飞行原理-航空概论.ppt

第四章,飞机飞行的基本原理,第四章 飞机飞行的基本原理,航空航天概论,4.1,低速流动空气的特性,回总目录,4.5,飞机的飞行性能,4.2,飞机的升力和阻力,4.3,飞机,高速飞行的特点,4.4,飞机的稳定和操纵,4.6,风洞,4.1,低速流动空气的特性,回目录页,继续,回目录页,4.1,一个方程：连续性方程,一个概念：流线,一个定理：伯努利定理,一个推论,一个小实验：纸条吹风试验,两个实例,该小节的学习要点：,4.1,回目录页,流体连续性方程的实质：变截面流体管道中，单位时间内流体通过任一截面的流量（,s v,）相等。,流体连续性方程：,1,s,1,v,1,=,2,s,2,v,2,=,3,s,3,v,3,=,=const.,即：,s v=,const.,当流体不可压缩时，,即：,=,const.,时：,有：,s v=,const.,4.1,回目录页,流线：流体微团流动所经过的路线。,在管道中流体流速的快慢，可用管道中流线的稠密程度来表示。凡是流线稠密的地方，表示管道细，流体受到约束，流速快；反之，则慢。,4.1,伯努利定理,管道中以稳定的速度流动的流体，若流体不可压缩，且与外界无能量交换，则沿管道各点的流体的动压与静压之和等于常量。,伯努利方程,p+1/2 v,2,=P=,const.,回目录页,低速流动空气的特性,根据流体连续性方程和伯努利定理，可以得到以下：流体在管道中流动时，凡是管道剖面大的地方，流体的流速就小，流体的静压 就大，而管道剖面小的地方，流速就大，静压就小。即：,若,s,1,s,2,s,3,则,v,1,v,2,v,3,p,1,p,2,p,3,4.1,回目录页,4.1,回目录页,压力,吹纸试验,4.1,回目录页,生活中的两个实例,4.2,飞机的升力和阻力,回目录页,4.2.1,有关参数,4.2.2,飞机的升力,4.2.3,飞机的阻力,4.2.1,机翼、翼型及其有关参数,翼型,：机翼的横剖面形状。翼形最前端的一点叫“前缘”，最后端一点叫“后缘”。,翼展,：机翼翼尖两端点之间的距离，也叫展长，以“,L,”,表示。,4.2.1(1),回目录页,翼弦,：翼型前后缘之间的连线；其长度称为弦长，通常以,b,表示。若机翼的平面形状不是矩形，则采用“平均气动力弦长”来代替弦长，平均气动力弦长用,b,ba,表示，定义为：,b,ba,=,S/L,。,4.2.1(2),回目录页,厚度,：以翼弦为基础作垂线，每一条垂线在翼形内的长度即为该处的翼型厚度，以,c,表示。,最大厚度,c,max,相对厚度,弯度,：厚度线中点的连线叫中弧线。中弧线与翼弦之间的最大距离叫翼形的最大弯度，以,f,max,表示。,相对弯度,4.2.1(3),回目录页,展弦比,：展长和平均气动力弦长之比,;,以,表示，即：,=,L/b,ba,=L,2,/S,。,根稍比,：机翼的翼根弦长与翼尖弦长之比，也称“梯形比”或“尖削比”,以,=,b,根弦,/b,梢弦,表示。,后掠角,：通常以,表示,前缘后掠角：,机翼前缘同垂直于飞机纵轴的直线之间的夹角，以,0,表示；,后缘后掠角,1,1/4,弦线后掠角,0.25,4.2.1(4),回目录页,4.2.1(5),回目录页,上反角和下反角,：,机翼的底面同垂直于飞机立轴的平面之间的夹角，以,表示。,迎角,：翼弦与相对气流速度,v,之间的夹角，也称为飞机的攻角，通常以,表示。,4.2.1(6),回目录页,回翼型,回翼弦,回厚弯度,4.2.1(7),回目录页,回翼展,回机翼参数,4.2.1(8),回目录页,上一页,4.2.1(9),回目录页,上一页4.2.1(10),回目录页,4.2.2,飞机的升力,4.2.2(1),回目录页,通常，机翼翼型的上表面凸起较多而下表面比较平直，再加上有一定的迎角。