升力二阻力.ppt
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1、升力(二) 阻力,介绍升力系数曲线的物理意义 阻力的产生、计算和阻力系数曲线,阻力的产生和计算,升力和阻力系数曲线,2/48,三、升力系数曲线,(一)升力系数随迎角的变化规律 升力系数曲线即一机翼升力系数 ,随迎角 变化的曲线。图3115是歼七飞机的升力系数曲线。当迎角不大时,升力系数基本上随迎角的增大而正比例增大;当迎角较大时,升力系数随迎角增大时的趋势减弱,曲线变得平缓;当迎角增大到一定值,即临界角迎角时,升力系数将随迎角的增大而减少。 升力系数随迎角的变化规律,可以从图311的流线谱和压强分布随迎角的变化中得到解释,迎角不大时,机翼后缘的涡流还小,对机翼流线谱的影响不大,上下表面的压力系
2、数基本上随迎角成比例变化;当迎角较大时,后缘涡流区增大到开始影响流线谱和压强分布.升力系数随迎角增得比较缓慢,当迎角等于临界,迎角( )时,后缘涡流区迅速扩大,气流已不能平顺地流过机翼上表面;压力系数(绝对值)急剧减少,升力系数下降。 (二)表征飞机升力特征的几个参数 1零升力迎角( ) 升力系数为零的迎角,称为零升力迎角,记作 。不同翼型的零升力迎角的大小是不同的,主要是随翼型的相对弯度而变化。相对弯度 大, 的绝对值也大,对称形翼型的 等于零。 2临界迎角( )和最大升力系数( ) 。 在机翼的 曲线上,当升力系数从零增加时,出现的第一个局部最大值,称为最大升力系数。最大升力系数所对应的迎
3、角,称为临界迎角。,不同迎角下机翼流线谱和压强分布影响最大升力系数 的因素很多,主要是翼型的相对弯度、最大弯度位置、厚弦比、前缘半径等。实验表明,相对弯度较大的翼型, 较大,同一相对弯度,最大弯度位置在15左右时, 最大,对普通翼型,厚弦比在914范围内, 最大。 3升力系数曲线斜率( ) 升力系数曲线斜率是指改变单位迎角时,升力系数 的相应的改变量,即 ,如翼型、飞行M数一定时, 也可以写成 在中小迎角范围内,由于机翼上表面的气 流分离还不显著, 与 成线性关系, 等于常数,每个翼型的精确值应由实验确定。若已知 可用下式估算中小迎角范围内的 。,13 阻力,13 阻力 一、阻力的产生,(一)
4、摩擦阻力 根据以前所说的有关气体粘性及低速附面层的知识,我们知道,空气流过飞机时,由于空气有粘性,在贴近飞机表面的地方形成附面层。在附面层内特别是附面层底层有显著的速度梯度,因此在飞机表面就存在摩擦力,其方向切于物面。飞机表面各处摩擦力在相对气流方向上的投影的总和,就是整个飞机的摩擦阻力。 空气在飞机表面附面层内的流动与在平板附面层内的流动相类似。因此在空气动力学中,飞机机翼、机身、尾翼等处摩擦,阻力系数的大小,可以在前章所讲述的平板摩擦阻力系数的基础上,加以适当修正而估算出来。 机翼摩擦阻力系数可用下式计算:,式中 为低速平板双面摩擦阻力系数, 为翼型厚弦比对摩擦阻力系数影响的修正系数,可由
5、图3117查得,图中 是机翼的平均厚弦比, 为转捩点相对位置,初步估算可用最大厚度位置 代替。 (二)压差阻力 空气流过机翼的过程中,在机翼前缘受到阻挡,流速减慢,压强增大;在机翼后缘,压强减少,特别是在较大迎角下,由于气流分离形成涡流区,在涡流区内压强减少较多,这样,机翼前后便产生压强差,形成阻力,这种阻力叫做压差阻力。飞机的机身、尾翼等部分都会产生压差阻力。 机翼与机身的结合部分,其中段,由于机翼表面和机身表面都向外凸出,流管收缩,流速迅速加快,压强很快降低,而在后部,由于机翼表面和机身表面都向内弯曲,流管扩大,流速迅速减慢,压强很快增高,这就促使气流分离点前移,并使机身和机翼结合处后部的
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