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第三章 飞行原理 空气动力

作者:币游 发布时间:2020-07-23 19:44 点击数:

  第三章 飞行原理 空气动力_数学_自然科学_专业资料。机械工程,空气动力学,航空宇航

  空气动力学基础(ME、AV) 第一章 第二章 第三章 第四章 大气物理学 空气动力学 飞行理论 飞机的稳定性和操纵性 第三章 飞行理论 ? ? ? ? ? ? ? 3.1 飞机重心、机体坐标和飞机在空中运动的自 由度 3.2 飞行时作用在飞机上的外载荷及平衡方程 3.3 载荷系数 3.4 巡航飞行、起飞和着陆 3.5 水平转弯和侧滑 3.6 等速爬升和等速下滑 3.7 增升原理和增升装置 3.1 飞机重心、机体坐标 ? 基本概念: ? ? ? ? 飞机机体以及飞机上所装载的所有设备、燃油、 货物、乘员等重量之合叫做飞机的重力,用符 号W表示。 飞机重力的作用点叫做飞机的重心。 飞机重心的位置常用重心到平均气动力弦前缘 距离XW和平均空气动力弦长bA之比的百分数来 表示 XW平均=(XW/bA)× 100% 飞机的平均气动力弦MAC (Mean Aerodynamic Chord) 飞机机翼的平面形 状确定后,对应一 个假想或相当的矩 形翼,该矩形翼产 生的面积、气动力 及俯仰力矩都与原 机翼等价,该矩形 翼的弦即为平均气 动力弦MAC,其长度 cA和位置lA取决于 机翼的平面形状 lA c0 c1 cA c0 c1 飞机在空中运动的自由度 ? ? 确定飞机在空中运动特性的基本方法是把飞机看 做一个刚体,飞机的任何一种运动都可以分解成 随重心的移动和绕重心的转动。 飞机的机体轴线个,它们都相交于飞机的重 心,并且两两相互垂直 ? ? ? 沿着机身长度方向,在水平平面内由机尾通过重心指 向机头的直线称为飞机的纵轴OXt(滚转轴) 通过飞机的重心并垂直于纵轴和横轴,指向飞机上方 的直线称为飞机的立轴OYt(偏航轴) 从左机翼通过飞机重心到右机翼并与纵轴垂直的直线 称为飞机的横轴OZt(俯仰轴) 飞机机体坐标系O(Xt,Yt,Zt) y立轴 Mz My Mx z横轴 飞机的自由度 ? ? ? ? 空间一个刚体的运动,可以用其重心的质点平移运 动和绕其重心的旋转运动两种运动的叠加来描述。 有六个自由度:三个平移和三个转动。 飞机重心运动轨迹代表整架飞机的运动轨迹。空间 一个质点的运动有三个平移自由度;分别是沿地面 坐标系的X、Y、Z 三个轴的平移运动。 机体绕重心的转动运动有三个转动自由度;机体绕 重心转动的自由度也有三个:分别是绕Xt轴的滚转、 绕Yt轴的偏航和绕Zt轴的俯仰 。 飞机随重心转动的自由度 3.2 飞行时作用在飞机上的 外载荷及其平衡方程 ? ? ? ? ? 飞机上的外载荷:重力、空气动力和发动 机推力 飞机的平衡是指作用于飞机的各力之和为 零,各力重心所构成的各力矩之和也为零。 飞机处于平衡状态时: ——飞机速度的大小和方向都保持不变; ——也不绕重心转动。飞机的平衡包括俯 仰平衡、方向平衡和横侧平衡 ? 刚体运动平衡方程 ?? X ? 0, ? Y ? 0, ? Z ? 0 ? ? ?? M X ? 0, ? M Y ? 0, ? M Z ? 0 ? 飞机水平直线匀速飞行时的平衡方程 飞机水平直线匀速飞行时的平衡方程 ? ? 外载荷:飞机重力W、气动升力L0、气动阻力D0 和 发动机推力P 是一个平衡力系,满足六个平衡方程。 由于作用在飞机上的载荷左右对称,六个平衡方程 中的∑Z=0和∑MX=0、∑MY=0方程自然满足,所以, 保持飞机水平匀速飞行,作用在飞机上的外载荷就 必须满足以下各式: ?? Y ? 