这样，从前缘到后缘，上翼面的气流流速就比下翼面的流速快；上翼面的静压也就比下翼面的静压低，上下翼面间形成压力差，此静压差称为作用在机翼上的空气动力。,4.2.2(2),回目录页,空气动力是分布力，其合力的作用点叫做压力中心。空气动力合力在垂直于气流速度方向上的分量就是机翼的升力。,空气动力的分布随迎角的不同而变化。因此，飞机升力的大小也随迎角的改变而变化。,4.2.2(3),回目录页,升力的计算公式：,式中：,为飞机所在高度处的空气密度，,v,为飞机的飞行速度,(1/2,v,2,),称为动压,;,S,为机翼的面积，,C,y,为升力系数。,4.2.2(4),回目录页,对于某一种翼型、某一种机翼剖面形状，通常通过实验来获得升力系数与迎角的关系曲线，即,C,y,曲线。,4.2.2(5),回目录页,在,C,y,曲线中，对应于升力系数等于零的迎角称为零升力迎角；对应于最大升力系数,C,ymax,的迎角叫临界迎角或失速迎角。,当飞机的迎角小于临界迎角时，升力系数随着迎角的增大而增大；当迎角超过临界迎角后，迎角增大，升力系数却急剧下降，这种现象称为,失速,。,4.2.2(6),回目录页,4.2.2(7),回目录页,4.2.3(1),回目录页,4.2.3,飞机的阻力,作用在飞机上的空气动力在平行于气流速度方向上的分力就是飞机的阻力。,按阻力产生的原因，飞机低速飞行时的阻力一般可分为：,摩擦阻力,、,压差阻力,、,诱导阻力,、,干扰阻力,。高速飞行还有,激波阻力,。,摩擦阻力,回目录页,当气流流过飞机表面时，由于空气存在粘性，空气微团与飞机表面发生摩擦，阻滞了气流的流动，由此而产生的阻力叫做摩擦阻力。,摩擦阻力是在,附面层,中产生的。,上一页,附面层,(1),回目录页,所谓附面层就是紧贴物体表面，流速由外部流体的自由流速逐渐降低到零的那一层薄薄的空气层。,附面层中气流的流动情况也是不同的，可分为,层流附面层,和,紊流附面层,。,附面层,(2),回目录页,层流附面层：气流各层不相混杂而成层流流动，其摩擦阻力较小。,紊流附面层：气流活动杂乱无章，并出现漩涡和横向运动，但整个附面层仍然附着于翼面，其摩擦阻力较大。,上一页,尾迹：附面层脱离了翼面而形成大量宏观的漩涡。,转捩点：层流附面层转变为紊流附面层的点。,分离点：附面层开始脱离翼面的点。,压差阻力,回目录页,运动着的物体前后由于压力差而形成的阻力叫做压差阻力。,压差阻力与物体的迎风面积、物体的形状以及物体在气流中的位置都有很大关系。,上一页,诱导阻力,回目录页,诱导阻力是翼面所独有的一种阻力，它是伴随着升力的产生而产生的，因此可以说它是为了产生升力而付出的一种,“,代价,”,。,诱导阻力,回目录页,欲减小诱导阻力，可增加翼尖小翼，并尽可能加大机翼的展弦比。,干扰阻力,回目录页,干扰阻力就是飞机各部分之间由于气流相互干扰而产生的一种额外的阻力。,上一页,4.2.4(2),回目录页,阻力的计算公式：,与计算升力时不同的是：,C,x,为阻力系数。对某一翼型、某一平面形状的机翼而言，阻力系数,C,x,不仅与迎角,有关，而且还与速度,v,的大小有很大关系。阻力系数曲线同样也由试验获得。,S,为参考面积，计算时应视使用的部件不同而不同。,4.3,高速飞行的一些特点,4.3.1,音速和马赫数,回目录页,4.3.2,高速气流的特性,4.3.3,激波,4.3.1(1),回目录页,下一页音波：,声源在空气中震动，会使周围空气形成周期性的压强和密度变化的疏密波。传播声音的空气疏密波叫做音波。,音速：,音波在空气中传播的速度。,4.3.1,音速和马赫数,4.3.1(2),回目录页,下一页,马赫数：,马赫数简称,M,数，用以描述空气受压缩的程度。,马赫数的数学表达式为：,M=v/a,式中：,v,表示飞机在一定高度上的飞行速度，,a,表示当时飞机所在位置处的音速。