PAGEPAGE2第三篇空氣動(dòng)力學(xué)第一章飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性§1—1機(jī)翼形狀飛機(jī)的空氣動(dòng)力主要是由機(jī)翼產(chǎn)生的，本節(jié)首先簡要介紹機(jī)翼幾何形狀（即剖面形狀和平面形狀）以及有關(guān)的參數(shù)。一、機(jī)翼的剖面形狀(簡稱翼型)翼型，通常指的是機(jī)翼平行于飛機(jī)對稱面的翼剖面(見圖3—1—1)。圖3-1-1圖3-1-2翼型大致分為以下幾種(見圖3—1—2)：弓形、平凸形、雙凸形、對稱形、超臨界翼型、尖峰翼型、雙弧形和菱形翼形.大多數(shù)早期飛機(jī)和近代低速飛機(jī)翼型的前緣較鈍，速度較高的飛機(jī)，多數(shù)采用尖前緣的翼型。各種翼剖面的形狀特點(diǎn)，可用幾何參數(shù)表示，主要的幾何參數(shù)，有下列七個(gè)：圖3-1-4翼型的幾何參數(shù)圖3-1-3中弧線和翼弦(一)翼弦：翼型一系列內(nèi)切圓圓心的連線，稱為中弧線(見圖3—1—3)它是表示翼型彎曲程的一條曲線，中弧線的前端點(diǎn)，稱為前緣；后端點(diǎn)稱為后緣。前緣與后緣之間的連線叫翼弦或幾何弦（b)。翼弦是翼型的特征長度，單位為米。圖3-1-3中弧線和翼弦(二)相對彎度：翼型中弧線與翼弦之間的距離叫做孤高或彎度（f)，最大弧高(f)與翼弦(b)的比值叫相對彎度(見圖3-1-4)通常用百分?jǐn)?shù)表示為：（3—1—1)相對彎度的大小表示翼型的不對稱程度，現(xiàn)代飛機(jī)的翼型，相對彎度約為(三)最大彎度位置：翼型的最大弧高(f)所在的位置到前緣的距離叫最大彎度位置（即圖3-1—4中的），通常以其與翼弦(b)的比值來表示，即(3－1—2)(四)厚弦比：上下翼面在垂直于翼弦方向的距離叫翼型的厚度（c）翼型最大厚度（）與翼弦（b）的比值，叫翼型的厚弦比或相對厚度（見圖3-1—4）厚弦比常用百分?jǐn)?shù)表示(3－1－3)現(xiàn)代飛機(jī)的翼型，厚弦比約為％，超音速飛機(jī)用值較小的薄翼，低速飛機(jī)用值最大厚翼。(五)最大厚度位置：翼型的最大厚度所在的位置到前緣的距離(圖3—1—4中的)稱為最大厚度位置，通常以其與翼弦的比值來表示，即(3－1－4)現(xiàn)代飛機(jī)的翼型，最大厚度位量大約在翼弦30～50％的地方，亞音速翼剖面的為25～30%，而超音速翼剖面則為40～50％。(六)前緣半徑：翼型前緣處的曲率半徑稱為半前緣半徑，用符號(hào)r表示(見圖3—1—5)(七)后緣角：翼型上下表面圖線在后緣處切圖3-1-5前緣半徑線之間的夾角，稱為后緣角，用表示(見圖3—1—4)通常用處的切線間的夾角計(jì)算。圖3-1-5前緣半徑用、、三個(gè)量就可一般地表征翼型的幾何特點(diǎn)。二、機(jī)翼的平面形狀現(xiàn)代飛機(jī)機(jī)翼的平面形狀常用的有矩形翼、橢圓翼、梯形翼、后掠翼、三角翼等，從五十年代起，又陸續(xù)出現(xiàn)了由上述基本平面形狀發(fā)展和組合而成的復(fù)合機(jī)翼，如雙三角翼，S形前緣翼、邊緣翼；變后掠翼等(見圖3-1-6)。圖3-1-6機(jī)翼平面形狀（a）矩形翼（b）橢圓翼（c）梯形翼(d)后掠翼(e)三角翼(f)雙三角翼(g)S形前緣翼(h)邊條翼(i)變后掠翼機(jī)翼是左右對稱的，中間就是對稱面，機(jī)翼偽平面形狀可以通過以下幾個(gè)參數(shù)表示。(一)機(jī)翼面積：如圖3—1—7，機(jī)翼在XOZ平面上的投影面積叫機(jī)翼面積(S)。如不加說明，機(jī)翼面積是指包括機(jī)身所占那部分的面積，如圖3—1—6中陰影部分所示。(二)翼展：機(jī)翼左右翼端(翼尖)之間的距離，稱為翼展()，單位為米(見圖3—1-7)(三)展弦比：翼展與平均翼弦()之比，叫展弦比，用表示。(3—1—5)因?yàn)樗詧D3-1-7表示平面形狀的幾何參數(shù)(3—1—6)現(xiàn)代飛機(jī)的展弦比，殲擊機(jī)大致為2～5，轟炸機(jī)、運(yùn)輸機(jī)大致為7～12，滑翔機(jī)、高空偵察機(jī)可達(dá)12～16。(四)根尖比：如圖3－1－7，翼根弦長與翼尖弦長之比稱為根尖比；用表示(3—1—7)(五)后掠角：如圖3－1－7所示，機(jī)翼上有代表性的等百分比弦線(如前緣、弦線、后緣等，在XOZ平面上的投影與OZ軸之間的夾角，稱為后掠角。圖中稱為前緣后掠角，稱為弦線后掠角，稱為后緣后掠角，一般常用弦線后掠角作為機(jī)翼后掠角。