0 ? Lo ? W ? ? ?? X ? 0 ? Po ? Do ? ?? M z ? 0 ? M A ? M B ? 俯冲拉起时受载情况 ? 如果作用在飞机上的外载荷不能满足平衡方程, 飞机就会做变速运动,速度的大小或方向会发生 变化,改变原来的飞行状态。比如: ? ? ? ? P>D,飞机会加速飞行; L>W,飞机会产生向上的曲线飞行; MA≠MB,飞机会抬头或低头, 产生绕机体横轴OZt 的转动角加速度等等。 ? 飞机水平转弯,进入俯冲,俯冲拉起等机动飞行 都是在不平衡外载荷作用下进行的变速运动。 飞机俯冲拉起时的受载情况 L sin ? ? m ? a ? (W / g ) ? (? / R) 2 n ? ? 图中表示飞机进行俯冲拉起时的受力情况。在拉 起过程中,飞机以速度V沿半径为R的圆形轨迹做 圆周运动,速度的方向在不断地变化,它运动的 向心加速度为an=V2/R。迫使飞机产生向心加速度 的向心力等于飞机的质量和向心加速度的乘积, 即Fn=m×an=(W/g)×(V2/R) ? ? m—飞机的质量;W—飞机的重力; g—重力加速度。 载荷系数 ? ? 除了飞机重力外,作用在飞机上的其他外载荷沿 飞机机体坐标轴方向的分量与飞机重力之比称为 飞机在该方向的载荷系数。用n 表示。 飞机在y 轴方向的过载系数等于飞机升力Y 与飞 机重量W 的比值 ? ? Ny=L/W 飞机结构强度主要取决于Y轴方向的过载。 载荷系数的大小表示外载荷是飞机重力的几倍, 正负表示外载荷的方向。 过载系数的大小和方向(正、负) ? ? ? ? ? ? 飞机的重心过载取决于飞行时升力的大小和方向。 升力与y 轴正向一致时取正号,反之则取负号。 飞行中遇到向下的强大突风,可能使飞机升力向 下,产生负过载。 飞机从平飞减速緩慢转入下滑,过载是小于1.0 的正数。 飞机从平飞突然推杆进入俯冲,可能产生负过载。 飞机从下滑急速拉起,可能产生很大的正过载。 飞机等速直线水平飞行,过载系数等于1.0。 3.4 巡航飞行 ? ? ? 飞机巡航飞行应满足的平衡条件:升力等 于重力、推力等于阻力。 平飞所需速度:飞机在某高度上保持平飞 所需的升力(等于重量)对应的飞行速度。 平飞速度 1 2 ? 平飞 ? 2W / CL ?S) ( ? ? ? ? ? 影响平飞所需速度的因素: 飞机重量:重量愈大所需速度愈高。 升力系数:取决于飞机的迎角,迎角减 小所需速度就高。 空气密度:取决于飞行高度和大气温度, 飞行高度高或气温高所需速度就高。 机翼面积:面积大所需速度就低。 ? 平飞所需功率:推力用于克服阻力,平飞需用推 力取决于平飞所需速度对应的飞机阻力。功率等 于推力与速度的乘积。 N平飞 ? P平飞 ? v平飞 ? 式中P平飞是保持飞机以V平飞 速度飞行时需要的推 力,叫做平飞时的需用推力。 巡航飞行 ? ? ? 剩余功率 最大平飞速度 一般是指发动机满油门状态下,飞机做水 平直线飞行时所能达到的最高稳定平飞速 度。 相关因素: ? ? 飞机平飞所需推力 发动机的可用推力 飞行高度的限制 ? 飞机结构强度限制 ? 动压: qmax ? 1 2 ?vmax 2 ? ? ? ? 飞机的最大平飞速度随高度增加而减小 (发动机的可用推力减小)。 .剩余推力:发动机的可用推力大于飞机 平飞所需推力的部分。 剩余推力是飞机平飞加速和等速爬升的必 要条件。 限制飞机最大平飞速度的因素:发动机可 用推力和飞机结构强度。 巡航飞行 ? ? 最小平飞速度:飞机最小平飞速度是维持飞机水 平直线稳定飞行的最低速度。