,4.3.1(3),回目录页,简单地划分：,M,1,：亚音速飞行,M,1,：超音速飞行,M,1,：,等音速飞行,航空上划分：,亚音速区：,M,0.75,跨音速区：,0.75,M,1.2,超音速区：,1.2,M,5.0,高超音速区：,M,5.0,4.3.2(1),回目录页,下一页,当气流速度接近和高于音速时，大气呈现出强烈的压缩和膨胀现象,，压力、密度和温度都会发生显著的变化，气流特性会出现一些不同于低速流动的质的差别。,4.3.2,高速气流的特性,4.3.2(2),回目录页,在高速流动时，一维流管中气流速度,v,和所流过的流管截面积,s,之间的关系为：,式中，,M,为气流的马赫数，,ds,为流管,截面积,s,的变化量；,dv,为气流速度,v,的,变化量。,4.3.3,激波,4.3.3.1,扰动波的传播,回目录页,4.3.3.2,激波及其分类,4.3.3.3,局部激波和临界马赫数,回,4.3,目录页,4.3.3.4,提高临界马赫数的措施,4.3.3.1(1),回目录页,扰动源在静止的空气中以速度,v,作等速直线运动，根据扰动源的不同运动速度，会出现四种可能的情况：,扰动源静止不动：,M,0,扰动源以亚音速运动：,0,M,1,扰动源以等音速运动：,M,1,扰动源以超音速运动：,M,1,4.3.3.1,扰动波的传播,M,=0,回目录页,由于扰动源静止不动，所以扰动波以音速,a,向四周传播，形成以扰动源为中心的同心球面波。,上一页,0,M,1,回目录页,由于扰动源以亚音速运动，所以扰动源总是落后于扰动波，形成偏向扰动源前进方向的不同心球面波。,上一页,M,=1,回目录页,由于扰动源以音速运动，所以扰动波总是与扰动源同时到达某一点，扰动波都迭聚在扰动源处，形成一个垂直于扰动源前进方向的波面。此波面成为受扰和未受扰空气的分界面。,上一页,M,1,回目录页,由于扰动源以超音速运动，所以扰动波总是落后于扰动源，在扰动源后面形成一个圆锥面，所有扰动波都被局限在这个锥面内。,上一页,该锥面称为马赫锥，马赫 锥 的半顶角称为马赫角,。显然，,M,数越大，马赫 锥就越尖锐。,激波：当飞机以等音速或超音速飞行时，在其前面也会出现由无数较强的波迭聚而成的波面，这个波面就称为,激波,。,4.3.3.2(1),回目录页,下一页,激波特性：,激波是一层受到强烈压缩的空气层。,气流通过激波时，压强、密度、温度突然增加，而速度却大大降低。,4.3.3.2,激波及其分类,激波,回目录页,回激波分类,回激波,4.3.3.2(2),回目录页,下一页,激波分类：,正激波,：波面 与飞行速度垂直。,斜激波,：波面相对于飞行速度有倾斜角。,波阻：,空气在通过激波时，受到阻滞，流速急骤降低，由阻滞产生的热量使空气加热。加热所需的能量来自动能的消耗，动能的消耗就表示产生了阻力。因为这一阻力是由于形成激波而产生的，所以叫做波阻。,4.3.3.2(3),回目录页,正激波的波阻总是大于斜激波的,波阻,；且激波面越倾斜，,波阻,就越小。,影响激波强度的因素：,物体形状，尤其是,头部形状,物体运动速度，即,M,数,形状影响,回目录页,当,M,1,时：,上一页,若物体头部圆钝，在物体前面将形成脱体正激波，而沿上下两端逐渐倾斜成斜激波。,若物体头部尖削，形成附着于物体头部的斜激波。,M,数影响,回目录页,上一页,当,M,数等于或稍大于,1,时，不论物体的形状如何，产生的都将是正激波。,只有当,M,数超过,1,一定量时，才有可能形成斜激波。,当飞机的飞行速度达到一定值但还未达到音速时，飞机上某些部位的局部流速却已达到或超过了音速。于是，在这些局部超音速区首先开始形成激波。这种在飞机的飞行速度尚未达到音速而在机体表面,4.3.3.3(1),回目录页,下一页,局部激波,4.3.3.3,局部激波和临界马赫数,局部产生的激波称之为“,局部激波,”。