空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)

1、第二章第二章低速空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)低速空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)2本章主要內(nèi)容本章主要內(nèi)容2.1 低速空氣動(dòng)力學(xué)低速空氣動(dòng)力學(xué)2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理2.1 空氣空氣流動(dòng)的描述流動(dòng)的描述第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)4 空氣動(dòng)力是空氣相對(duì)于飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的，要學(xué)習(xí)空氣動(dòng)力是空氣相對(duì)于飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的，要學(xué)習(xí)和研究飛機(jī)的升力和阻力，首先要研究空氣流動(dòng)的基和研究飛機(jī)的升力和阻力，首先要研究空氣流動(dòng)的基本規(guī)律。本規(guī)律。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)52.1.1 流體模型化流體模型化理想流體理想流體，不考慮流體粘性的影響。不考慮流體粘性的影響。不可壓流體

2、不可壓流體，不考慮流體密度的變化，不考慮流體密度的變化，Ma0.4。絕熱流體絕熱流體，不考慮流體溫度的變化，不考慮流體溫度的變化，Ma0.4。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)62.1.2 相對(duì)氣流相對(duì)氣流運(yùn)動(dòng)方向運(yùn)動(dòng)方向相對(duì)氣流方向相對(duì)氣流方向自然風(fēng)方向自然風(fēng)方向第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)7飛機(jī)的相對(duì)氣流方向與飛行速度方向相反飛機(jī)的相對(duì)氣流方向與飛行速度方向相反只要相對(duì)氣流速度相同，飛機(jī)產(chǎn)生的空氣動(dòng)力就相同。只要相對(duì)氣流速度相同，飛機(jī)產(chǎn)生的空氣動(dòng)力就相同。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)8對(duì)相對(duì)氣流的現(xiàn)實(shí)應(yīng)用對(duì)相對(duì)氣流的現(xiàn)實(shí)應(yīng)用直流式風(fēng)洞直流式風(fēng)洞回流式風(fēng)洞回流式風(fēng)洞第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)9風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段及實(shí)驗(yàn)?zāi)?/p>

3、型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷诙碌诙?第第 頁(yè)頁(yè)10風(fēng)洞的其它功用風(fēng)洞的其它功用第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)112.1.3 迎角迎角迎角就是相對(duì)氣流方向與翼弦之間的夾角。迎角就是相對(duì)氣流方向與翼弦之間的夾角。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)12相對(duì)氣流方向就是飛機(jī)速度的反方向相對(duì)氣流方向就是飛機(jī)速度的反方向第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)13相對(duì)氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù)相對(duì)氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù) 平飛中，可以通過(guò)機(jī)頭高低判斷迎角大小。而其他飛平飛中，可以通過(guò)機(jī)頭高低判斷迎角大小。而其他飛行狀態(tài)中，則不可以采用這種判斷方式。行狀態(tài)中，則不可以采用這種判斷方式。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)14水平飛行、上升、下降

4、時(shí)的迎角水平飛行、上升、下降時(shí)的迎角上升上升平飛平飛下降下降第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)15迎角探測(cè)裝置迎角探測(cè)裝置第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)162.1.4 流線和流線譜流線和流線譜空氣流動(dòng)的情形一般用流線、流管和流線譜來(lái)描述?？諝饬鲃?dòng)的情形一般用流線、流管和流線譜來(lái)描述。流線流線：流場(chǎng)中一條空間曲線，在該曲線上流體微團(tuán)的：流場(chǎng)中一條空間曲線，在該曲線上流體微團(tuán)的速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。對(duì)于定常流，流線是速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。對(duì)于定常流，流線是流體微團(tuán)流動(dòng)的路線。流體微團(tuán)流動(dòng)的路線。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)17流管流管：由許多流線所圍成的管狀曲面。：由許多流線所圍成的管狀曲面。第二章第二章

5、 第第 頁(yè)頁(yè)18流線和流線譜流線和流線譜流線譜是所有流線的集合。流線譜是所有流線的集合。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)19流線和流線譜的實(shí)例流線和流線譜的實(shí)例第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)20流線的特點(diǎn)流線的特點(diǎn)該曲線上每一點(diǎn)的流體微團(tuán)速度與曲線在該點(diǎn)的切線該曲線上每一點(diǎn)的流體微團(tuán)速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。重合。流線每點(diǎn)上的流體微團(tuán)只有一個(gè)運(yùn)動(dòng)方向。流線每點(diǎn)上的流體微團(tuán)只有一個(gè)運(yùn)動(dòng)方向。流線不可能相交，不可能分叉。流線不可能相交，不可能分叉。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)21流線譜的特點(diǎn)流線譜的特點(diǎn)流線譜的形狀與流動(dòng)速度無(wú)關(guān)。流線譜的形狀與流動(dòng)速度無(wú)關(guān)。物體形狀不同，空氣流過(guò)物體的流線譜不同。物體形狀不同，空

