飞行原理学习.pptx

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1、一、飞机机翼的升力（一）、机翼的形状及其参数 飞机的机翼是飞机产生升力的主要部件，也就是说机翼的最主要作用就是产生升力、其次是装油、稳定性和操纵性、外挂、连接等。机翼的形状主要是指机翼的翼型、机翼的平面形状、机翼相对机身的位置等，机翼的形状参数是指与之对应的翼型参数、平面形状参数和机翼的安装角、上反角、迎角等。第1页/共90页1、机翼的翼型及其参数 机翼的翼型也叫机翼的翼剖面或机翼的横切面，指的是沿着机体的对称面假想将机翼切一刀，机翼切口的形状。第2页/共90页 机翼的翼型形状主要包括平板形、弯形、凹凸形、平凸形、双凸形、对称形、圆弧形、菱形等。第3页/共90页 现代低速飞机的机翼，大多采用平

2、凸形和双凸形翼型，高速飞机的机翼一般采用对称形翼型，超音速飞机的机翼，多采用圆弧形和菱形翼型，由于民航飞机大多使用亚音速飞机，所以广泛采用平凸形和双凸形翼型。我们以双凸形翼型为例讨论机翼翼型的参数：第4页/共90页 1）翼型弦长(b)：指翼剖面前缘到后缘的距离。2）相对厚度(c)：翼型最大厚度Cmax与弦长b的比值，并以百分数表示：相对厚度的大小表示翼型的厚薄程度。相对厚度大，表示翼型厚，即机翼较厚；相对厚度小，表示翼型薄，即机翼较薄。第5页/共90页 3)相对弯度(f)：翼型上下弧之间，沿翼弦作垂线，连结这些垂线的中点所组成的弧线叫翼型的中弧线，翼型中弧线的最高点距翼弦线的最大距离(fmax

3、)与翼弦长（b）的比值叫翼型的相对弯度，并用百分数表示：相对弯度的大小表示翼型的弯曲程度，相对弯度大表示翼型向上弯曲度大；相对弯度小表示翼型向上弯曲度小。第6页/共90页 4)最大厚度位置(Xc)：翼型最大厚度到机翼前缘的距离（Xc)与弦长(b)的比值叫翼型的相对最大厚度位置(Xc)，并用百分数表示：相对最大厚度位置的大小表示翼型最大厚度的相对位置。相对最大厚度位置大，表示翼型最大厚度靠后，相对最大厚度位置小，表示冀型最大厚度靠前。第7页/共90页2、机翼的平面形状及其参数 机翼的平面形状是指从飞机顶上往下看，机翼在水平面上的投影。常见的有矩形、梯形、椭圆形、后掠形、前掠形、三角形、双三角形等

4、。矩形翼结构简单，但阻力较大；椭圆翼诱导阻力最小，但制造工艺复杂，没有被广泛使用；梯形翼的阻力也较小，制造也简单，广泛使用在活塞式发动机的飞机；为了提高飞机的飞行速度，提高飞机飞行的稳定性，目前民用飞机广泛使用后掠机翼；大后掠翼、变后掠翼、三角翼等用在高速飞机，特别是超音速战斗机。第8页/共90页第9页/共90页 机翼的平面形状影响飞机的气动特性，我们以后掠翼为例，讨论机翼平面形状的参数：第10页/共90页第11页/共90页 1）机翼面积(S)：指机翼在水平面的投影面积。机翼面积的计算方法有两种：一是全机机翼面积，另一种是净机翼面积，指不包括机身内部那部分的机翼面积，通常称为外露机翼面积。通常

5、机翼升力计算公式中的机翼面积指的是外露机翼的面积。2）机翼展长(L)：指从一侧机翼翼尖到另一侧机翼翼尖垂直于机体纵轴的距离。3）机翼的平均空气动力弦长（b平均）：指机翼的展长和面积不变的情况下，将后掠翼折算成矩形翼后的弦长，即：b平均 S /L第12页/共90页第13页/共90页 4）机翼的后掠角()：沿着机翼展向弦长的等百分比弦的连线(一般取25弦长)与垂直于纵向对称平面直线的夹角叫机翼的后掠角。5）展弦比()：机翼展长与平均几何弦长之比值：L/b平均 L2/S 6）根尖比()：根尖比也叫梯形比，指的是翼根弦长(b0)与翼尖弦长(b1)之比值：即：=b0/b1 矩形机翼=1，梯形机翼1，三角