,局部激波,回目录页,局部激波面,局部超音速区,局部激波面,v,上一页,飞机开始产生局部激波所对应的飞行马赫数称为“临界马赫数”。,临界马赫数,临界速度是亚音速飞行和跨音速飞行的分界点。,4.3.3.3(2),回目录页,临界马赫数,4.3.3.4,回目录页,提高飞机的临界马赫数，目的在于推迟局部激波的出现，使飞机不至于过早地产生波阻。,提高飞机的临界马赫数可以从以下两个方面采取必要的措施：,机翼剖面形状,机翼平面形状,4.3.3.4,提高临界马赫数的措施,在机翼剖面形状方面，可以采用厚度较小、最大厚度靠近翼弦中部的翼型。,剖面形状,回目录页,薄翼型 厚翼型,上一页,在机翼剖面形状方面，可以采用后掠机翼。,平面形状,回目录页,上一页,后掠翼机提高临界马赫数的原理,降低机翼上的有效速度。,v,v,v,1,v,2,后掠翼存在的问题,翼尖失速,低速性能变差,翼刀,回目录页,上一页,变后掠,回目录页,上一页,动画,4.4,飞机的稳定和操纵,4.4.1,飞机的稳定,回目录页,4.4.2,飞机的操纵,4.4.1(1),回目录页,下一页,稳定的概念：,物体的稳定是指当物体处于平衡状态时，受到微小的扰动而偏离了原来的平衡状态，在扰动消失后能自动恢复到原来的平衡状态的特性。,4.4.1,飞机的稳定,4.4.1(2),回目录页,下一页,稳定 不稳定 中立稳定,4.4.1(3),回目录页,飞机的稳定性：,飞机的稳定性是飞机设计中衡量飞行品质的一个重要参数。如果飞机受到扰动之后，在驾驶员不进行任何操纵的情况下能够回到受扰动前的原始状态，则称飞机是稳定的，反之则称飞机是不稳定的。,飞机的稳定包括,纵向稳定,、,方向稳定,和,侧向稳定,。,下一页,纵向稳定,(1),回目录页,飞机绕横轴（,z,轴）的稳定叫纵向稳定，它,反映了飞机的俯仰稳定特性,。,飞机主要靠水平尾翼和机翼来保证纵向稳定，而飞机的重心位置对飞机的纵向稳定有很大影响。,下一页,纵向稳定,(2),回目录页,当飞机受到纵向扰动后，飞机的迎角改变，水平尾翼和机翼所产生的附加力对重心均形成恢复力矩。,可见，飞机的重心位置对飞机的纵向稳定有很大影响。重心越靠后，所产生的恢复力矩就越小，即稳定性就越差，甚至有可能变为不稳定的。,方向稳定,回目录页,飞机绕立轴（,y,轴）的稳定叫方向稳定，也叫航向稳定。,飞机主要靠,垂直尾翼,来保证其方向稳定。,飞机的侧面迎风面积、机翼后掠角、发动机短舱等对飞机的方向稳定也有一定的影响。,上一页,垂尾作用,回目录页,当飞机受到方向扰动发生偏航后，气流与垂直尾翼之间就有了夹角，使垂直尾,上一页,垂直尾翼与方向稳定,翼上产生附加侧向力，相对于重心形成方向稳定力矩。,侧向稳定,回目录页,飞机绕纵轴（,x,轴）的稳定叫侧向稳定，它,反映了飞机的滚转稳定特性,。,保证飞机侧向稳定的主要因素有,机翼上反角,、机翼后掠角,和,垂直尾翼,。,上一页,上反角作用,回目录页,当飞机受到扰动出现侧滑后，由于存在上反角，使左、右机翼的迎角大小不等，左、右机翼所产生的附加升力也不等，这两个力的差,上一页,相对于重心形成恢复力矩。,上反角越大，飞机的侧向稳定就越好。相反，下反角则起侧向不稳定作用。,上反角与侧向稳定,后掠角作用,回目录页,当飞机受到扰动出现侧滑后，由于后掠角的存在，使两侧机翼上的有效速度大小不等，两侧机翼所产生的附加升力也就不等，两者之差相对于重心形成恢复力矩。,后掠角越大，侧向稳定作用也就越强。,后掠角与侧向稳定,上一页,垂尾作用,回目录页,垂直尾翼之所以能对飞机产生侧向稳定作用，是因为当出现了侧滑以后，垂直尾翼上产生的附加侧向力的作用点位于飞机重心的上方，因而相对于重心也形成恢复力矩。,腹鳍因位于重心（机身）的后下方，则起方向稳定作用和侧向不稳定作用。,上一页,4.4.1(4),回目录页,可以看出，飞机的侧向稳定和方向稳定是紧密联系且相互影响的，因此通常合称为“横侧稳定”。