6、氣流過(guò)物體的流線譜不同。物體與相對(duì)氣流的相對(duì)位置（迎角）不同，空氣流物體與相對(duì)氣流的相對(duì)位置（迎角）不同，空氣流過(guò)物體的流線譜不同。過(guò)物體的流線譜不同。氣流受阻，流管擴(kuò)張變粗，氣流流過(guò)物體外凸處或氣流受阻，流管擴(kuò)張變粗，氣流流過(guò)物體外凸處或受擠壓受擠壓 ，流管收縮變細(xì)。，流管收縮變細(xì)。氣流流過(guò)物體時(shí)，在物體的后部都要形成渦流區(qū)。氣流流過(guò)物體時(shí)，在物體的后部都要形成渦流區(qū)。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)222.1.5 連續(xù)性定理連續(xù)性定理 流體流過(guò)流管時(shí)，在同一時(shí)間流過(guò)流管任意截面的流體流過(guò)流管時(shí)，在同一時(shí)間流過(guò)流管任意截面的流體質(zhì)量相等。流體質(zhì)量相等。質(zhì)量守恒定律是連續(xù)性定理的基礎(chǔ)。質(zhì)量守恒定律是連

7、續(xù)性定理的基礎(chǔ)。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)23連續(xù)性定理連續(xù)性定理1 12 2A A1 1,v,v1 1A A2 2,v,v2 211vA單位時(shí)間內(nèi)流過(guò)截面單位時(shí)間內(nèi)流過(guò)截面1的流體體積為的流體體積為111vA單位時(shí)間內(nèi)流過(guò)截面單位時(shí)間內(nèi)流過(guò)截面1的流體質(zhì)量為的流體質(zhì)量為222vA同理，單位時(shí)間內(nèi)流過(guò)截面同理，單位時(shí)間內(nèi)流過(guò)截面2的流體質(zhì)量為的流體質(zhì)量為則根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得：則根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得：111222vAvA1122vAvAC常數(shù)即即結(jié)論：空氣流過(guò)一流管時(shí)，流速大小與截面積成反比。結(jié)論：空氣流過(guò)一流管時(shí)，流速大小與截面積成反比。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)24山谷里的風(fēng)通常比平原大山谷里

8、的風(fēng)通常比平原大河水在河道窄的地方流河水在河道窄的地方流得快，河道寬的地方流得快，河道寬的地方流得慢得慢日常的生活中的連續(xù)性定理日常的生活中的連續(xù)性定理高樓大廈之間的對(duì)流高樓大廈之間的對(duì)流通常比空曠地帶大通常比空曠地帶大第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)252.1.6 伯努利定理伯努利定理 同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動(dòng)壓之和保同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動(dòng)壓之和保持不變。持不變。能量守恒定律是伯努力定理的基礎(chǔ)。能量守恒定律是伯努力定理的基礎(chǔ)。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)26伯努利定理伯努利定理 空氣能量主要有四種：動(dòng)能、壓力能、熱能、重力勢(shì)能?？諝饽芰恐饕兴姆N：動(dòng)能、壓力能、熱能、重力勢(shì)能。

9、 低速流動(dòng)，熱能可忽略不計(jì)；空氣密度小，重力勢(shì)能可忽略不計(jì)。低速流動(dòng)，熱能可忽略不計(jì)；空氣密度小，重力勢(shì)能可忽略不計(jì)。 因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動(dòng)能因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動(dòng)能+壓力能壓力能=常值。公式常值。公式表述為：表述為：2102vPP 上式中第一項(xiàng)稱為上式中第一項(xiàng)稱為動(dòng)壓動(dòng)壓，第二項(xiàng)稱為，第二項(xiàng)稱為靜壓靜壓，第三項(xiàng)稱為，第三項(xiàng)稱為總壓總壓。 第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)27伯努利定理伯努利定理2102vPP動(dòng)壓，單位體積空氣所具有的動(dòng)能。這是一種附加的壓動(dòng)壓，單位體積空氣所具有的動(dòng)能。這是一種附加的壓力，是空氣在流動(dòng)中受阻，流速降低時(shí)產(chǎn)生的壓力。力，是空氣在流動(dòng)中受

10、阻，流速降低時(shí)產(chǎn)生的壓力。212vP靜壓，單位體積空氣所具有的壓力能。在靜止的空氣中，靜壓，單位體積空氣所具有的壓力能。在靜止的空氣中，靜壓等于當(dāng)時(shí)當(dāng)?shù)氐拇髿鈮骸ｌo壓等于當(dāng)時(shí)當(dāng)?shù)氐拇髿鈮骸?P總壓（全壓），它是動(dòng)壓和靜壓之和。總壓可以理解為，總壓（全壓），它是動(dòng)壓和靜壓之和。總壓可以理解為，氣流速度減小到零之點(diǎn)的靜壓。氣流速度減小到零之點(diǎn)的靜壓。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)28深入理解動(dòng)壓、靜壓和總壓深入理解動(dòng)壓、靜壓和總壓同一流線同一流線：總壓保持不變?？倝罕３植蛔儭?dòng)壓越大，靜壓越小。動(dòng)壓越大，靜壓越小。流速為零的靜壓即為總壓。流速為零的靜壓即為總壓。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)29同一流管同一流