不同高度有不同的 最小飞行速度,随着高度的增加最小飞行速度增 加。 飞机维持水平飞行的最低稳定速度。 ? 平飞 ? 2W / CL ?S) ( ? ? ? ? 1 2 相关因素 最大升力系数。 发动机的可用推力。 飞机失速速度(最小平飞速度大于失速速度) 飞机平飞速度范围 ? ? 定义:从最小平飞速度到最大平飞 速度。表征飞机的平飞性能好坏。 飞机平飞包线) ? ? 最左边边界线为最小平飞速度线, 边界线各点表示的速度大于相应 高度的失速速度。受到最大升力 系数和发动机可用推力的限制。 此边界线左边各点所表示的高度 和速度组合不会在飞行中出现。 最右边的边界线是最大平飞速度 线(高空用马赫数表示)。低于 巡航高度时受飞机结构强度限制 最大平飞速度减小;高于巡航高 度时,最大平飞速度受发动机可 用推力限制。边界线右边各点的 高度和速度组合不在飞行中出现。 飞行包线 ? ? ? 定义:以飞行高度、飞行 速度、载荷系数等飞行参 数为坐标,以飞行中的各 种限制条件为边界组成的 一条封闭曲线。 飞机在飞行中出现的各种 飞行参数的组合只能出现 在飞行包线所围范围以内 或飞行包线的边界上。 飞机的平飞包线受最大升 力系数、飞机结构强度、 发动机可用推力的限制。 速度--过载包线(机动包线 ? 以飞行速度和过载系数为坐标,以最大和 最小飞行速度,最大正、负过载系数为边 界画出的飞行包线。它表示飞机结构在不 同飞行速度下的受载情况,是选取飞机结 构强度设计情况的依据。 最大正过载表示飞机承受的气动升力指向 机体立轴的正向并达到最大; 最大最负过载表示飞机承受的气动升力指 向机体立轴的反向并达到最大; 最大速度表示此时飞机的载荷或升力不一 定最大,但机翼表面的局部气动载荷很大, 压力中心靠后,考验机翼结构局部强度的 严重受载情况。 ? ? ? 巡航飞行 ? 巡航速度 ? 每千米耗油量最小的飞行速度,即达到最大航 程的飞行速度。 飞机在无风和不加油的条件下,连续飞行耗尽 可用燃油时飞行的水平距离 飞机耗尽可用燃油时能持续飞行的时间。 ? 航程 ? ? 航时 ? 起飞 ? ? ? 起飞定义:从起飞线开始,经过滑跑-离地爬升到安全高度(飞机高于起飞表面10.7 米—CCAR-25)为止的全过程。 主要性能指标:地面滑跑距离、离地速度和 起飞距离。 影响起飞性能的主要因素:起飞重量、大气 条件(密度、风向等)、离地时的迎角、增 升装置的使用、发动机的推力及爬升阶段爬 升角的选择等。 起飞 ? 离地速度 1/ v离 ? 2W) CL离?S))2 (( ( / ? 起飞距离 ? 从开始滑跑到飞机越过安全高度时所经过的水平 距离。 ? 三个阶段:起飞滑跑加速、拉起离地和上升到安 全高度 飞机着陆 ? ? ? 定义:安全高度(高于着陸表面15米— CCAR-25)下滑-拉平-平飞减速-飘落触地滑跑停机,五个阶段的全过程。 主要性能指标:接地速度、着陸滑跑距离和 着陸距离。 影响着陆性能的主要因素:着陸重量、大气 条件(密度、风向等)、接地时的迎角(正 常应取允许的最大值)、增升增阻装置和发 动机的反推及刹车装置的使用等。 接地速度 ? ? ? 定义:飞机在着陆过程中,接地瞬间的速度。 接地速度越小越好,因为接地速度越小飞机着陆 越安全,着陆滑跑的距离也越短。 V接=k((2W)/(CL接?S))? ? 其中k是考虑到飞机要向前飘落一段才接地,接地速度 有所减小而选取的一个略小于1的修正系数。飞机的接 地速度要比升力平衡重力所需速度略小一些。 ? 影响因素:飞机着陆接地速度和飞机着陆重量、 空气密度以及接地时的升力系数有关。 着陆安全事项 ? ? ? 