表3－1－1介紹幾種飛機(jī)的主要幾何參數(shù)機(jī)種幾何參數(shù)殲5殲6殲7Ⅱ殲8(白天型)轟6運(yùn)5安-26面積()翼展(米)展弦比根尖比后掠角(前緣)安裝角上反角平均氣動(dòng)弦(米)厚弦比22.69.64.13內(nèi)47°外43°1°-3°2.3634.08%2593.243.0457.73°55°0°-4°30′3.0238.24%237.152.2312.957°0°-2°4.0025%(翼尖)4.2%(翼根)42.1879.3442.0718.2660°0°-2°5.7244.5～4%164.6532.9896.6272.41635(焦點(diǎn)線)1°-3°5.0219.85～12.9%上翼43.564下翼27.98上翼18.176下翼14.236上翼7.7下翼7.2510上翼3°下翼1°上翼3°下翼4°19′2.26974.9829.211.372.926°50′(1/4)連線3°2.813(六)安裝角：機(jī)翼根弦與機(jī)身軸線之間的夾角。(七)上(或下)反角：一側(cè)機(jī)翼翼弦平面與XOZ平面間的夾角，通常上反為正，下反為負(fù)。（八)平均空氣動(dòng)力弦：對于任意平面形狀的實(shí)際機(jī)翼，它的弦長從翼根到翼尖是變化的?？梢约傧氪嬖谝粋€(gè)相當(dāng)?shù)木匦螜C(jī)翼，此矩形機(jī)翼與實(shí)際機(jī)翼的面積相同，俯仰力矩和氣動(dòng)力合力也相同。我們把這樣的矩形機(jī)翼的弦稱為機(jī)翼的平均空氣動(dòng)力弦，平均空氣動(dòng)力弦是飛機(jī)的縱向特征長度，在講授縱向力矩、升力、壓力中心和焦點(diǎn)等問題時(shí)都要用到，所以是一個(gè)特別重要的幾何參數(shù)?！?—2升力升力是飛機(jī)飛行中產(chǎn)生的空氣動(dòng)力之一，用以支托飛機(jī)在大氣中的飛行。當(dāng)飛機(jī)的姿態(tài)度改變時(shí)，升力的大小和方向也隨之改變。同時(shí)，飛機(jī)在服役期間，由于各種原因，在同樣情況下，產(chǎn)生的升力將可能減少，飛機(jī)的性能、品質(zhì)也隨之變差。因此，掌握升力的產(chǎn)生及其影響因素是很有意義的。一、升力的產(chǎn)生飛機(jī)的升力主要是由機(jī)翼產(chǎn)生的，尾翼也產(chǎn)生一定的升力，但其主要作用是保持和改變飛機(jī)的平衡，而不是支托飛機(jī)。其它部件產(chǎn)生的升力很小，一般不予考慮，本節(jié)主要闡述機(jī)翼升力的產(chǎn)生，為研究升力的產(chǎn)生，先介紹迎角的概念。(一)機(jī)翼的迎角翼弦與相對氣流方向的夾角，稱為迎角，通常以表示，見圖3—1—8。迎角的大小反映了相對氣流與機(jī)翼之間的相互關(guān)系。迎角不同，相對氣流流過機(jī)翼時(shí)的情況就不同，產(chǎn)生的空氣動(dòng)力就不同，從而升力也不同。所以迎角是飛機(jī)飛行中產(chǎn)生空氣動(dòng)力的重要參數(shù)。迎角有正角之分。氣流方向指向機(jī)翼下表面的為正迎角，如圖3—1—8中(a)、(b)所示。氣流方向指向機(jī)翼上表面的為負(fù)迎角，如圖3—1—8(c)所示。飛行時(shí)絕大多數(shù)時(shí)間內(nèi)飛機(jī)處于正迎角狀態(tài)。(二)根據(jù)翼型的流線譜說明升力的產(chǎn)生從空氣流過雙凸形機(jī)翼的流線譜(圖3—1—9)中可以看到，空氣流到機(jī)翼前緣，分成上下兩股，分別沿機(jī)翼上、下表面向后流動(dòng)，由于機(jī)冀有一定的正迎角，上表面又比較凸出，圖３－１－８機(jī)翼迎角所以機(jī)翼上表面的流管必然變細(xì)，根據(jù)連續(xù)方程和伯努利方程可知其流速增大、壓強(qiáng)下降。下表面則相反，流管變粗，流速減少，壓強(qiáng)增大。垂直于相對氣流方向壓力差就是機(jī)翼的升力。圖３－１－９機(jī)翼升力的產(chǎn)生圖３－１－９機(jī)翼升力的產(chǎn)生圖３－１－１０機(jī)翼表機(jī)翼升力作用線與翼弦的交點(diǎn)，即升力的著力點(diǎn)，叫機(jī)翼的壓力中心。(三)機(jī)翼表面的壓強(qiáng)分析為了便于分析機(jī)翼各部分對產(chǎn)生升力的貢獻(xiàn)，根據(jù)圖3-1-10的實(shí)驗(yàn)，可繪出機(jī)翼上下表面壓強(qiáng)分布圖。在壓強(qiáng)分布圖上繪出的不是各點(diǎn)絕對壓強(qiáng)值，而且壓力系數(shù)。其定義如下：(3—1—8a)式中P是機(jī)翼上某點(diǎn)的絕對壓分別是遠(yuǎn)前方未受擾動(dòng)的氣流壓強(qiáng)、密度和速度。