《空氣動力學基礎》ppt課件(文件)
【正文】 誘導阻力 40% 29% 25% 干擾阻力 7% 6% 40% 激波阻力 3% 35% 5% 其他阻力 5% 7% 5% 第二章 第 頁 102 ● 總空氣動力 升力和阻力之和稱為總空氣動力。 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，飛機的迎角最多只能增大到臨界迎角。在中小迎角下打開前緣縫翼，會導致機翼升力性能變差。 第二章 第 頁 110 ● 前緣縫翼對壓強分布的影響 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 113 放下分裂襟翼后，在機翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，壓強降低，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。但是放簡單襟翼使得壓差阻力和誘導阻力增大，阻力比升力增大更多，使得升阻比降低。 第二章 第 頁 118 ③ 開縫襟翼 （ The Slotted Flap） ● 下翼面氣流經(jīng)開縫流向上翼面 ● 開縫襟翼的流線譜 第二章 第 頁 119 ④ 后退襟翼（ The Fowler Flap） 后退襟翼在簡單襟翼的基礎上進行了改進。 雙開縫 三開縫 第二章 第 頁 121 ● 747的后退開縫襟翼 第二章 第 頁 122 前緣襟翼 前緣襟翼位于機翼前緣。 ② 延緩上表面氣流分離，提高臨界迎角和最大升力系數(shù)。 ? 后緣襟翼的功用，增升的基本方法和原理，放襟翼對氣動性能影響 。 增升裝置的目的是增大最大升力系數(shù)。 前緣襟翼廣泛應用于高亞音速飛機和超音速飛機。 第二章 第 頁 120 ④ 后退開縫襟翼 （ The Slotted Fowler Flap） 后退開縫襟翼結合了后退式襟翼和開縫式襟翼的共同特點，效果最好，結構最復雜。 ② 簡單襟翼 （ The Plain Flap） 第二章 第 頁 116 ● TB200的簡單襟翼 第二章 第 頁 117 ③ 開縫襟翼 （ The Slotted Flap） 開縫襟翼在 簡單襟翼的基礎上進行了改進。 ① 分裂襟翼 （ The Split Flap） 第二章 第 頁 114 ② 簡單襟翼 （ The Plain Flap） 簡單襟翼與副翼形狀相似。因此，在起飛時放小角度襟翼，著陸時，放大角度襟翼。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。 lj?maxLC 增升裝置用于增大飛機的最大升力系數(shù) ，從而縮短飛機在起飛著陸階段的地面滑跑距離。在大速度飛行時，只要求較小迎角，機翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維持飛行。 ● 展弦比對誘導阻力的影響 第二章 第 頁 92 ● 展弦比對誘導阻力的影響 機翼展弦比倒數(shù) 誘導阻力系數(shù)減少的百分比 升力系數(shù)不變 第二章 第 頁 93 ● 高展弦比飛機 第二章 第 頁 94 ● 空速大小對誘導阻力大小的影響 阻力 誘導阻力 空速 空速小，下洗角大，誘導阻力大 空速大，下洗角小，誘導阻力小 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阻力 第二章 第 頁 97 ● 翼梢小翼可以減小誘導阻力 翼梢小翼改變了機翼沿展向分布的翼載荷。這一增加的阻力即為誘導阻力。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場會覆蓋整個飛機所處空間范圍。 這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。 第二章 第 頁 78 ● 干擾阻力的消除 干擾阻力在飛機總阻力中所占比例較小。迎風面積大，壓差阻力大。 第二章 第 頁 75 ● 分離點位置與壓差阻力大小的關系 ?分離點靠前，壓差阻力大。 A B C A B CP P P??第二章 第 頁 72 ● 分離點與最小壓力點的位置 A B C 最小壓力點 分離點 第二章 第 頁 73 ● 分離點與轉(zhuǎn)捩點的區(qū)別 ?層流變?yōu)槲闪鳎ㄞD(zhuǎn)捩），順流變?yōu)榈沽鳎ǚ蛛x）。 A B C 第二章 第 頁 68 II. 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。 摩擦阻力的大小與附面層的類型密切相關，此外還取決于空氣與飛機的接觸面積和飛機的表面狀況。這個反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。 l ?l ??第二章 第 頁 58 II. 附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。 速度 不受干擾的主流 附面層邊界 物體表面 ① 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 沿物面法線方向速度一致 粘性流動 沿物面法線方向速度不一致 “附面層”
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