第三章 飛行原理 空氣動(dòng)力

1、空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)（ME、AV）,第一章 大氣物理學(xué)第二章 空氣動(dòng)力學(xué)第三章 飛行理論第四章 飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性,第三章 飛行理論,3.1 飛機(jī)重心、機(jī)體坐標(biāo)和飛機(jī)在空中運(yùn)動(dòng)的自由度3.2 飛行時(shí)作用在飛機(jī)上的外載荷及平衡方程3.3 載荷系數(shù)3.4 巡航飛行、起飛和著陸3.5 水平轉(zhuǎn)彎和側(cè)滑3.6 等速爬升和等速下滑3.7 增升原理和增升裝置,3.1 飛機(jī)重心、機(jī)體坐標(biāo),基本概念：飛機(jī)機(jī)體以及飛機(jī)上所裝載的所有設(shè)備、燃

2、油、貨物、乘員等重量之合叫做飛機(jī)的重力，用符號(hào)W表示。飛機(jī)重力的作用點(diǎn)叫做飛機(jī)的重心。飛機(jī)重心的位置常用重心到平均氣動(dòng)力弦前緣距離XW和平均空氣動(dòng)力弦長(zhǎng)bA之比的百分?jǐn)?shù)來表示 XW平均=（XW/bA）× 100%,飛機(jī)的平均氣動(dòng)力弦MAC (Mean Aerodynamic Chord),飛機(jī)機(jī)翼的平面形狀確定后，對(duì)應(yīng)一個(gè)假想或相當(dāng)?shù)木匦我?，該矩形翼產(chǎn)生的面積、氣動(dòng)力及俯仰力矩都與原機(jī)翼等價(jià)，該矩形翼的弦即為平均氣動(dòng)力弦

3、MAC，其長(zhǎng)度cA和位置lA取決于機(jī)翼的平面形狀,飛機(jī)在空中運(yùn)動(dòng)的自由度,確定飛機(jī)在空中運(yùn)動(dòng)特性的基本方法是把飛機(jī)看做一個(gè)剛體，飛機(jī)的任何一種運(yùn)動(dòng)都可以分解成隨重心的移動(dòng)和繞重心的轉(zhuǎn)動(dòng)。飛機(jī)的機(jī)體軸線有3個(gè)，它們都相交于飛機(jī)的重心，并且兩兩相互垂直沿著機(jī)身長(zhǎng)度方向，在水平平面內(nèi)由機(jī)尾通過重心指向機(jī)頭的直線稱為飛機(jī)的縱軸OXt（滾轉(zhuǎn)軸）通過飛機(jī)的重心并垂直于縱軸和橫軸，指向飛機(jī)上方的直線稱為飛機(jī)的立軸OYt（偏航軸）從左機(jī)翼通過飛

4、機(jī)重心到右機(jī)翼并與縱軸垂直的直線稱為飛機(jī)的橫軸OZt（俯仰軸）,飛機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系O（Xt，Yt，Zt）,,,,z橫軸,y立軸,,,,,My,Mz,,,,,Mx,飛機(jī)的自由度,空間一個(gè)剛體的運(yùn)動(dòng)，可以用其重心的質(zhì)點(diǎn)平移運(yùn)動(dòng)和繞其重心的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)兩種運(yùn)動(dòng)的疊加來描述。有六個(gè)自由度：三個(gè)平移和三個(gè)轉(zhuǎn)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。空間一個(gè)質(zhì)點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)有三個(gè)平移自由度;分別是沿地面坐標(biāo)系的X、Y、Z 三個(gè)軸的平移運(yùn)動(dòng)。機(jī)體繞重心的轉(zhuǎn)

5、動(dòng)運(yùn)動(dòng)有三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度;機(jī)體繞重心轉(zhuǎn)動(dòng)的自由度也有三個(gè)：分別是繞Xt軸的滾轉(zhuǎn)、繞Yt軸的偏航和繞Zt軸的俯仰 。,飛機(jī)隨重心轉(zhuǎn)動(dòng)的自由度,,3.2 飛行時(shí)作用在飛機(jī)上的外載荷及其平衡方程,飛機(jī)上的外載荷：重力、空氣動(dòng)力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力飛機(jī)的平衡是指作用于飛機(jī)的各力之和為零，各力重心所構(gòu)成的各力矩之和也為零。飛機(jī)處于平衡狀態(tài)時(shí)：——飛機(jī)速度的大小和方向都保持不變；——也不繞重心轉(zhuǎn)動(dòng)。飛機(jī)的平衡包括俯仰平衡、方向平衡和橫側(cè)平衡,,剛體

