【正文】 。 后緣增升裝置 后退式襟翼 —增大翼型彎度和機(jī)翼面積。 后緣增升裝置 后緣襟翼的種類很多，較常用的有：分裂式襟翼、簡(jiǎn)單襟翼、開縫式襟翼、后退襟翼、后退開縫式襟翼、雙縫襟翼和三縫襟翼等。 飛機(jī)的增升裝置 功用：改善飛機(jī)起飛和著陸性能 ， 提高安全性 。 特點(diǎn)：勻速直線運(yùn)動(dòng)。 飛機(jī)的升限：爬升率等于零時(shí)飛機(jī)達(dá)到的高度 理論升限 。升力小于重力 。 特點(diǎn)：勻速直線運(yùn)動(dòng) 。 .保持速度大小不變：加大發(fā)動(dòng)機(jī)推力克服因迎角增加引起的阻力增量。 .保持 ‘ 水平 ’ 轉(zhuǎn)彎 ：飛機(jī)升力在垂直方向上的分量應(yīng)等于重量。小于360度叫水平轉(zhuǎn)彎。 內(nèi)側(cè)滑：氣流從轉(zhuǎn)彎飛機(jī)的內(nèi)側(cè)吹來。 側(cè)滑角：飛機(jī)對(duì)稱面與相對(duì)氣流之間的夾角。 i 著陸 定義：安全高度（高于著陸表面 15米 —CCAR25）下滑 拉平 平飛減速 飄落觸地 滑跑停機(jī)，五個(gè)階段的全過程。 航時(shí)（續(xù)航時(shí)間）：飛機(jī)在飛行中耗盡可用燃油時(shí)，持續(xù)飛行時(shí)間。 巡航性能主要指標(biāo) 巡航速度：每千米耗油量最小對(duì)應(yīng)的飛行速度。即飛機(jī)只要符合在曲線上和其包圍的范圍內(nèi)的任一點(diǎn)各參數(shù)的組合都可以正常飛行。 .發(fā)動(dòng)機(jī)的可用推力。 .限制飛機(jī)最大平飛速度的因素：發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力和飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。 可用推力 .對(duì)飛機(jī)最大平飛速度的不同規(guī)定： 在發(fā)動(dòng)機(jī)滿油門狀態(tài)下，飛機(jī)作水平直線飛行時(shí)所能達(dá)到的最高穩(wěn)定的飛行速度。 G= 221 vSCYy ??飛機(jī)最大平飛速度 .飛機(jī)在某高度上的最大平飛速度，由飛機(jī)在該高度上平飛所需推力（由阻力確定）與發(fā)動(dòng)機(jī)在額定狀態(tài)下的可用推力（由發(fā)動(dòng)機(jī)性能確定）相等來求解。 空氣密度 ：取決于飛行高度和大氣溫度，飛行高度高或氣溫高所需速度就高。 飛機(jī)的巡航飛行 飛機(jī)巡航飛行應(yīng)滿足的平衡條件：升力等于重量、推力等于阻力。 飛機(jī)等速直線水平飛行，過載系數(shù)等于 。 飛行中遇到向下的強(qiáng)大突風(fēng)，可能使飛機(jī)升力向下，產(chǎn)生負(fù)過載。 ? 滾轉(zhuǎn)力矩：繞縱軸 x的力矩 ? 偏航力矩：繞立軸 y的力矩 ? 俯仰力矩：繞橫軸 z的力矩 飛機(jī)定常（等速直線）飛行時(shí)力的平衡方程：對(duì)機(jī)體坐標(biāo)系 三個(gè)力的平衡方程： ΣX=0,ΣY=0,ΣZ=0 三個(gè)力矩的平衡方程： ΣM X=0,ΣM Y=0,ΣM Z=0 飛機(jī)等速直線飛行 ： Y0=G P0=X0 過載系數(shù)的定義 飛機(jī)在某方向的除重力之外的外載荷與飛機(jī)重量的比值，稱為該方向的飛機(jī)重心過載系數(shù) ，用 n 表示。分別是繞機(jī)體坐標(biāo)系的 x、 y、 z 三個(gè)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)。 飛機(jī)重心運(yùn)動(dòng)軌跡代表整架飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)軌跡。x軸和 z軸在水平面內(nèi) 。 x軸方向指向機(jī)頭 。 空氣動(dòng)力加熱引起的后果： 在結(jié)構(gòu)中形成溫度梯度 —產(chǎn)生熱應(yīng)力。 