全机空气动力特性 飞机的增升装置

2. 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 2/50

3. §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

4. 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，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。

5. 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 度 就会小于远前方来流速度 。两者的关系可表示为 • 或 • 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 • 式中 ——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；

6. 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( )来计算。 • 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： 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。

7. 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 • 或 • 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。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。

8. 由上式知 • 于是 • 上式两边对 求导并令其为零，即 • 可得 时 • 可见在有利迎角下，零升阻力系数与诱导阻力系数相等，此时阻力系数

9. 三、飞机极线 • 飞机极线是指以 为横坐标， 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 总空气动力系数 • ( )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。

10. 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 和 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 • 即 • 有利迎角对应的升阻比最大，性质角最小。

11. §1—5 飞机的增升装置 • 一、襟翼 • 二、前缘缝翼 • 三、前缘襟翼

12. 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。 • (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

13. 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，可以吹除机翼后部的涡流，延迟分流分离，因此增升效果也较好。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。 • (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。

14. 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。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，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。

15. 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。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。 • 三、前缘襟翼 • 前缘襟翼设置于机翼前缘(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。