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1、第二章,低速空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ),第二章 第 頁,2,本章主要內(nèi)容,2.1 低速空氣動(dòng)力學(xué) 2.2 升力 2.3 阻力 2.4 增升裝置的增升原理,2.1 空氣流動(dòng)的描述,第二章 第 頁,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)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。,第二章 第 頁,5,2.1.1 流體模型化,理想流體，不考慮流體粘性的影響。 不可壓流體，不考慮流體密度的變化，Ma<0.4。 絕熱流體，不考慮流體溫度的變化，Ma<0.4。,第二章 第 頁,6,2.1.2 相對(duì)氣流,運(yùn)動(dòng)方向,相對(duì)氣流方向,自然風(fēng)方向,第二章 第 頁,7,飛機(jī)的相對(duì)氣流方向與飛行速度方
2、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。,第二章 第 頁,8,對(duì)相對(duì)氣流的現(xiàn)實(shí)應(yīng)用,直流式風(fēng)洞,回流式風(fēng)洞,第二章 第 頁,9,風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?第二章 第 頁,10,風(fēng)洞的其它功用,第二章 第 頁,11,2.1.3 迎角,迎角就是相對(duì)氣流方向與翼弦之間的夾角。,第二章 第 頁,12,相對(duì)氣流方向就是飛機(jī)速度的反方向,第二章 第 頁,13,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。,第二章 第 頁,14,水平飛行、上升、下降時(shí)的迎角,上升,平飛,下降,第二章 第 頁,15,迎角探測(cè)裝置
3、,,第二章 第 頁,16,2.1.4 流線和流線譜,空氣流動(dòng)的情形一般用流線、流管和流線譜來描述。,流線：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，流線是流體微團(tuán)流動(dòng)的路線。,第二章 第 頁,17,流管：由許多流線所圍成的管狀曲面。,第二章 第 頁,18,流線和流線譜,流線譜是所有流線的集合。,第二章 第 頁,19,流線和流線譜的實(shí)例,第二章 第 頁,20,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。,流線不可能相交，不可能分叉。,第二章 第 頁,21,流線譜的特點(diǎn),流線譜的形狀與流動(dòng)
4、速度無關(guān)。,物體形狀不同，空氣流過物體的流線譜不同。,物體與相對(duì)氣流的相對(duì)位置（迎角）不同，空氣流過物體的流線譜不同。,氣流受阻，流管擴(kuò)張變粗，氣流流過物體外凸處或受擠壓 ，流管收縮變細(xì)。,氣流流過物體時(shí)，在物體的后部都要形成渦流區(qū)。,第二章 第 頁,22,2.1.5 連續(xù)性定理,流體流過流管時(shí)，在同一時(shí)間流過流管任意截面的流體質(zhì)量相等。,質(zhì)量守恒定律是連續(xù)性定理的基礎(chǔ)。,第二章 第 頁,23,連續(xù)性定理,,,,,1,2,A1,v1,A2,v2,單位時(shí)間內(nèi)流過截面1的流體體積為,單位時(shí)間內(nèi)流過截面1的流體質(zhì)量為,同理，單位時(shí)間內(nèi)流過截面2的流體質(zhì)量為,則根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得：,即,結(jié)論：空
5、氣流過一流管時(shí)，流速大小與截面積成反比。,第二章 第 頁,24,山谷里的風(fēng)通常比平原大,河水在河道窄的地方流得快，河道寬的地方流得慢,日常的生活中的連續(xù)性定理,高樓大廈之間的對(duì)流通常比空曠地帶大,第二章 第 頁,25,2.1.6 伯努利定理,同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動(dòng)壓之和保持不變。,能量守恒定律是伯努力定理的基礎(chǔ)。,第二章 第 頁,26,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。 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+壓力能=常值。公式表述為：,上式中第一項(xiàng)稱為動(dòng)壓，第二項(xiàng)稱為靜壓，第三項(xiàng)稱
6、為總壓。,第二章 第 頁,27,伯努利定理,第二章 第 頁,28,深入理解動(dòng)壓、靜壓和總壓,同一流線： 總壓保持不變。 動(dòng)壓越大，靜壓越小。 流速為零的靜壓即為總壓。,第二章 第 頁,29,同一流管： 截面積大，流速小，壓力大。 截面積小，流速大，壓力小。,深入理解動(dòng)壓、靜壓和總壓,第二章 第 頁,30,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。,流動(dòng)的空氣與外界沒有能量交換，即空氣是絕熱的。,空氣沒有粘性，即空氣為理想流體。,空氣密度是不變，即空氣為不可壓流。,在同一條流線或同一條流管上。,第二章 第 頁,31,2.1.7 連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用,用文邱利管測(cè)流
7、量,文邱利管測(cè)流量,,第二章 第 頁,32,空速管測(cè)飛行速度的原理,,第二章 第 頁,33,與動(dòng)壓、靜壓相關(guān)的儀表,第二章 第 頁,34,空速表,第二章 第 頁,35,升降速度表,第二章 第 頁,36,高度表,第二章 第 頁,37,本章主要內(nèi)容,2.1 空氣流動(dòng)的描述 2.2 升力 2.3 阻力 2.4 飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性 2.5 增升裝置的增升原理,2.2 升力,第二章 第 頁,39,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。,第二章 第 頁,40,2.2.1 升力的產(chǎn)生原理,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)
