富勒襟翼
Boeing 727
三缝襟翼
Boeing 727 Triple-Slotted Fowler Flap System
F-14全翼展的前缘缝翼与后缘襟翼
前缘缝翼
缝翼和襟翼对升力系数的影响
焦点、压力中心
• 焦点是这样的一个点—当飞机的攻角发生变化时， 飞机的气动力对该点的力矩始终不变，因此它可 以理解为飞机气动力增量的作用点。焦点的位置 是决定飞机稳定性的重要参数。焦点位于飞机重 心之前则飞机是不稳定的，焦点位于飞机重心之 后则飞机是稳定的 。 • 飞机压力中心，是全机所有部件产生的所有气动 力的合力点。
放宽静稳定性
在亚音速飞行状态，普通飞机的翼身组合体的升力中心在重 心稍后的某个距离（静稳定），这时翼身组合体的升力所产生 的低头力矩，由平尾的下偏，以产生向下的升力来平衡，尾翼 的升力从翼身组合体升力中减去，因而使总的升力减少。而且 由于飞机的静稳定特性，飞机有保持原有飞行状态的趋势，使 飞机的操纵也不灵活。而放宽静稳定度的飞机，气动中心可以 很靠近重心也可以重合，甚至在重心的前面，飞机的稳定度变 得很小甚至不稳定，飞行中主要靠主动控制系统（即自动增稳 系统）主动控制相应舵面，保证飞机的稳定性。这时为保持平 衡只需要较小的甚至向上的平尾升力去平衡翼身组合体的正俯 仰力矩（机头向上的力矩）。
2．总气动力矩 M 沿机体坐标系的分解 由于机体的转动惯量是以机体坐标系来定义的，所以将作用在 飞机上的总力矩沿机体坐标系各轴分解较为方便，总气动力矩 M 沿机体轴分解的各分量分别为 L ， ， ，各力矩的极性由右 N M 手定则来确定。 M LA 为滚转力矩，绕机体轴 oxb 轴， 为俯仰力矩，绕机体轴 oy 轴， N 为偏航力矩，绕机体轴 ozb 轴。 LA ， ， 的量纲-气动力系数分别为： M N L Cl A ①滚转力矩系数(沿 oxb 轴的分量) ， QSwb M ②俯仰力矩系数(沿 oyb 轴的分量) C QS c ， ③偏航力矩系数(沿 ozb 轴的分量) C N ，
焦点在飞机的重心后面，飞机是稳 定的
焦点会随M数增加而后移
焦点位置与机翼上下表面的压力分布 有密切关系，也与下洗角的大小和机 身机翼的弹性形变有关，在亚音速气 流中，机翼上下表面的压力分布前部 压力绝对值大，后部较小，其增量分 布也是如此，焦点位于约距前缘的1/4 翼弦处；在超音速气流中，机翼上下 表面压力分布是均匀的，其增量也均 匀分布，此时的焦点在约50%气动弦 长处。
机翼的前视形状
• 机翼的前视形状通常用机翼的上反角来说明。翼面基准（如 翼弦平面）与垂直于飞机对称平面的平面之间的夹角，称为 机翼的上反角Г。通常规定上反为正，下反为负。机翼上反 角一般不大，通常不超过10º 。
二、空气动力和力矩的分解
1．总气动力
R
沿气流坐标系的分解
A
Y Z 总气动力 R 沿气流坐标系各轴的分量分别为X ， ， ， L 通常用 D 和 L 分别表示阻力和升力。所以有D X ， Z 。 阻力(drag)、侧力 YA 和升力 L 的量纲-气动力系数分别为：
运动着的物体前后所形成的压强差所产生的 同物体的迎风面积、形状和在气流中的位置都 有很大的关系
迎面阻力
• 摩擦阻力和压差阻力合起来叫做“迎面阻 力”一个物体究竟哪种阻力占主要部分， 主要取决于物体的形状 • 流线体，迎面阻力中主要是摩擦阻力 • 远离流线体的式样，压差阻力占主要部分， 摩擦阻力则居次要位置，且总的迎面阻力 也较大
机翼上压强分布的观点
亚音速，最大稀薄度靠前，压强分布沿着与飞行相反的方 向上的合力，不是很大，即阻力不是很大。 超音速情况下，最大稀薄度向后远远地移动到尾部，而且 向后倾斜得很厉害，同时它的绝对值也有增加。因此，如 果再考虑机翼头部压强的升高，那么压强分布沿与飞行相 反方向的合力，急剧增大，使得整个机翼的总阻力相应有 很大的增加。这附加部分的阻力就是波阻。