如果着陆重量过大或机场温度较高或在海拔较高 的机场着陆,都会造成接地速度过大,使飞机接 地时受到较大的地面撞击力,损坏起落架和机体 受力结构;也会使着陆滑跑距离过长,导致飞机 冲出跑道的事故发生。 着陆时的重量不能超过规定的着陆重量。 在不超过临界迎角和护尾迎角的条件下,接地迎 角应取最大值,增升增阻的后缘襟翼在着陆时要 放下最大的角度,以最大限度的增加升力系数减 小接地速度 着陆滑跑距离 ? ? ? ? 定义:飞机从接地点开始,经滑跑减速直至完全 停止下来所经过的距离叫着陆滑跑距离。 影响因素:接地速度的大小、滑跑减速的快慢有 关。 接地速度越小,滑跑减速越快,着陆滑跑距离就 越短。 为了使飞机在滑跑中很快将速度降下来,着陆后 要打开减升增阻的扰流板,使用发动机反推装置 和刹车。 水平转弯 ? 定义:飞机在水 平面内连续改变 飞行方向的曲线 运动。航向改变 角度大于360度, 叫水平盘旋;小于 360度叫水平转弯 ? ? 飞机在进行水平转弯时,运动的轨迹由直线变为 曲线。飞行速度大小虽然没有改变,但运动速度 的方向却在不停地变化。速度方向的改变,说明 飞机运动有向心加速度an ,向心加速度大小可表 示为: an = V ——飞机飞行速度; R ——转弯航迹的半径。 加速度方向垂直于航迹的切线,指向航迹的中心 式中: ? ? ? 水平转弯 ? ?P ? D ? ny=L/W=1/cosγ ? L cos? ? W ? v2 v2 ? L sin ? ? m ? (W / g ) R R ? ? ? ? ? 飞机水平转弯时,升力在垂直方向分量与飞机的重量平衡; 在水平方向的分量提供了使飞机作曲线运动的向心力。 最大倾斜角的限制因素:飞机结构强度、发动机推力、飞 机临界迎角。 相关操纵:副翼,升降舵,方向舵,发动机推力。 操纵飞机水平转弯 ? ? ? 首先操纵副翼,使飞机产生滚转角,则飞机 可以在水平方向产生分量,提供向心力 保持飞行速度不变,操纵驾驶杆向后,则飞 机抬头,增大迎角,提高升力,与重力平衡, 否则容易在转弯时掉高度 同时加大引擎推力,以平衡迎角增大带来的 阻力增大问题,保证飞行速度大小不变。 水平转弯理论 ? ? ? ? ? 转弯理论:偏转副翼-拉驾驶杆-推油门杆-蹬方向舵(有 飞行扰流板的飞机不蹬舵)。 力是产生加速的原因:要使飞机速度方向改变,应在重心 处施加与原来速度方向垂直的水平横向力。通过操纵副翼 使飞机产生倾斜角(盘旋坡度),飞机升力在水平方向上 的分量使飞机速度方向改变—转弯。 保持‘水平’转弯 :飞机升力在垂直方向上的分量应等 于重量。通过拉驾驶杆操纵升降舵使飞机迎角增加而实现。 飞机作水平盘旋时,其过载系数大于l.0,转弯半径愈小 要求的盘旋坡度愈大,对应的过载系数也愈大。转弯最大 坡度由使用限制过载确定。 保持速度大小不变:加大发动机推力克服因迎角增加引起 的阻力增量,故加大油门。 防止侧滑:蹬方向舵(或上偏副翼-飞行扰流板)使飞机 机头连续摆向来流方向。 侧滑 ? ? 侧滑:飞机沿机体坐 标轴Zt轴方向的移动 叫做侧滑。 侧滑角 ? ? 飞机对称面与相对来 流之间的夹角叫做侧 滑角,β。 气流从转弯飞机的内 侧吹来叫内侧滑;从 外侧吹来叫外侧滑。 ? 需要副翼、升降舵和 方向舵操纵、油门杆 相互配合完成。 等速爬升和等速下滑 ? 等速爬升: 飞机沿斜直线等速上升。飞机爬升轨 迹与水平面之间的夹角称为爬升角。 ? Y ? L ? W cos? ? L ? W cos? ? X ? P ? D ? W sin ? ? P ? D ? W sin ? ? 爬升角 飞行速度与水平 面之间的夹角。 ? ? 剩余推力是飞机进行 等速爬升的先决条件。 爬升率 ? ? ? 