8、更快？,第二章 第 頁,41,升力的產(chǎn)生原理,前方來流被機(jī)翼分為了兩部分，一部分從上表面流過，一部分從下表面流過。,由連續(xù)性定理或小狗與人速度對(duì)比分析可知，流過機(jī)翼上表面的氣流，比流過下表面的氣流的速度更快。,第二章 第 頁,42,,升力的產(chǎn)生原理,第二章 第 頁,43,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。,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,第二章 第 頁,44,2.2.2 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)高于大氣壓，稱為壓力。,用矢量來表示壓力或吸力，矢量線段長
9、度為力的大小，方向?yàn)榱Φ姆较颉?矢量表示法,第二章 第 頁,45,駐點(diǎn)和最低壓力點(diǎn),B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)。,A點(diǎn)，稱為駐點(diǎn)，是正壓最大的點(diǎn)，位于機(jī)翼前緣附近，該處氣流流速為零。,,,第二章 第 頁,46,坐標(biāo)表示法,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，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正壓的作用。,第二章 第 頁,47,2.2.3 升力公式,飛機(jī)的升力系數(shù),飛機(jī)的飛行動(dòng)壓,機(jī)翼的面積。,第二章 第 頁,48,升力公式的物理意義,飛機(jī)的升力與升力系數(shù)、來流動(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)升力的影響。,
10、第二章 第 頁,49,本章主要內(nèi)容,2.1 空氣流動(dòng)的描述 2.2 升力 2.3 阻力 2.4 增升裝置的增升原理,2.3 阻力,,,第二章 第 頁,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的力。阻力阻礙飛機(jī)的飛行，但沒有阻力飛機(jī)又無法穩(wěn)定飛行。,第二章 第 頁,52,阻力的分類,對(duì)于低速飛機(jī)，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：,摩擦阻力(Skin Friction Drag) 壓差阻力(Form Drag) 干擾阻力(Interference Drag) 誘導(dǎo)阻力(Induced Drag),,廢阻力 (Parasite Drag),,升力,粘性,,,第二章 第 頁,53,
11、2.3.1 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99%主流速度的很薄的空氣流動(dòng)層。,附面層的形成,第二章 第 頁,54,附面層厚度較薄,第二章 第 頁,55,無粘流動(dòng)和粘性流動(dòng),附面層的形成是受到粘性的影響。,第二章 第 頁,56,附面層的特點(diǎn),附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強(qiáng)不變且等于法線主流壓強(qiáng)。,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。,第二章 第 頁,57,附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。,l,,,第二章 第 頁,58,附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。,l,,,第二章 第 頁,59,附面層的特點(diǎn)
12、三,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渡區(qū)稱為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。,第二章 第 頁,60,層流的不穩(wěn)定性,,,,第二章 第 頁,61,層流附面層和紊流附面層的速度型,第二章 第 頁,62,2.3.2 阻力的產(chǎn)生,摩擦阻力(Skin Friction Drag) 壓差阻力(Form Drag) 干擾阻力(Interference Drag) 誘導(dǎo)阻力(Induced Drag),,廢阻力 (Parasite Drag),,升力,粘性,,,第二章 第 頁,63,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)作用力與反作用力定律，飛機(jī)必然受到空氣的
13、反作用。這個(gè)反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。,第二章 第 頁,64,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。 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。,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。,第二章 第 頁,65,摩擦阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中占的比例較大,第二章 第 頁,66,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力差，導(dǎo)致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力。,第二章 第 頁,67,順壓梯度與逆壓梯度,順壓：A到B，沿流向壓力逐漸減小，如機(jī)翼上表面前段。 逆壓：B到C，沿流向壓力逐
14、漸增加，如機(jī)翼上表面后段。,,,,A,B,C,第二章 第 頁,68,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 相互作用，形成漩渦脫離物體表面的現(xiàn)象。,,分離點(diǎn),第二章 第 頁,69,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)。,第二章 第 頁,70,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)。,,,,,,P分離點(diǎn),P1,P2,P3,P4,P分離點(diǎn) = P1 = P2 = P3 = P4,第二章 第 頁,71,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出現(xiàn)的逆壓梯度。,,,,A,B,C,第二章 第 頁
