最新4.2-升力教学讲义ppt.ppt

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1、4.2-升力升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag升力垂直于飞行速度方向，它将飞机支托在空中，克服飞机受到的重力影响，使其自由翱翔。4.2.1升力的产生原理2飞机各部分所产生的空气动力的总和叫做飞机的总空气动力（R），其方向是向上并向后倾斜的。垂直于飞行速度的分力叫做升力（L）。平行于飞行速度方向的分力叫做阻力（D）。3升力的方向74.2.2翼型的压力分布翼面各点静压与大气压之差称为剩余压力：当机翼表面压强低于大气压，称为吸力（负压）。当机翼表面压强高于大气压，称为压力（正压）。用矢量来表示压力或吸力，矢量线段长度为力的大小，方向为力的方向。矢量表示法8驻点和最低压

2、力点最低压力点，是机翼上表面负压最大的点。驻点，是正压最大的点，位于机翼前缘附近，该处气流流速为零。9坐标表示法压力系数：压力系数是无量纲参数。翼面各点的压力系数主要取决于迎角和翼型的形状，与动压（流速）无关。Cp=1的点就是驻点，Cp最小的点就是最低压力点。从右图可以看出，机翼升力的产生主要是靠机翼上表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正压的作用。104.2.3升力公式—飞机的升力系数—飞机的飞行动压—机翼的面积。11升力公式的物理意义飞机的升力与升力系数、来流动压和机翼面积成正比。升力系数综合的表达了机翼形状、迎角等对飞机升力的影响。124.3.1升力特性升

3、力系数的变化规律13升力系数随迎角的变化规律当α<α临界，升力系数随迎角增大而增大。当α=α临界，升力系数为最大。当α>α临界，升力系数随迎角的增大而减小，进入失速区。14烟风洞翼型绕流实验小迎角较大迎角大迎角15翼型在不同迎角下的压强分布16翼型在不同迎角下的压强分布17压力中心（CP）位置随迎角改变的变化18压力中心（CP）位置随迎角改变的变化19升力特性参数零升迎角20翼型在零升迎角下的压强分布压强高于环境气压压强低于环境气压压强低于环境气压气动中心前半部分合力后半部分合力21升力系数曲线斜率22临界迎角和最大升力系数23相对厚度对升力特性的影响相对厚度增加相对厚度增加，最

4、大升力系数增加，临界迎角减小。24翼型前缘半径对升力特性的影响半径小半径大前缘半径增加，临界迎角增加。25展弦比对升力特性的影响展弦比高展弦比低展弦比越高，最大升力系数越大，临界迎角越小。26后掠翼对升力特性的影响平直机翼后掠翼平直机翼的最大升力系数更大，升力系数曲线斜率越大，临界迎角越小。27翼型前缘粗糙度对升力特性的影响光滑粗糙翼型前缘越光滑，最大升力系数越高，临界迎角越大。284.3.2翼型的失速随着迎角增大，翼型升力系数将出现最大，然后减小。这是气流绕过翼型时发生分离的结果。翼型的失速特性是指在最大升力系数附近的气动性能。29小迎角翼型附着绕流大迎角翼型分离绕流翼型分离现

5、象与翼型背风面上的流动情况和压力分布密切相关。30分析翼型的失速：上翼面的流动，过前驻点开始快速加速减压到最大速度点（顺压），然后减速增压到翼型后缘点处（逆压），随着迎角的增加，前驻点向后移动，气流绕前缘近区的吸力峰在增大，造成峰值点后的气流顶着逆压梯度向后流动越困难，气流的减速越严重。边界层增厚，变成湍流，迎角大到一定程度后，逆压梯度达到一定数值，气流无力顶着逆压减速而发生分离。这时气流分成分离区内部的流动和分离区外部的主流两部分。在分离边界（称为自由边界）上，二者的静压必处处相等。分离后的主流就不再减速不再增压了。分离区内的气流，由于主流在自由边界上通过粘性的作用不断地带走质

6、量，中心部分便不断有气流从后面来填补，而形成中心部分的倒流。31根据大量实验，在大Re数下，翼型分离可根据其厚度不同分为：（1）后缘分离（湍流分离）（2）前缘分离（前缘短泡分离）（3）薄翼分离（前缘长气泡分离）32（1）后缘分离（湍流分离）分离对应的翼型厚度大于12%-15%，翼型头部的负压不是特别大，分离从翼型上翼面后缘近区开始，随迎角增加，分离点逐渐向前缘发展，起初升力线斜率偏离直线，当迎角达到一定值，分离点发展到上翼面某一位置时，升力系数达到最大，以后升力系数下降。后缘分离的发展是比较缓慢的，流谱的变化是连续的，失速区的升力曲线也变化缓慢，失速特性好。33（2）前缘分离（前

7、缘短泡分离）对于中等厚度的翼型（厚度6%-9%），前缘半径较小，气流绕前缘时负压很大，从而产生很大的逆压梯度，即使在不大迎角下，前缘附近发生流动分离，分离后的边界层转捩成湍流，从外流中获取能量，然后在附到翼面上，形成分离气泡。起初这种短气泡很短，只有弦长的1%，当迎角达到失速角时，短气泡突然打开，气流不能再附，导致上翼面突然完全分离，使升力和力矩突然变化。34（3）薄翼分离（前缘长气泡分离）对于薄的翼型（厚度4%-6%），前缘半径更小，气流绕前缘时负压更大，从而产生很大的逆压梯度