6、机翼=。第14页/共90页3、机翼相对机身的位置及其参数 1）机翼的安装角（）是指机翼的弦线与机体纵轴之间的夹角。第15页/共90页 2）机翼的迎角（）：机翼的迎角也叫机翼的攻角，是指机翼的弦线与相对气流（或飞机运动方向）之间的夹角。迎角有正迎角和负迎角，气流的方向指向机翼的下翼面，这时的迎角为正迎角，飞机的平飞和飞机的爬升飞行一般为正迎角飞行（如下图a和b）；气流的方向指向机翼的上翼面，这时的迎角为负迎角，飞机低头飞行和飞机的倒飞都是负迎角飞行（如下图c）；第16页/共90页第17页/共90页 3)机翼的上（下）反角（/-）：是指机翼的翼弦平面与垂直于飞机的立轴的平面之间的夹角：第18页/共

7、90页 4）上单机翼、中单机翼和下单机翼 目前，除了个别低速飞机仍是双翼机外，绝大多数是单翼机。单翼机在机身上的配置，可分为上单翼、中单翼和下单翼三种型式。第19页/共90页 从机翼与机身的干扰阻力来看，以中单翼为最小，上单翼次之，下单翼最大。从机身内部容积的利用来看，以上单翼为最优跃。因为上单翼飞机机翼通过机身的部分骨架，位于机身上部，不影响机身内部容积的利用；中单翼的翼梁要横穿机身中部，对机身内容积的利用有一定影响；下单翼飞机机身内的可用容积较大，但固定在机身下部的翼梁，会限制安装在机翼下部部件的尺寸。吊装在下单翼飞机下部的发动机可使发动机的维护方便。从起落架的配置来看，如果将起落架装在机

8、翼上，上单翼飞机的起落架较长，这样不仅重量大，而且不易收放。在这方面，下单翼机比较有利。此外，上单翼飞机由于机翼位置较高，检修、拆装机翼上的发动机或其它附件，以及向机翼内的油箱加添燃油都不方便，这会给维护工作带来困难。第20页/共90页(二)、总的空气动力 飞机在空气中运动时，就会产生作用于飞机上的空气动力，飞机各部分所受到的空气动力的总和，叫总空气动力，通常用R表示（见图所示）。一般情况，这个力是向上并向后倾斜的，根据它所起的作用，可将它分解为垂立于相对气流方向和平行于相对气流方向的两个分力。垂直方向的力叫升力，用“Y”表示，升力通常是起支持飞机的作用。平行方向阻碍飞机前进的力叫阻力，用“X

9、”表示。飞机升力绝大部分是由机翼产生的。第21页/共90页尾翼也产生一些升力，但其作用主要是用作平衡和操纵飞机，飞机其他部分产生升力很小，一般不考虑。飞机的任何部分在飞行时都会产生阻力。第22页/共90页（三）、机翼升力的产生 当气流流过机翼时，气流从机翼前缘分成上、下两股，分别沿机翼上、下表面流过，而在机翼后缘重新汇合后向后流去。由于机翼上表面比较凸出，流管变细，由连续性定理可知，流管变细，流速加快，又根据伯努利定理，流速加快，压力降低；在机翼下表面，机翼比较平，或飞机的飞行有一定的迎角，气流受到阻挡作用，流管变粗，流速减慢，压力增大。于是，机翼上、下表面出现了压力差。我们将垂直于相对气流方

10、向（或垂直于飞机运动方向）压力差的总和（集合），叫做机翼的升力。第23页/共90页既然升力是一种力，就必须满足力的“三要素”：大小：机翼上下翼面压力差的总和；方向：垂直于相对气流方向；作用点：升力作用线和翼弦线的交点，也叫压力中心。第24页/共90页 机翼的升力主要是靠机翼上翼面吸力产生的，一般占总升力的60%80%,而不是靠下翼面压力产生的(占总升力的2040)，所以机翼的上壁板比下壁板厚。从下列压力分布图中可以看出：第25页/共90页(四)、影响升力大小的因素 1、机翼面积(S)机翼面积越大，则机翼上、下表面压力差的总和越大，所以升力也就越大。升力与机翼面积成正比。2、翼型 翼型不同所产生