根據(jù)氣流的低速伯努利利方程，壓力系數(shù)可以表示為如下形式：(3—1一8b)式中一機(jī)翼表面某一點(diǎn)流速。根據(jù)實(shí)驗(yàn)，在低速范圍內(nèi)，機(jī)翼的流線譜基本不隨速度變化，亦即流管截面積基本不變，由不可壓流連續(xù)方程可知是一個(gè)確定的數(shù),也就是一個(gè)確定的數(shù)，當(dāng)迎角和翼型改變時(shí)，流線譜也要發(fā)生變化，壓力系數(shù)也隨之而改變。綜上所述，在低速范圍內(nèi)，壓力系數(shù)只隨翼型和迎角變化，與氣流動(dòng)壓無關(guān)。機(jī)翼的壓強(qiáng)分布圖分兩種表示方法。一種是矢量法，另一種是坐標(biāo)法。矢量法：如圖3—1—11所示，圖中各線段均垂直于機(jī)翼表面，線段的長度表示壓力系數(shù)的大小，箭頭向外為負(fù)值()，箭頭向里為正值()。再將各個(gè)矢量的外端用平滑的曲線連接起來，便是用矢量表示的壓強(qiáng)分布圖。圖中壓強(qiáng)最低吸力最大的一點(diǎn)(B點(diǎn))是最低壓強(qiáng)點(diǎn)。在前緣附近，壓強(qiáng)最高的一點(diǎn)(A)，是前駐點(diǎn)。坐標(biāo)法：如圖3—1—12所示，以翼弦相對量x／b作橫坐標(biāo)，將機(jī)翼各測點(diǎn)投影在橫坐標(biāo)(翼弦)上，然后將各測點(diǎn)上的壓力數(shù)值作為縱坐標(biāo)畫出。圖3-1-11用矢量法表示的機(jī)翼壓強(qiáng)分布布圖大氣大于壓強(qiáng)的畫在橫坐標(biāo)下方，小于大氣壓強(qiáng)的畫在橫坐標(biāo)上方，再用平滑曲線依次連接圖上各點(diǎn)，這就是用坐標(biāo)表示的壓強(qiáng)分布圖。，便可了解機(jī)翼各部分所產(chǎn)生的升力在總升力圖中所占的比重。圖3—1—11及圖3—1—12表明：機(jī)翼產(chǎn)生升力主要靠上表面的壓強(qiáng)減少(產(chǎn)生吸力)的作用，而是靠下表面的壓強(qiáng)增大。由上表面的吸力所形成的升力一般約占總升力的%，而由下表面的壓強(qiáng)所形成的升力只占總升力的20～40％、如果下表面的壓強(qiáng)低于大氣壓強(qiáng)產(chǎn)生向下的吸力，則機(jī)翼總升力就等于上表面的吸力減去下表面的吸力，在此情況下，機(jī)翼的升力就完全由上表面吸力所產(chǎn)生。二、升力公式為了推導(dǎo)升力公式，假設(shè)氣流以速度連續(xù)、穩(wěn)定流過一個(gè)固定迎角的、無限長翼展的矩形翼，此機(jī)翼上每個(gè)剖面的翼型都是完全相同的。如圖3—1—13所示，在機(jī)翼上沿翼展方向取長度為的一段機(jī)翼。其面積為。為計(jì)算整個(gè)機(jī)翼的升力，首先在其上任取一長度為、寬度為、面積為的一小塊微元機(jī)翼。圖3-1-12用坐標(biāo)法表示的機(jī)翼壓強(qiáng)分布圖３－１－１３無限長翼展距型翼可以認(rèn)為這塊微元機(jī)翼的上、下表面壓力分布是均勻的，這樣就很容易算出它的升力。如圖3—1—14所示，流過機(jī)翼上下表面的氣流速度、壓強(qiáng)在Ⅱ-Ⅱ截面處分別為、及、，根據(jù)壓力系數(shù)定義有機(jī)翼無限小面積所產(chǎn)生的升力（見圖3-1-13）應(yīng)為而則得整個(gè)機(jī)翼的升力(Y)應(yīng)為：取，上式改寫成：令(3一1—9)稱為升力系數(shù)，于是飛機(jī)的升力為：(3—1—10)(3—1—10)式稱為升力公式，它雖是用無限矩形翼推導(dǎo)出來的，但同樣適用于各種平面形狀有限長機(jī)翼。從公式可以看出飛機(jī)升力大小與相對氣流的動(dòng)壓()成正比，與機(jī)翼面積成正比，與升力系數(shù)成正比。圖３－１－１４某一迎角時(shí)的流線譜由式(3—1—9)可以看出，升力系數(shù)就是壓強(qiáng)分布圖中上下翼面壓力系數(shù)曲線所圍的面積。升力系數(shù)的大小綜合地反映了迎角。翼型及機(jī)翼平面形狀等因素對升力的影響，一般由實(shí)驗(yàn)測定。從實(shí)驗(yàn)結(jié)果看，相對彎度大的機(jī)翼，其升力系數(shù)大，這里因?yàn)橄鄬澏却?，上下翼面流管的變化大，上下壓力系?shù)的趨值就大。同一迎角下平凸形翼型比雙凸形的升力系數(shù)大，對稱形的最小。三、升力系數(shù)曲線(一)升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律升力系數(shù)曲線即一機(jī)翼升力系數(shù)，隨迎角變化的曲線。圖3—1—15是殲七飛機(jī)的升力系數(shù)曲線。