空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)ppt課件-閱讀頁
2025-05-29 06:13本頁面
【正文】 它們組合成一個(gè)整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。 飛機(jī)各部件之間的平滑過渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。 第二章 第 頁 80 I. 翼尖渦的形成 正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過翼尖流向上翼面。（ 注意旋轉(zhuǎn)方向 ） 第二章 第 頁 81 正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機(jī)翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。 第二章 第 頁 83 ● 翼尖渦形成的進(jìn)一步分析 注意旋轉(zhuǎn)方向 第二章 第 頁 84 ● 翼尖渦的立體形態(tài) 第二章 第 頁 85 ● 翼尖渦的形態(tài) 第二章 第 頁 86 （ DownWash）和下洗角 由于兩個(gè)翼尖渦的存在，會(huì)導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個(gè)向下的誘導(dǎo)速度場(chǎng)，稱為下洗。 第二章 第 頁 87 ● 下洗角 下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過翼型的氣流向下傾斜，這個(gè)向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對(duì)氣流之間的夾角稱為下洗角 ε 。 第二章 第 頁 89 有限展長機(jī)翼與無限展長機(jī)翼相比，由于前者存在翼尖渦和下洗速度場(chǎng)，導(dǎo)致前者的總空氣動(dòng)力較后者更加后斜，即前者總空氣動(dòng)力沿飛行速度方向（即遠(yuǎn)前方相對(duì)氣流方向）的分量較后者更大。 L L’ D 第二章 第 頁 90 ● 影響誘 導(dǎo)阻力的因素 ?機(jī)翼平面形狀： 橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小。 高展弦比使翼尖渦減弱，誘導(dǎo)阻力變小。 第二章 第 頁 98 ● 翼梢小翼可以減小總阻力 第二章 第 頁 99 ⑤ 阻力公式 —飛機(jī)的阻力系數(shù) DC212 V?—飛機(jī)的飛行動(dòng)壓 S—機(jī)翼的面積。 第二章 第 頁 103 本章主要內(nèi)容 空氣流動(dòng)的描述 升力 阻力 增升裝置的增升原理 增升裝置的增升原理 第二章 第 頁 105 ● 迎角與速度的關(guān)系 速度 迎角 飛機(jī)的升力主要隨飛行速度和迎角變化。在小速度飛行時(shí)，則要求較大的迎角，機(jī)翼才能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行。因此，為了保證飛機(jī)在起飛和著陸時(shí)，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機(jī)翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置。 第二章 第 頁 107 主要增升裝置包括： ① 前緣縫翼 ② 后緣襟翼 ③ 前緣襟翼 第二章 第 頁 108 前緣縫翼 前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，在大迎角下打開前緣縫翼，可以延緩上表面的氣流分離，從而使最大升力系數(shù)和臨界迎角增大。 第二章 第 頁 109 ● 前緣縫翼 下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動(dòng)。另一方面，減小了上下翼面的壓強(qiáng)差，減小升力系數(shù)。 第二章 第 頁 111 后緣襟翼 ① 分裂襟翼 （ The Split Flap） ② 簡單襟翼 （ The Plain Flap） ③ 開縫襟翼 （ The Slotted Flap） ④ 后退襟翼 （ The Fowler Flap） ⑤ 后退開縫襟翼 （ The Slotted Fowler Flap） 放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時(shí)增大。 第二章 第 頁 112 ① 分裂襟翼 （ The Split Flap） 分裂襟翼是一塊從機(jī)翼后段下表面向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面，它使升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增加，但臨界迎角減小。 此外，放下分裂襟翼使得翼型彎度增大，上下翼面壓差增加，從而也增大了升力系數(shù)。放下簡單襟翼，增加機(jī)翼彎度，進(jìn)而增大上下翼面壓強(qiáng)差，增大升力系數(shù)。 第二章 第 頁 115 大迎角下放簡單襟翼，升力系數(shù)及最大升力系數(shù)增加，阻力系數(shù)增加，升阻比降低（即空氣動(dòng)力性能降低），臨界迎角降低。在 下偏的同時(shí)進(jìn)行開縫，和簡單襟翼相比，可以進(jìn)一步延緩上表面氣流分離，增大機(jī)翼彎度，使升力系數(shù)提高更多，而臨界迎角卻降低不多。在下偏的同時(shí)向后滑動(dòng)，和簡單襟翼相比，增大了機(jī)翼彎度也增加了機(jī)翼面積，從而使升力系數(shù)以及最大升力系數(shù)增大更多，臨界迎角降低較少。 大型飛機(jī)普遍使用后退雙開縫或三開縫的形式。前緣襟翼放下后能延緩上表面氣流分離，能增加翼型彎度，使最大升力系數(shù)和臨界迎角得到提高。 第二章 第 頁 123 ● B737800的前緣襟翼 第二章 第 頁 124 ● 增升裝置的原理總結(jié) 第二章 第 頁 125 ● 增升裝置的原理總結(jié) 增升裝置主要是通過三個(gè)方面實(shí)現(xiàn)增升： ① 增大翼型的彎度，提高上下翼面壓強(qiáng)差。 ③ 增大機(jī)翼面積。 第二章 第 頁 126 本章小結(jié) ? 連續(xù)性定理、伯努利定理 ? 機(jī)翼的壓力分布 ? 附面層分離的原因及分離點(diǎn)移動(dòng)的規(guī)律 ? 壓差阻力 ? 升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比 ? 增升裝置的增
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