11、的流线谱也就不同，因此所产生的升力也就不同：1）翼型相对厚度（c）相对厚度大，机翼上表面的弯曲程度也大，空气流过机翼上表面流速增快，压力降低很多，升力增大。2）最大厚度位置(Xc)最大厚度位置靠前，机翼前缘势必弯曲厉害，导致流管在前缘变细，流速加快，吸力增大，升力增加。第26页/共90页 3）相对弯度(f)在厚度相同相同情况下，相对弯度大，表明上表面弯曲比较厉害，流速大、压力低，所以升力较大。在相同迎角下平凸型翼型比双凸型翼的升力大，对称型翼型升力最小。3、飞行速度(v)飞行速度越大，升力也越大。由伯努利方程可知：以稳定的速度流动的气流流过机翼时，其动压与静压的和为一常数，当气流流过机翼时，机

12、翼上表面流速增加，压力降低；下表面流速减少，压力增大，而压力的变化与飞行速度的平方成正比，所以升力与飞行速度的平方成正比。第27页/共90页 4、空气密度()空气密度大，表示单位体积内空气质量多，对机翼的作用力增大，所以升力增大。5、迎角()在一定迎角范围内，迎角增大，升力增大。机翼的升力随迎角增大而增加，这是因为随着迎角的增大，在翼型上表面的前部流线更加弯曲，流管更细，使流速进一步加快，压力更降低，机翼下表面则阻挡气流的作用更大。流管变得更粗，流速更减慢，压力更提高，上下表面的压力差更大，因而升力增大。第28页/共90页第29页/共90页第30页/共90页第31页/共90页 但是迎角增加超过

13、一定数值时，气流在上翼面的中后部严重分离，大量的漩涡占据了机翼上表面的吸力区。随着涡流区的扩大，吸力减少，升力会突然降低，阻力迅速增加，这种现象被称为“失速”。失速刚刚出现时的迎角叫做“临界迎角”，也叫“失速迎角”，这一迎角一般为1520度。第32页/共90页 飞机不能以大于或接近临界迎角的迎角飞行，如果飞机陷入失速状态，飞机会发生尾旋降高度的现象，如果驾驶员处理不当，可能发生严重的后果，甚至机毁人亡的事故。第33页/共90页（五）、机翼升力的计算公式 机翼升力的大小取决于机翼面积、空气密度、飞行速度、翼型和迎角。其中翼型和迎角主要影响流线谱分布，即影响压力分布。一般用一个无量纲的系数（升力系

14、数Cy）来表示机翼迎角和翼型等因素对升力影响的大小。其数学式子表示为：即飞机机翼的升力与升力系数、机翼面积和气流的动压（速度头）成正比。第34页/共90页（六）、Cy曲线 升力系数包含机翼迎角和翼型参数对机翼升力的影响因素，但在翼型参数一定的情况下，通过风洞吹风试验测出在不同迎角情况下机翼升力变化的数据，然后根据升力的计算公式求出不同的Cy值，绘成曲线图，此曲线被称为升力系数曲线，即Cy曲线。第35页/共90页 在上述Cy曲线中可以找出：1、升力系数为零的迎角，叫零升力迎角。相当于曲线与横坐标轴相交点对应的迎用。用这个迎角飞行，升力为零。对称翼型的零升力迎角为零度。非对称翼型的零升力迎角一般为

15、负。2、升力系数最大时的迎角，叫临界迎角，即Cy最大，超过临界迎随后，若迎角再增大，则会在机翼上表面产生气流分离，升力系数下降，曲线将往下弯。3、升力系数曲线斜率，表示迎角改变1度时，所引起的升力系数变化的大小。斜率大小可以从升力系数曲线与横坐标的夹角大小看出来，斜率大，表明迎角改变时，升力系数变化大。第36页/共90页二、飞机的阻力 飞机在空中飞行时，除了产生升力外，还会产生阻力。阻力是阻碍飞机前进的空气动力，它的方向与飞机运动方向相反（或与气流流动方向一致）。在低速飞行时，飞机的阻力有摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力四种。高速飞行时，还应再加上一个激波阻力。机翼可以产生升力，也可以产