當(dāng)迎角不大時(shí)，升力系數(shù)基本上隨迎角的增大而正比例增大；當(dāng)迎角較大時(shí)，升力系數(shù)隨迎角增大時(shí)的趨勢減弱，曲線變得平緩；當(dāng)迎角增大到一定值，即臨界角迎角時(shí)，升力系數(shù)將隨迎角的增大而減少。升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律，可以從圖3—1—15的流線譜和壓強(qiáng)分布隨迎角的變化中得到解釋，迎角不大時(shí)，機(jī)翼后緣的渦流還小，對機(jī)翼流線譜的影響不大，上下表面的壓力系數(shù)基本上隨迎角成比例變化；當(dāng)迎角較大時(shí)，后緣渦流區(qū)增圖３－１－１５飛機(jī)的升力系數(shù)曲線大到開始影響流線譜和壓強(qiáng)分布．升力臨界迎角()時(shí)，后緣渦流區(qū)迅速擴(kuò)大，氣流已不能平順地流過機(jī)翼上表面；壓力系數(shù)(絕對值)急劇減少，升力系數(shù)下降。(二)表征飛機(jī)升力特征的幾個(gè)參數(shù)1．零升力迎角（)升力系數(shù)為零的迎角，稱為零升力迎角，記作。不同翼型的零升力迎角的大小是不同的，主要是隨翼型的相對彎度而變化。相對彎度大，的絕對值也大，對稱形翼型的等于零。2．臨界迎角()和最大升力系數(shù)()．在機(jī)翼的。曲線上，當(dāng)升力系數(shù)從零增加時(shí)，出現(xiàn)的第一個(gè)局部最大值，稱為最大升力系數(shù)。最大升力系數(shù)所對應(yīng)的迎角，稱為臨界迎角。由3—1—16不同迎角下機(jī)翼流線譜和壓強(qiáng)分布影響最大升力系數(shù)的因素很多，主要是翼型的相對彎度、最大彎度位置、厚弦比、前緣半徑等。實(shí)驗(yàn)表明，相對彎度較大的翼型，較大，同一相對彎度，最大彎度位置在15％左右時(shí)，最大，對普通翼型，厚弦比在9—14％范圍內(nèi)，最大。3．升力系數(shù)曲線斜率()升力系數(shù)曲線斜率是指改變單位迎角時(shí)，升力系數(shù)的相應(yīng)的改變量，即，如翼型、飛行M數(shù)一定時(shí)，也可以寫成在中小迎角范圍內(nèi)，由于機(jī)翼上表面的氣流分離還不顯著，與成線性關(guān)系，等于常數(shù)，每個(gè)翼型的精確值應(yīng)由實(shí)驗(yàn)確定。若已知可用下式估算中小迎角范圍內(nèi)的。(3—1—11)迎角增大到一定程度，機(jī)翼上變小，及至上升到最大值，。超過，再繼續(xù)增大迎角，機(jī)翼表面上產(chǎn)生嚴(yán)重氣流分流，下降，變?yōu)樨?fù)值?！?—3阻力阻力也是一種空氣動(dòng)力，它是阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力量。阻力的方向與升力垂直，與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的方向相反。在飛行中，飛機(jī)的阻力大小與飛機(jī)的性能和品質(zhì)有著密切的關(guān)系。因此，學(xué)習(xí)阻力的產(chǎn)生和變化，對于分析飛行性能和品質(zhì)的變化，理解飛機(jī)的飛行性能，排除飛機(jī)性能故障等都具有重要意義。一、阻力的產(chǎn)生飛機(jī)低速飛行時(shí)的阻力按其產(chǎn)生的不同原因，可以分為摩擦阻力、壓差阻力和誘導(dǎo)阻力等。(一)摩擦阻力根據(jù)以前所說的有關(guān)氣體粘性及低速附面層的知識(shí)，我們知道，空氣流過飛機(jī)時(shí)，由于空氣有粘性，在貼近飛機(jī)表面的地方形成附面層。在附面層內(nèi)．特別是附面層底層有顯著的速度梯度，因此在飛機(jī)表面就存在摩擦力，其方向切于物面。飛機(jī)表面各處摩擦力在相對氣流方向上的投影的總和，就是整個(gè)飛機(jī)的摩擦阻力?？諝庠陲w機(jī)表面附面層內(nèi)的流動(dòng)與在平板附面層內(nèi)的流動(dòng)相類似。因此在空氣動(dòng)力學(xué)中，飛機(jī)機(jī)翼、機(jī)身、尾翼等處摩擦，阻力系數(shù)的大小，可以在前章所講述的平板摩擦阻力系數(shù)的基礎(chǔ)上，加以適當(dāng)修正而估算出來。機(jī)翼摩擦阻力系數(shù)可用下式計(jì)算：(3—1—12)式中為低速平板雙面摩擦阻力系數(shù)，為翼型厚弦比對摩擦阻力系數(shù)影響的修正系數(shù)，可由圖3—1—17查得，圖中是機(jī)翼的平均厚弦比，為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)相對位置，初步估算可用最大厚度位置代替。