6、運(yùn)動(dòng)平衡方程,飛機(jī)水平直線勻速飛行時(shí)的平衡方程,飛機(jī)水平直線勻速飛行時(shí)的平衡方程,外載荷：飛機(jī)重力W、氣動(dòng)升力L0、氣動(dòng)阻力D0 和發(fā)動(dòng)機(jī)推力P 是一個(gè)平衡力系，滿足六個(gè)平衡方程。由于作用在飛機(jī)上的載荷左右對(duì)稱，六個(gè)平衡方程中的∑Z=0和∑MX=0、∑MY=0方程自然滿足，所以，保持飛機(jī)水平勻速飛行，作用在飛機(jī)上的外載荷就必須滿足以下各式：,俯沖拉起時(shí)受載情況,如果作用在飛機(jī)上的外載荷不能滿足平衡方程，飛機(jī)就會(huì)做變速運(yùn)動(dòng)，速度的大小或

7、方向會(huì)發(fā)生變化，改變?cè)瓉淼娘w行狀態(tài)。比如：P＞D，飛機(jī)會(huì)加速飛行；L＞W(wǎng)，飛機(jī)會(huì)產(chǎn)生向上的曲線飛行；MA≠M(fèi)B，飛機(jī)會(huì)抬頭或低頭，產(chǎn)生繞機(jī)體橫軸OZt 的轉(zhuǎn)動(dòng)角加速度等等。飛機(jī)水平轉(zhuǎn)彎，進(jìn)入俯沖，俯沖拉起等機(jī)動(dòng)飛行都是在不平衡外載荷作用下進(jìn)行的變速運(yùn)動(dòng)。,飛機(jī)俯沖拉起時(shí)的受載情況,,圖中表示飛機(jī)進(jìn)行俯沖拉起時(shí)的受力情況。在拉起過程中，飛機(jī)以速度V沿半徑為R的圓形軌跡做圓周運(yùn)動(dòng)，速度的方向在不斷地變化，它運(yùn)動(dòng)的向心加速度為an=

8、V2/R。迫使飛機(jī)產(chǎn)生向心加速度的向心力等于飛機(jī)的質(zhì)量和向心加速度的乘積，即Fn=m×an=（W/g）×（V2/R）m—飛機(jī)的質(zhì)量；W—飛機(jī)的重力；g—重力加速度。,載荷系數(shù),除了飛機(jī)重力外，作用在飛機(jī)上的其他外載荷沿飛機(jī)機(jī)體坐標(biāo)軸方向的分量與飛機(jī)重力之比稱為飛機(jī)在該方向的載荷系數(shù)。用n 表示。飛機(jī)在y 軸方向的過載系數(shù)等于飛機(jī)升力Y 與飛機(jī)重量W 的比值Ny=L/W飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度主要取決于Y軸方向的過載。

9、載荷系數(shù)的大小表示外載荷是飛機(jī)重力的幾倍，正負(fù)表示外載荷的方向。,過載系數(shù)的大小和方向（正、負(fù)）,飛機(jī)的重心過載取決于飛行時(shí)升力的大小和方向。升力與y 軸正向一致時(shí)取正號(hào)，反之則取負(fù)號(hào)。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。飛機(jī)從平飛減速緩慢轉(zhuǎn)入下滑,過載是小于1.0 的正數(shù)。飛機(jī)從平飛突然推桿進(jìn)入俯沖,可能產(chǎn)生負(fù)過載。飛機(jī)從下滑急速拉起,可能產(chǎn)生很大的正過載。飛機(jī)等速直線水平飛行，過載系數(shù)等于1.0。,

10、3.4 巡航飛行,飛機(jī)巡航飛行應(yīng)滿足的平衡條件：升力等于重力、推力等于阻力。平飛所需速度：飛機(jī)在某高度上保持平飛所需的升力（等于重量）對(duì)應(yīng)的飛行速度。平飛速度,,影響平飛所需速度的因素：飛機(jī)重量：重量愈大所需速度愈高。 升力系數(shù)：取決于飛機(jī)的迎角，迎角減小所需速度就高。 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。 機(jī)翼面積：面積大所需速度就低。,,平飛所需功率：推力用于克服阻力，平飛需用推力取決于平

