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作者:admin 发布时间:2020-05-20 01:02

  气氛动力学本原_企业约束_经管营销_专业材料。第二章 低速气氛动力学本原 本章紧要实质 2.1 低速气氛动力学 2.2 升力 2.3 阻力 2.4 增升安装的增升道理 第二章 第 2 页 2.1 气氛滚动的形容 气氛动力是气氛相

  第二章 低速气氛动力学本原 本章紧要实质 2.1 低速气氛动力学 2.2 升力 2.3 阻力 2.4 增升安装的增升道理 第二章 第 2 页 2.1 气氛滚动的形容 气氛动力是气氛相对待飞机运动时出现的,要练习 和讨论飞机的升力和阻力,起初要讨论气氛滚动的基 本纪律。 第二章 第 4 页 2.1.1 流体模子化 ① 理思流体,不商量流体粘性的影响。 ② 不行压流体,不商量流体密度的变动,Ma0.4。 ③ 绝热流体,不商量流体温度的变动,Ma0.4。 第二章 第 5 页 2.1.2 相对气流 相对气流偏向 自然风偏向 运动偏向 第二章 第 6 页 ●飞机的相对气流偏向与飞舞速率偏向相反 只须相对气流速率不异,飞机出现的气氛动力就不异。 第二章 第 7 页 ●对相对气流的实际操纵 直流式风洞 回流式风洞 第二章 第 8 页 ●风洞实践段及实践模子 第二章 第 9 页 ●风洞的其它功用 第二章 第 10 页 2.1.3 迎角 迎角便是相对气流偏向与翼弦之间的夹角。 第二章 第 11 页 ●相对气流偏向便是飞机速率的反偏向 第二章 第 12 页 ●相对气流偏向是鉴定迎角巨细的凭据 平飞中,能够通过机头崎岖鉴定迎角巨细。而其他飞 行形态中,则不行够采用这种鉴定体例。 第二章 第 13 页 ●程度飞舞、上升、消浸时的迎角 上升 平飞 消浸 第二章 第 14 页 ●迎角探测安装 第二章 第 15 页 2.1.4 流线和流线谱 气氛滚动的状况日常用流线、流管和流线谱来形容。 流线:流场中一条空间弧线,正在该弧线崇高体微团的 速率与弧线正在该点的切线重合。对待定常流,流线是 流体微团滚动的途径 页 流管:由很众流线所围成的管状曲面。 第二章 第 17 页 ●流线和流线谱 流线谱是全盘流线的会合。 第二章 第 18 页 ●流线和流线谱的实例 第二章 第 19 页 ●流线的特性 ? 该弧线上每一点的流体微团速率与弧线正在该点的切线 重合。 ? 流线每点上的流体微团惟有一个运动偏向。 ? 流线不不妨交友,不不妨分叉。 第二章 第 20 页 ●流线谱的特性 ? 流线谱的形态与滚动速率无合。 ? 物体形态区别,气氛流过物体的流线谱区别。 ? 物体与相对气流的相对地点(迎角)区别,气氛流 过物体的流线谱区别。 ? 气流受阻,流管扩张变粗,气流流过物体外凸处或 受挤压 ,流管退缩变细。 ? 气流流过物体时,正在物体的后部都要酿成涡流区。 第二章 第 21 页 2.1.5 相连性定理 流体流过流管时,正在同有时间流过流管随意截面的 流体质地相当。 质地守恒定律是相连性定理的本原。 第二章 第 22 页 ●相连性定理 1 2 A1,v1 A2,v2 单元年华内流过截面1的流体体积为 v1 ? A1 单元年华内流过截面1的流体质地为?1 ? v1 ? A1 同理,单元年华内流过截面2的流体质地为 ?2 ? v2 ? A2 则按照质地守恒定律可得: ?1 ? v1 ? A1 ? ?2 ? v2 ? A2 即 v1 ? A1 ? v2 ? A2 ? C常数 第二章 第 23 页 结论:气氛流过一流管时,流速巨细与截面积成反比。 河水正在河流窄的地方流 ●平居的生涯中的相连性定理 得速,河流宽的地方流 得慢 山谷里的风平淡比平原大 高楼大厦之间的对流 平淡比空阔地带大 第二章 第 24 页 2.1.6 伯努利定理 统一流管的随意截面上,流体的静压与动压之和保 持稳固。 能量守恒定律是伯辛勤定理的本原。 第二章 第 25 页 ●伯努利定理 气氛能量紧要有四种:动能、压力能、热能、重力势能。 低速滚动,热能可粗心不计;气氛密度小,重力势能可粗心不计。 因而,沿流管随意截面能量守恒,即为:动能+压力能=常值。公式 外述为: 1 2 ?v ? P ? P0 2 上式中第一项称为动压,第二项称为静压,第三项称为总压。 第二章 第 26 页 ●伯努利定理 1 2 1 2 ?v ? P ? P0 2 ? v 2—动压,单元体积气氛所具有的动能。这是一种附加的压 力,168开彩网站是气氛正在滚动中受阻,流速下降时出现的压力。 P —静压,单元体积气氛所具有的压力能。正在静止的气氛中, 静压等于当时本地的大气压。 —总压(全压),它是动压和静压之和。总压能够明了为, 气流速率减小到零之点的静压。 P 0 第二章 第 27 页 ●深切明了动压、静压和总压 统一流线: 总压坚持稳固。 