空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)課件.ppt

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第二章 低速空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) 第二章第頁 2 本章主要內(nèi)容 2 1低速空氣動(dòng)力學(xué)2 2升力2 3阻力2 4增升裝置的增升原理 2 1空氣流動(dòng)的描述 第二章第頁 4 空氣動(dòng)力是空氣相對(duì)于飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的 要學(xué)習(xí)和研究飛機(jī)的升力和阻力 首先要研究空氣流動(dòng)的基本規(guī)律 第二章第頁 5 2 1 1流體模型化 理想流體 不考慮流體粘性的影響 不可壓流體 不考慮流體密度的變化 Ma 0 4 絕熱流體 不考慮流體溫度的變化 Ma 0 4 第二章第頁 6 2 1 2相對(duì)氣流 運(yùn)動(dòng)方向 相對(duì)氣流方向 自然風(fēng)方向 第二章第頁 7 飛機(jī)的相對(duì)氣流方向與飛行速度方向相反 只要相對(duì)氣流速度相同 飛機(jī)產(chǎn)生的空氣動(dòng)力就相同 第二章第頁 8 對(duì)相對(duì)氣流的現(xiàn)實(shí)應(yīng)用 直流式風(fēng)洞 回流式風(fēng)洞 第二章第頁 9 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?第二章第頁 10 風(fēng)洞的其它功用 第二章第頁 11 2 1 3迎角 迎角就是相對(duì)氣流方向與翼弦之間的夾角 第二章第頁 12 相對(duì)氣流方向就是飛機(jī)速度的反方向 第二章第頁 13 相對(duì)氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù) 平飛中 可以通過機(jī)頭高低判斷迎角大小 而其他飛行狀態(tài)中 則不可以采用這種判斷方式 第二章第頁 14 水平飛行 上升 下降時(shí)的迎角 上升 平飛 下降 第二章第頁 15 迎角探測裝置 第二章第頁 16 2 1 4流線和流線譜 空氣流動(dòng)的情形一般用流線 流管和流線譜來描述 流線 流場中一條空間曲線 在該曲線上流體微團(tuán)的速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合 對(duì)于定常流 流線是流體微團(tuán)流動(dòng)的路線 第二章第頁 17 流管 由許多流線所圍成的管狀曲面 第二章第頁 18 流線和流線譜 流線譜是所有流線的集合 第二章第頁 19 流線和流線譜的實(shí)例 第二章第頁 20 流線的特點(diǎn) 該曲線上每一點(diǎn)的流體微團(tuán)速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合 流線每點(diǎn)上的流體微團(tuán)只有一個(gè)運(yùn)動(dòng)方向 流線不可能相交 不可能分叉 第二章第頁 21 流線譜的特點(diǎn) 流線譜的形狀與流動(dòng)速度無關(guān) 物體形狀不同 空氣流過物體的流線譜不同 物體與相對(duì)氣流的相對(duì)位置 迎角 不同 空氣流過物體的流線譜不同 氣流受阻 流管擴(kuò)張變粗 氣流流過物體外凸處或受擠壓 流管收縮變細(xì) 氣流流過物體時(shí) 在物體的后部都要形成渦流區(qū) 第二章第頁 22 2 1 5連續(xù)性定理 流體流過流管時(shí) 在同一時(shí)間流過流管任意截面的流體質(zhì)量相等 質(zhì)量守恒定律是連續(xù)性定理的基礎(chǔ) 第二章第頁 23 連續(xù)性定理 1 2 A1 v1 A2 v2 單位時(shí)間內(nèi)流過截面1的流體體積為 單位時(shí)間內(nèi)流過截面1的流體質(zhì)量為 同理 單位時(shí)間內(nèi)流過截面2的流體質(zhì)量為 則根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得 即 結(jié)論 空氣流過一流管時(shí) 流速大小與截面積成反比 第二章第頁 24 山谷里的風(fēng)通常比平原大 