11、飛所需速度對(duì)應(yīng)的飛機(jī)阻力。功率等于推力與速度的乘積。式中P平飛是保持飛機(jī)以V平飛 速度飛行時(shí)需要的推力,叫做平飛時(shí)的需用推力。,巡航飛行,最大平飛速度一般是指發(fā)動(dòng)機(jī)滿油門狀態(tài)下，飛機(jī)做水平直線飛行時(shí)所能達(dá)到的最高穩(wěn)定平飛速度。相關(guān)因素：飛機(jī)平飛所需推力發(fā)動(dòng)機(jī)的可用推力飛行高度的限制飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度限制,,剩余功率,,飛機(jī)的最大平飛速度隨高度增加而減?。òl(fā)動(dòng)機(jī)的可用推力減?。?剩余推力：發(fā)動(dòng)機(jī)的可用推力大于飛機(jī)平飛所需

12、推力的部分。剩余推力是飛機(jī)平飛加速和等速爬升的必要條件。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。,巡航飛行,最小平飛速度：飛機(jī)最小平飛速度是維持飛機(jī)水平直線穩(wěn)定飛行的最低速度。不同高度有不同的最小飛行速度，隨著高度的增加最小飛行速度增加。飛機(jī)維持水平飛行的最低穩(wěn)定速度。相關(guān)因素最大升力系數(shù)。發(fā)動(dòng)機(jī)的可用推力。飛機(jī)失速速度（最小平飛速度大于失速速度）,飛機(jī)平飛速度范圍,定義：從最小平飛速度到最大平飛速度

13、。表征飛機(jī)的平飛性能好壞。飛機(jī)平飛包線(p59,60)最左邊邊界線為最小平飛速度線,邊界線各點(diǎn)表示的速度大于相應(yīng)高度的失速速度。受到最大升力系數(shù)和發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力的限制。此邊界線左邊各點(diǎn)所表示的高度和速度組合不會(huì)在飛行中出現(xiàn)。最右邊的邊界線是最大平飛速度線（高空用馬赫數(shù)表示）。低于巡航高度時(shí)受飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度限制最大平飛速度減小；高于巡航高度時(shí)，最大平飛速度受發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力限制。邊界線右邊各點(diǎn)的高度和速度組合不在飛行中出現(xiàn)。,飛行包線,

14、定義：以飛行高度、飛行速度、載荷系數(shù)等飛行參數(shù)為坐標(biāo)，以飛行中的各種限制條件為邊界組成的一條封閉曲線。飛機(jī)在飛行中出現(xiàn)的各種飛行參數(shù)的組合只能出現(xiàn)在飛行包線所圍范圍以內(nèi)或飛行包線的邊界上。飛機(jī)的平飛包線受最大升力系數(shù)、飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力的限制。,速度--過載包線（機(jī)動(dòng)包線和突風(fēng)包線）P60,以飛行速度和過載系數(shù)為坐標(biāo)，以最大和最小飛行速度，最大正、負(fù)過載系數(shù)為邊界畫出的飛行包線。它表示飛機(jī)結(jié)構(gòu)在不同飛行速度下的受載情況，是

15、選取飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)情況的依據(jù)。最大正過載表示飛機(jī)承受的氣動(dòng)升力指向機(jī)體立軸的正向并達(dá)到最大；最大最負(fù)過載表示飛機(jī)承受的氣動(dòng)升力指向機(jī)體立軸的反向并達(dá)到最大；最大速度表示此時(shí)飛機(jī)的載荷或升力不一定最大，但機(jī)翼表面的局部氣動(dòng)載荷很大，壓力中心靠后，考驗(yàn)機(jī)翼結(jié)構(gòu)局部強(qiáng)度的嚴(yán)重受載情況。,巡航飛行,巡航速度每千米耗油量最小的飛行速度，即達(dá)到最大航程的飛行速度。航程飛機(jī)在無風(fēng)和不加油的條件下，連續(xù)飛行耗盡可用燃油時(shí)飛行的水平距離航

16、時(shí)飛機(jī)耗盡可用燃油時(shí)能持續(xù)飛行的時(shí)間。,起飛,起飛定義：從起飛線開始，經(jīng)過滑跑-離地-爬升到安全高度（飛機(jī)高于起飛表面10.7米—CCAR-25）為止的全過程。主要性能指標(biāo)：地面滑跑距離、離地速度和起飛距離。影響起飛性能的主要因素：起飛重量、大氣條件（密度、風(fēng)向等）、離地時(shí)的迎角、增升裝置的使用、發(fā)動(dòng)機(jī)的推力及爬升階段爬升角的選擇等。,,起飛,離地速度起飛距離從開始滑跑到飛機(jī)越過安全高度時(shí)所經(jīng)過的水平距離。三個(gè)階段：起飛