11、管：截面積大，流速小，壓力大。截面積大，流速小，壓力大。截面積小，流速大，壓力小。截面積小，流速大，壓力小。深入理解動(dòng)壓、靜壓和總壓深入理解動(dòng)壓、靜壓和總壓第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)30伯努利定理適用條件伯努利定理適用條件氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動(dòng)是定常的。氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動(dòng)是定常的。流動(dòng)的空氣與外界沒(méi)有能量交換，即空氣是絕熱的。流動(dòng)的空氣與外界沒(méi)有能量交換，即空氣是絕熱的?？諝鉀](méi)有粘性，即空氣為理想流體?？諝鉀](méi)有粘性，即空氣為理想流體?？諝饷芏仁遣蛔?，即空氣為不可壓流?？諝饷芏仁遣蛔?，即空氣為不可壓流。在同一條流線或同一條流管上。在同一條流線或同一條流管上。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)31

12、2.1.7 連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用用文邱利管測(cè)流量用文邱利管測(cè)流量2 2A A1 1, v, v1 1 ,P ,P1 1A A2 2, v, v2 2 ,P ,P2 21 1文邱利管測(cè)流量22212212/1/vPPAA21212211221122AvvAvPvP第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)32空速管測(cè)飛行速度的原理空速管測(cè)飛行速度的原理2102vPP02()PPv第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)33與動(dòng)壓、靜壓相關(guān)的儀表與動(dòng)壓、靜壓相關(guān)的儀表空速表空速表高度表高度表升降速度表升降速度表第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)34空速表空速表第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)35升降速度表升降速度

13、表第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)36高度表高度表第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)37本章主要內(nèi)容本章主要內(nèi)容2.1 空氣流動(dòng)的描述空氣流動(dòng)的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性2.5 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理2.2 升力升力第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)39升力升力重力重力拉力拉力阻力阻力LiftPullWeightDrag 升力垂直于飛行速度方向，它將飛機(jī)支托在空中，升力垂直于飛行速度方向，它將飛機(jī)支托在空中，克服飛機(jī)受到的重力影響，使其自由翱翔?？朔w機(jī)受到的重力影響，使其自由翱翔。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)402.2.1 升力的產(chǎn)生原理升力的產(chǎn)生

14、原理起點(diǎn)終點(diǎn) 相同的時(shí)間，相同的起點(diǎn)和終點(diǎn)，小狗的速度和人相同的時(shí)間，相同的起點(diǎn)和終點(diǎn)，小狗的速度和人的速度哪一個(gè)更快？的速度哪一個(gè)更快？第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)41升力的產(chǎn)生原理升力的產(chǎn)生原理前方來(lái)流被機(jī)翼分為前方來(lái)流被機(jī)翼分為了兩部分，一部分從了兩部分，一部分從上表面流過(guò)，一部分上表面流過(guò)，一部分從下表面流過(guò)。從下表面流過(guò)。由連續(xù)性定理或小狗由連續(xù)性定理或小狗與人速度對(duì)比分析可與人速度對(duì)比分析可知，流過(guò)機(jī)翼上表面知，流過(guò)機(jī)翼上表面的氣流，比流過(guò)下表的氣流，比流過(guò)下表面的氣流的速度更快。面的氣流的速度更快。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)42P1 v1P2 v22211112222PvPv 12vv

15、12PP211102PvP 212202PvP 升力的產(chǎn)生原理升力的產(chǎn)生原理第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)43 上下表面出現(xiàn)的壓力差，在垂直于（遠(yuǎn)前方）相對(duì)氣上下表面出現(xiàn)的壓力差，在垂直于（遠(yuǎn)前方）相對(duì)氣流方向的分量，就是升力。流方向的分量，就是升力。機(jī)翼升力的著力點(diǎn)，稱為壓力中心機(jī)翼升力的著力點(diǎn)，稱為壓力中心(Center of Pressure)升力的產(chǎn)生原理升力的產(chǎn)生原理第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)442.2.2 翼型的壓力分布翼型的壓力分布當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)低于大氣壓，稱為吸力。當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)低于大氣壓，稱為吸力。當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)高于大氣壓，稱為壓力。當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)高于大氣壓，稱為壓力。 用矢量來(lái)表示