16、生阻力，飞机的其他部件也会产生阻力，机翼所产生的阻力占总阻力的2530左右。由机翼以外部件所产生的阻力也叫“废阻力”。第37页/共90页（一）、飞机阻力的产生 1、摩擦阻力 在飞行中，空气沿着飞机表面流过，由于空气有粘性作用，产生阻止飞机前进的阻力，这个阻力叫摩擦阻力。第38页/共90页 摩擦阻力是和空气流过飞机时形成的附面层分不开的。空气流过飞机时，紧贴飞机表面的空气好象被飞机表面“粘”住一样，流速为零，从飞机表面向外，气流速度才一层比一层快起来。飞机在空中运动时，飞机表面的附面层必然受到飞机给它一个指向飞机运动前方的作用力F，根据作用与反作用原理，空气必然要给飞机表面一个指向飞机后方的切向

17、反作用力F，此力就是飞机表面的摩擦阻力。摩擦阻力的大小，取决于空气的粘性、飞机表面状况，以及气流接触飞机表面面积。空气粘性越大、飞机表面越粗糙、飞机与空气的接触面积越大，摩擦阻力越大。第39页/共90页 2、压差阻力 空气流过物体时，在物体前缘部分受到阻挡，流速减假，压力增大，在物体的后缘由于气流形成涡流区而使气流产生分离。再涡流区内，空气迅速旋转，出现动能的摩擦损失，有一部分动能不能转变为静压，故压力减小。这样，物体前后缘（或迎风面与背风面）便产生压力差而形成阻力，这种阻力叫压差阻力。压差阻力与物体的迎风面积、物体的形状和物体在气流中的位置都有很大关系。物体的迎风面积越大，压差阻力越大；物体

18、具有“流线型”外形，压差阻力较小。第40页/共90页第41页/共90页 3、诱导阻力 诱导阻力是伴随着机翼的升力的产生而产生的，也是机翼为了产生升力而付出的“代价”。如果没有升力，诱导阻力也就不存在，诱导阻力也叫感应阻力。第42页/共90页 当飞机飞行时，机翼下翼面压力大，上翼面压力小，由于机翼的长度是有限的，上下翼面的压力差使得气流从下翼面绕过两端翼尖向上翼面流动，形成了翼尖涡流：第43页/共90页 随着飞机向前方飞行，翼尖涡流就从左右翼尖向后方流去，形成螺旋状：第44页/共90页 这种翼尖涡流现象常被雁群所利用，雁群常常排列成“人”字形或斜“一”字形，领队的大雁排在中间，幼弱的小雁排在外外

19、侧，后雁借助上升气流比较省力：第45页/共90页 气流经过机翼时，形成了下洗速度，在翼尖附近下洗速度大，向翼根部逐渐减小，下洗数度与气流速度v组成和速度u，u与v的夹角称为下洗角 1，下洗角使得飞机的迎角减小。第46页/共90页 气流经过机翼以后，由于下洗速度的作用，使气流的方向向下折转一个角度，升力的方向与折转后的气流u方向垂直，而真正的升力是垂直与来流气流，而与气流方向一致的一个分力就是诱导阻力。第47页/共90页 4、干扰阻力 干扰阻力就是飞机各部件之间因气流相互干扰而产生的一种阻力。我们以机翼和机身的连接处为例，看一看干扰阻力是怎样产生的。气流流过机翼和机身的连接处，在机翼和机身结合的

20、中部，由于机翼和机身表面都向外突出，流管收缩，流速加快，压力很快降低。而在后部，由于机翼表面向下弯曲和机身表面向内弯曲，导致两者结合处流管扩张，流速减慢，压力很快增高，这种压力的前后变化，就促使气流分离点前移，并使机身和机翼结合处的后部涡流区扩大，从而产生一种额外的阻力，称干扰阻力。第48页/共90页第49页/共90页第50页/共90页（二）、影响阻力大小的因素 1、迎角（）随着迎角的增加，使机翼和飞机的其它部件上表面后部的流管扩张，涡流区扩大，压力降低，于是压差阻力增大，迎角超过临界迎角以后，飞机各部分的涡流区扩展得很快，使压差阻力迅速增大。实验证明，迎用增大，摩擦阻力变化不大。迎角增大，会