(二)壓差阻力空氣流過機(jī)翼的過程中，在機(jī)翼前緣受到阻擋，流速減慢，壓強(qiáng)增大；在機(jī)翼后緣，壓強(qiáng)減少，特別是在較大迎角下，由于氣流分離形成渦流區(qū)，在渦流區(qū)內(nèi)壓強(qiáng)減少較多，這樣，機(jī)翼前后便產(chǎn)生壓強(qiáng)差，形成阻力，這種阻力叫做壓差阻力。飛機(jī)的機(jī)身、尾翼等部分都會(huì)產(chǎn)生壓差阻力。圖３－１－１６不同迎角下的機(jī)翼流線譜機(jī)身與機(jī)翼結(jié)合部，機(jī)翼下部懸掛的副油箱或發(fā)動(dòng)機(jī)短艙等，都會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)壓差阻力增大。例如，機(jī)翼與機(jī)身的結(jié)合部分，其中段，由于機(jī)翼表面和機(jī)身表面都向外凸出，流管收縮，流速迅速加快，壓強(qiáng)很快降低，而在后部，由于機(jī)翼表面和機(jī)身表面都向內(nèi)彎曲，流管擴(kuò)大，流速迅速減慢，壓強(qiáng)很快增高，這就促使氣流分離點(diǎn)前移，并使機(jī)身和機(jī)翼結(jié)合處后部的渦流區(qū)擴(kuò)大(見圖3—1—18)，翼身組合體所產(chǎn)生的阻力比機(jī)翼阻力和機(jī)身阻力兩者之和還大，多出來的這部分壓差阻力，是由流過飛機(jī)各部分的氣流互相干擾所引起的，因此，又稱為干擾阻力。為了減少這部分阻力，在機(jī)身與機(jī)翼、機(jī)身與尾翼的結(jié)合部，都裝有整流包皮。飛機(jī)壓差阻力系數(shù)的大小，一般都是靠實(shí)驗(yàn)獲得。圖３－１－１８翼身結(jié)合處的氣流分流圖3-1-19機(jī)翼后的漩渦面(三)誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力是伴隨升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的，如果沒有升力，誘導(dǎo)阻力也就不存在。這個(gè)同升力形影不離，由升力“誘導(dǎo)”而產(chǎn)生的阻力，稱為誘導(dǎo)阻力，又稱升致阻力。飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力主要來自機(jī)翼。下面就以機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力為例加以說明。1．誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生參看圖3—1—19A，當(dāng)機(jī)翼產(chǎn)生正升力時(shí)，機(jī)翼下表面的壓強(qiáng)比上表面的大，在上下表面壓整的作用下，下表面的氣流就繞過翼尖流向上表面。這樣就使下表面的流線由機(jī)翼的對稱面偏向翼尖，而上表面的流線由翼尖偏向?qū)ΨQ面。如圖3—1—19B。由于上下翼面空氣流出后緣時(shí)具有不同的流向，因此會(huì)形成旋渦。這些旋渦在機(jī)翼之后組成一個(gè)旋渦面，由于空氣的粘性作用與旋渦的相互作用，旋渦面在翼尖后不遠(yuǎn)處卷成兩個(gè)大渦束，稱為翼尖渦流，如圖3—1—19C。從機(jī)翼后面向前看，左翼尖渦流順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，右翼尖渦流反時(shí)針旋轉(zhuǎn)。從實(shí)驗(yàn)可以看出上述流動(dòng)現(xiàn)象的存在，例如用絲線系住的一個(gè)小棉球，會(huì)在翼尖部分的氣流中旋轉(zhuǎn)起來，如圖3—1—20所示。圖３－１－２０翼尖渦流實(shí)驗(yàn)圖３－１－２１下洗速度和下洗角由于翼尖渦流的作用，會(huì)在機(jī)翼所在平面內(nèi)引起垂直來流方向的誘導(dǎo)速度。在機(jī)翼所在處以及機(jī)翼后方，誘導(dǎo)速度的方向一般是向下的，因此常稱其為下洗速度。(用表示)下洗速度的存在改變了各剖面處的氣流方向，如圖3—1—21所示。這個(gè)向下傾斜的氣流，稱為下洗流，其流速用表示，下洗流向下傾斜的角度，稱為下洗角，用表示，下洗流與翼弦之間的夾角，稱為有效迎角，用表示，有效迎角比迎角小，它們有如下關(guān)系；(3—1—13)當(dāng)空氣流過機(jī)翼時(shí)，如果沒有下洗，則作用在機(jī)翼上的升力當(dāng)然是垂直于來流的，有了下洗，實(shí)際升力相對于向后傾斜了一個(gè)角度(見圖3—1—22)。