15、,72,分離點(diǎn)與最小壓力點(diǎn)的位置,,,,A,B,C,,,最小壓力點(diǎn),分離點(diǎn),第二章 第 頁,73,分離點(diǎn)與轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的區(qū)別,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)。 轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義完全不同。,第二章 第 頁,74,壓差阻力的產(chǎn)生,氣流流過機(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。,第二章 第 頁,75,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)靠后，壓差阻力小。,,,,A,B,C,,C,第二章 第 頁,76,影
16、響壓差阻力的因素,總的來說，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。 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 頁,77,干擾阻力,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相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。,第二章 第 頁,78,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。,飛機(jī)各部件之間的平滑過渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。,第二章 第 頁,79,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)氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力
17、，這就是誘導(dǎo)阻力。,第二章 第 頁,80,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)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過翼尖流向上翼面。,這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（注意旋轉(zhuǎn)方向）,第二章 第 頁,81,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。,翼尖渦的形成,第二章 第 頁,82,翼尖渦的形成,由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流向，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。,第二章 第 頁,83,翼尖渦形成的進(jìn)一步分析,注意旋轉(zhuǎn)方向
18、,第二章 第 頁,84,翼尖渦的立體形態(tài),第二章 第 頁,85,翼尖渦的形態(tài),第二章 第 頁,86,下洗流（DownWash）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。,第二章 第 頁,87,下洗角,下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過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)氣流之間的夾角稱為下洗角。,第二章 第 頁,88,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。,第二章 第 頁,89,誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生,有限展長機(jī)翼與無限展
19、長機(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。這一增加的阻力即為誘導(dǎo)阻力。,第二章 第 頁,90,影響誘導(dǎo)阻力的因素,機(jī)翼平面形狀： 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 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 翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力,第二章 第 頁,91,展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響,第二章 第 頁,92,展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響,第二章 第 頁,93,高展弦比飛機(jī),,第二章 第 頁,94,空速大小對(duì)誘導(dǎo)阻力大小的影響,,空速小，下洗角大，
20、誘導(dǎo)阻力大,空速大，下洗角小，誘導(dǎo)阻力小,第二章 第 頁,95,翼梢小翼,第二章 第 頁,96,翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力,第二章 第 頁,97,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。,第二章 第 頁,98,翼梢小翼可以減小總阻力,第二章 第 頁,99,阻力公式,飛機(jī)的阻力系數(shù),飛機(jī)的飛行動(dòng)壓,機(jī)翼的面積。,第二章 第 頁,100,回顧阻力組成,摩擦阻力(Skin Friction Drag) 壓差阻力(Form Drag) 干擾阻力(Interference Drag) 誘導(dǎo)阻力(Induced Drag),,廢阻力 (Parasite Drag),,第二
