HCPL-2611S大于零升力迎角時(α>αo),升力系數為正值,飛機的升力方向指向機翼上表面(見圖2-28(a)、(c))。

機翼壓力中心位置隨迎角的變化,正如前面已講述的:機翼氣動力合力的作用點叫做機翼的壓力中心。隨著角的改變,機翼壓心的位會沿飛機縱向前后移動(對稱翼型除外).當迎角比較小時,機翼前緣上表面還沒有形成很細的流管,氣流在機翼前緣的上表面的加速比較緩慢,并沒有在機翼前緣形成吸力區,機翼上表面的最低壓力點靠后,這時機翼的升力系數比較小,壓力中心也比較靠后(見圖2-29(a))。隨著迎角的逐漸增加,機翼前緣上表面的流管逐漸變細,氣流在機翼前緣上表面加速的速度加快,機翼上表面的最低壓力點向前移,機翼的升力系數增大夕壓力中心也向前移(見圖2-29(b))。隨著迎角的繼續增加機翼前緣上表面形成了很細的流管,氣流在機翼前緣的上表面很快地被加速,并在機翼前緣形成吸力峰y機翼士表面的最低壓力點繼續前移,機翼的升力系數繼續增大,壓力中心也繼續向前移動(見圖2-29(c))。迎角繼續增加超過CLmax對應的迎角時9附面層的分離點很快前移,渦流區迅速擴大到整個上翼面,機翼前緣的吸力峰陡落,機翼的升力急劇下降,壓力中心又移到靠后的位置(見圖2-29(d))。

翼型在不同迎角下的壓力分布,阻力系數CD隨迎角的變化.

從圖2-30中阻力系數曲線cD的變化情況可以看到,阻力系數曲線不與阻力系數CD等于零的橫線相交,說明在任何情況下飛機的阻力都不等于零。在迎角等于零度附近,阻力系數最小,然后隨著迎角絕對值的增加而增大,變化近似按拋物線規律。

圖2-31是將某一翼型的升力系數和阻力系數畫在同一張圖中。從這張圖中我們可以對比地看出升力系數和阻力系數隨著迎角變化的趨勢:隨著迎角的增加,升力系數和阻力系數都增大,在一定的迎角范圍內,升力系數呈線性增大,而阻力系數按拋物線規律增大。阻力系數在小迎角范圍內增加較慢,隨后增大速度加快,比升力系數增大的速度更快。在升力系數達到最大值之后,升力系數曲線轉折,由上升轉為下降,升力系數開始減小,而阻力系數不但繼續增大,增大的速度也陡然增加。

升力為零時(α=αo),對應的阻力系數叫做零升阻力系數,用Cdo表示。

升阻比曲線、極曲線,對飛機飛行性能的判斷不能只看能產生多大的升力,還應綜合考慮阻力的大小。以較小的阻力獲得所需要的升力,才能提高飛機的飛行效率。為此引人了升阻比的概念,用Κ表示。

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