這個(gè)力在垂直于方向上的分力就是誘導(dǎo)阻力，用表示。2．誘導(dǎo)阻力公式從圖3—1—22中可看出，誘導(dǎo)阻力與升力下洗角有下列關(guān)系：由于，很小所以圖３－１－２２誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生也可以寫成由本章附錄可以知道下洗角用下式表示(3—1—14)所以令(3—1—15)則誘導(dǎo)阻力公式寫成(3—1—16)式中——誘導(dǎo)阻力系數(shù)，它的大小與成正比，與展弦比成反比，為常數(shù)。上述(3—1—14)式和(3—1—15)式分別為橢圓翼的下洗角和誘導(dǎo)阻力系數(shù)計(jì)算公式。其他平面形狀直機(jī)翼下洗角和誘導(dǎo)阻力系數(shù)，可在橢圓翼的基礎(chǔ)上進(jìn)行修正后得出，分別表示為：(3—1—17)(3—1—18)式中，和是非橢圓形機(jī)翼的修正系數(shù)，其大小與機(jī)翼形狀有關(guān)，表3—1—2給出了幾種不同平面形狀機(jī)翼的修正系數(shù)和的平均值。由于及，因此在同樣的和下，一般平面形狀機(jī)翼的和比橢圓翼的大．或者說，橢圓翼的和最小。表3-1-2機(jī)翼平面形狀附注橢圓形梯形矩形菱形0.3180.3180.3750.3630.3180.3180.3750.363一般機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力系數(shù)也可表示為：(3—1—19)式中：，稱為有效展弦比；稱為誘導(dǎo)阻力因子。對于大展弦比直機(jī)翼來說，可由下式計(jì)算：(3—1—20)二、阻力公式飛機(jī)的阻力主要包括摩擦阻力、壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。阻力和升力一樣，都是空氣動(dòng)力，影響阻力的因素與影響升力的基本相同，所以飛機(jī)的阻力可由下式來計(jì)算：(3—1—21)式中——飛機(jī)阻力系數(shù)。它的大小綜合地表達(dá)了迎角、飛機(jī)形狀、表面光滑程度以及雷諾數(shù)等對阻力的影響。飛機(jī)的摩擦阻力和壓差阻力統(tǒng)稱為廢阻力，于是，整個(gè)飛機(jī)的阻力系數(shù)為(3—1—22a)在中小迎角下，也可寫成如下形式(3—1—22a)式中稱為零升阻力系數(shù)，定義為時(shí)的飛機(jī)阻力系數(shù)。三、阻力系數(shù)曲線圖３－１－２３飛機(jī)的阻力系數(shù)曲線飛機(jī)在不同迎角下的阻力系數(shù)，可通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測得，根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果繪成曲線如圖3—1—23所示。圖中曲線表明：阻力系數(shù)是隨著迎角的增大而不斷增大的。在小迎角下，阻力系數(shù)較小，且增大得較慢；在大迎角下，阻力系數(shù)增大得較快；超過臨界迎角以后，阻力系數(shù)急劇增大。這是因?yàn)槟Σ磷枇ο禂?shù)基本上不隨迎角變化。在中、小迎角下，迎角增大，壓差阻力系數(shù)變化不大，也可認(rèn)為基本保持不變，所以，在中小迎角階段阻力系數(shù)的變化主要取決于誘導(dǎo)阻力系數(shù)的變化。在大迎角情況下，特別是接近和超過臨界迎角后，隨迎角增大，機(jī)翼表面發(fā)生嚴(yán)重氣流分離，渦流區(qū)迅速擴(kuò)大，導(dǎo)致壓差阻力系數(shù)急劇增大，阻力系數(shù)也劇烈增大。由此可見，當(dāng)迎角超過臨界迎角以后，不僅升力突然下降，而且阻力也急劇上升，這將導(dǎo)致飛機(jī)迅速喪失速度，這種現(xiàn)象稱之為“失速”（注：失速概念已有新發(fā)展。可參閱鐘日超編著的《后掠翼飛機(jī)失速和螺旋若干理論問題的研究》）在曲線上阻力系數(shù)最小值，稱為最小阻力系數(shù)，用表示。它是一個(gè)很重要的氣動(dòng)參數(shù)。在飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)中，它對飛機(jī)的最大速度影響很大。對于大多數(shù)翼型來說，基本上等于零升阻力系數(shù)。§1—4全機(jī)空氣動(dòng)力特性飛機(jī)是由機(jī)身、機(jī)翼和尾翼等結(jié)合而成的組合體。由于組合體各部件之間的干擾作用，全機(jī)的空氣動(dòng)力并不等于各部件的空氣動(dòng)力之和。