河水在河道窄的地方流得快 河道寬的地方流得慢 日常的生活中的連續(xù)性定理 高樓大廈之間的對(duì)流通常比空曠地帶大 第二章第頁 25 2 1 6伯努利定理 同一流管的任意截面上 流體的靜壓與動(dòng)壓之和保持不變 能量守恒定律是伯努力定理的基礎(chǔ) 第二章第頁 26 伯努利定理 空氣能量主要有四種 動(dòng)能 壓力能 熱能 重力勢(shì)能 低速流動(dòng) 熱能可忽略不計(jì) 空氣密度小 重力勢(shì)能可忽略不計(jì) 因此 沿流管任意截面能量守恒 即為 動(dòng)能 壓力能 常值 公式表述為 上式中第一項(xiàng)稱為動(dòng)壓 第二項(xiàng)稱為靜壓 第三項(xiàng)稱為總壓 第二章第頁 27 伯努利定理 第二章第頁 28 深入理解動(dòng)壓 靜壓和總壓 同一流線 總壓保持不變 動(dòng)壓越大 靜壓越小 流速為零的靜壓即為總壓 第二章第頁 29 同一流管 截面積大 流速小 壓力大 截面積小 流速大 壓力小 深入理解動(dòng)壓 靜壓和總壓 第二章第頁 30 伯努利定理適用條件 氣流是連續(xù) 穩(wěn)定的 即流動(dòng)是定常的 流動(dòng)的空氣與外界沒有能量交換 即空氣是絕熱的 空氣沒有粘性 即空氣為理想流體 空氣密度是不變 即空氣為不可壓流 在同一條流線或同一條流管上 第二章第頁 31 2 1 7連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用 用文邱利管測流量 文邱利管測流量 第二章第頁 32 空速管測飛行速度的原理 第二章第頁 33 與動(dòng)壓 靜壓相關(guān)的儀表 第二章第頁 34 空速表 第二章第頁 35 升降速度表 第二章第頁 36 高度表 第二章第頁 37 本章主要內(nèi)容 2 1空氣流動(dòng)的描述2 2升力2 3阻力2 4飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性2 5增升裝置的增升原理 2 2升力 第二章第頁 39 升力垂直于飛行速度方向 它將飛機(jī)支托在空中 克服飛機(jī)受到的重力影響 使其自由翱翔 第二章第頁 40 2 2 1升力的產(chǎn)生原理 相同的時(shí)間 相同的起點(diǎn)和終點(diǎn) 小狗的速度和人的速度哪一個(gè)更快 第二章第頁 41 升力的產(chǎn)生原理 前方來流被機(jī)翼分為了兩部分 一部分從上表面流過 一部分從下表面流過 由連續(xù)性定理或小狗與人速度對(duì)比分析可知 流過機(jī)翼上表面的氣流 比流過下表面的氣流的速度更快 第二章第頁 42 升力的產(chǎn)生原理 第二章第頁 43 上下表面出現(xiàn)的壓力差 在垂直于 遠(yuǎn)前方 相對(duì)氣流方向的分量 就是升力 機(jī)翼升力的著力點(diǎn) 稱為壓力中心 CenterofPressure 升力的產(chǎn)生原理 第二章第頁 44 2 2 2翼型的壓力分布 當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)低于大氣壓 稱為吸力 當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)高于大氣壓 稱為壓力 用矢量來表示壓力或吸力 矢量線段長度為力的大小 方向?yàn)榱Φ姆较?矢量表示法 第二章第頁 45 駐點(diǎn)和最低壓力點(diǎn) B點(diǎn) 稱為最低壓力點(diǎn) 是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點(diǎn) A點(diǎn) 稱為駐點(diǎn) 是正壓最大的點(diǎn) 位于機(jī)翼前緣附近 該處氣流流速為零 第二章第頁 46 坐標(biāo)表示法 從右圖可以看出 機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠機(jī)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壓的作用 第二章第頁 47 2 2 3升力公式 飛機(jī)的升力系數(shù) 飛機(jī)的飛行動(dòng)壓 機(jī)翼的面積 第二章第頁 48 升力公式的物理意義 飛機(jī)的升力與升力系數(shù) 來流動(dòng)壓和機(jī)翼面積成正比 