17、滑跑加速、拉起離地和上升到安全高度,飛機(jī)著陸,定義：安全高度（高于著陸表面15米—CCAR-25）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。主要性能指標(biāo)：接地速度、著陸滑跑距離和著陸距離。影響著陸性能的主要因素：著陸重量、大氣條件（密度、風(fēng)向等）、接地時(shí)的迎角（正常應(yīng)取允許的最大值）、增升增阻裝置和發(fā)動(dòng)機(jī)的反推及剎車裝置的使用等。,,接地速度,定義：飛機(jī)在著陸過程中，接地瞬間的速度。接地速度越小越好，因?yàn)榻拥厮俣?/p>

18、越小飛機(jī)著陸越安全，著陸滑跑的距離也越短。V接=k（（2W）/（CL接?S））½其中k是考慮到飛機(jī)要向前飄落一段才接地，接地速度有所減小而選取的一個(gè)略小于1的修正系數(shù)。飛機(jī)的接地速度要比升力平衡重力所需速度略小一些。影響因素：飛機(jī)著陸接地速度和飛機(jī)著陸重量、空氣密度以及接地時(shí)的升力系數(shù)有關(guān)。,著陸安全事項(xiàng),如果著陸重量過大或機(jī)場(chǎng)溫度較高或在海拔較高的機(jī)場(chǎng)著陸，都會(huì)造成接地速度過大，使飛機(jī)接地時(shí)受到較大的地面撞擊力，損壞起

19、落架和機(jī)體受力結(jié)構(gòu)；也會(huì)使著陸滑跑距離過長(zhǎng)，導(dǎo)致飛機(jī)沖出跑道的事故發(fā)生。著陸時(shí)的重量不能超過規(guī)定的著陸重量。在不超過臨界迎角和護(hù)尾迎角的條件下，接地迎角應(yīng)取最大值，增升增阻的后緣襟翼在著陸時(shí)要放下最大的角度，以最大限度的增加升力系數(shù)減小接地速度,著陸滑跑距離,定義：飛機(jī)從接地點(diǎn)開始，經(jīng)滑跑減速直至完全停止下來所經(jīng)過的距離叫著陸滑跑距離。影響因素：接地速度的大小、滑跑減速的快慢有關(guān)。接地速度越小，滑跑減速越快，著陸滑跑距離就越短。

20、為了使飛機(jī)在滑跑中很快將速度降下來，著陸后要打開減升增阻的擾流板，使用發(fā)動(dòng)機(jī)反推裝置和剎車。,水平轉(zhuǎn)彎,定義：飛機(jī)在水平面內(nèi)連續(xù)改變飛行方向的曲線運(yùn)動(dòng)。航向改變角度大于360度，叫水平盤旋;小于360度叫水平轉(zhuǎn)彎,,飛機(jī)在進(jìn)行水平轉(zhuǎn)彎時(shí)，運(yùn)動(dòng)的軌跡由直線變?yōu)榍€。飛行速度大小雖然沒有改變，但運(yùn)動(dòng)速度的方向卻在不停地變化。速度方向的改變，說明飛機(jī)運(yùn)動(dòng)有向心加速度an，向心加速度大小可表示為：an =式中：V ——飛機(jī)飛行速度

21、；R ——轉(zhuǎn)彎航跡的半徑。加速度方向垂直于航跡的切線，指向航跡的中心,水平轉(zhuǎn)彎,飛機(jī)水平轉(zhuǎn)彎時(shí)，升力在垂直方向分量與飛機(jī)的重量平衡；在水平方向的分量提供了使飛機(jī)作曲線運(yùn)動(dòng)的向心力。最大傾斜角的限制因素：飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、發(fā)動(dòng)機(jī)推力、飛機(jī)臨界迎角。相關(guān)操縱：副翼，升降舵，方向舵，發(fā)動(dòng)機(jī)推力。,ny=L/W=1/cosγ,操縱飛機(jī)水平轉(zhuǎn)彎,首先操縱副翼，使飛機(jī)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)角，則飛機(jī)可以在水平方向產(chǎn)生分量，提供向心力保持飛行速度不變，

