升阻特性ppt課件(編輯修改稿)
2025-05-31 22:02 本頁面
【文章內(nèi)容簡(jiǎn)介】 壓力 作用在飛機(jī)上，比大氣壓力高，正壓力，箭頭 方向向里 。 三、影響升力大小的因素 機(jī)翼面積 (S) 機(jī)翼面積越大，則機(jī)翼上、下表面壓力差的總和越大，所以升力也就越大。升力與機(jī)翼面積成正比。 翼型 翼型不同所產(chǎn)生的流線譜也就不同，因此所產(chǎn)生的升力也就不同 （機(jī)翼 上下表面 ） 1）翼型相對(duì)厚度（ c） 2）最大厚度位置（ Xc） 3）相對(duì)彎度 (f) 飛行速度 (v) 飛行速度越大，升力也越大。由伯努利方程可知：以穩(wěn)定的速度流動(dòng)的氣流流過機(jī)翼時(shí)，其動(dòng)壓與靜壓的和為一常數(shù)，當(dāng)氣流流過機(jī)翼時(shí)，機(jī)翼上表面流速增加，壓力降低；下表面流速減少，壓力增大，而壓力的變化與飛行速度的平方成正比，所以升力與飛行速度的平方成正比。 空氣密度 ( ρ ) 空氣密度大，表示單位體積內(nèi)空氣質(zhì)量多，對(duì)機(jī)翼的作用力增大，所以升力增大。 迎角 ( α ) 在一定迎角范圍內(nèi)，迎角增大，升力增大。機(jī)翼的升力隨迎角增大而增加，這是因?yàn)殡S著迎角的增大，在翼型上表面的前部 流線更加彎曲，流管更細(xì)，使流速進(jìn)一步加快，壓力更降低，機(jī)翼下表面則 阻擋氣流的作用更大 。流管變得更粗，流速更減慢，壓力更提高，上下表面的壓力差更大，因而升力增大 。 但是迎角增加超過一定數(shù)值時(shí)，氣流在上翼面的中后部嚴(yán)重分離，大量的漩渦占據(jù)了機(jī)翼上表面的吸力區(qū)。隨著渦流區(qū)的擴(kuò)大，吸力減少，升力會(huì)突然降低，阻力迅速增加，這種現(xiàn)象被稱為 “ 失速 ” 。失速剛剛出現(xiàn)時(shí)的迎角叫做 “ 臨界迎角 ” ，也叫 “ 失速迎角 ” ，這一迎角一般為 15186。～ 20186。 （五）、機(jī)翼升力的計(jì)算公式 機(jī)翼升力的大小取決于機(jī)翼面積、空氣密度、飛行速度、翼型和迎角。其中翼型和迎角主要影響流線譜分布，即影響壓力分布。一般用一個(gè)無量綱的系數(shù)（升力系數(shù) Cy）來表示機(jī)翼迎角和翼型等因素對(duì)升力影響的大小。其數(shù)學(xué)式子表示為： 即飛機(jī)機(jī)翼的升力與 升力系數(shù) 、 機(jī)翼面積和 氣流的動(dòng)壓 （速度頭）成正比。 （六）、 Cy－曲線 升力系數(shù)包含 機(jī)翼迎角 和 翼型參數(shù) 對(duì)機(jī)翼升力的影響因素，但在翼型參數(shù)一定的情況下，通過風(fēng)洞吹風(fēng)試驗(yàn)測(cè)出在不同迎角情況下機(jī)翼升力變化的數(shù)據(jù)，然后根據(jù)升力的計(jì)算公式求出不同的 Cy值，繪 成曲線圖， 此曲線被 稱為升力 系數(shù)曲線， 即 Cy－曲線 。 在上述 Cy－ α曲線中可以找出： 升力系數(shù)為零的迎角，叫 零升力迎角 。用這個(gè)迎角飛行，升力為零。 對(duì)稱翼型的零升力迎角為零度。非對(duì)稱翼型的零升力迎角一般為負(fù)。 升力系數(shù)最大時(shí)的迎角，叫 臨界迎角 ，即 Cy最大，超過臨界迎隨后，若迎角再增大，則會(huì)在機(jī)翼上表面產(chǎn)生氣流分離，升力系數(shù)下降，曲線將往下彎。 升力系數(shù)曲線斜率，表示迎角改變 1186。時(shí)，所引起的升力系數(shù)變化的大小。 第三節(jié) 飛機(jī)的阻力 一、飛機(jī)的阻力 阻力是阻礙飛機(jī)前進(jìn)的空氣動(dòng)力。它的方向與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方向相反。 飛機(jī)的阻力有四種 摩擦阻力 壓差阻力 誘導(dǎo)阻力 干擾阻力 (一 )摩擦阻力 在飛行中，空氣沿著飛機(jī)表面流過，由于空氣有 粘性作用 ，產(chǎn)生阻止飛機(jī)前進(jìn)這個(gè)阻力叫摩擦阻力。 (一 )摩擦阻力 附面層： 空氣被粘住，流速為零，作用力與反作用力的影響，產(chǎn)生附面層摩擦阻力； 紊流層： 速度變化（速度梯度）比層流面速度變化大，摩擦力大； 盡力減少紊流附面層，可以減少摩擦阻力。 (二 )壓差阻力 物體前后產(chǎn)生壓力差而形成壓力．這種阻力叫壓差阻力。 飛機(jī)壓差阻力還與物體迎風(fēng)面積、物體形狀有關(guān)
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