空氣動(dòng)力系數(shù)曲線2升力系數(shù)曲線01阻力系數(shù)曲線02升阻比曲線03極曲線04主要內(nèi)容升力系數(shù)曲線在飛行馬赫數(shù)小于一定值時(shí)，只與機(jī)翼的形狀（機(jī)翼翼型、機(jī)翼平面形狀）和迎角的大小有關(guān)。當(dāng)迎角改變時(shí)，氣流在機(jī)翼表面的流動(dòng)情況和機(jī)翼表面的壓力分布）都會(huì)隨之發(fā)生變化，結(jié)果導(dǎo)致了機(jī)翼升力和阻力的變化，壓力中心位置的前后移動(dòng)。升力系數(shù)曲線臨界迎角升力系數(shù)最大迎角零升力迎角臨界迎角:在升力系數(shù)曲線上，最大升力系數(shù)對應(yīng)的迎角就叫臨界迎角。零升力迎角：升力系數(shù)為零時(shí)，機(jī)翼的升力為零，對應(yīng)的迎角叫做零升力迎角。對于大多數(shù)民用運(yùn)輸機(jī)機(jī)翼采用的具有一定彎度的非對稱機(jī)翼，零升力迎角是一個(gè)較小的負(fù)值。升力系數(shù)曲線的變化規(guī)律在迎角小于一定值時(shí)（小于最大升力系數(shù)對應(yīng)的迎角），升力系數(shù)與迎角近似成線性關(guān)系，隨著迎角的增加而增加，由負(fù)值增大到零到正值再到最大值，當(dāng)超過臨界迎角時(shí)，轉(zhuǎn)折開始下降。阻力系數(shù)曲線阻力系數(shù)曲線任何情況下阻力都不等于零零升阻力系數(shù)CD0在迎角等于零度附近，阻力系數(shù)最小隨著迎角絕對值的增加而增大，變化近似按拋物線規(guī)律阻力系數(shù)變化規(guī)律隨著迎角的增加，升力系數(shù)和阻力系數(shù)都增大小迎角范圍，升力系數(shù)增加較快，阻力系數(shù)增加較慢中迎角范圍，阻力系數(shù)比升力系數(shù)增大的速度更快。臨界迎角到最大值之后，升力系數(shù)開始減小，而阻力系數(shù)繼續(xù)增大，增大的速度也陡然增加。升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨著迎角變化的趨勢：升阻比系數(shù)曲線升阻比曲線對飛機(jī)飛行性能的判斷不能只看能產(chǎn)生多大的升力，還應(yīng)綜合考慮阻力的大小。以較小的阻力獲得所需要的升力，才能提高飛機(jī)的飛行效率。為此引入了升阻比的概念升阻比是升力和阻力之比，用

表示也就是升力系數(shù)和阻力系數(shù)之比。升阻比隨著迎角的變化情況當(dāng)升力系數(shù)等于零時(shí)，升阻比也等于零。著迎角的增加，升阻比增大，由負(fù)值增大到零再增大到最大值隨著迎角的增加而逐漸減小升阻比在迎角等于4°時(shí)達(dá)到最大，該值稱為有利迎角在升阻比達(dá)到最大值的狀態(tài)下飛行是最有

利的，因?yàn)椋@時(shí)產(chǎn)生相同的升力，阻力最小，飛行效率最高。所以升阻比也叫做氣動(dòng)

