升力系数曲线、阻力系数曲线和升阻比曲线、极曲线

1、3.4.5 升力系数曲线、阻力系数曲线和升阻比曲线、极曲线升阻比和升力系数、阻力系数一样都是无量纲参数，在飞行马赫小于一定值时，只与机翼的形状（机翼翼型、机翼平面形状）和迎角的大小有关。当迎角改变时，气流在机翼表面的流动情况和机翼表面的压力分布（见图3-26）都会随之变化，结果导致了机翼升力和阻力的变化，压力中心位置的前后移动。1、 升力系数随迎角的变化图3-27 升力系数曲线从图3-27中升力系数曲线的变化情况可以看到，在迎角小于一定值时（小于最大升力系数对应的迎角，），升力系数与迎角近似成线性关系，随着迎角的增加而增加，由负值增大到零到正值再到最大值，然后又转折开始下降。升力系数曲线的斜率

2、表示了升力系数 随着迎角变化的快慢。升力系数为零时，机翼的升力为零，对应的迎角叫做零升力迎角（）（见图3-27）。对于大多数民用运输机机翼采用的具有一定弯曲的非对称翼型，零升力迎角是一个较小的负值（见图3-28（d）：对于对称翼型，零升力迎角为零（见图3-28（e）。迎角小于升力迎角（）时，升力系数为负值，飞机的升力方向指向机翼下表面（见图3-28（d）：迎角大于零升力迎角时（），升力系数为正值，飞机的升力方向指向机翼上表面（见图3-28（a）(c)）。 图3-28 不同迎角下的不同升力2.机翼压力中心位置随迎角变化正如前面已讲述的：机翼气动力合力的作用点叫做机翼的压力中心。随着迎角的改变，机

3、翼压心的位置会沿飞机纵向前后移动（对称翼型除外）。当迎角比较小时，机翼前缘上表面还没有形成很细的流管，气流在机翼前缘的加速比较缓慢，并没有在机翼前缘形成吸力区，机翼上表面的最低压力点靠后（见图3-29（a），这是机翼的升力系数比较小，压力中心也比较靠后。随着迎角的逐渐增加，机翼前缘上表面的流管逐渐变细，气流在机翼前缘上表面加速的速度加快，机翼上表面的最低压力点向前移，机翼的升力系数增大，压力中心也向前移（见图3-29（b）。随着迎角的继续增加，机翼前缘上表面形成了很细的流管，气流在机翼前缘的上表面很快地被加速，并在机翼前缘形成吸力峰，机翼上表面的最低压力大你继续向前移动，机翼的升力系数继续增大

4、，压力中心也继续向前移动（见图3-29（c）。迎角继续增加超过对应的迎角时，附面层的分离点很快前移，涡流区迅速扩大到整个上翼面，机翼前缘的吸力峰陡落，机翼的升力急剧下降，压力中心又移到靠后位置(见图3-29（d）)。图3-29 翼型在不同迎角下的压力分布3.阻力系数随迎角的变化从图3-30中阻力系数曲线的变化情况可以看到，阻力系数曲线不与阻力系数等于零的横线相交，说明在任何情况下飞机阻力都不等于零。在迎角等于零附近，阻力系数最小，然后随着迎角绝对值的增大而增大，变化近似抛物线规律。将某一翼型的升力系数和阻力系数画在同一张图中。从这张图中我们可以对比地看出升力系数好阻力系数随着迎角变化的趋势：随

5、着迎角的增加，升力系数和阻力系数都增大，在一定迎角范围内，升力系数呈线性增大，而阻力系数按抛物线规律增大。阻力系数在小迎角范围内增加缓慢，随后增大速度加快，比升力系数增大的速度更快。在升力系数达到最大值之后，升力系数曲线转折，由上升转为下降，升力系数开始减小，而阻力系数不但继续增大，增大的速度也徒然增加。 升力为零时（=0），对应的阻力系数叫做零升阻力系数，对应的阻力系数叫零升系数，用CD0表示。4升阻比曲线、极曲线对于飞机飞行性能的判断不能只看能产生多大的升力，还应综合考虑阻力的大小。已较小的阻力获得所需要的升力，才能提高飞机的飞行效率。为此引入了升阻比的概念，用K 表示。图3-30 阻力系

