼， e =1，实际 e = 0.6 0.9对于高亚音速及超音速薄翼型，x=2 ；其它情况应取 x2。升阻极线基本上是一条抛物线。升阻极线与飞行速度有关，当飞行速度增大时，升阻极线向右下方移动。升阻比CD CL M增 大 Kmax CLopt 20LDLACK升 阻 比 ： 0max1D最 大 升 阻 比 ： ACLopt最 佳 升 力 系 数 ：最大升阻比及最佳升力系数可以用风动试验测定升力系数和阻力系数。风洞试验应满足相似性要求：形状相似运动相似气流速度相同气流扰动相同动力相似升阻力方向相同，大小成比例雷诺数相同