效率極曲線極曲線極曲線是升力系數(shù)對阻力系數(shù)的曲線。以升力系數(shù)為縱坐標(biāo)，以阻力系數(shù)為橫坐標(biāo)，對每一個(gè)迎角都可以得到一個(gè)升力系數(shù)和一個(gè)阻力系數(shù)，并將迎角值標(biāo)在曲線的各點(diǎn)上就得出極曲線圖什么是極曲線從原點(diǎn)作極曲線的切線與曲線的交點(diǎn)就是達(dá)到最大升阻比的迎角值，切線的斜率就是最大升阻比。曲線的最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)值就是最大升力系數(shù)。用平行縱坐標(biāo)的直線與曲線相切,可以得到最小阻力系數(shù)和迎角值極曲線的作用小結(jié)四條曲線升力系數(shù)曲線阻力系數(shù)曲線升阻比曲線極曲線有什么？為什么？壓力中心和焦點(diǎn)1、機(jī)翼壓力中心定義和變化情況2、機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的區(qū)別機(jī)翼的壓力中心：機(jī)翼氣動(dòng)力合力的作用點(diǎn)。隨著迎角的改變，機(jī)翼的壓心的位置會(huì)沿飛機(jī)縱向前后移動(dòng)（對稱翼型除外）。1、機(jī)翼壓力中心定義和變化情況不同迎角下的機(jī)翼升力迎角由小逐漸增大時(shí)，機(jī)翼上表面前段吸力增大，壓力中心前移超過臨界迎角后，機(jī)翼前段和中段吸力減小，而后段稍有增加，壓力中心后移壓力中心：機(jī)翼氣動(dòng)力合力的作用點(diǎn)。焦點(diǎn)：當(dāng)迎角改變是，及以上的氣動(dòng)力對改點(diǎn)的力矩保持不變。（迎角改變是以及氣動(dòng)何時(shí)能立增量的作用點(diǎn)）2、機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的區(qū)別焦點(diǎn)：在低速、亞聲速范圍內(nèi)，位置為25%。當(dāng)飛行馬赫數(shù)變化時(shí)，焦點(diǎn)的位置保持不變。壓力中心與焦點(diǎn)的關(guān)系：對于有一定彎度的非對稱翼型來說，壓力中心在焦點(diǎn)后面，隨迎角增大，前移接近焦點(diǎn)對于對稱翼型，二者重合。2、機(jī)翼壓力中心和焦點(diǎn)的區(qū)別7.對于對稱剖面翼型，在臨界迎角以內(nèi)，隨迎角增加壓力中心()A.向前移動(dòng)B.位置不變C.向后移動(dòng)D.可能前移或后移答案：B飛機(jī)失速一、升力系數(shù)曲線臨界迎角升力系數(shù)最大迎角零升力迎角升力系數(shù)曲線的變化規(guī)律在迎角小于一定值時(shí)（小于最大升力系數(shù)對應(yīng)的迎角），升力系數(shù)與迎角近似成線性關(guān)系，隨著迎角的增加而增加，由負(fù)值增大到零到正值再到最大值，當(dāng)超過臨界迎角時(shí)，轉(zhuǎn)折開始下降。飛機(jī)大迎角失速臨界迎角也稱失速迎角。當(dāng)迎角大于臨界迎角時(shí)，升力系數(shù)急劇下降，阻力系數(shù)急劇增加，這種現(xiàn)象就叫做失速。V<Vcrα>αcr超過臨界迎角，機(jī)翼迎角進(jìn)一步增大，導(dǎo)致邊界層的空氣質(zhì)點(diǎn)流過機(jī)翼上表面最高點(diǎn)不遠(yuǎn)處便開始分離，使機(jī)翼上表面充滿旋渦，升力大為減少，而阻力迅速增加。為了保證飛行安全，防止飛機(jī)失速，規(guī)定了一個(gè)小于最大升力系數(shù)的升力系數(shù)值和一個(gè)小于臨界迎角的迎角值，這兩個(gè)值是在飛行中可以達(dá)到但不能超過的安全值。飛機(jī)的失速速度飛機(jī)迎角剛達(dá)到臨界迎角時(shí)的飛行速度就叫做失速速度。由推出平飛時(shí)，飛機(jī)升力等于飛機(jī)的重力。其他狀態(tài)下，飛機(jī)升力（Y）等于飛機(jī)重量與一個(gè)系數(shù)的乘積，這個(gè)系數(shù)ny叫做載荷因素其他飛行狀態(tài)下的飛機(jī)的失速速度為2025/4/1236由失速速度的計(jì)算公式可知：飛機(jī)重力增加，飛機(jī)的失速速度也會(huì)增加。注意，這時(shí)飛機(jī)的最大升力系數(shù)基本不變，只提高了飛行速度。飛機(jī)起飛著陸過程中，使用增升裝置可以提高最大升力系數(shù)，從而降低飛機(jī)的失速速度，使飛機(jī)可以以更低的速度起飛和著陸。在各種不同的飛行狀態(tài)下，當(dāng)載荷系數(shù)越大，對應(yīng)的失速速度也就越大。8.關(guān)于失速的表述，正確的是()A.失速迎角越大，說明飛機(jī)性能越好B.失速速度越大，說明飛機(jī)性能越好C.改出失速狀態(tài)，應(yīng)該拉桿D.失速狀態(tài)時(shí)飛機(jī)處于小迎角答案：A2025/4/1238失速警告系統(tǒng)用于在空中飛機(jī)接近失速狀態(tài)時(shí)發(fā)出警告，在些飛機(jī)還能自動(dòng)推桿幫助飛機(jī)改出失速狀態(tài)。失速警告系統(tǒng)僅能在空中工作，在地面只能通過試驗(yàn)電門作動(dòng)?，F(xiàn)代飛機(jī)都安裝了工人失速警告設(shè)備：失速警告喇叭、失速警告燈和抖桿器。失速警告2025/4/12392025/4/12409.為了飛行安全,飛機(jī)飛行時(shí)的升力系數(shù)和迎角可以達(dá)到()A.最大升力系數(shù)和臨界迎角最大B.升力系數(shù)和小于臨界迎角的限定值C.小于最大升力系數(shù)的限定值和臨界迎角D.小于最大升力系數(shù)和臨界迎角的兩個(gè)限定值答案：D2025/4/1242特殊情況：由普加喬夫駕駛蘇-27戰(zhàn)斗機(jī)創(chuàng)造的“普加喬夫眼鏡蛇”動(dòng)作飛行中，飛機(jī)先以400千米/小時(shí)的速度從跑道升起，然后猛地將機(jī)頭拉起，一直向后仰，抬升到110°~120°時(shí)，仍然保持平穩(wěn)并可恢復(fù)到原來的飛行狀態(tài)，它以和直立眼鏡蛇一樣的姿態(tài)朝前