全机空气动力特性飞机的增升装置

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1、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§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，

2、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。•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C平尾就会小于远前方来流速度C。两者的关系可22表示为C平尾KqC2•或Kq(C平尾/C)•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

3、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•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(12)来计qC平尾算。2YCqA•平尾y平尾平尾平尾YCKqA平尾y平尾q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，

4、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：CCCxxwxi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。X1.1(XXXXX)00机翼0机身0平尾0垂尾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YK•X•或CyK•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。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

5、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。•由上式知CCAC2xx0y•1CCxx0ACy•于是KCCyy•上式两边对C求导并令其为零，即y•d1Cx0A02dCyKCy•可得K时max2CACCx0yxi•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2•Cx0ACyCxi三、飞机极线•飞机极线是指以Cx为横坐标，Cy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

6、得各迎角下的可以计算各迎角下的Cy、Cx、Cx0、Cymax总空气动力系数22•(CCC)和升阻比及性质角θ，可以确定有利迎角和最Ryx•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。•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Kmax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

7、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CxtgCy•即1tg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。•(一)简单襟翼•简单襟翼的形式与副翼相似(图3—1—29)。