22、操縱駕駛桿向后，則飛機(jī)抬頭，增大迎角，提高升力，與重力平衡，否則容易在轉(zhuǎn)彎時(shí)掉高度同時(shí)加大引擎推力，以平衡迎角增大帶來的阻力增大問題，保證飛行速度大小不變。,水平轉(zhuǎn)彎理論,轉(zhuǎn)彎理論：偏轉(zhuǎn)副翼-拉駕駛桿-推油門桿-蹬方向舵（有飛行擾流板的飛機(jī)不蹬舵）。力是產(chǎn)生加速的原因：要使飛機(jī)速度方向改變，應(yīng)在重心處施加與原來速度方向垂直的水平橫向力。通過操縱副翼使飛機(jī)產(chǎn)生傾斜角（盤旋坡度），飛機(jī)升力在水平方向上的分量使飛機(jī)速度方向改變—轉(zhuǎn)彎。保

23、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。通過拉駕駛桿操縱升降舵使飛機(jī)迎角增加而實(shí)現(xiàn)。飛機(jī)作水平盤旋時(shí)，其過載系數(shù)大于l.0，轉(zhuǎn)彎半徑愈小要求的盤旋坡度愈大，對(duì)應(yīng)的過載系數(shù)也愈大。轉(zhuǎn)彎最大坡度由使用限制過載確定。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，故加大油門。防止側(cè)滑：蹬方向舵（或上偏副翼-飛行擾流板）使飛機(jī)機(jī)頭連續(xù)擺向來流方向。,側(cè)滑,側(cè)滑：飛機(jī)沿機(jī)體坐標(biāo)軸Zt軸方向的移動(dòng)叫做側(cè)滑。側(cè)滑角

24、飛機(jī)對(duì)稱面與相對(duì)來流之間的夾角叫做側(cè)滑角，β。氣流從轉(zhuǎn)彎飛機(jī)的內(nèi)側(cè)吹來叫內(nèi)側(cè)滑；從外側(cè)吹來叫外側(cè)滑。需要副翼、升降舵和方向舵操縱、油門桿相互配合完成。,等速爬升和等速下滑,等速爬升: 飛機(jī)沿斜直線等速上升。飛機(jī)爬升軌跡與水平面之間的夾角稱為爬升角。爬升角飛行速度與水平面之間的夾角。剩余推力是飛機(jī)進(jìn)行 等速爬升的先決條件。,爬升率,定義：?jiǎn)挝粫r(shí)間內(nèi)，飛機(jī)等速上升的高度。等速爬升時(shí)，飛機(jī)的速度越快，爬升角越大，爬

25、升率就越大，飛機(jī)爬到同一高度所需要的時(shí)間越短，飛機(jī)的上升性能也就越好。飛機(jī)等速爬升時(shí)，隨著飛行高度的增加，空氣的密度逐漸減小，飛行迎角必須增加，以得到較大的升力系數(shù)，這樣，飛行的阻力就不斷增大。而隨著飛行高度的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)的可用推力卻不斷減小，從而使飛機(jī)的剩余推力迅速下降，爬升率逐漸減小。,飛機(jī)升限,當(dāng)爬升率等于零時(shí)，飛機(jī)上升的高度叫做理論升限。實(shí)際規(guī)定，當(dāng)爬升率小于某一規(guī)定值時(shí)，飛機(jī)所達(dá)到的高度就叫做升限（實(shí)用升限）。,等速下滑

26、,飛機(jī)在零推力狀態(tài)下，沿直線等速下降的運(yùn)動(dòng)。平衡力系下滑角θ=actg(1/K),K為升阻比。升阻比越大，下降時(shí)的下滑角就越小，在下降高度一定時(shí)，下降的距離就越長(zhǎng)。在零推力狀態(tài)下， 下滑角和下滑距 離與飛機(jī)的重量 無關(guān)。,3.7 增升原理和增升裝置,目的：在較低速度下得到較大的升力，降低飛機(jī)起飛著陸速度，改善飛機(jī)起飛著陸性能，提高飛機(jī)起飛著陸安全性。,增升裝置使用原因,大型飛機(jī)的起飛離地和著陸接地速度越來越高原因

27、有兩個(gè)：大型飛機(jī)起飛著陸重量大，使飛機(jī)安全離地和平穩(wěn)著陸要求的升力大，這也就要求飛機(jī)在起飛離地或著陸觸地時(shí)保持更高的飛行速度，以達(dá)到升力的要求。高速飛機(jī)的機(jī)翼主要從有利于作高速飛行的觀點(diǎn)來設(shè)計(jì)的，而適用于高速飛行的機(jī)翼在低速下飛行性能并不好（比如薄翼型、后掠機(jī)翼等）。要使用低速性能不好的機(jī)翼在低速下達(dá)到一定的升力，必然會(huì)要求更高的飛行速度。增升裝置對(duì)于提高現(xiàn)代民用運(yùn)輸機(jī)起飛著陸的安全性來說就更為重要。,增升裝置的原理,改變機(jī)翼剖面