,飞机的侧向稳定和方向稳定必须很好匹配。如若匹配不当，飞机将有可能出现“螺旋不稳定”或“荷兰滚”现象。,4.4.2(1),回目录页,下一页,飞机的操纵是指驾驶员通过飞机的操纵机构来改变飞机的飞行状态。,飞机的操纵性则指的是飞机对操纵的反应特性，又可以称为飞机的操纵品质。,4.4.2,飞机的操纵,飞机的操纵与操纵性：,4.4.2(2),回目录页,下一页,飞机的操纵主要是通过驾驶杆和脚蹬等操纵机构偏转飞机的三个主操纵面,升降舵、方向舵和副翼来实现的。,飞机的操纵包括,俯仰操纵,、,方向操纵,和,侧向操纵,。,飞机操纵的实现：,俯仰操纵,回目录页,使飞机绕横轴（,z,轴）作俯仰（纵向）运动的操纵叫俯仰操纵，也称纵向操纵。,通过推、拉驾驶杆，使飞机的升降舵（或全动平尾）向下或向上偏转，产生俯仰力矩，从而使飞机低头或抬头作俯仰运动。,飞机的俯仰操纵,上一页,升降舵,驾驶杆,驾驶杆,方向操纵,回目录页,使飞机绕立轴（,y,轴）作偏航运动的操纵叫方向操纵，也称航向操纵。,通过蹬脚蹬，使飞机的方向舵向左或向右,偏转产生偏航力矩，从而使飞机向左或向右作偏航运动。,飞机的方向操纵,方向舵,上一页,侧向操纵,回目录页,使飞机绕纵轴（,x,轴）作滚转（倾侧）运动的操纵叫侧向操纵。,上一页,通过左压或右压驾驶杆,(,左转或右转手轮,),使飞机的左、右副翼一侧向下另一侧向上偏转，产生滚转,(,倾侧,),力矩，从而使飞机向左或向右作滚转,(,倾侧,),运动。,飞机的侧向操纵,4.4.2(3),回目录页,下一页,同样，在实际飞行中，方向操纵和侧向操纵也是不可分的，经常是相互配合、协调进行，因此方向操纵和航向操纵也常合称为“横侧向操纵”。,方向操纵与侧向操纵：,4.4.2(4),回目录页,飞机的操纵与飞机的稳定之间存在着一定的排斥关系，因此在飞机设计时必须统筹考虑，协调处理，以满足不同飞机的不同需要。,飞机的操纵与飞机的稳定：,4.5,飞机的飞行性能,4.5.1,速度性能,回目录页,4.5.3,爬升性能,4.5.6,起降性能,4.5.4,续航性能,4.5.2,盘旋性能,4.5.5,加速性能,4.5.1,回目录页,速度快是飞机的最大特点之一。,最主要的飞机速度性能指标包括：,最大平飞速度,巡航速度,最小平飞速度,4.5.1,速度性能,上一页,最大平飞速度,回目录页,最大平飞速度是指飞机在某一高度上作水平飞行时，发动机以最大可用推力工作而飞机所能达到的最大飞行速度，通常简称为最大速度，以,v,max,表示。,由于飞机的阻力和发动机的推力均与飞行高度有关，所以在不同的高度上飞机的最大平飞速度是不相同的。,上一页,巡航速度,回目录页,巡航速度是指发动机在每公里消耗燃油最少的情况下飞机的飞行速度。,这个速度一般为飞机最大平飞速度的,70,80,，以巡航速度飞行时最经济而且飞机的航程最大,。,上一页,F-22,隐身超音速巡航战斗机,最小平飞速度,回目录页,最小平飞速度是指飞机在某一飞行高度上维持定常水平飞行的最小速度，通常以,v,min,表示。,飞机的最小平飞速度的大小，对飞机的起降性能有很大影响。,上一页,4.5.2,回目录页,对于战斗机来说，水平盘旋飞行时半径大小是至关重要的。影响最小盘旋半径的因素很多比较粗略地分析可以认为飞机的最大升力系数决定它的最小盘旋半径。,4.5.2,盘旋性能,上一页,4.5.3,回目录页,飞机的爬升性能主要包括：,爬升率,升限,4.5.3,爬升性能,上一页,爬升率,回目录页,飞机的爬升率是指单位时间内飞机所上升的垂直高度，通常以,v,y,表示。,要提高最大爬升率,v,ymax,，,除设法减小阻力和降低飞机重量外，重要的措施是,上一页,加大推力。,升限,回目录页,飞机的升限指的是飞机的静升限，包括：,理论升限：是指飞机能进行平飞的最大飞行高度。