定义:单位时间内,飞机等速上升的高度。等速 爬升时,飞机的速度越快,爬升角越大,爬升率 就越大,飞机爬到同一高度所需要的时间越短, 飞机的上升性能也就越好。 飞机等速爬升时,随着飞行高度的增加,空气的 密度逐渐减小,飞行迎角必须增加,以得到较大 的升力系数,这样,飞行的阻力就不断增大。 而随着飞行高度的增加,发动机的可用推力却不 断减小,从而使飞机的剩余推力迅速下降,爬升 率逐渐减小。 飞机升限 ? ? 当爬升率等于零时,飞机上升的高度叫做 理论升限。 实际规定,当爬升率小于某一规定值时, 飞机所达到的高度就叫做升限(实用升 限)。 等速下滑 ? ? 飞机在零推力状态下,沿直线等速下降的运动。 平衡力系 ? Y ? L ? W cos? ? 0 ? X ? ? D ? W sin ? ? 0 ? ? ? 下滑角θ=actg(1/K),K为升阻比。 升阻比越大,下降时的下滑角就越小,在下降高 度一定时,下降的距离就越长。 在零推力状态下, 下滑角和下滑距 离与飞机的重量 无关。 3.7 增升原理和增升装置 ? 目的:在较低速度下得到较大的升力,降 低飞机起飞着陆速度,改善飞机起飞着陆 性能,提高飞机起飞着陆安全性。 1 2 FL ? CL ? ? v ? S 2 增升装置使用原因 ? 大型飞机的起飞离地和着陆接地速度越来越高原 因有两个: ? ? ? 大型飞机起飞着陆重量大,使飞机安全离地和平稳着 陆要求的升力大,这也就要求飞机在起飞离地或着陆 触地时保持更高的飞行速度,以达到升力的要求。 高速飞机的机翼主要从有利于作高速飞行的观点来设 计的,而适用于高速飞行的机翼在低速下飞行性能并 不好(比如薄翼型、后掠机翼等)。要使用低速性能 不好的机翼在低速下达到一定的升力,必然会要求更 高的飞行速度。 增升装置对于提高现代民用运输机起飞着陆的安全性 来说就更为重要。 增升装置的原理 ? 改变机翼剖面形状,加大翼型的弯度 ? ? 提高升力系数,但会增加压差阻力, 减小临界迎角值。 提高临界迎角值,提高升力系数。 ? 控制机翼上的附面层,推迟气流分离 ? 一般是通过 襟翼和缝翼 来实现 ? 增大机翼面积 1 2 FL ? CL ? ? v ?S 2 增升装置 ? ? 后缘襟翼/前缘襟翼/前缘缝翼 控制附面层的增升装置 后缘襟翼分类 ? 简单襟翼 ? 开裂式襟翼 ? 开缝式襟翼 ? 后退式襟翼 ? 后退开缝式襟翼 ? 双缝或三缝襟翼 飞机的襟翼是机翼上可以偏转 和或滑动的翼片,平时飞机停 在机场上或在高空巡航飞行时, 襟翼都收拢在机翼上。 襟翼够提供附加机翼升力的的主要原因是: 襟翼的偏转 ?可以增加翼型的弯度, ?可以减少或延缓附面层的分离 ?相当于机翼延长或延伸了机翼, 使其有效面积获得了增加 后缘襟翼的共同特点 ? ? ? 它们都位于机翼后缘,靠近机身,在副翼 的内侧,所以又称为后缘襟翼(简称襟翼)。 襟翼放下时既可增大升力,同时也增大了 阻力。 多用于飞机着陆。这时襟翼放下到最大角 度(约为50°~60°)。但有时也用于起飞, 但放下的角度较小(约为15°~20°),以 减小阻力,避免影响飞机起飞滑跑时的加 速。 简单式襟翼 ? ? 定义:装置在机翼后缘可绕转轴转动的小翼面. 不使用时,闭合成为机翼后缘的一部分;使用时 绕轴向下偏转。 主要靠增大翼剖面的弯拱程度(弯度)来增大升力。 当简单襟翼放下时,翼剖面变得更弯拱,增大了 上翼面气流的流速,从而增大了升力,但同时阻 力也随着增大。 简单式襟翼 开裂式襟翼 ? ? ? 装置在机翼后缘下表面一块可绕轴转动的板件。 