21、章 第 頁,101,阻力相關(guān)資料,第二章 第 頁,102,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 頁,103,本章主要內(nèi)容,2.1 空氣流動(dòng)的描述 2.2 升力 2.3 阻力 2.4 增升裝置的增升原理,2.5 增升裝置的增升原理,第二章 第 頁,105,迎角與速度的關(guān)系,飛機(jī)的升力主要隨飛行速度和迎角變化。在大速度飛行時(shí)，只要求較小迎角，機(jī)翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維持飛行。在小速度飛行時(shí)，則要求較大的迎角，機(jī)翼才能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行。,第二章 第 頁,106,為什么要使用增升裝置,用增大迎角的方法來增大升力系數(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
22、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)的裝置。,,增升裝置用于增大飛機(jī)的最大升力系數(shù)，從而縮短飛機(jī)在起飛著陸階段的地面滑跑距離。,第二章 第 頁,107,主要增升裝置包括： 前緣縫翼 后緣襟翼 前緣襟翼,第二章 第 頁,108,2.5.1 前緣縫翼,前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，在大迎角下打開前緣縫翼，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。在中小迎角下打開前緣縫翼，會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差。,第二章 第 頁,109,前緣縫翼,下翼面高壓氣流流過縫隙，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。
23、另一方面，減小了上下翼面的壓強(qiáng)差，減小升力系數(shù)。,第二章 第 頁,110,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)。,第二章 第 頁,111,2.5.2 后緣襟翼,分裂襟翼 （The Split Flap） 簡(jiǎn)單襟翼 （The Plain Flap） 開縫襟翼 （The Slotted Flap） 后退襟翼 （The Fowler Flap） 后退開縫襟翼 （The Slotted Fowler Flap）,放下后緣襟翼，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。,第二章 第 頁,112,分裂襟翼（The Split Fla
24、p）,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。,第二章 第 頁,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)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。,此外，放下分裂襟翼使得翼型彎度增大，上下翼面壓差增加，從而也增大了升力系數(shù)。,分裂襟翼（The Split Flap）,第二章 第 頁,114,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)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
25、力比升力增大更多，使得升阻比降低。,第二章 第 頁,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，阻力系數(shù)增加，升阻比降低（即空氣動(dòng)力性能降低），臨界迎角降低。,簡(jiǎn)單襟翼 （The Plain Flap）,第二章 第 頁,116,TB200的簡(jiǎn)單襟翼,第二章 第 頁,117,開縫襟翼 （The Slotted Flap）,開縫襟翼在簡(jiǎn)單襟翼的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)。在下偏的同時(shí)進(jìn)行開縫，和簡(jiǎn)單襟翼相比，可以進(jìn)一步延緩上表面氣流分離，增大機(jī)翼彎度，使升力系數(shù)提高更多，而臨界迎角卻降低不多。,,第二章 第 頁,118,開縫襟翼 （The Slotted Flap）,下翼面氣流經(jīng)開縫流向
26、上翼面,開縫襟翼的流線譜,第二章 第 頁,119,后退襟翼（The Fowler Flap）,后退襟翼在簡(jiǎn)單襟翼的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)。在下偏的同時(shí)向后滑動(dòng)，和簡(jiǎn)單襟翼相比，增大了機(jī)翼彎度也增加了機(jī)翼面積，從而使升力系數(shù)以及最大升力系數(shù)增大更多，臨界迎角降低較少。,第二章 第 頁,120,后退開縫襟翼 （The Slotted Fowler Flap）,后退開縫襟翼結(jié)合了后退式襟翼和開縫式襟翼的共同特點(diǎn)，效果最好，結(jié)構(gòu)最復(fù)雜。,大型飛機(jī)普遍使用后退雙開縫或三開縫的形式。,第二章 第 頁,121,747的后退開縫襟翼,第二章 第 頁,122,2.5.3 前緣襟翼,前緣襟翼位于機(jī)翼前緣。前緣襟
27、翼放下后能延緩上表面氣流分離，能增加翼型彎度，使最大升力系數(shù)和臨界迎角得到提高。,前緣襟翼廣泛應(yīng)用于高亞音速飛機(jī)和超音速飛機(jī)。,第二章 第 頁,123,B737-800的前緣襟翼,第二章 第 頁,124,增升裝置的原理總結(jié),第二章 第 頁,125,增升裝置的原理總結(jié),增升裝置主要是通過三個(gè)方面實(shí)現(xiàn)增升： 增大翼型的彎度，提高上下翼面壓強(qiáng)差。 延緩上表面氣流分離，提高臨界迎角和最大升力系數(shù)。 增大機(jī)翼面積。,增升裝置的目的是增大最大升力系數(shù)。,第二章 第 頁,126,本章小結(jié),連續(xù)性定理、伯努利定理 機(jī)翼的壓力分布 附面層分離的原因及分離點(diǎn)移動(dòng)的規(guī)律 壓差阻力 升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比 增升裝置的增升原理。 后緣襟翼的功用，增升的基本方法和原理，放襟翼對(duì)氣動(dòng)性能影響,
《空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)》PPT課件.ppt