16、壓力或吸力，矢量線段長(zhǎng)度為力的大小，方向?yàn)橛檬噶縼?lái)表示壓力或吸力，矢量線段長(zhǎng)度為力的大小，方向?yàn)榱Φ姆较?。力的方向?矢量表示法矢量表示法第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)45駐點(diǎn)和最低壓力點(diǎn)駐點(diǎn)和最低壓力點(diǎn) B點(diǎn)，稱為最低壓力點(diǎn)點(diǎn)，稱為最低壓力點(diǎn)，是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點(diǎn)。，是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點(diǎn)。 A點(diǎn)，稱為駐點(diǎn)點(diǎn)，稱為駐點(diǎn)，是正壓最大的點(diǎn)，位于機(jī)翼前緣附近，該處氣流，是正壓最大的點(diǎn)，位于機(jī)翼前緣附近，該處氣流流速為零。流速為零。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)46 坐標(biāo)表示法坐標(biāo)表示法 從右圖可以看出，機(jī)翼升力的產(chǎn)從右圖可以看出，機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠機(jī)翼上表面吸力的作用，生主要是靠機(jī)翼上表面吸力的作用

17、，尤其是上表面的前段，而不是主要尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正壓的作用。靠下表面正壓的作用。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)472.2.3 升力公式升力公式212LLCVS飛機(jī)的升力系數(shù)飛機(jī)的升力系數(shù)LC212V飛機(jī)的飛行動(dòng)壓飛機(jī)的飛行動(dòng)壓S機(jī)翼的面積。機(jī)翼的面積。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)48升力公式的物理意義升力公式的物理意義飛機(jī)的升力與升力系數(shù)、來(lái)流動(dòng)壓和機(jī)翼面積成正比。飛機(jī)的升力與升力系數(shù)、來(lái)流動(dòng)壓和機(jī)翼面積成正比。 升力系數(shù)綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對(duì)飛機(jī)升升力系數(shù)綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對(duì)飛機(jī)升力的影響。力的影響。 212LLCVS第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)49本章主要內(nèi)容本章

18、主要內(nèi)容2.1 空氣流動(dòng)的描述空氣流動(dòng)的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理2.3 阻力阻力第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)51 阻力是與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡平行，與飛行速度方向相反阻力是與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡平行，與飛行速度方向相反的力。阻力阻礙飛機(jī)的飛行，但沒(méi)有阻力飛機(jī)又無(wú)法的力。阻力阻礙飛機(jī)的飛行，但沒(méi)有阻力飛機(jī)又無(wú)法穩(wěn)定飛行。穩(wěn)定飛行。升力升力重力重力拉力拉力阻力阻力LiftPullWeightDrag第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)52阻力的分類阻力的分類 對(duì)于低速飛機(jī)，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力對(duì)于低速飛機(jī)，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：分為：摩擦阻力摩擦阻力(S

19、kin Friction Drag)壓差阻力壓差阻力(Form Drag)干擾阻力干擾阻力(Interference Drag)誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力(Induced Drag)廢阻力廢阻力(Parasite Drag)升力升力粘性粘性第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)532.3.1 低速附面層低速附面層 附面層，是氣流速度從物面處速度為零逐漸增加到附面層，是氣流速度從物面處速度為零逐漸增加到99%主流速度的很薄的空氣流動(dòng)層。主流速度的很薄的空氣流動(dòng)層。速度速度不受干擾的主流不受干擾的主流附面層邊界附面層邊界物體表面物體表面 附面層的形成附面層的形成第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)54附面層厚度較薄附面層厚度較薄第二

20、章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)55無(wú)粘流動(dòng)無(wú)粘流動(dòng)沿物面法線方向速度一致沿物面法線方向速度一致粘性流動(dòng)粘性流動(dòng)沿物面法線方向速度不一致沿物面法線方向速度不一致“附面層附面層”無(wú)粘流動(dòng)和粘性流動(dòng)無(wú)粘流動(dòng)和粘性流動(dòng)附面層的形成是受到粘性的影響。附面層的形成是受到粘性的影響。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)56 附面層的特點(diǎn)附面層的特點(diǎn)附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強(qiáng)不變且等于法線主附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強(qiáng)不變且等于法線主流壓強(qiáng)。流壓強(qiáng)。P1P2 只要測(cè)出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點(diǎn)的靜只要測(cè)出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點(diǎn)的靜壓，它使理想流體的結(jié)論有了現(xiàn)實(shí)意義。壓，它使理想流體的結(jié)論有了現(xiàn)實(shí)意義。第二

21、章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)57附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長(zhǎng)而增厚。附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長(zhǎng)而增厚。ll第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)58附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長(zhǎng)而增厚。附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長(zhǎng)而增厚。ll第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)59附面層的特點(diǎn)三附面層的特點(diǎn)三 附面層分為層流附面層和紊流附面層，層流在前，附面層分為層流附面層和紊流附面層，層流在前，紊流在后。層流與紊流之間的過(guò)渡區(qū)稱為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。紊流在后。層流與紊流之間的過(guò)渡區(qū)稱為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。轉(zhuǎn)捩點(diǎn)轉(zhuǎn)捩點(diǎn)層流附層流附面層面層紊流附面層紊流附面層第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)60層流的不穩(wěn)定性層流的不穩(wěn)定性123abcIIIAvPIII