这种襟翼本身象块薄板,紧贴于机翼后缘并形成机翼的一 部分,用时放下,在后缘与机翼之间形成一个低压区,对 机翼上表面的气流具有吸引作用,使其流速增大,因而增 大了机翼上下表面的压强差,即增大了升力;同时还延缓 了气流分离。 襟翼放下,机翼剖面变得更弯拱,增大了翼剖面弯度 提高机翼上表面的流速, 增大上下表面的压强差, 就是增大了升力。增升 效果相当好,一般可把 最大升力系数增大约 百分之75到85。 开缝式襟翼 ? ? 开缝式襟翼是对简单襟翼的改进,将转轴由襟翼前缘正中移到 襟翼前缘下表面。 特点:放下时,一方面能增大机翼翼剖面的弯度;另一方面它 的前缘与机翼后缘之间形成一个收敛缝隙。下翼面的高压气流 通过这个缝隙,以较高的速度流向上翼面,使上翼面附面层中 气流速度增大,因而延缓了气流分离,达到增升目的。 ? 开缝式襟翼的增升作用也是双重的。所以它的增升效果也较好, 一般可增大Cy,max值约85%~95%。 开缝式襟翼 后退式襟翼 ? ? ? 工作时,襟翼一边后退,一边向下偏转 后退式襟翼与开缝式襟翼相似,也有双重增升作用。 ? 增加翼剖面的弯度 ? 增大机翼的面积。 它的增升效果也很好,一般可增大Cy,max值约85%~95%。 后退式襟翼 后退襟翼 后退开缝式襟翼(福勒襟翼) ? ? ? ? ? 位于机翼后缘的下表面,打开时向后滑动一段距离,同时又向 下偏转,并与机翼后缘形成一条收敛缝隙。 后退开缝式襟翼主要靠增大机翼面积及增加翼剖面的弯度来增 加机翼的升力系数。 缝隙与开缝式襟翼相同,可以防止附面层内的气流分离。这种 襟翼一般在起飞和着陆时,分别采用不同后退量和偏转角度。 在起飞状态,采用较小的偏转角,因而阻力增加较小,升阻比 较大,有利于起飞加速,减少滑跑距离。 对于高性能飞机,翼剖面厚度又不允许采用双缝、多缝襟翼, 多采用这种襟翼。目前,在大、中型喷气飞机上使用较多。 后退开缝式襟翼 双缝或三缝襟翼(福勒襟翼的扩展) ? ? ? ? 单开缝襟翼利用气流通过收敛缝隙来延缓气流的分离,有一 定的限度。当偏转角增大到某一程度时,气流仍会发生分离, 而且襟翼还可能发生振动。采用双缝襟翼可以消除这些缺点。 当开缝式襟翼(单开缝)偏转到35°~40°时,机翼后缘出现 气流分离和大量旋涡。增升效果减小。 采用双缝襟翼,则有更多的高速气流从下翼面通过两道缝隙, 流到上翼面后缘,便可消除这里的旋涡,使气流仍贴着弯曲 的翼面流动。襟翼的偏转角可增大到50°~60°, 增升效果得 到提高。 如果采用三缝襟翼或 多缝襟翼,增升效果 会更好。 多缝襟翼 波音737机翼使用 多缝襟翼 各种型式不同的后缘襟翼的增升效果 ? ? 后缘襟翼在提高升力系数的同时也增大阻力系数 后缘襟翼在提高升力系数的同时,临界迎角减小 ? ? ? ? 后退开缝式襟翼(富勒襟翼)的增升效果最好, 但后缘襟翼在提高机翼升力系数的同时,使机翼 的阻力系数也增加了。 当襟翼放下角度较小时,阻力增加的百分比比升 力增加的要低,这种情况适用于要求升力增大而 阻力尽量小的起飞状态。 当襟翼放下角度较大时,与升力增加的百分比相 比,阻力增加的百分比要高,这种情况适用于升 力和阻力都要求较大的着陆状态。 故在起飞和着陆时都使用后缘襟翼,但使用的方 法却不同。起飞时,使用后缘襟翼放下的角度较 小,约为20?左右;而着陆为40 ? 。 前缘襟翼 ? 前缘襟翼是指安装在机翼前缘上的增升装 置。 克鲁格前缘襟翼 ?它是机翼前缘下表面的 一块面板。不使用时紧贴 在机翼前缘下表面,形成 机翼外表面。使用时作动 筒向外伸出推开克鲁格襟 翼,使其绕前面的转轴转 动,向前下方打开。 ?克鲁格襟翼打开后,与 机翼前缘之间可根据需要 安排成无缝隙或有缝隙的 两种 下垂式前缘襟翼 ?