21、影响诱导阻力发生变化在小于临界迎角的范围内增大迎角，机翼上下表面的压力差随之增大。这不仅使升力增大，还使翼尖涡流区增强，增大下洗速度和下洗角，导致实际升力更加向后倾斜，于是诱导阻力迅速增大。第51页/共90页 第52页/共90页 2、飞行速度、空气密度和权翼面积 飞机飞行速度越大，阻力也越大。例如逆风行走时，风力越大，阻力也越大，因而感到行走困难。空气密度越大，阻力也越大。例如在水中行走就比在空气中困难。这是因为水的密度比空气密度大，所以产生的阻力也大。理论与实践表明，飞机阻力与空气密度成正比，和飞行速度的平方成正比。飞机机翼面积增大，摩擦面就多，所以阻力也大，阻力与机翼面积成正比。第53页/

22、共90页 3、飞机的翼型和平面形状 机翼的相对厚度大，使机翼面上分离点靠前，涡流区变大，压差阻力大；最大厚度位置靠前，使翼面前缘弯曲得更加厉害，后缘涡流区增大，阻力增大；翼面中弧线曲度（相对弯度）大，涡流区大，阻力也大。机翼平面形状中，以椭园形机翼的诱导阻力最小，而矩形机翼阻力最大，展弦比越大，诱导阻力越小；后掠机翼、三角机翼的阻力也比较小。第54页/共90页 4、飞机的外形、表面光洁度和密封性 飞机是否具有流线型的外形，直接影响着压差阻力的大小。飞机蒙皮如有凹凸变形，外形不够“流浅”，就会破坏空气的平顺流动，容易产生气流分离，导致压差阻力增加。例如：在飞行中，飞机蒙皮会在过大的空气动力的作用

23、下变形，产生波纹、舱口盖末盖牢、整流罩上的螺钉末拧紧、以致舱口盖和整流罩有可能在飞行中被吹开。维护飞机不当、碰撞、敲击等等都会使飞机产生变形。在飞机维修中，应仔细检查飞机的各个部分，关好舱(窗)盖，拧紧螺钉。发现蒙皮变形、铆钉和螺钉损坏、松动等情况，应及时修复。第55页/共90页 飞机表面光洁与否，对摩擦阻力的影响很大。飞机表面不光洁，附面层中的气流就容易变乱，层流附面层缩短，紊流附面层增长，导致摩擦阻力增大。可见，保持飞机表面光洁，对避免增大飞机阻力是非常重要的。在维护工作中，应注意保持飞机表面光洁。比如上飞机工作，应穿软底鞋，铺好脚垫布；修理和洗刷飞机表面要遵守技术规定，飞机停放，要盖好蒙

24、布，以防雨雪侵蚀，在尘沙多的机场上，更应特别注意。飞机内外如有缝隙通气，即密封性不良，也会额外增大阻力。第56页/共90页（三）、减小飞机阻力的措施 1、减小摩擦阻力的措施 为了减小飞机的摩擦阻力，在飞机制造过程中，应把飞机的表面做得很光滑，如有必要还得把它打磨光，消除飞机表面上的一切小突起物；保持飞机表面的平整，飞机表面蒙皮的铆接采用埋头铆钉铆接；尽可能缩小飞机暴露在气流中的表面面积，也有助于减小摩擦阻力。2、减小压差阻力的措施 减小压差阻力的办法是把暴露在气流中的所有部件都做成流线形外形，并尽可能减小飞机及其他部件的迎风面积。第57页/共90页 3、减小诱导阻力的措施 为了减小低速飞机的诱

25、导阻力，采取增大机翼的展弦比措施，即把机翼做得窄而长；另一措施是采用椭圆形或梯形的机翼平面形状；在飞机的翼尖部安装翼梢小翼。第58页/共90页第59页/共90页 4、减小干扰阻力的措施 为了减小飞机的干扰阻力，设计飞机时必须妥善安排各部件之间的相对位置，并在部件结合处加装流线形的整流罩（整流包皮），使得连接处圆滑过渡，尽可能减小涡流的产生。第60页/共90页（四）、阻力计算公式 飞机的阻力可以用与升力公式相似的阻力计算公式计算出来：式中，用阻力系数(Cx)综合表示迎角、飞机的外形、表面光洁度和密封性等因素对阻力(X)的影响。它是一个无量纲的系数，其大小也是通过风洞试验来测定的。第61页/共90