22、IIIAvPIIIAAIIIvvIIIPP第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)61層流附面層和紊流附面層的速度型層流附面層和紊流附面層的速度型第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)622.3.2 阻力的產(chǎn)生阻力的產(chǎn)生摩擦阻力摩擦阻力(Skin Friction Drag)壓差阻力壓差阻力(Form Drag)干擾阻力干擾阻力(Interference Drag)誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力(Induced Drag)廢阻力廢阻力(Parasite Drag)升力升力粘性粘性第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)63 摩擦阻力摩擦阻力 由于緊貼飛機(jī)表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)由于緊貼飛機(jī)表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)作用

23、力與反作用力定律，飛機(jī)必然受到空氣的反作用。這個(gè)反作作用力與反作用力定律，飛機(jī)必然受到空氣的反作用。這個(gè)反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)64影響摩擦阻力的因素影響摩擦阻力的因素紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。飛機(jī)的表面積越大，摩擦阻力越大。飛機(jī)的表面積越大，摩擦阻力越大。飛機(jī)表面越粗糙，摩擦阻力越大。飛機(jī)表面越粗糙，摩擦阻力越大。 摩擦阻力的大小與附面層的類型密切相關(guān)，此外還取決于空摩擦阻力的大小與附面層的類型密切相關(guān)，此外還取決于空氣與飛機(jī)的接觸面積和飛機(jī)的表面狀況。氣與飛機(jī)的接觸面積

24、和飛機(jī)的表面狀況。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)65摩擦阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中占的比例較大摩擦阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中占的比例較大摩擦阻力占總阻力的比例摩擦阻力占總阻力的比例超音速戰(zhàn)斗機(jī)超音速戰(zhàn)斗機(jī)25-30%大型運(yùn)輸機(jī)大型運(yùn)輸機(jī)40%小型公務(wù)機(jī)小型公務(wù)機(jī)50%水下物體水下物體70%船舶船舶90%第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)66 壓差阻力壓差阻力 壓差阻力是由處于流動(dòng)空氣中的物體的前后的壓壓差阻力是由處于流動(dòng)空氣中的物體的前后的壓力差，導(dǎo)致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力。力差，導(dǎo)致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)67順壓梯度與逆壓梯度順壓梯度與逆壓梯度順壓：順壓：A到到B，沿流向壓

25、力逐漸減小，如機(jī)翼上表面前段。，沿流向壓力逐漸減小，如機(jī)翼上表面前段。逆壓：逆壓：B到到C，沿流向壓力逐漸增加，如機(jī)翼上表面后段。，沿流向壓力逐漸增加，如機(jī)翼上表面后段。ABC第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)68 附面層分離附面層分離 在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流 相相互作用，形成漩渦脫離物體表面的現(xiàn)象?；プ饔?，形成漩渦脫離物體表面的現(xiàn)象。分離點(diǎn)分離點(diǎn)第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)69分離區(qū)的特點(diǎn)一分離區(qū)的特點(diǎn)一 分離區(qū)內(nèi)漩渦是一個(gè)個(gè)單獨(dú)產(chǎn)生的，它導(dǎo)致機(jī)翼的振動(dòng)。分離區(qū)內(nèi)漩渦是一個(gè)個(gè)單獨(dú)產(chǎn)生的，它導(dǎo)致機(jī)翼的振動(dòng)。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)70

26、分離區(qū)的特點(diǎn)二分離區(qū)的特點(diǎn)二分離區(qū)內(nèi)壓強(qiáng)幾乎相等，并且等于分離點(diǎn)處的壓強(qiáng)。分離區(qū)內(nèi)壓強(qiáng)幾乎相等，并且等于分離點(diǎn)處的壓強(qiáng)。P分離點(diǎn)分離點(diǎn)P1P2P3P4P分離點(diǎn)分離點(diǎn) = P1 = P2 = P3 = P4第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)71分離區(qū)的特點(diǎn)三分離區(qū)的特點(diǎn)三 附面層分離的內(nèi)因是空氣的粘性，外因是因物體表面彎曲而附面層分離的內(nèi)因是空氣的粘性，外因是因物體表面彎曲而出現(xiàn)的逆壓梯度。出現(xiàn)的逆壓梯度。ABCABCPPP第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)72分離點(diǎn)與最小壓力點(diǎn)的位置分離點(diǎn)與最小壓力點(diǎn)的位置ABC最小壓力點(diǎn)最小壓力點(diǎn)分離點(diǎn)分離點(diǎn)第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)73分離點(diǎn)與轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的區(qū)別分離點(diǎn)與轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的區(qū)別層