升力系數(shù)綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀 迎角等對(duì)飛機(jī)升力的影響 第二章第頁 49 本章主要內(nèi)容 2 1空氣流動(dòng)的描述2 2升力2 3阻力2 4增升裝置的增升原理 2 3阻力 第二章第頁 51 阻力是與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡平行 與飛行速度方向相反的力 阻力阻礙飛機(jī)的飛行 但沒有阻力飛機(jī)又無法穩(wěn)定飛行 第二章第頁 52 阻力的分類 對(duì)于低速飛機(jī) 根據(jù)阻力的形成原因 可將阻力分為 摩擦阻力 SkinFrictionDrag 壓差阻力 FormDrag 干擾阻力 InterferenceDrag 誘導(dǎo)阻力 InducedDrag 廢阻力 ParasiteDrag 升力 粘性 第二章第頁 53 2 3 1低速附面層 附面層 是氣流速度從物面處速度為零逐漸增加到99 主流速度的很薄的空氣流動(dòng)層 附面層的形成 第二章第頁 54 附面層厚度較薄 第二章第頁 55 無粘流動(dòng)和粘性流動(dòng) 附面層的形成是受到粘性的影響 第二章第頁 56 附面層的特點(diǎn) 附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強(qiáng)不變且等于法線主流壓強(qiáng) 只要測出附面層邊界主流的靜壓 便可得到物面各點(diǎn)的靜壓 它使理想流體的結(jié)論有了現(xiàn)實(shí)意義 第二章第頁 57 附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚 l 第二章第頁 58 附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚 l 第二章第頁 59 附面層的特點(diǎn)三 附面層分為層流附面層和紊流附面層 層流在前 紊流在后 層流與紊流之間的過渡區(qū)稱為轉(zhuǎn)捩點(diǎn) 第二章第頁 60 層流的不穩(wěn)定性 第二章第頁 61 層流附面層和紊流附面層的速度型 第二章第頁 62 2 3 2阻力的產(chǎn)生 摩擦阻力 SkinFrictionDrag 壓差阻力 FormDrag 干擾阻力 InterferenceDrag 誘導(dǎo)阻力 InducedDrag 廢阻力 ParasiteDrag 升力 粘性 第二章第頁 63 摩擦阻力 由于緊貼飛機(jī)表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零 根據(jù)作用力與反作用力定律 飛機(jī)必然受到空氣的反作用 這個(gè)反作用力與飛行方向相反 稱為摩擦阻力 第二章第頁 64 影響摩擦阻力的因素 紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大 飛機(jī)的表面積越大 摩擦阻力越大 飛機(jī)表面越粗糙 摩擦阻力越大 摩擦阻力的大小與附面層的類型密切相關(guān) 此外還取決于空氣與飛機(jī)的接觸面積和飛機(jī)的表面狀況 第二章第頁 65 摩擦阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中占的比例較大 第二章第頁 66 壓差阻力 壓差阻力是由處于流動(dòng)空氣中的物體的前后的壓力差 導(dǎo)致氣流附面層分離 從而產(chǎn)生的阻力 第二章第頁 67 順壓梯度與逆壓梯度 順壓 A到B 沿流向壓力逐漸減小 如機(jī)翼上表面前段 逆壓 B到C 沿流向壓力逐漸增加 如機(jī)翼上表面后段 A B C 第二章第頁 68 附面層分離 在逆壓梯度作用下 附面層底層出現(xiàn)倒流 與上層順流相互作用 形成漩渦脫離物體表面的現(xiàn)象 分離點(diǎn) 第二章第頁 69 分離區(qū)的特點(diǎn)一 分離區(qū)內(nèi)漩渦是一個(gè)個(gè)單獨(dú)產(chǎn)生的 它導(dǎo)致機(jī)翼的振動(dòng) 第二章第頁 70 分離區(qū)的特點(diǎn)二 分離區(qū)內(nèi)壓強(qiáng)幾乎相等 并且等于分離點(diǎn)處的壓強(qiáng) P分離點(diǎn) P1 P2 P3 P4 P分離點(diǎn) P1 P2 P3 P4 第二章第頁 71 分離區(qū)的特點(diǎn)三 附面層分離的內(nèi)因是空氣的粘性 外因是因物體表面彎曲而出現(xiàn)的逆壓梯度 A B C 第二章第頁 72 分離點(diǎn)與最小壓力點(diǎn)的位置 A B C 最小壓力點(diǎn) 分離點(diǎn) 第二章第頁 73 分離點(diǎn)與轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的區(qū)別 層流變?yōu)槲闪?