28、形狀，加大翼型的彎度提高升力系數(shù)，但會(huì)增加壓差阻力，減小臨界迎角值?？刂茩C(jī)翼上的附面層，推遲氣流分離提高臨界迎角值，提高升力系數(shù)。增大機(jī)翼面積,,一般是通過襟翼和縫翼來實(shí)現(xiàn),增升裝置,后緣襟翼/前緣襟翼/前緣縫翼 控制附面層的增升裝置后緣襟翼分類簡(jiǎn)單襟翼開裂式襟翼開縫式襟翼后退式襟翼后退開縫式襟翼雙縫或三縫襟翼,飛機(jī)的襟翼是機(jī)翼上可以偏轉(zhuǎn)和或滑動(dòng)的翼片，平時(shí)飛機(jī)停在機(jī)場(chǎng)上或在高空巡航飛行時(shí)，襟翼都收攏在

29、機(jī)翼上。,,襟翼夠提供附加機(jī)翼升力的的主要原因是：,？,襟翼的偏轉(zhuǎn),,?可以增加翼型的彎度，,?可以減少或延緩附面層的分離,?相當(dāng)于機(jī)翼延長(zhǎng)或延伸了機(jī)翼， 使其有效面積獲得了增加,后緣襟翼的共同特點(diǎn),它們都位于機(jī)翼后緣，靠近機(jī)身，在副翼的內(nèi)側(cè)，所以又稱為后緣襟翼(簡(jiǎn)稱襟翼)。襟翼放下時(shí)既可增大升力，同時(shí)也增大了阻力。多用于飛機(jī)著陸。這時(shí)襟翼放下到最大角度(約為50°～60°)。但有時(shí)也用于起飛，但放下的角度較

30、小(約為15°～20°)，以減小阻力，避免影響飛機(jī)起飛滑跑時(shí)的加速。,簡(jiǎn)單式襟翼,定義：裝置在機(jī)翼后緣可繞轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)的小翼面.不使用時(shí)，閉合成為機(jī)翼后緣的一部分；使用時(shí)繞軸向下偏轉(zhuǎn)。主要靠增大翼剖面的彎拱程度(彎度)來增大升力。當(dāng)簡(jiǎn)單襟翼放下時(shí)，翼剖面變得更彎拱，增大了上翼面氣流的流速，從而增大了升力，但同時(shí)阻力也隨著增大。,簡(jiǎn)單式襟翼,開裂式襟翼,裝置在機(jī)翼后緣下表面一塊可繞軸轉(zhuǎn)動(dòng)的板件。這種襟翼本身象塊薄板，緊

31、貼于機(jī)翼后緣并形成機(jī)翼的一部分，用時(shí)放下，在后緣與機(jī)翼之間形成一個(gè)低壓區(qū)，對(duì)機(jī)翼上表面的氣流具有吸引作用，使其流速增大，因而增大了機(jī)翼上下表面的壓強(qiáng)差，即增大了升力；同時(shí)還延緩了氣流分離。襟翼放下,機(jī)翼剖面變得更彎拱，增大了翼剖面彎度 提高機(jī)翼上表面的流速， 增大上下表面的壓強(qiáng)差， 就是增大了升力。增升 效果相當(dāng)好，一般可把 最大升力系數(shù)增大約 百分之75到85。,開縫式襟翼,開縫式襟翼是對(duì)簡(jiǎn)單襟翼

32、的改進(jìn)，將轉(zhuǎn)軸由襟翼前緣正中移到襟翼前緣下表面。特點(diǎn)：放下時(shí)，一方面能增大機(jī)翼翼剖面的彎度；另一方面它的前緣與機(jī)翼后緣之間形成一個(gè)收斂縫隙。下翼面的高壓氣流通過這個(gè)縫隙，以較高的速度流向上翼面，使上翼面附面層中氣流速度增大，因而延緩了氣流分離，達(dá)到增升目的。開縫式襟翼的增升作用也是雙重的。所以它的增升效果也較好，一般可增大Cy,max值約85%～95%。,開縫式襟翼,后退式襟翼,工作時(shí)，襟翼一邊后退，一邊向下偏轉(zhuǎn)后退式