27、流變?yōu)槲闪鳎ㄞD(zhuǎn)捩），順流變?yōu)榈沽鳎ǚ蛛x）。層流變?yōu)槲闪鳎ㄞD(zhuǎn)捩），順流變?yōu)榈沽鳎ǚ蛛x）。分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可發(fā)生在紊流區(qū)。分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可發(fā)生在紊流區(qū)。轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義完全不同。轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義完全不同。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)74 壓差阻力的產(chǎn)生壓差阻力的產(chǎn)生 氣流流過(guò)機(jī)翼后，在機(jī)翼的后緣部分產(chǎn)生附面層分離形成渦氣流流過(guò)機(jī)翼后，在機(jī)翼的后緣部分產(chǎn)生附面層分離形成渦流區(qū)，壓強(qiáng)降低；而在機(jī)翼前緣部分，氣流受阻壓強(qiáng)增大，這樣流區(qū)，壓強(qiáng)降低；而在機(jī)翼前緣部分，氣流受阻壓強(qiáng)增大，這樣機(jī)翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而使機(jī)翼產(chǎn)生壓差阻力。機(jī)翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而使機(jī)翼產(chǎn)生壓差阻力

28、。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)75分離點(diǎn)位置與壓差阻力大小的關(guān)系分離點(diǎn)位置與壓差阻力大小的關(guān)系分離點(diǎn)靠前，壓差阻力大。分離點(diǎn)靠前，壓差阻力大。分離點(diǎn)靠后，壓差阻力小。分離點(diǎn)靠后，壓差阻力小。ABCCBCCPPP第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)76影響壓差阻力的因素影響壓差阻力的因素 總的來(lái)說(shuō)，飛機(jī)壓差阻力與迎風(fēng)面積、形狀和迎角有關(guān)。迎風(fēng)總的來(lái)說(shuō)，飛機(jī)壓差阻力與迎風(fēng)面積、形狀和迎角有關(guān)。迎風(fēng)面積大，壓差阻力大。迎角越大，壓差阻力也越大。面積大，壓差阻力大。迎角越大，壓差阻力也越大。 壓差阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中所占比例較小。壓差阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中所占比例較小。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)77 干擾阻力干擾阻力

29、 飛機(jī)的各個(gè)部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼的單獨(dú)阻力之和小于把飛機(jī)的各個(gè)部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼的單獨(dú)阻力之和小于把它們組合成一個(gè)整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的它們組合成一個(gè)整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)78干擾阻力的消除干擾阻力的消除干擾阻力在飛機(jī)總阻力中所占比例較小。干擾阻力在飛機(jī)總阻力中所占比例較小。 飛機(jī)各部件之間的平滑過(guò)渡和整流包皮，可以有效飛機(jī)各部件之間的平滑過(guò)渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。地減小干擾阻力的大小。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)79 誘導(dǎo)阻

30、力誘導(dǎo)阻力 由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對(duì)氣流方向出由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對(duì)氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力。現(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)80翼尖渦的形成翼尖渦的形成 正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過(guò)翼尖流向上翼面。下，下翼面的氣流就會(huì)繞過(guò)翼尖流向上翼面。這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（注意旋轉(zhuǎn)方向注意旋轉(zhuǎn)方向）第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)81 正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下

31、翼面壓強(qiáng)差的作用正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過(guò)翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機(jī)下，下翼面的氣流就會(huì)繞過(guò)翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機(jī)翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。翼尖渦的形成翼尖渦的形成第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)82翼尖渦的形成翼尖渦的形成 由于上、下翼面氣流在后由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流向，于是緣處具有不同的流向，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。成翼尖渦流。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)83翼尖渦形成的進(jìn)一步分析翼

32、尖渦形成的進(jìn)一步分析注意旋轉(zhuǎn)方向注意旋轉(zhuǎn)方向第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)84翼尖渦的立體形態(tài)翼尖渦的立體形態(tài)第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)85翼尖渦的形態(tài)翼尖渦的形態(tài)第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)86下洗流（下洗流（DownWash）和下洗角）和下洗角 由于兩個(gè)翼尖渦的存在，會(huì)導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個(gè)向下的誘由于兩個(gè)翼尖渦的存在，會(huì)導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個(gè)向下的誘導(dǎo)速度場(chǎng)，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場(chǎng)會(huì)覆蓋整個(gè)導(dǎo)速度場(chǎng)，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場(chǎng)會(huì)覆蓋整個(gè)飛機(jī)所處空間范圍。飛機(jī)所處空間范圍。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)87下洗角下洗角 下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過(guò)翼型的氣流向

33、下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過(guò)翼型的氣流向下傾斜，這個(gè)向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對(duì)氣流之間下傾斜，這個(gè)向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對(duì)氣流之間的夾角稱為下洗角的夾角稱為下洗角。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)88下洗速度沿翼展分布下洗速度沿翼展分布 不同平面形狀的機(jī)翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。不同平面形狀的機(jī)翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)89 誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生 有限展長(zhǎng)機(jī)翼與無(wú)限展長(zhǎng)機(jī)翼相比，由于前者存在翼尖渦和下洗有限展長(zhǎng)機(jī)翼與無(wú)限展長(zhǎng)機(jī)翼相比，由于前者存在翼尖渦和下洗速度場(chǎng)，導(dǎo)致前者的總空氣動(dòng)力較后者更加后斜，即前者總