26、页（五）、Cx曲线 阻力系数随迎角变化的规律，可用阻力系数曲线来表示。图中横坐标表示迎角，纵坐标表示阻力系数。该图表明：随着迎角的增大，在小迎角范围内，阻力系数缓慢增大，在大迎角范围内，持别是超过临界迎角后，阻力系数急剧均大。第62页/共90页三、全机空气动力特性 为了全面判断飞机气动特性的好环，通常用升阻比(K)和性质角()作为判断的标准。而升阻比和性质角的大小及有关的性能参数，可以根据飞机的极曲线来确定。1、升阻比(K)在同一迎角下，飞机的升力与阻力之比值叫飞机的升阻比：可见，飞机的升阻比就是飞机的升力系数与阻力系数之比。第63页/共90页 2、性质角()性质角()就是飞机升力（Y）与总空

27、气动力（R）的夹角。性质角()越大，说明飞机的总空气动力向后倾斜的越多，阻力越大，气动特性变差。性质角与升阻比的关系：第64页/共90页 3、全机的空气动力特性曲线（飞机的极曲线）把飞机的升力系数和阻力系数随迎色而变化的天系，综合地用一条曲线画出来，此曲线就是飞机的升阻特性曲线，简称飞机的极曲线。第65页/共90页 从飞机极曲线可以找出 1)各迎角下的Cy、Cx；2)各迎角下的性质角()；3)三个有特殊意义的点：最大升力系数作飞机极曲线的水平切线，切点对应的Cy 就是最大升力系数，该点对应的迎角就是临界迎角。零升力系数曲线与横坐标的交点所对应的就是零升力系效。最大升阻比由坐标原点作曲线的切线，

28、切点对应的升阻比就是最大升阻比，该升力系数对应的迎角就是有利迎角（有利）。从曲线上还可以看出升阻比和性质角的变化规律。第66页/共90页 在有利迎角以前，迎角越大、升阻比越大，性质角越小。超过有利迎免以后，迎角越大，升阻比越小，性质角越大。第67页/共90页 4、飞机过载 第68页/共90页第69页/共90页（四）、飞机的增升装置 对于同一飞机来说，其升力大小主要随飞行速度和迎角而变，飞机以大速度飞行时，即使迎角很小，机翼也能产生足够的升力，以克服重量而维持飞行。如果以小速度飞行，则必须增大迎角，机翼才能产生足够的升力来维持飞行。但用增大迎角的方法来减小飞行速度是有限度的，因为当迎角增大到临界

29、迎角时，再增大迎角则会产生气流分离，升力反而会降低。因此，为了保证飞机能在更小的速度的情况(例如起飞和着陆)时，仍能产生足够的升力，就有必要在机翼上装设增加升力的装置。目前使用广泛的主要有前缘缝翼、后缘襟翼和前缘襟翼。第70页/共90页（一）、前缘缝翼 为了延缓机翼的气流分离，以提高临界迎角和最大升力系数，飞机装有前缘缝冀。1、前缘缝翼的增升原理 前缘缝翼位于机翼前缘。打开时与机翼之间有一缝隙，空气一方面会从压力较大的下表面通过前缘缝隙流向上表面，减小上、下表面的压力差，使升力系数有所减小；另一方面，空气通过缝隙加速后，贴近上表面流动，能够增大上表面附面层中的空气动能，以延迟气流分离的产生，又

30、具有增大升力系数的作用。第71页/共90页第72页/共90页 2、前缘缝翼的增升条件 机翼的迎角在接近临界迎角时，上表面气流分离是升力系数降低的主要原因，因而在此迎角下，使用前线缝翼可延缓气流分离，从而提高了临界迎角和升力系数。在中、小迎角下，机翼上表面气流分离本来就很为弱，故在这些迎角下，打开前缘缝翼，不仅不能提高升力系数，反面会使机翼上、下表面的压力差减小而降低升力系数。可见，前缘缝翼增大升力的作用是有条件的，只有当迎角接近或超过临界迎角，即在机翼上表面气流分离现象严重时，前缘缝翼才起增大升力的作用。第73页/共90页 3、前缘缝翼的结构形式 从构造上看，前线缝翼有固定式和自动式两种。固定