功用：在大迎角時(shí)阻止后掠翼表面氣流沿展向流動(dòng)，避免翼梢部分附面層增厚，引起翼梢處氣流首先分離 。 工作原理：渦流發(fā)生器是一排沿翼展方向 、 垂直于翼面安裝的很短的翼型片 ， 位于副翼 （ 或方向舵 ） 的前方 。 正激波比斜激波的阻力大 。 式中 V—飛機(jī)迎面氣流相對(duì)速度 。即使出現(xiàn)局部激波則強(qiáng)度也弱并且靠后 ， 避免誘導(dǎo)激波分離 ， 具有好的跨音速特性 。 提高臨界馬赫數(shù)的措施 層流翼型 ：較小的前緣半徑 、 翼型薄并扁平 ，上翼面氣流加速緩慢 、 壓力分布比較平坦降低了翼面最高點(diǎn)的局部速度 。 關(guān)鍵的向題是克服 ‘ 音障 ’ 。流過機(jī)翼表面的流場(chǎng)為亞音速流場(chǎng) ， 低亞音速范圍內(nèi)可不考慮空氣的壓縮性影響 ，而在高亜音速范圍內(nèi)則必須進(jìn)行壓縮性的修正和 解決提高臨界馬赫數(shù)的問題 。 激波分離與激波失速 。顯然，正激波的波阻比斜激波的波阻大。 M數(shù)和物體形狀對(duì)激波形狀的影響： M數(shù)等于或稍大于 1時(shí) ， 在鈍頭或尖頭物體前面形成的都是正激波 。 2 、 激波的分類：正激波和斜激波 （ 1） 正激波：激波波面與相對(duì)氣流成垂直的激波 。當(dāng)飛機(jī)以音速或超音速飛行時(shí)，飛機(jī)會(huì)在飛機(jī)前方形成一道擾動(dòng)區(qū)和未被擾動(dòng)區(qū)的分界面，即邊界波。 馬赫數(shù)的意義：馬赫數(shù)的大小表明飛機(jī)飛行速度（ 擾動(dòng)的強(qiáng)度 ） 接近或超過當(dāng)?shù)匾羲?（ 空氣本身的可壓縮性 ） 的程度 ， 它反映了空氣的可壓縮性對(duì)飛機(jī)空氣動(dòng)力影響的嚴(yán)重性 。 空氣中的音速 a≈ √ T 米／秒 。 升力系數(shù)和臨界迎角減小： 翼型改變 —同樣迎角對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)小，使起飛和著陸速度提高。 焦點(diǎn) （空氣動(dòng)力中心） 升力增量（迎角變化量引起的升力變化量）作用點(diǎn)。 向上垂直突風(fēng)：向上垂直突風(fēng)引起附加迎角，使失速速度提高。此時(shí)飛機(jī)的迎角達(dá)到最大迎角的限制值。機(jī)翼攻角大于臨界攻角后，氣流嚴(yán)重分離，升力系數(shù)迅速下降，并伴隨有阻力劇增。切線的斜率即為最大升阻比值。是機(jī)翼的安裝角確定的依據(jù)。 飛機(jī)的升阻比 飛機(jī)的升阻比（ K）：升力系數(shù)和阻力系數(shù)之比。 小迎角飛行時(shí)廢阻中的摩擦阻力占主導(dǎo)地位，大迎角飛行時(shí)壓差阻力占主導(dǎo)地位。 低速飛機(jī)各種阻力隨飛行速度和迎角的變化情況 廢阻隨速度提高而增大。 1 干擾阻力 誘導(dǎo)阻力 誘導(dǎo)阻力是伴隨著機(jī)翼上的升力產(chǎn)生而產(chǎn)生的一種升力面上特有的阻力。 干擾阻力是由于流經(jīng)飛機(jī)各部分之間的氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力 。 壓差阻力的大小取決于飛機(jī)的迎風(fēng)面積 、 外形和飛機(jī)的攻角 。 221 vSCQx ??摩擦阻力 空氣的粘性是產(chǎn)生摩擦阻力的原因 。 是機(jī)翼翼型 、 平面形狀 、迎角及機(jī)身機(jī)翼等各部件布局的綜合參數(shù) 。 飛機(jī)機(jī)翼的翼展是有限的 ， 在兩翼尖附近 ，下翼面壓強(qiáng)高的氣流會(huì)繞過翼尖 ， 旋向上翼面 。 非對(duì)稱翼型的零升攻角不等于零 。攻角通常也稱為迎角。 飛機(jī)的升力 升力系數(shù)：其它條件不變時(shí)升力與升力系數(shù)成正比 。 ， 溫度和飛行高度愈高其密度愈小導(dǎo)致升力減小 ， 只有高速飛機(jī)才適于高空飛行 。 