34、空氣動(dòng)力速度場(chǎng)，導(dǎo)致前者的總空氣動(dòng)力較后者更加后斜，即前者總空氣動(dòng)力沿飛行速度方向（即遠(yuǎn)前方相對(duì)氣流方向）的分量較后者更大。這一沿飛行速度方向（即遠(yuǎn)前方相對(duì)氣流方向）的分量較后者更大。這一增加的阻力即為誘導(dǎo)阻力。增加的阻力即為誘導(dǎo)阻力。LLD第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)90影響誘導(dǎo)阻力的因素影響誘導(dǎo)阻力的因素機(jī)翼平面形狀：機(jī)翼平面形狀： 橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小。橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小。展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小升力越大，誘導(dǎo)阻力越大升力越大，誘導(dǎo)阻力越大平直飛行中，誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比平直飛行中，誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力翼梢小翼可以減小

35、誘導(dǎo)阻力第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)91低展弦比使翼尖渦變低展弦比使翼尖渦變強(qiáng)，誘導(dǎo)阻力增加。強(qiáng)，誘導(dǎo)阻力增加。高展弦比使翼尖渦減高展弦比使翼尖渦減弱，誘導(dǎo)阻力變小。弱，誘導(dǎo)阻力變小。展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)92展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響機(jī)翼展弦比倒數(shù)機(jī)翼展弦比倒數(shù)誘導(dǎo)阻力系數(shù)減少的百分比誘導(dǎo)阻力系數(shù)減少的百分比升力系數(shù)不變升力系數(shù)不變第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)93高展弦比飛機(jī)高展弦比飛機(jī)第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)94空速大小對(duì)誘導(dǎo)阻力大小的影響空速大小對(duì)誘導(dǎo)阻力大小的影響阻力阻力誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力空速空速空速小，下洗角空速小，下洗角大，誘導(dǎo)

36、阻力大大，誘導(dǎo)阻力大空速大，下洗角空速大，下洗角小，誘導(dǎo)阻力小小，誘導(dǎo)阻力小第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)95翼梢小翼翼梢小翼第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)96翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)97翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力 翼梢小翼改變了機(jī)翼沿展向分布的翼載荷。翼梢小翼改變了機(jī)翼沿展向分布的翼載荷。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)98翼梢小翼可以減小總阻力翼梢小翼可以減小總阻力第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)99 阻力公式阻力公式飛機(jī)的阻力系數(shù)飛機(jī)的阻力系數(shù)DC212V飛機(jī)的飛行動(dòng)壓飛機(jī)的飛行動(dòng)壓S機(jī)翼的面積。機(jī)翼的面積。212DDCvS第二章第二章 第第 頁(yè)

37、頁(yè)100回顧阻力組成回顧阻力組成摩擦阻力摩擦阻力(Skin Friction Drag)壓差阻力壓差阻力(Form Drag)干擾阻力干擾阻力(Interference Drag)誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力(Induced Drag)廢阻力廢阻力(Parasite Drag)第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)101阻力相關(guān)資料阻力相關(guān)資料典型飛機(jī)阻力構(gòu)成典型飛機(jī)阻力構(gòu)成阻力名稱阻力名稱亞音速運(yùn)輸亞音速運(yùn)輸機(jī)機(jī)超音速戰(zhàn)斗超音速戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)單旋翼直升單旋翼直升機(jī)機(jī)摩擦阻力摩擦阻力45%23%25%誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力40%29%25%干擾阻力干擾阻力7%6%40%激波阻力激波阻力3%35%5%其他阻力其他阻力5%7%5%第二

38、章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)102總空氣動(dòng)力總空氣動(dòng)力 升力和阻力之和稱為總空氣動(dòng)力。升力和阻力之和稱為總空氣動(dòng)力。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)103本章主要內(nèi)容本章主要內(nèi)容2.1 空氣流動(dòng)的描述空氣流動(dòng)的描述2.2 升力升力2.3 阻力阻力2.4 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理2.5 增升裝置的增升原理增升裝置的增升原理第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)105迎角與速度的關(guān)系迎角與速度的關(guān)系速度速度迎角迎角 飛機(jī)的升力主要飛機(jī)的升力主要隨飛行速度和迎角隨飛行速度和迎角變化。在大速度飛變化。在大速度飛行時(shí)，只要求較小行時(shí)，只要求較小迎角，機(jī)翼就可以迎角，機(jī)翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維產(chǎn)生足夠的升力維持飛行。在小速

39、度持飛行。在小速度飛行時(shí)，則要求較飛行時(shí)，則要求較大的迎角，機(jī)翼才大的迎角，機(jī)翼才能產(chǎn)生足夠的升力能產(chǎn)生足夠的升力來(lái)維持飛行。來(lái)維持飛行。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)106為什么要使用增升裝置為什么要使用增升裝置 用增大迎角的方法來(lái)增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，飛機(jī)用增大迎角的方法來(lái)增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，飛機(jī)的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機(jī)在起飛和著的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機(jī)在起飛和著陸時(shí)，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機(jī)翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的陸時(shí)，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機(jī)翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置。裝置。ljmaxLC 增升裝置用于增大飛