此时的爬升率为零。,实用升限：是指飞机的最大爬升率,为,0.5,m/s,时所对应的飞行高度。,上一页,4.5.4,回目录页飞机的续航性能又称耐航性能，对民用飞机而言，主要包括：,航程,续航时间,4.5.4,续航性能,上一页,航程,回目录页,航程是指飞机在一次加油的情况下所能达到的最远水平飞行距离。,上一页,飞机在最大载油量及发动机单位飞行距离耗油率最小的情况下飞行所获得的航程就是飞机的,最大航程,L,max,。,完成中途不加油、不着陆环球飞行,的“旅行者”号,续航时间,回目录页,续航时间又称航时，指的是飞机在一次加油的情况下在空中所能持续的飞行时间。,飞机在最大载油量及发动机单位飞行时间耗油率最小的情况下飞行所获得的续航时间就是飞机的,最大航时,t,max,。,上一页,4.5.5(1),回目录页,对于作战飞机来说，飞机的水平加速和减速性能是至关重要的。,4.5.2,加速性能,飞机的水平加速性能由发动机的最大推力来决定。常常用由某一飞行,M,数增加到另一飞行,M,数时所需的时间来衡量。,现代超音速战斗机由,M0.9,加速到,M1.4,，一般在,80,秒钟左右。,下一页,4.5.5(2),回目录页,良好的减速性能，在空战中对摆脱被动、争取主动有时十分必需。,4.5.2,加速性能,上一页,比较减速性能常常用最大平飞速度减到,0.7,最大平飞速度所需的时间来衡量。,飞机上为了提高减速性能多采用减速板或反推力装置。,4.5.6(1),回目录页,飞机的起降性能是其起飞性能和着陆性能的合称，主要指标有：,起飞距离着陆距离,4.5.4,起降性能,下一页,起飞距离,(1),回目录页,飞机的起飞过程包括起飞滑跑和爬升两个主要阶段。,起飞距离也称离陆距离，由起飞滑跑距离和起飞爬升距离组成。,下一页,起飞距离,(2),回目录页,飞机的起飞距离取决于发动机的推力和飞机的离地速度,。,发动机的推力影响着飞机的加速性能和爬升性能。,而离地速度由飞机的最小平飞速度决定。,起飞弹射装置,着陆距离,(1),回目录页,飞机的着陆过程包括下滑、拉平、平飞减速、飘落触地和着陆滑跑等阶段。,着陆距离由着陆下滑距离和着陆滑跑距离组成。,下一页,着陆距离,(2),回目录页,飞机的着陆滑跑距离取决于飞机的着陆接地速度和落地后的减速性能着陆接地速度同样也由飞机的最小平飞速度决定。,为了改善落地后的减速性能，现代大型民用飞机除了在机轮上安装刹车装置外，通常还采用,减速板,、,减速钢索,、,减速伞,、,反推力,等装置。,下一页,减速板,回目录页,减速板是对称地布置在机身和（或）机翼上地阻力板，平时紧贴于飞机表面，使用时打开以增加阻力,。,上一页,减速伞,钢索减速,反推力装置,回目录页,反推力装置是安装在发动机上的附设装置，打开时，对发动机的喷气流造成阻挡，从而形成向前的反推力,。,上一页,发动机反推力装置,4.5.6(2),回目录页,由于飞机的起降性能与飞机的最小平飞速度有很大关系，因此机翼的最大升力系数,C,ymax,起着至关重要的作用。所以现代飞机都采用了不同的增升装置来提高飞机的最大升力系数，从而改善飞机的起降性能。,增升装置,4.6,风洞,回目录页,对试验模型的要求 几何相似；运动相似；动力相似，即模型实验的雷诺数要与飞机飞行的雷诺数相等。,低速风洞与模型实验要求,气动试验,雷诺数是用来表明摩擦阻力在模型或真实飞行器的总阻力中所占比例大小的一个系数。雷诺数越大，则摩擦阻力所占比例越小；反之，则越大。,雷诺数可用公式表示为：,其中，,空气密度，,v,风速或飞行速度，,L,特征尺寸，如机翼弦长等，,动力学粘性系数。,风洞类型,风洞通常可分为低速风洞、跨音速风洞和超音速风洞等,直流式低速风洞,:,低速回流式风洞,:,低速烟风洞,:,暂冲式超音速风洞,持续式超音速风洞,回目录页,