本節(jié)除簡單介紹全機(jī)空氣動(dòng)力的計(jì)算原則外，著重講述能反映全機(jī)空氣動(dòng)力性能的參數(shù)和曲線。一、全機(jī)空氣動(dòng)力計(jì)算1．機(jī)身的升、阻力圖３－１－２4機(jī)身阻力機(jī)身的升力很小，一般不予考慮。機(jī)身的阻力必須予以考慮由于機(jī)身各部分形狀不同，產(chǎn)生的阻力成份也不同。如圖3—1—24，機(jī)身頭部和尾部產(chǎn)生的主要是壓差阻力；機(jī)身中部，一般為細(xì)長旋成體，產(chǎn)生的阻力主要是摩擦阻力；機(jī)身底部如果不是流線形，氣流分離嚴(yán)重，也要產(chǎn)生較大的壓差阻力2．翼身組合體的升、阻力理論和實(shí)驗(yàn)證明，翼身組合體的升力，比單獨(dú)機(jī)翼在同一迎角下的升力大。這是因?yàn)閳A柱形的機(jī)身在正迎角下會(huì)形成上洗流，使機(jī)翼有效迎角增大，機(jī)翼升力增大；同時(shí)，在正迎角下，機(jī)翼上表面流速加快，也會(huì)使機(jī)身升力增大。翼身組合體，由于翼、身相圖３－１－２4機(jī)身阻力互于擾，產(chǎn)生了額外的阻力，在前節(jié)已有敘述，這里不再重復(fù)。3．翼身組合體對水平尾翼的干擾組合體對平尾的干擾主要表現(xiàn)在兩個(gè)方面：一是阻滯作用，二是下洗作用?？諝饬鬟^組合體，由于粘性的影響，要損失一部分能量，使氣流受到阻滯。這樣，流向平尾的氣流速度就會(huì)小于遠(yuǎn)前方來流速度。兩者的關(guān)系可表示為或(3一1—23)式中稱為速度阻滯系數(shù)。其大小與平尾和機(jī)翼的相對位置有關(guān)，可由實(shí)驗(yàn)確定，一般約為0.85～1?？諝饬鬟^機(jī)翼形成下洗，機(jī)翼后面的氣流向下傾斜(詳見第三節(jié))，這使流向平尾的氣流方向不同于遠(yuǎn)前方來流方向，導(dǎo)致平尾迎角減小(見圖3—1—25)。平尾迎角與翼身組合體迎角的關(guān)系可表示為(3—1—24)式中——平尾弦線與機(jī)翼弦線這間的夾角，稱為平尾安裝角，是以平尾前緣高于后緣情況為正；ε——組合體引起的下洗角。、所以平尾的升力應(yīng)由平尾的實(shí)際迎角所對應(yīng)的升力系數(shù)和受到阻滯后的氣流動(dòng)壓()來計(jì)算。(3—1—25)圖３－１－25平尾迎角變化4．全機(jī)的升力和阻力對于中等以上展弦比的飛機(jī)，機(jī)身和平尾產(chǎn)生的升力很小，因而全機(jī)的升力可用單獨(dú)機(jī)翼的升力計(jì)算。全機(jī)的阻力系數(shù)由兩部分組成，即：考慮各部分的干擾，全機(jī)的零升阻力可用下述經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算。(3—1—26)二、升阻比飛機(jī)飛行中所產(chǎn)生的空氣動(dòng)力包括升力和阻力。在同二條件下希望產(chǎn)生較大的升力，同時(shí)希望產(chǎn)生的阻力越小越好。同一條件下產(chǎn)生的升力和阻力的大小反映出飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性的優(yōu)劣。通常用升阻比作為衡量飛機(jī)空氣動(dòng)力性能的參數(shù)之一。在同一迎角下升力和阻力之比，稱為飛機(jī)的升阻比。用K表示(3—1—27a)或(3—1—27b)升阻比也是升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。升阻比大，表示升力大于阻力的倍數(shù)多，或者產(chǎn)生同樣的升力時(shí)阻力小。飛機(jī)的升阻比是隨著迎角變化的。因?yàn)橛遣煌?，升力系?shù)和阻力系數(shù)不同，所以升阻比不同。轟六飛機(jī)升阻比隨升力系數(shù)(迎角)的變化曲線如圖3—1—26所示。從圖3—1-26可以看出：迎角由小逐漸增大，升阻比也逐漸增大，當(dāng)迎角增至某一迎角，升阻比增至最大。迎角再增大，升阻比反而減小。升阻比最大的迎角叫有利迎角。由(3—1-22b)式知于是上式兩邊對求導(dǎo)并令其為零，即可得時(shí)，(3—1—28)可見在有利迎角下，零升阻力系數(shù)與誘導(dǎo)阻力系數(shù)相等，此時(shí)阻力系數(shù)三、飛機(jī)極線飛機(jī)極線是指以為橫坐標(biāo)，為縱坐標(biāo)，為參變效的曲線，如圖3—1—27所示。圖3-1-27飛機(jī)極線飛機(jī)極線比較全面地表達(dá)了飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性，是分析飛機(jī)飛行性能的重要依據(jù)。