下垂式前缘襟翼就是 一个可操纵的机翼前缘 ,不使用时,保持机翼 前缘原形使用时;使用 时在作动筒驱动下,整 个前缘向下滑动,形成 低垂的机翼前缘。 性能分析 ? ? ? 这两种襟翼一般都用在高速飞机上。高速飞机机翼 采用前缘尖锐,相对厚度较小的翼型。以一定迎角 飞行时,前缘上表面没有形它成光滑的流道,气流 在前缘受挫即会产生气流分离,而使机翼升力系数 大大降低。 如果使前缘襟翼下垂或打开克鲁格襟翼就可减少前 缘与相对来流之间的夹角,使气流能沿平滑流道流 过上翼面,不再产生气流分离。 飞机使用后缘襟翼时,后缘襟翼向下偏转,哪怕角 度不大,在机翼前缘也会产生气流分离,这会大大 降低后缘襟翼的增升效果,若同时使用前缘襟翼可 消除机翼前缘的气流分离,提高后缘襟翼增升效果 前缘缝翼 ? ? 指安装在机翼前缘的一个小翼面。 工作时小翼面与机翼前缘之间形成收敛式的缝隙。 下翼面高压气流通过缝隙加速吹向上翼面,既可 增加升力又能延缓气流的分离,从而避免大迎角 下的失速。 前缘缝翼的作用 ? ? 延缓机翼上的气流分 离,因而提高了“临 界攻角”(一般能增大 10°~15°),使得机 翼在更大的攻角下才 会发生失速。 增大最大升力系数(一 般能增大50%左右)。 前缘缝翼 前 缘 缝 翼 α 闭合 α 打开 前缘缝翼增升原理示意图 CL 前缘缝翼打开 前缘缝翼闭合 αcrαcr α 前缘缝翼打开后气流分 离被推迟 前缘缝翼的分类 ? 固定式前缘缝翼 ? 定义:用一些肋板将小翼面固定在机翼前缘上,无论 是否使用前缘缝翼,小翼面都与机翼前缘之间形成固 定的缝隙。这种前缘缝翼,速度增大时,阻力增大, 应用不多. 自动式&&可操纵式 ? 通常与后缘襟翼自动配合动作,防止在大迎角下使用 后缘襟翼造成飞机失速。 ? 可动式前缘缝翼 ? ? ? 自动式:依靠作用在前缘上的气动载荷使 小翼面伸出或收回。小迎角时前缘气动压 力将小翼面压在机翼上处于闭合状态;大 迎角时压差变大前缘的气动吸力吸引小翼 面,使它沿滑动机构伸出,形成缝隙。用 在低空低速飞机上。 可操纵式的前缘缝翼是由驾驶员或自动驾 驶系统操纵,使小翼面伸出或收回。 ? ? 可操纵的前缘缝翼通常是与后缘襟翼自动 配合动作,防止在大迎角下使用后缘襟翼 造成飞机失速。 动作顺序: 放出时,先打开前缘缝翼到一 定角度,再打开后缘襟翼;收回时,先收 回后缘襟翼再收回前缘缝翼。 ?前缘缝翼:布满全翼展、布置在翼尖,副翼的前面。 ?布置在翼尖的缝翼主要是:大迎角下延缓翼尖部分的气 流分离,提高副翼的操纵效率,从而使飞机的横向稳定性 和操纵性得到改善。 控制附面层的增升装置 ? ? ? 附面层吹除装置 将高压空气从机翼上表面吹出,并以高速吹入附面层,加速附 面层中气流的流动速度,推迟附面层的分离。 吹除装置可以安装在靠近机翼前缘,高压空气从前缘附近吹出, 使机翼上表面的附面层气流加速。也可以安装在机翼的后缘, 襟翼的前面。 高压空气从机翼后缘吹出, 沿襟翼的上表面流过, 推迟襟翼附面层分离, 起到增升的作用。 附面层吸取装置 ?利用吸气泵,通过机翼上表面的缝隙吸取附面层, ?减小附面层的厚度,加快气流的流动, ?推迟附面层分离。从而起到增升的作用。 涡流发生器和翼刀 ? ? ? 涡流发生器可以将外界气流的能量不断输入附面 层,加速附面层内气流的流动速度,推迟气流分 离。 低速飞机上使用可以提高临界迎角值,增大升力 系数。高速飞机上使用可以推迟激波分离。 翼刀主要是用在后掠机翼上,在大迎角飞行时, 阻止气流沿展向流动,减小机翼翼梢部位附面层 的厚度,改善后掠机翼的失速特性。


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