4.2 升力
4.2.1 升力的产生原理
升力垂直于飞行速度方向，它将飞机支托在空中， 克服飞机受到的重力影响，使其自由翱翔。
升力 Lift
拉力
阻力
Pull
Drag
重力
Weight
2
飞机各部分所产生的空气动力的总和叫做飞机的总空气 动力（R），其方向是向上并向后倾斜的。
垂直于飞行速度的分力叫做升力（L）。
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（3）薄翼分离（前缘长气泡分离） 对于薄的翼型（厚度4%-6%），前缘半径更小，气流绕前缘时负压更大，从 而产生很大的逆压梯度，即使在不大迎角下，前缘附近引起流动分离，分离后 的边界层转捩成湍流，从外流中获取能量，流动一段较长距离后再附到翼面上 ，形成长分离气泡。起初这种气泡不长，只有弦长的2%-3%，随着迎角增加 ，再附点不断向下游移动，当到失速迎角是，气泡延伸到右缘，翼型完全失速 ，短气泡突然消失，气流不能再附，导致上翼面突然完全分离，使升力和力矩 突然变化。
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●压力中心（CP）位置随迎角改变的变化
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●压力中心（CP）位置随迎角改变的变化
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② 升力特性参数
I. 零升迎角 0
0
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●翼型在零升迎角下的压强分布
后半部分合力 压强低于 环境气压 压强高于 环境气压
气动中心
压强低于 环境气压
前半部分合力
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II. 升力系数曲线斜率
CL CL ( 0 )
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（2）前缘分离（前缘短泡分离） 对于中等厚度的翼型（厚度6%-9%），前缘半径较小，气流绕前缘时负压 很大，从而产生很大的逆压梯度，即使在不大迎角下，前缘附近发生流动 分离，分离后的边界层转捩成湍流，从外流中获取能量，然后在附到翼面 上，形成分离气泡。起初这种短气泡很短，只有弦长的1%，当迎角达到 失速角时，短气泡突然打开，气流不能再附，导致上翼面突然完全分离， 使升力和力矩突然变化。
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4.2.3 升力公式
L CL V S
1 2 2
CL
1 2
—飞机的升力系数
V
2
—飞机的飞行动压
—机翼的面积。
S
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●升力公式的物理意义
L CL V S
1 2 2
飞机的升力与升力系数、来流动压和机翼面积成正比。 升力系数综合的表达了机翼形状、迎角等对飞机升 力的影响。
展弦比高
展弦比低
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●后掠翼对升力特性的影响
平直机翼的最大升力系数更大，升力系数曲线斜率越大，临界迎角 越小。
平直机翼
后掠翼
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●翼型前缘粗糙度对升力特性的影响
翼型前缘越光滑，最大升力系数越高，临界迎角越大。
光滑
粗糙
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4.3.2翼型的失速
随着迎角增大，翼型升力系数将出现最大，然后减小。这是气流绕过 翼型时发生分离的结果。 翼型的失速特性是指在最大升力系数附近的气动性能。
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薄翼分离过程和升力曲线。
另外，除上述三种分离外，还可能存在混合分离形式，气流绕翼型是同时在 前缘和后缘发生分离。
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翼型分离现象与翼型背风面上的流动情况和压力分布密切相关。
小迎角翼型附着绕流
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大迎角翼型分离绕流
分析翼型的失速：

上翼面的流动，过前驻点开始快速加速减压到最大速度点（顺压）， 然后减速增压到翼型后缘点处（逆压），随着迎角的增加，前驻点 向后移动，气流绕前缘近区的吸力峰在增大，造成峰值点后的气流 顶着逆压梯度向后流动越困难，气流的减速越严重。 边界层增厚，变成湍流，迎角大到一定程度后，逆压梯度达到一定 数值，气流无力顶着逆压减速而发生分离。这时气流分成分离区内 部的流动和分离区外部的主流两部分。 在分离边界（称为自由边界）上，二者的静压必处处相等。分离后 的主流就不再减速不再增压了。分离区内的气流，由于主流在自由 边界上通过粘性的作用不断地带走质量，中心部分便不断有气流从 后面来填补，而形成中心部分的倒流。
平行于飞行速度方向的分力叫做阻力（D）。
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●升力的产生原理
前方来流被机翼分为 了两部分，一部分从 上表面流过，一部分 从下表面流过。 由连续性定理和伯努力定理可知，
① 在翼型的上表面，由于正迎角和翼面外凸的影响， 流管收缩，流速增大，压力降低；
② 在翼型的下表面，气流受阻，流管扩张，流速减 慢，压力增大。 推导？
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4.3.1 升力特性
① 升力系数的变化规律
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●升力系数随迎角的变化规律
当α<α临界，升力系数随迎角增大而增大。
当α=α临界，升力系数为最大。
当α>α临界，升力系数随迎角的增大而减小，进入失速区。
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●烟风洞翼型绕流实验 小迎角
较大迎角
大迎角
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●翼型在不同迎角下的压强分布
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●翼型在不同迎角下的压强分布
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●升力的产生原理
2 1 P v 1 1 P 0 2
P1 v1
P2 v2
2 1 P v 2 2 P 0 2
P 1 v P 2 v
1 2 2 1 1 2
2 2
v1 v2
5
P 1 P 2
●升力的产生原理
上下表面出现的压力差，在垂直于（远前方）相对气 流方向的分量，就是升力。 机翼升力的着力点，称为压力中心(Center of Pressure)
最低压力点，是机翼上表面负压最大的点。
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② 坐标表示法
压力系数： C p
P 1 2 v 2

P P 1 2 v 2
•压力系数是无量纲参数。 •翼面各点的压力系数主要取决于迎 角和翼型的形状，与动压（流速） 无关。 •Cp=1的点就是驻点，Cp最小的点 就是最低压力点。 •从右图可以看出，机翼升力的产生 主要是靠机翼上表面吸力的作用， 尤其是上表面的前段，而不是主要 靠下表面正压的作用。
CL

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III. 临界迎角和最大升力系数
CL max
lj
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●相对厚度对升力特性的影响
相对厚度增加，最大升力系数增加，临界迎角减小。
相对厚度增加
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●翼型前缘半径对升力特性的影响
前缘半径增加，临界迎角增加。
半径小 半径大
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●展弦比对升力特性的影响
展弦比越高，最大升力系数越大，临界迎角越小。
②
③
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根据大量实验，在大Re数下，翼型分离可根据其厚度不同分为： （1）后缘分离（湍流分离） （2）前缘分离（前缘短泡分离） （3）薄翼分离（前缘长气泡分离）
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（1）后缘分离（湍流分离） 分离对应的翼型厚度大于12%-15%，翼型头部的负压不是特别大，分 离从翼型上翼面后缘近区开始，随迎角增加，分离点逐渐向前缘发展， 起初升力线斜率偏离直线，当迎角达到一定值，分离点发展到上翼面 某一位置时，升力系数达到最大，以后升力系数下降。后缘分离的发 展是比较缓慢的，流谱的变化是连续的，失速区的升力曲线也变化缓 慢，失速特性好。
6
7
升
力
的
方
向
4.2.2 翼型的压力分布
① 矢量表示法
翼面各点静压与大气压之差称为剩余压力：P P P 当机翼表面压强低于大气压，称为吸力（负压）。 当机翼表面压强高于大气压，称为压力（正压）。
用矢量来表示压力或吸力，矢量线段长度为力的大小，方向为 力的方向。
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●驻点和最低压力点
驻点，是正压最大的点，位于机翼前缘附近，该处气流流速为零。