6、数曲线 （3-7）升阻比是升力和阻力之比，也就是升力系数和阻力系数之比。从图2-31中可以看到升阻比随着迎角的变化情况。当升力系数等于零时，升阻比也等于零。升阻比随着迎角的增加而增大，由负值增大到零再增大到最大值，然后，随着迎角的增加而逐渐减小。由于升力系数和阻力系数随迎角的变化规律决定，升阻比的最大值（Kmax）并不是在升力系数等于最大值时达到，而是在迎角等于4°左右范围内达到。在升阻比达到最大值的状态下飞行是最具有利的，因为，这时产生相同的升力，阻力最小，飞行效率最高。所以升阻比也叫气动效率。图3-31 某种机翼剖面风洞实验所得的3种曲线极曲线是升力系数对阻力系数的曲线。对每一个

7、迎角都可以得到一个升力系数和一个阻力系数，以升力系数为纵坐标，以阻力系数为横坐标，并将迎角值标在曲线的各点上就得出如图3-32所示的极曲线图。从原点作极曲线的切线与曲线的交点就是达到最大升阻比的迎角值，切线的斜率就是最大升阻比。曲线的最高点的纵坐标就是最大升力系数，用平行纵坐标的直线与曲线相切，可以得带最小阻力系数和迎角峰。5.飞机大迎角失速(1)临界迎角和飞机失速对应最大升力系数（CLmax）的迎角叫做临界迎角，也叫失速迎角。从图2-31中的升力系数曲线和阻力系数曲线可以看到，当迎角大于临界迎角时，升力系数急剧下降，阻力系数急剧增加，这种现象叫做失速。飞机失速主要是由于迎角过大，造成机翼上翼

8、面的附面层大部分分离，形成了大面积的涡流区（见图3-29（d），上、下翼面的压力差合成的气动力对升力贡献很小，却产生了很大的压差阻路。大面积涡流区的出现不但使升力和阻力发生急剧的变化，导致飞机的速度减小，高度降低，机头下沉：又因为气流的分离不稳定，周期性地形成分离漩涡，使升力忽大忽小，从而引起机翼、尾翼的震动，飞机的稳定性和操纵性下降，使飞机难以保持正常的飞行。这对飞机的飞行是很危险的。这种迎角过大造成的飞机失速也叫做大迎角失速，在任何空速和飞行姿态下，只要迎角超过飞机的临界迎角都可能发生失速。飞机的临界迎角一般为16°左右。通常在飞行中不会达到最大升力系数和临界迎角的飞行状态，因为

9、在到达这个状态之前，由于附面层分离区域的扩大，已经出现了震动、稳定性变坏等失速现象。为了保证飞行安全，防止飞机失速，规定了一个小于最大升力系数的升力系数值和一个小于临界迎角的迎角值，这两个值是在飞行中可以达到但不能超过的安全值。（2）飞机的失速速度飞机迎角刚达到临界迎角时的飞行速度就叫做失速速度。由式（3-5）可以得出。当飞机临界迎角飞行时，升力系数Cl应该等于最大升力系数Clmax，由此得出： （3-6） -飞机失速速度。 当飞机平飞时，飞机的升力等于飞机的重力。即L=W。所以，飞机平飞时的失速速度为: Vs平= （3-7） 在其他的飞行状态下，飞机的升力并不等于飞机的重力，而是等于飞机重力

10、乘以一个系数ny。这个系数叫做载荷系数 ny=L/W （3-8） ny-载荷系数 L-飞机的升力 W-飞机的重力 这样，在其他的飞行状态，飞机的失速速度等于： 平 （3-9） 从失速速度的计算公式，可以得出: 飞机重力增加，飞机的失速速度也会增加。在同样的飞行状态下，飞机重力增加，所需要的升力也必须增加，而飞机的最大升力系数基本不变，只有提高飞行速度，这样，飞机的失速速度也就增加了。 飞机起飞着陆过程中，使用曾升装置可以提高最大升力系数，从而降低飞机的失速速度，使飞机可以更低的速度起飞和着陆。 在各种不同的飞行状态下，飞机的失速速度等于飞机平飞失速速度乘以ny1/2，载荷系数越大，对应的失速速度也就越大。 （3）失速警告由于飞机失速时出现的一些现象，威胁到飞机的飞行安全，所以，必须防止飞机进入失速，一旦进入要及时改出。为了做到这一点，就必须在飞机接近失速时，给驾驶员一个准确的失速警告。 当飞机接近临界迎角时，由于机翼上表面的气流分离会使飞机发生抖震，也会使驾驶杆和脚蹬产生抖动，有一种操纵失灵的感觉。这就给了驾驶员一个警告：飞机已接近失速。在大迎角状态下飞行时，驾驶员若感到这些现象，就应及时向前推杆减小迎角，防止