33、襟翼與開縫式襟翼相似，也有雙重增升作用。增加翼剖面的彎度增大機(jī)翼的面積。它的增升效果也很好，一般可增大Cy,max值約85%～95%。,后退式襟翼,后退襟翼,后退開縫式襟翼（福勒襟翼）,位于機(jī)翼后緣的下表面，打開時(shí)向后滑動(dòng)一段距離，同時(shí)又向下偏轉(zhuǎn)，并與機(jī)翼后緣形成一條收斂縫隙。后退開縫式襟翼主要靠增大機(jī)翼面積及增加翼剖面的彎度來增加機(jī)翼的升力系數(shù)?？p隙與開縫式襟翼相同，可以防止附面層內(nèi)的氣流分離。這種襟翼一般在起飛和著陸時(shí)，分

34、別采用不同后退量和偏轉(zhuǎn)角度。在起飛狀態(tài)，采用較小的偏轉(zhuǎn)角，因而阻力增加較小，升阻比較大，有利于起飛加速，減少滑跑距離。對(duì)于高性能飛機(jī)，翼剖面厚度又不允許采用雙縫、多縫襟翼，多采用這種襟翼。目前，在大、中型噴氣飛機(jī)上使用較多。,后退開縫式襟翼,雙縫或三縫襟翼（福勒襟翼的擴(kuò)展）,單開縫襟翼利用氣流通過收斂縫隙來延緩氣流的分離，有一定的限度。當(dāng)偏轉(zhuǎn)角增大到某一程度時(shí)，氣流仍會(huì)發(fā)生分離，而且襟翼還可能發(fā)生振動(dòng)。采用雙縫襟翼可以消除這些缺點(diǎn)。

35、當(dāng)開縫式襟翼(單開縫)偏轉(zhuǎn)到35°～40°時(shí)，機(jī)翼后緣出現(xiàn)氣流分離和大量旋渦。增升效果減小。采用雙縫襟翼，則有更多的高速氣流從下翼面通過兩道縫隙，流到上翼面后緣，便可消除這里的旋渦，使氣流仍貼著彎曲的翼面流動(dòng)。襟翼的偏轉(zhuǎn)角可增大到50°~60°, 增升效果得到提高。如果采用三縫襟翼或 多縫襟翼，增升效果 會(huì)更好。,多縫襟翼,多縫襟翼,波音737機(jī)翼使用,各種型式不同的后緣襟翼

36、的增升效果,后緣襟翼在提高升力系數(shù)的同時(shí)也增大阻力系數(shù)后緣襟翼在提高升力系數(shù)的同時(shí)，臨界迎角減小,,后退開縫式襟翼（富勒襟翼）的增升效果最好，但后緣襟翼在提高機(jī)翼升力系數(shù)的同時(shí)，使機(jī)翼的阻力系數(shù)也增加了。當(dāng)襟翼放下角度較小時(shí)，阻力增加的百分比比升力增加的要低，這種情況適用于要求升力增大而阻力盡量小的起飛狀態(tài)。當(dāng)襟翼放下角度較大時(shí)，與升力增加的百分比相比，阻力增加的百分比要高，這種情況適用于升力和阻力都要求較大的著陸狀態(tài)。故在起飛

37、和著陸時(shí)都使用后緣襟翼，但使用的方法卻不同。起飛時(shí)，使用后緣襟翼放下的角度較小，約為20?左右；而著陸為40 ? 。,前緣襟翼,前緣襟翼是指安裝在機(jī)翼前緣上的增升裝置。,克魯格前緣襟翼,它是機(jī)翼前緣下表面的一塊面板。不使用時(shí)緊貼在機(jī)翼前緣下表面，形成機(jī)翼外表面。使用時(shí)作動(dòng)筒向外伸出推開克魯格襟翼，使其繞前面的轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)，向前下方打開。克魯格襟翼打開后，與機(jī)翼前緣之間可根據(jù)需要安排成無縫隙或有縫隙的兩種,下垂式前緣襟翼,下垂式前緣襟翼就是