轉(zhuǎn)捩 順流變?yōu)榈沽?分離 分離可以發(fā)生在層流區(qū) 也可發(fā)生在紊流區(qū) 轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義完全不同 第二章第頁 74 壓差阻力的產(chǎn)生 氣流流過機(jī)翼后 在機(jī)翼的后緣部分產(chǎn)生附面層分離形成渦流區(qū) 壓強(qiáng)降低 而在機(jī)翼前緣部分 氣流受阻壓強(qiáng)增大 這樣機(jī)翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差 從而使機(jī)翼產(chǎn)生壓差阻力 第二章第頁 75 分離點(diǎn)位置與壓差阻力大小的關(guān)系 分離點(diǎn)靠前 壓差阻力大 分離點(diǎn)靠后 壓差阻力小 A B C C 第二章第頁 76 影響壓差阻力的因素 總的來說 飛機(jī)壓差阻力與迎風(fēng)面積 形狀和迎角有關(guān) 迎風(fēng)面積大 壓差阻力大 迎角越大 壓差阻力也越大 壓差阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中所占比例較小 第二章第頁 77 干擾阻力 飛機(jī)的各個(gè)部件 如機(jī)翼 機(jī)身 尾翼的單獨(dú)阻力之和小于把它們組合成一個(gè)整體所產(chǎn)生的阻力 這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力 稱為干擾阻力 第二章第頁 78 干擾阻力的消除 干擾阻力在飛機(jī)總阻力中所占比例較小 飛機(jī)各部件之間的平滑過渡和整流包皮 可以有效地減小干擾阻力的大小 第二章第頁 79 誘導(dǎo)阻力 由于翼尖渦的誘導(dǎo) 導(dǎo)致氣流下洗 在平行于相對(duì)氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力 這就是誘導(dǎo)阻力 第二章第頁 80 翼尖渦的形成 正常飛行時(shí) 下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高 在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下 下翼面的氣流就會(huì)繞過翼尖流向上翼面 這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦 注意旋轉(zhuǎn)方向 第二章第頁 81 正常飛行時(shí) 下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高 在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下 下翼面的氣流就會(huì)繞過翼尖流向上翼面 就使下翼面的流線由機(jī)翼的翼根向翼尖傾斜 上翼面反之 翼尖渦的形成 第二章第頁 82 翼尖渦的形成 由于上 下翼面氣流在后緣處具有不同的流向 于是就形成旋渦 并在翼尖卷成翼尖渦 翼尖渦向后流即形成翼尖渦流 第二章第頁 83 翼尖渦形成的進(jìn)一步分析 注意旋轉(zhuǎn)方向 第二章第頁 84 翼尖渦的立體形態(tài) 第二章第頁 85 翼尖渦的形態(tài) 第二章第頁 86 下洗流 DownWash 和下洗角 由于兩個(gè)翼尖渦的存在 會(huì)導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個(gè)向下的誘導(dǎo)速度場 稱為下洗 在亞音速范圍內(nèi) 這下洗速度場會(huì)覆蓋整個(gè)飛機(jī)所處空間范圍 第二章第頁 87 下洗角 下洗速度的存在 改變了翼型的氣流方向 使流過翼型的氣流向下傾斜 這個(gè)向下傾斜的氣流稱為下洗流 下洗流與相對(duì)氣流之間的夾角稱為下洗角 第二章第頁 88 