气流流过翼-身连接处，由于部件形状的关系， 形成了一个气流的通道。B处高压区形成气流 阻塞，使气流开始分离，产生旋涡，能量消耗 和飞机不同部件之间的相对位置有关
阻力5：激波阻力
属于压差阻 力
激波
飞机飞行 -> 对空气产生扰动 扰动(以扰动波的形式)以音速传播,积聚
激波形成原理
激波照片(M=3)
在超音速状态，无论普通构形的飞机还是放宽静稳定性的 飞机，都具有作用在重心之后的翼身组合体升力矢量。因为放 宽静稳定度的飞机的重心比普通飞机的重心更靠后，这样为配 平由于翼身组合体升力升起的负俯仰力矩所需要的尾翼向下载 荷比普通飞机要小，因而就可以大大减少尾翼足寸和重量，使 其在超音速状态也具有较高的升力。 由此我们可以看出，采用放宽静稳定性的手段，可以大幅 提高飞机的性能。首先，使飞机的平尾用于平衡所需的面积可 以大大减小，因此平尾的重量可以减轻，阻力可以减小，另外 对于静不稳定的飞机，尾翼的升力和翼身组合体升力方向一致， 这样飞机的总升力也得到了提高。
机翼的几何外形
• 当飞机在空中飞行时，作用在飞机上的升力主要 是由机翼产生；同时机翼上也会产生阻力。机翼 上的空气动力的大小和方向，在很大程度上又决 定于机翼的外形，即机翼翼型（或翼剖面）几何 形状、机翼平面几何形状等。描述机翼的几何外 形，主要从这两方面加以说明。
1. 机翼翼型的几何参数
• 弦长 连接翼型前缘(翼型最前面的点)和后缘(翼型最后面的点)的直线段 称为翼弦（也称为弦线），其长度称为弦长，用c表示。 • 相对厚度 翼型的厚度是垂直于翼弦的翼型上下表面之间的直线段长度。 翼型最大厚度tmax与弦长c之比，称为翼型的相对厚度t/c或，并常用百分 t 数表示，即 t t / c max 100 % c • 低速飞机机翼的相对厚度大致为12~18%，亚音速飞机机翼的相对厚度 大致为10~15%，超音速飞机机翼的相对厚度大致为3~5%。
• John Gay拍摄 1999年7月7日 • F/A 18-C Hornet 在航母附近低高度（75英尺）超音速飞行的场 面
正激波和斜激波
Ma=1 Ma>1 正激波 钝头：正激波 尖头：斜激波
正激波的波阻大，空 气被压缩很厉害，激 波后的空气压强、温 度和密度急剧上升， 气流通过时，空气微 团受到的阻滞强烈， 速度大大降低，动能 消耗很大，这表明产 生的波阻很大。 斜激波波阻较小，倾 斜的越厉害，波阻就 越小。
临界马赫数
上翼面流管收缩局部流速加快，大于远 前方来流速度 局部流速的加快 局部温度降低 局部音 速下降 当翼型上最大速度点的速度增加到等于当地 音速时，远前方来流速度v∞就叫做此翼型 的临界速度（对应临界马赫数）
局部激波
当M∞>Mcr以后，在翼型上表面 等音速点后面，由于翼型表面 的连续外凸，流管扩张，空气 膨胀加速，出现局部超音速区。
机翼平面形状的几何参数
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表示机翼平面形状的主要参数有：机翼面积、翼展、展弦比、梯 形比和后掠角。 机翼面积 基本机翼在机翼基本平面上投影面积，称为机翼面积， 用S表示。 翼展 在机翼之外刚好与机翼轮廓线接触，且平行与机翼对称面 （通常是飞机参考面）的两个平面之间的距离称为机翼的展长， 简称翼展，用b表示。 展弦比 机翼翼展的平方与机翼面积之比，或者机翼翼展与机翼 平均几何弦长（机翼面积S除以翼展b）之比，称为机翼的展弦比A， 即 梯形比 机翼翼尖弦长与中心弦长之比，称为机翼的梯形比，又 称尖削比，用λ表示。 后掠角 描述翼面特征线与参考轴线相对位置的夹角称为后掠角。 机翼上有代表性的等百分比弦点连弦同垂直于机翼对称面的直弦 之间的夹角称为机翼的后掠角，用Λ表示。通常Λ0表示前缘后掠 角，Λ0.25表示1/4弦线后掠角，Λ0.5表示中弦线后掠角，Λ1.0表 示后缘后掠角。后掠角表示机翼各剖面在纵向的相对位置，也即 表示机翼向后倾斜的程度。后掠角为负表示翼面有前掠角。 如果不特别指明，后掠角通常指1/4弦线后掠角。
A A
A
A
①阻力系数(沿 oxw 轴的分量) C ②侧力系数(沿 oyb 轴的分量) C
D


D QSw
YA QS w
L QS w
，向后为正， ，向右为正，
Y
③升力系数(沿 oz 轴的分量)
w
2
CL
，向上为正
Q V S 在以上各式中， 1 V 为动压， 为空气密度， 为空速，w 为 2 机翼参考面积。
不同迎角对应的压力分布
失速


通常，机翼的升力与迎角成正比。迎角增加，升力随之 增大(图1、图2)。但是，当迎角增大到某一值时，则会 出现相反的情况，即迎角增加升力反而急剧下降。这个 迎角就称为临界迎角。 当机翼迎角超过临界点时，流经上翼面的气流会出现严 重分离，形成大量涡流，升力大幅下降，阻力急剧增加。 飞机减速并抖动，各操纵面传到杆、舵上的外力变轻， 随后飞机下坠，机头下俯，这种现象称为失速。
Clw-α曲一般 为负值(0º )； ~4º

Clw-α 曲线在一个较大的范围 内是直线段；
Clw有一个最大值Clw max，而 在接近最大值Clwmax前曲线上 升的趋势就已减缓。

弯度和迎角的作用
改变后缘弯度的作用
增升装置
襟翼（前、后缘）
简单襟翼
作用在飞机上的气动力 和气动力矩
1.飞机的几何外形和几何参数 2.空气动力和气动力矩的分解 3.升力和阻力的产生机理和影响因素
飞机的几何外形和几何参数
• 飞机的几何外形，由机翼、机身和尾翼 （分为水平尾翼或平尾、垂直尾翼或垂尾） 等主要部件的几何外形共同构成。现代飞 机的几何外形，必须保证满足空气动力特 性和隐身特性等方面的要求。飞机的几何 外形也称为气动外形。
力矩特性及焦点
规定：使翼型抬头的力矩为正
升力的力矩 MzP = -Y1 ( x压 - xP ) 用力矩系数的形式表示为