40、機(jī)增升裝置用于增大飛機(jī)的最大升力系數(shù)的最大升力系數(shù)，從而縮，從而縮短飛機(jī)在起飛著陸階段的短飛機(jī)在起飛著陸階段的地面滑跑距離。地面滑跑距離。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)107主要增升裝置包括：主要增升裝置包括：前緣縫翼前緣縫翼后緣襟翼后緣襟翼前緣襟翼前緣襟翼第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)1082.5.1 前緣縫翼前緣縫翼 前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，在大迎角下打開(kāi)前緣縫翼，可以延前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，在大迎角下打開(kāi)前緣縫翼，可以延緩上表面的氣流分離，從而使最大升力系數(shù)和臨界迎角增大。在緩上表面的氣流分離，從而使最大升力系數(shù)和臨界迎角增大。在中小迎角下打開(kāi)前緣縫翼，會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差。中小迎角下打開(kāi)前緣縫翼，

41、會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)109前緣縫翼前緣縫翼 下翼面高壓氣流流過(guò)縫隙，貼近上翼面流動(dòng)。一方面降低逆壓梯下翼面高壓氣流流過(guò)縫隙，貼近上翼面流動(dòng)。一方面降低逆壓梯度，延緩氣流分離，增大最大升力系數(shù)和臨界迎角。另一方面，減度，延緩氣流分離，增大最大升力系數(shù)和臨界迎角。另一方面，減小了上下翼面的壓強(qiáng)差，減小升力系數(shù)。小了上下翼面的壓強(qiáng)差，減小升力系數(shù)。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)110前緣縫翼對(duì)壓強(qiáng)分布的影響前緣縫翼對(duì)壓強(qiáng)分布的影響 較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)1112.5.2 后緣襟翼后緣襟翼分裂襟

42、翼分裂襟翼 （The Split Flap）簡(jiǎn)單襟翼簡(jiǎn)單襟翼 （The Plain Flap）開(kāi)縫襟翼開(kāi)縫襟翼 （The Slotted Flap）后退襟翼后退襟翼 （The Fowler Flap）后退開(kāi)縫襟翼后退開(kāi)縫襟翼 （The Slotted Fowler Flap） 放下后緣襟翼放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時(shí)增大。因，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時(shí)增大。因此，在起飛時(shí)放小角度襟翼，著陸時(shí)，放大角度襟翼。此，在起飛時(shí)放小角度襟翼，著陸時(shí)，放大角度襟翼。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)112 分裂襟翼分裂襟翼（The Split Flap） 分裂襟翼是一塊從機(jī)翼后段下表面向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面

43、，分裂襟翼是一塊從機(jī)翼后段下表面向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面，它使升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增加，但臨界迎角減小。它使升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增加，但臨界迎角減小。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)113 放下分裂襟翼后，在機(jī)翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，壓強(qiáng)放下分裂襟翼后，在機(jī)翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，壓強(qiáng)降低，吸引上表面氣流流速增加，上下翼面壓差增加，從而增大了降低，吸引上表面氣流流速增加，上下翼面壓差增加，從而增大了升力系數(shù)，延緩了氣流分離。升力系數(shù)，延緩了氣流分離。 此外，放下分裂襟翼使得此外，放下分裂襟翼使得翼型彎度增大，上下翼面壓翼型彎度增大，上下翼面壓差增加，從而也增大了升力差增加，從而也增大了升

44、力系數(shù)。系數(shù)。 分裂襟翼分裂襟翼（The Split Flap）第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)114 簡(jiǎn)單襟翼簡(jiǎn)單襟翼 （The Plain Flap） 簡(jiǎn)單襟翼與副翼形狀相似。放下簡(jiǎn)單襟翼，增加機(jī)翼彎度，進(jìn)簡(jiǎn)單襟翼與副翼形狀相似。放下簡(jiǎn)單襟翼，增加機(jī)翼彎度，進(jìn)而增大上下翼面壓強(qiáng)差，增大升力系數(shù)。但是放簡(jiǎn)單襟翼使得壓差而增大上下翼面壓強(qiáng)差，增大升力系數(shù)。但是放簡(jiǎn)單襟翼使得壓差阻力和誘導(dǎo)阻力增大，阻力比升力增大更多，使得升阻比降低。阻力和誘導(dǎo)阻力增大，阻力比升力增大更多，使得升阻比降低。第二章第二章 第第 頁(yè)頁(yè)115 大迎角下放簡(jiǎn)單襟翼，升力系數(shù)及最大升力系數(shù)增加，阻力系大迎角下放簡(jiǎn)單襟翼，升力系數(shù)及最大升力系數(shù)增加，阻力系數(shù)增加，升阻比降低（即空氣動(dòng)力性能降低），臨