下洗速度沿翼展分布 不同平面形狀的機(jī)翼 沿展向下洗速度的分布是不一樣的 第二章第頁 89 誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生 有限展長機(jī)翼與無限展長機(jī)翼相比 由于前者存在翼尖渦和下洗速度場 導(dǎo)致前者的總空氣動(dòng)力較后者更加后斜 即前者總空氣動(dòng)力沿飛行速度方向 即遠(yuǎn)前方相對(duì)氣流方向 的分量較后者更大 這一增加的阻力即為誘導(dǎo)阻力 第二章第頁 90 影響誘導(dǎo)阻力的因素 機(jī)翼平面形狀 橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小 展弦比越大 誘導(dǎo)阻力越小升力越大 誘導(dǎo)阻力越大平直飛行中 誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力 第二章第頁 91 展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響 第二章第頁 92 展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響 第二章第頁 93 高展弦比飛機(jī) 第二章第頁 94 空速大小對(duì)誘導(dǎo)阻力大小的影響 空速小 下洗角大 誘導(dǎo)阻力大 空速大 下洗角小 誘導(dǎo)阻力小 第二章第頁 95 翼梢小翼 第二章第頁 96 翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力 第二章第頁 97 翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力 翼梢小翼改變了機(jī)翼沿展向分布的翼載荷 第二章第頁 98 翼梢小翼可以減小總阻力 第二章第頁 99 阻力公式 飛機(jī)的阻力系數(shù) 飛機(jī)的飛行動(dòng)壓 機(jī)翼的面積 第二章第頁 100 回顧阻力組成 摩擦阻力 SkinFrictionDrag 壓差阻力 FormDrag 干擾阻力 InterferenceDrag 誘導(dǎo)阻力 InducedDrag 廢阻力 ParasiteDrag 第二章第頁 101 阻力相關(guān)資料 第二章第頁 102 總空氣動(dòng)力 升力和阻力之和稱為總空氣動(dòng)力 第二章第頁 103 本章主要內(nèi)容 2 1空氣流動(dòng)的描述2 2升力2 3阻力2 4增升裝置的增升原理 2 5增升裝置的增升原理 第二章第頁 105 迎角與速度的關(guān)系 飛機(jī)的升力主要隨飛行速度和迎角變化 在大速度飛行時(shí) 只要求較小迎角 機(jī)翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維持飛行 在小速度飛行時(shí) 則要求較大的迎角 機(jī)翼才能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行 第二章第頁 106 為什么要使用增升裝置 用增大迎角的方法來增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的 飛機(jī)的迎角最多只能增大到臨界迎角 因此 為了保證飛機(jī)在起飛和著陸時(shí) 仍能產(chǎn)生足夠的升力 有必要在機(jī)翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置 增升裝置用于增大飛機(jī)的最大升力系數(shù) 從而縮短飛機(jī)在起飛著陸階段的地面滑跑距離 第二章第頁 107 主要增升裝置包括 前緣縫翼后緣襟翼前緣襟翼 第二章第頁 108 2 5 1前緣縫翼 前緣縫翼位于機(jī)翼前緣 在大迎角下打開前緣縫翼 可以延緩上表面的氣流分離 從而使最大升力系數(shù)和臨界迎角增大 在中小迎角下打開前緣縫翼 會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差 第二章第頁 109 前緣縫翼 下翼面高壓氣流流過縫隙 貼近上翼面流動(dòng) 一方面降低逆壓梯度 延緩氣流分離 增大最大升力系數(shù)和臨界迎角 另一方面 減小了上下翼面的壓強(qiáng)差 減小升力系數(shù) 第二章第頁 110 前緣縫翼對(duì)壓強(qiáng)分布的影響 