38、一個(gè)可操縱的機(jī)翼前緣，不使用時(shí)，保持機(jī)翼前緣原形使用時(shí)；使用時(shí)在作動(dòng)筒驅(qū)動(dòng)下，整個(gè)前緣向下滑動(dòng)，形成低垂的機(jī)翼前緣。,性能分析,這兩種襟翼一般都用在高速飛機(jī)上。高速飛機(jī)機(jī)翼采用前緣尖銳，相對(duì)厚度較小的翼型。以一定迎角飛行時(shí)，前緣上表面沒有形它成光滑的流道，氣流在前緣受挫即會(huì)產(chǎn)生氣流分離，而使機(jī)翼升力系數(shù)大大降低。如果使前緣襟翼下垂或打開克魯格襟翼就可減少前緣與相對(duì)來流之間的夾角，使氣流能沿平滑流道流過上翼面，不再產(chǎn)生氣流分離。飛機(jī)使

39、用后緣襟翼時(shí)，后緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)，哪怕角度不大，在機(jī)翼前緣也會(huì)產(chǎn)生氣流分離，這會(huì)大大降低后緣襟翼的增升效果，若同時(shí)使用前緣襟翼可消除機(jī)翼前緣的氣流分離，提高后緣襟翼增升效果,前緣縫翼,指安裝在機(jī)翼前緣的一個(gè)小翼面。工作時(shí)小翼面與機(jī)翼前緣之間形成收斂式的縫隙。下翼面高壓氣流通過縫隙加速吹向上翼面，既可增加升力又能延緩氣流的分離，從而避免大迎角下的失速。,前緣縫翼的作用,延緩機(jī)翼上的氣流分離，因而提高了“臨界攻角”(一般能增大10°

40、;～15°)，使得機(jī)翼在更大的攻角下才會(huì)發(fā)生失速。 增大最大升力系數(shù)(一般能增大50%左右）。,前緣縫翼,前緣縫翼,αcr,αcr,α,前緣縫翼的分類,固定式前緣縫翼定義：用一些肋板將小翼面固定在機(jī)翼前緣上，無論是否使用前緣縫翼，小翼面都與機(jī)翼前緣之間形成固定的縫隙。這種前緣縫翼，速度增大時(shí)，阻力增大，應(yīng)用不多.可動(dòng)式前緣縫翼自動(dòng)式&&可操縱式通常與后緣襟翼自動(dòng)配合動(dòng)作，防止在大迎角下使用后緣襟翼造成

41、飛機(jī)失速。,,自動(dòng)式：依靠作用在前緣上的氣動(dòng)載荷使小翼面伸出或收回。小迎角時(shí)前緣氣動(dòng)壓力將小翼面壓在機(jī)翼上處于閉合狀態(tài)；大迎角時(shí)壓差變大前緣的氣動(dòng)吸力吸引小翼面，使它沿滑動(dòng)機(jī)構(gòu)伸出，形成縫隙。用在低空低速飛機(jī)上。可操縱式的前緣縫翼是由駕駛員或自動(dòng)駕駛系統(tǒng)操縱，使小翼面伸出或收回。,,可操縱的前緣縫翼通常是與后緣襟翼自動(dòng)配合動(dòng)作，防止在大迎角下使用后緣襟翼造成飛機(jī)失速。動(dòng)作順序: 放出時(shí)，先打開前緣縫翼到一定角度，再打開后緣襟翼；收回

42、時(shí)，先收回后緣襟翼再收回前緣縫翼。,,前緣縫翼：布滿全翼展、布置在翼尖，副翼的前面。布置在翼尖的縫翼主要是：大迎角下延緩翼尖部分的氣流分離，提高副翼的操縱效率，從而使飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性和操縱性得到改善。,控制附面層的增升裝置,附面層吹除裝置將高壓空氣從機(jī)翼上表面吹出，并以高速吹入附面層，加速附面層中氣流的流動(dòng)速度，推遲附面層的分離。吹除裝置可以安裝在靠近機(jī)翼前緣，高壓空氣從前緣附近吹出，使機(jī)翼上表面的附面層氣流加速。也可以安裝在機(jī)翼

43、的后緣，襟翼的前面。 高壓空氣從機(jī)翼后緣吹出， 沿襟翼的上表面流過， 推遲襟翼附面層分離， 起到增升的作用。,附面層吸取裝置,利用吸氣泵，通過機(jī)翼上表面的縫隙吸取附面層，減小附面層的厚度，加快氣流的流動(dòng)，推遲附面層分離。從而起到增升的作用。,渦流發(fā)生器和翼刀,渦流發(fā)生器可以將外界氣流的能量不斷輸入附面層，加速附面層內(nèi)氣流的流動(dòng)速度，推遲氣流分離。低速飛機(jī)上使用可以提高臨界迎角值，增大升力系數(shù)。高速飛