sc28l92a1a心前移造成機頭自動上仰9迎角增大,附面層進一步分離,最后導致飛機大迎角失速。翼梢部位的附面層先分離帶來的另一個問題是大大降低了副翼的操縱效率,造成飛機的橫向操縱性能不足。

后掠機翼結構的受力形式不好。特別是機翼根部三角區的結構受力復雜,承受扭矩比較大,機翼后梁與機身的接頭受力比較大。所以,高亞音速民用運輸機采用的后掠機翼的后掠角不會太大,一般都在30°左右,主要是用來提高臨界馬赫數。

小展弦比機翼,為了減小誘導阻力,亞音速飛機通常采用大展弦比機翼,入可達8~9。但進行跨音速和超音速飛行的飛機,展弦比大大減小,成為小展弦比機翼(見圖2-46)。當機翼展弦比人<4時,飛機的臨界馬赫數可以得到較大的提高,跨音速飛行急劇增加的阻力也可以得到減緩。

小展弦比機翼在保證產生升力所需要的機翼面積的情況下,可以使翼型的弦長加長。而使機翼的展長縮短。弦長較長就可以在翼型最大厚度不變的情況下,減小翼型的相對厚度,使氣流在翼型表面加速緩慢,從而提高臨界馬赫數。另外,機翼展長縮短使沿杌翼前、后緣產生的激波也縮短了,氣流流過機翼時要穿透的激波長度減小了,波阻自然也就小了。

小展弦比機翼也有不足之處,在低速飛行時,它的誘導阻力大,起飛著陸性能也不太好。

除了小展弦比機翼外,超音速飛機還可以采用大后掠機翼和三角形機翼。

渦流發生器和翼刀,渦流發生器,渦流發生進附面層,加快附面層內越過它的構造是一種低展弦比小翼段,垂直地安裝在它們起作用的氣動力面上,可以成對交錯排列,也可以單個地都按一個方向排列。但小翼段都應與來流形成一定的迎角。當氣流以一定的迎角流過小翼段時,在一側加速,另一側減速,在小翼段兩側造成壓力差,因而在小翼段的端部生成了很強的翼尖旋渦(見圖2-47)。這些旋渦將外部氣流中的高能量氣流帶人附面層,加快了附面層內氣流流動,有效地抑制附面層分離。

渦流發生器可以安裝在低速飛機的氣動力面上,起到防止附面層分離和增升的效果,也可以用在高亞音速和跨音速飛機上,防止或減弱激波誘導的附面層分離,推遲波阻的急劇增加和減緩波阻增加的趨勢,改善飛機的跨音速空氣動力特性。

翼刀翼刀是一種較窄的刀條,平行于飛機的對稱面,垂直地安裝在機翼的表面上(見圖2-48)。在小迎角飛行時,翼丿丁下影響升力沿展向的分布,在迎角比較大,特別是接近臨界迎角時,翼刀起到了阻止后掠翼附面層氣流諂展向流動,防止翼梢部位附面層分離,改善后掠翼失速特性的作用。

飛機的滾轉力矩和偏航力矩,作用在飛機上的氣動力對機體oxt軸產生的力矩叫滾轉力矩,用mx表示。力矩矢量與xt軸正方向一致時,滾轉力矩為正。

作用在飛機上的氣動力對機體oyt軸產生的力矩叫偏航力矩,用跖y表示。力矩矢量與軸正方向一致時,偏航力矩為正。

除了飛機的側滑角,引起飛機滾轉力矩和偏航力矩的還有:滾轉運動(滾轉角速度)、偏航運動(偏航角速度)和副翼偏轉角以及方向舵偏轉角。

側滑角b引起的滾轉力矩和偏航力矩是擾動消失后使飛機恢復原飛行姿態的力矩,是靜穩定力矩;由滾轉運動引起的滾轉力矩和偏航運動引起的偏航力矩是擾動運動中氣動力產生的阻尼力矩:副翼偏轉角引起的滾轉力矩和方向舵偏轉角引起的偏航力矩是操縱力矩。

飛機的側向靜穩定性,飛機側向靜穩定性的條件,飛機具有側向靜穩定性的條件是:飛機受到擾動,繞機體9xt軸轉動,產生了滾轉角γ,造成側滑時,如果由于側滑角引起的滾轉力矩與飛機滾轉的方向相反,飛機就具有側向靜穩定性。

機翼上反角對飛機側向靜穩定性的貢獻,飛機的側向靜穩定性主要由機翼的上反角來提供。圖4-16所示為機翼上反角砂對側向穩定性的影響。圖中飛機受擾動向右滾轉產生正側滑角b。氣流由飛機右前方吹來,產生了機翼上反角與側向穩定.

沿機體ozt軸的氣流分量vsi11b。由于機翼有上反角砂,vsin舊氣流流過下沉機翼(右翼)時,產生向上的氣流vsill刀sin砂流量;流過上揚機翼(左翼)時,產生向下的氣流osillnsin砂流量,從而使下沉機翼迎角增加,升力也增大,使上揚機翼迎角減小,升力也減小,兩側機翼的升力差產生了使飛機向左滾轉的恢復力矩胚x。所以機翼上反角為飛機提供了側向靜穩定.

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