較大迎角下 使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù) 第二章第頁 111 2 5 2后緣襟翼 分裂襟翼 TheSplitFlap 簡單襟翼 ThePlainFlap 開縫襟翼 TheSlottedFlap 后退襟翼 TheFowlerFlap 后退開縫襟翼 TheSlottedFowlerFlap 放下后緣襟翼 使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時(shí)增大 因此 在起飛時(shí)放小角度襟翼 著陸時(shí) 放大角度襟翼 第二章第頁 112 分裂襟翼 TheSplitFlap 分裂襟翼是一塊從機(jī)翼后段下表面向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面 它使升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增加 但臨界迎角減小 第二章第頁 113 放下分裂襟翼后 在機(jī)翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流 壓強(qiáng)降低 吸引上表面氣流流速增加 上下翼面壓差增加 從而增大了升力系數(shù) 延緩了氣流分離 此外 放下分裂襟翼使得翼型彎度增大 上下翼面壓差增加 從而也增大了升力系數(shù) 分裂襟翼 TheSplitFlap 第二章第頁 114 簡單襟翼 ThePlainFlap 簡單襟翼與副翼形狀相似 放下簡單襟翼 增加機(jī)翼彎度 進(jìn)而增大上下翼面壓強(qiáng)差 增大升力系數(shù) 但是放簡單襟翼使得壓差阻力和誘導(dǎo)阻力增大 阻力比升力增大更多 使得升阻比降低 第二章第頁 115 大迎角下放簡單襟翼 升力系數(shù)及最大升力系數(shù)增加 阻力系數(shù)增加 升阻比降低 即空氣動(dòng)力性能降低 臨界迎角降低 簡單襟翼 ThePlainFlap 第二章第頁 116 TB200的簡單襟翼 第二章第頁 117 開縫襟翼 TheSlottedFlap 開縫襟翼在簡單襟翼的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn) 在下偏的同時(shí)進(jìn)行開縫 和簡單襟翼相比 可以進(jìn)一步延緩上表面氣流分離 增大機(jī)翼彎度 使升力系數(shù)提高更多 而臨界迎角卻降低不多 第二章第頁 118 開縫襟翼 TheSlottedFlap 下翼面氣流經(jīng)開縫流向上翼面 開縫襟翼的流線譜 第二章第頁 119 后退襟翼 TheFowlerFlap 后退襟翼在簡單襟翼的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn) 在下偏的同時(shí)向后滑動(dòng) 和簡單襟翼相比 增大了機(jī)翼彎度也增加了機(jī)翼面積 從而使升力系數(shù)以及最大升力系數(shù)增大更多 臨界迎角降低較少 第二章第頁 120 后退開縫襟翼 TheSlottedFowlerFlap 后退開縫襟翼結(jié)合了后退式襟翼和開縫式襟翼的共同特點(diǎn) 效果最好 結(jié)構(gòu)最復(fù)雜 大型飛機(jī)普遍使用后退雙開縫或三開縫的形式 第二章第頁 121 747的后退開縫襟翼 第二章第頁 122 2 5 3前緣襟翼 前緣襟翼位于機(jī)翼前緣 前緣襟翼放下后能延緩上表面氣流分離 能增加翼型彎度 使最大升力系數(shù)和臨界迎角得到提高 前緣襟翼廣泛應(yīng)用于高亞音速飛機(jī)和超音速飛機(jī) 第二章第頁 123 B737 800的前緣襟翼 第二章第頁 124 增升裝置的原理總結(jié) 第二章第頁 125 增升裝置的原理總結(jié) 增升裝置主要是通過三個(gè)方面實(shí)現(xiàn)增升 增大翼型的彎度 提高上下翼面壓強(qiáng)差 延緩上表面氣流分離 提高臨界迎角和最大升力系數(shù) 增大機(jī)翼面積 增升裝置的目的是增大最大升力系數(shù) 第二章第頁 126 本章小結(jié) 連續(xù)性定理 伯努利定理機(jī)翼的壓力分布附面層分離的原因及分離點(diǎn)移動(dòng)的規(guī)律壓差阻力升力系數(shù) 阻力系數(shù)和升阻比增升裝置的增升原理 后緣襟翼的功用 增升的基本方法和原理 放襟翼對(duì)氣動(dòng)性能影響