從極線圖上可以查得各迎角下的可以計(jì)算各迎角下的總空氣動(dòng)力系數(shù)()和升阻比及性質(zhì)角，可以確定有利迎角和最大升阻比等。下面介紹找出三個(gè)有特殊意義的迎角的方法(見圖3—1-28)臨界迎角作飛機(jī)極線的水平切線，切點(diǎn)所對應(yīng)的迎角就是臨界迎角，對應(yīng)的升力系數(shù)即為飛機(jī)的最大升力系數(shù)。2．無升力迎角曲線與橫坐標(biāo)軸的交點(diǎn)所對應(yīng)的迎角就是無升力迎角。3．有利迎角由坐標(biāo)原點(diǎn)作曲線的切線，切點(diǎn)處的迎角就是飛機(jī)的有利迎角，此時(shí)升阻比最大。幾種飛機(jī)的和見表３—1—3。性質(zhì)角也是衡量飛機(jī)空氣動(dòng)力性能的重要指之圖３－１－28、、一。在極線上任意一點(diǎn)與原點(diǎn)聯(lián)線和縱坐標(biāo)之間的夾角，即為對應(yīng)迎角下的飛機(jī)的性質(zhì)角，用"表示。從圖6--28上可看出即有利迎角對應(yīng)的升阻比最大，性質(zhì)角最小。表3-1-3機(jī)種殲5殲6殲7轟5轟60713.60610.707.55.51.37.516.205.316.5§1—5飛機(jī)的增升裝置增升裝置的作用是提高飛機(jī)的升力系數(shù)，借以降低起飛、著陸速度縮短起飛著陸滑跑距離和改善機(jī)動(dòng)性能。目前采用的增升裝置主要有襟翼、前緣縫翼、前緣襟翼、機(jī)動(dòng)襟翼、噴氣襟翼、附面層控制等。一、襟翼襟翼位于機(jī)翼后緣。放下襟翼可以提高升力系數(shù)，同時(shí)也增大阻力系數(shù)。通常用于著陸。為了縮短起飛滑跑距離，起飛也放襟翼，但放下的角度較小。襟翼有簡單襟翼、分裂襟翼、開縫襟翼、后退襟翼等多種形式。(一)簡單襟翼簡單襟翼的形式與副翼相似(圖3—1—29)。放下簡單襟翼相當(dāng)于改變了機(jī)翼的剖面形狀，增大了相對彎度。因此各迎角下的升力系數(shù)普遍提高。放下襟翼后，由于機(jī)翼后緣渦流區(qū)擴(kuò)大，所以阻力系數(shù)也同時(shí)增大。圖3—1—30是轟一5飛機(jī)放下襟翼和未放襟翼時(shí)的升力系數(shù)曲線和極線。(二)分裂襟翼分裂襟翼是從機(jī)翼后緣下表面分裂出來的一部分翼面(見圖3—1—31)。這種襟翼向下偏轉(zhuǎn)后，在襟翼和機(jī)翼下表面后部之間形成渦流，機(jī)翼后緣附圖3-1-29轟-5飛機(jī)襟翼近壓強(qiáng)降低，吸引機(jī)翼上表面氣流速度加快，延遲氣流分離。因此增升效果比簡單襟翼好。(三)開縫襟翼開縫襟翼是由簡單襟翼改進(jìn)而來的(見圖3—1—32)。放下開縫襟翼，在向下偏轉(zhuǎn)而增大翼型相對彎度的同時(shí)，襟翼前緣與機(jī)翼后緣之間形成縫隙，空氣從下表面通過縫隙流向上表面，可以吹除機(jī)翼后部的渦流，延遲分流分離，因此增升效果也較好。為了進(jìn)一步提高開縫襟翼的增升效果，襟翼放下以后，襟翼本身又展開縫隙，因而形成兩條縫隙，這叫做雙縫襟翼(如圖3—1—33)。放下雙縫翼，有較多的高速氣流從下翼面通過兩道縫隙流到上翼面，吹除渦流，因此可以使氣流分離推遲到更大的襟翼偏度，有更好的增升效果。如安一12、三叉戟飛機(jī)等就裝有這種雙縫襟翼。圖3-1-30轟-5飛機(jī)在放下襟翼和未放下襟翼兩種情況下的升力系數(shù)曲線和極線圖3-1-31分裂襟翼及流線譜圖3-1-32開縫襟翼的流線譜圖3-1-33雙縫襟翼圖3-1-34后退襟翼及其流線譜(四)后退襟翼放下后退襟翼(見圖3—1—34)，襟翼不僅向下偏轉(zhuǎn)而增大機(jī)翼剖面的相對彎度，同時(shí)還向后滑動(dòng)，增大機(jī)翼面積。因此，最大升力系數(shù)比上述各種襟翼都要大。高速飛機(jī)大都裝有這種襟翼。殲一7飛機(jī)的襟翼在放下時(shí)沒有固定的位置，其放下角度在一定范圍內(nèi)是隨飛行速度的增大而減小的。這樣的襟翼即所謂“游動(dòng)”式襟翼，其游動(dòng)規(guī)律如圖3—1—36所示。為什么殲7型飛機(jī)要采用游動(dòng)式襟翼?因?yàn)闅?型飛機(jī)機(jī)翼后緣距平尾較近，收放襟翼引起的下洗氣流對平尾影響很大，甚至?xí)?dǎo)致飛機(jī)俯仰狀態(tài)急劇改變。為了減小這種影響，采用了游動(dòng)式襟翼。采用游動(dòng)式襟翼后，當(dāng)飛機(jī)起飛離地后，隨速度增大，襟翼就開始逐漸回收。著陸前放襟翼，隨著速度的減小，襟翼逐漸緩慢地放到最大角度。這