31、式前线缝翼其缝隙是固定的，需要操纵，不能随迎角的改变而开闭。它的优点是构造简单，但在大速度时，阻力增加较多，所以目前应用不多，只有个别的低速飞机上才使用，还容易引起驾驶员的误判。自动式前缘缝翼，有专门机构与机翼相连，依靠空气的压力或压力来使缝翼闭合和张开，不需要操纵。当飞机在小迎角下飞行时，机翼前缘承受空气压力，前缘缝翼被压紧贴于机翼前缘，而处于闭合状态。在大迎角下飞行，机翼前缘受很大吸力，将前缘缝翼吸开。这种前缘缝翼能充分发挥大迎角下提高升力的作用，而又不致在小迎角（大速度)情况下增加很大阻力，故为大多数飞机所采用。第74页/共90页第75页/共90页（二）、后缘襟翼 后缘襟翼位于机翼后缘，

32、它的种类很多，较常用的有分裂襟翼、简单襟翼、开缝襟翼、后退襟翼、后退开缝襟翼等。放下襟翼既可提高升力，同时也增加阻力，所以多用于着陆，有的飞机为了缩短起飞、滑跑距离，起飞也放襟翼，但放下角度很小。1、分裂式襟翼 这种襟翼本身象一块薄板，紧贴于机翼后缘。放下襟翼，在后缘和机翼之间形成涡流区，压力降低，对机翼上表面的气流有吸引作用，使其流速增大，上下翼面压差增大，既增大了升力，同时又延续了气流分离。第76页/共90页另一方面，放下襟翼，机翼翼剖面变得更弯曲，使上、下表面压力增大，升力增大。由于以上两方面的原因，放下分裂襟翼的增升效果相当好，一般最大升力系数可增大75一85。第77页/共90页 2、

33、简单式襟翼 简单式襟翼与副翼形状相似，放下简单襟翼，相当于改变了机翼的切面形状，使机翼更加弯曲，这样，空气流过机翼上表面，流速加快，压力降低，面流过机翼下表面流速减慢，压力提高，因而机翼上、下压力差增大，升力增大。第78页/共90页 3、开缝式襟翼 开缝襟翼是在简单襟翼的基础上改进而成的。放下开缝襟翼，一方面襟翼前缘和机翼后缘之间形成缝隙，下表面高压气流，通过缝隙高速流向上表面，使上翼面流速加大，延缓了气流分离，提高了升力。也增加了机翼的相对弯度。第79页/共90页 4、后退式襟翼 后退襟翼和开缝襟翼相似，也有相同的增升作用，放下后退襟翼，不仅能增大机翼切面的弯曲度，而且还增大了机翼面积。最大

34、升力系数增加量比上述各种襟翼多，故增升效果好。高速飞机采用较多。第80页/共90页 5、后退开缝式襟翼 后退开缝襟翼和后退襟翼相似，也可后退。同时又和开缝襟翼相似，当襟翼处于后退位置时，它的前缘和机翼后绿形成一条缝隙。所以它兼有后退襟翼和开缝襟翼二者的优点，增升效果极好，现代高速和重型飞机广泛采用。第81页/共90页第82页/共90页 6、双缝式和多缝式襟翼 双缝襟翼，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，便可消除旋涡，使气流仍贴着弯曲的翼面流动，这样，襟翼的偏转角增大到5060度，还不至于发生气流分离，因而增升效果得到提高。第83页/共90页 如果采用三缝或多缝襟翼增升效果会

35、更好，但构造也更复杂。第84页/共90页（三）、前缘襟翼 1、简单式前缘襟翼 将简单式后缘襟翼安装到前缘：第85页/共90页在大迎角情况下，放下前缘襟翼，既可以减小机翼前缘与相对气流之间的夹角，消除涡流，同时也可增大翼剖面的相对弯度，达到增升的作用。第86页/共90页 2、“克鲁格”襟翼 与前缘襟翼作用相同的还有一种“克鲁格”襟翼，它一般位于机翼根部的前缘，象一块板子，它靠作动筒收放。打开时突出于下翼面，既可增大机翼面积，又可增大翼剖面的弯度，所以具有很好的增升效果，同时它的构造也比较简单。第87页/共90页（四）、组合式增升装置 在现代飞机上通常同时采用几种增升装置(叫组合式增升装置)，以提高增升效果。例如“三叉戢”喷气旅客机上就采用了前缘襟翼和后缘双缝襟冀。第88页/共90页第89页/共90页感谢您的观看！第90页/共90页