阻力：在飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)總空氣動(dòng)力在平行來流方向上的分量。 主要參數(shù)：總長(zhǎng)、最大當(dāng)量直徑和相對(duì)位置、長(zhǎng)細(xì)比。 一般水平安定面的安裝角為負(fù) ， 前緣下偏 。 在飛機(jī)校裝時(shí) ， 按給定位置進(jìn)行測(cè)量 。 后掠角：機(jī)翼前緣與垂直于機(jī)身縱軸線的平面之間的夾角 ， 稱為前緣后掠角 。 平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)：不同平面形狀的機(jī)翼對(duì)應(yīng)當(dāng)量矩形機(jī)翼的弦長(zhǎng) 。 菱形翼型：具有尖的前緣和小的相對(duì)厚度，用于超音速飛機(jī)。 機(jī)翼剖面形狀 層流翼型：具有較小的相對(duì)厚度和彎度 。 （ 3） 氣流分離的危害：機(jī)翼氣流分離會(huì)使升力突然大大下降 、 阻力劇增 （ 壓差阻力 ） 引起飛機(jī)失速；機(jī)翼和尾翼發(fā)生抖振；操縱性和穩(wěn)定性下降 。 氣流開始脫離表面處稱為氣流分離點(diǎn) 。 紊流附面層底部的速度梯度比層流附面層的大 ， 所以造成的摩擦阻力要大得多 。 （ 2）附面層內(nèi)因?yàn)槟Σ粒箽饬鞑糠謩?dòng)能轉(zhuǎn)化為熱能，所以總壓降低，并且沿氣流方向各切面的總壓均不同。 氣流沿物體邊緣的流動(dòng)狀態(tài) 附面層 附面層特性 氣流分離機(jī)理及其危害 附面層 ： 氣流流經(jīng)物體表面時(shí)，由于空氣粘性影響而使貼近物體表面的氣流流速逐漸減慢的空氣層。作用在機(jī)翼上、下表面的壓強(qiáng)差的總和在垂直于相對(duì)氣流方向的分力，就是機(jī)翼產(chǎn)生的升力。 下翼面的流管擴(kuò)張 ， 切面變大 。 伯努利定理實(shí)質(zhì)上是能量守恒定理在流體力學(xué)中的應(yīng)用。 當(dāng)氣流連續(xù)而穩(wěn)定地流過一根流管時(shí) ， 在同一時(shí)間間隔內(nèi) ， 流過流管任何切面的空氣質(zhì)量都是相等的 。 一般情況下流線不能相交 。 * 相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理：物體在靜止的空氣中運(yùn)動(dòng)和空氣流過靜止的物體，會(huì)產(chǎn)生同樣的相對(duì)氣流和同樣的空氣動(dòng)力。 空氣相對(duì)物體的流動(dòng) ，稱為相對(duì)氣流 。 由許多流線所組成的圖形 ， 叫做流線譜 。 流體流動(dòng)的兩個(gè)基本定理 連續(xù)性定理：質(zhì)量守恒定律在流體力學(xué)上的應(yīng)用形式 。 2, 伯努利定理：理想流體連續(xù)而穩(wěn)定地在流管內(nèi)流過時(shí) ， 在與外界沒有能量交換情況下 ， 則在流管內(nèi)任一切面上流體的靜壓與動(dòng)壓之和為常數(shù) ， 即總壓沿程不變 。 常量???? 222221112121 vpvp ?? 機(jī)翼上產(chǎn)生升力的原因：流經(jīng)機(jī)翼上翼面的流管收縮 ，切面積變小 。又據(jù)伯努力定理可知 ， 上翼 面處氣流的靜壓低于來流大氣壓強(qiáng)，而下翼面靜壓大于來流大氣壓強(qiáng)。前緣處有一個(gè)最高壓力點(diǎn)（氣流速度為零）稱為 ‘ 駐點(diǎn) ’ 。 （ 1） 附面層的厚度沿氣流方向逐漸加厚 。 物體前部一般保持層流附面層狀態(tài)；流經(jīng)一段距離后 ， 則轉(zhuǎn)成空氣微團(tuán)上 、 下亂動(dòng)的紊流狀態(tài) ， 形成紊流附面層 。 氣流分離及其危害 （ 1） 氣流分離：流經(jīng)物體的氣流脫離物體表面 ， 使物體后部形成大量渦流的現(xiàn)象 。 迫使外部氣流脫離翼型表面 ， 并形成大量旋渦 。 影響翼型性能的最主要的參數(shù)是翼型的厚度和彎度及前緣半徑和后緣角。 這種翼型用于高亞音速的飛機(jī)上 。 平均幾何弦長(zhǎng)：機(jī)翼面積