动压越大,静压越小。 流速为零的静压即为总压。 第二章 第 28 页 ●深切明了动压、静压和总压 统一流管: 截面积大,流速小,压力大。 截面积小,流速大,压力小。 第二章 第 29 页 ●伯努利定理合用条款 ? 气流是相连、褂讪的,即滚动是定常的。 滚动的气氛与外界没有能量交流,即气氛是绝热的。 气氛没有粘性,即气氛为理思流体。 气氛密度是稳固,即气氛为不行压流。 正在统一条流线或统一条流管上。 ? ? ? ? 第二章 第 30 页 2.1.7 相连性定理和伯努利定理的操纵 ① 用文邱利管测流量 1 A1, v1 ,P1 2 A2, v2 ,P2 A2 ? v1 ? v2 文邱利管测流量 ? A1 ? 2 2 ? ? v ? 2 P ? P / ? 1 ? A / A ? ? ? ? ? 2 1 2 2 1 ? ? 1 1 ? ?v2 ? P ? ?v2 ? P 1 1 2 2 ? ?2 2 第二章 第 31 页 ② 空速管测飞舞速率的道理 1 2 ? ? ?v ? P ? P 0 2 v? 2( P0 ? P) 第二章 第 32 页 ? ③ 与动压、静压合联的仪外 空速外 高度外 起落速率外 第二章 第 33 页 ●空速外 第二章 第 34 页 ●起落速率外 第二章 第 35 页 ●高度外 第二章 第 36 页 本章紧要实质 2.1 气氛滚动的形容 2.2 升力 2.3 阻力 2.4 飞机的低速气氛动力特点 2.5 增升安装的增升道理 第二章 第 37 页 2.2 升力 升力笔直于飞舞速率偏向,它将飞机支托正在空中, 征服飞机受到的重力影响,使其自正在遨游。 升力 Lift 拉力 阻力 Pull Drag 重力 Weight 第二章 第 39 页 2.2.1 升力的出现道理 不异的年华,不异的出发点和止境,小狗的速率和人 的速率哪一个更速? 起 点 终 点 第二章 第 40 页 ●升力的出现道理 前线来流被机翼分为 了两个别,一个别从 上轮廓流过,一个别 从下轮廓流过。 由相连性定理或小狗 与人速率对照分解可 知,流过机翼上轮廓 的气流,比流过下外 面的气流的速率更速。 第二章 第 41 页 ●升力的出现道理 2 1 P ? ? ? ? v 1 1 ?P 0 2 P1 v1 P2 v2 2 1 P ? ? ? ? v 2 2 ?P 0 2 P 1 ? ? ? ?v ? P 2 ? ? ? ?v 1 2 2 1 1 2 2 2 v1 ? v2 第二章 第 42 页 P 1 ? P 2 ●升力的出现道理 上下轮廓呈现的压力差,正在笔直于(远前线)相对气 流偏向的分量,便是升力。 机翼升力的效力点,称为压力中央(Center of Pressure) 第二章 第 43 页 2.2.2 翼型的压力漫衍 ① 矢量体现法 当机翼轮廓压强低于大气压,称为吸力。 当机翼轮廓压强高于大气压,称为压力。 用矢量来体现压力或吸力,矢量线段长度为力的巨细,偏向为 力的偏向。 第二章 第 44 页 ●驻点和最低压力点 A点,称为驻点,是正压最大的点,位于机翼前缘左近,该处气流 流速为零。 B点,称为最低压力点,是机翼上轮廓负压最大的点。 第二章 第 45 页 ② 坐标体现法 从右图能够看出,机翼升力的产 生紧要是靠机翼上轮廓吸力的效力, 特别是上轮廓的前段,而不是紧要 靠下轮廓正压的效力。 第二章 第 46 页 2.2.3 升力公式 L ? CL ? ?V ? S 1 2 2 CL 1 2 —飞机的升力系数 ?V 2 —飞机的飞作为压 —机翼的面积。 S 第二章 第 47 页 ●升力公式的物理意思 L ? CL ? ?V ? S 1 2 2 飞机的升力与升力系数、来滚动压和机翼面积成正比。 升力系数归纳的外达了机翼形态、迎角等对飞机升 力的影响。 第二章 第 48 页 本章紧要实质 2.1 气氛滚动的形容 2.2 升力 2.3 阻力 2.4 增升安装的增升道理 第二章 第 49 页 2.3 阻力 阻力是与飞机运动轨迹平行,与飞舞速率偏向相反 的力。阻力阻挡飞机的飞舞,但没有阻力飞机又无法 褂讪飞舞。 升力 Lift 拉力 阻力 Pull Drag 重力 Weight 第二章 第 51 页 ●阻力的分类 对待低速飞机,按照阻力的酿成起因,可将阻力 分为: ?摩擦阻力(Skin Friction Drag) ?压差阻力(Form Drag) ?作对阻力(Interference Drag) ?诱导阻力(Induced Drag) 废阻力 (Parasite Drag) 升力 第二章 第 52 页 粘性 2.3.1 低速附面层 ① 附面层的酿成 附面层,是气流速率从物面处速率为零慢慢填充到 99%主流速率的很薄的气氛滚动层。 速率 不受作对的主流 附面层畛域 物体轮廓 第二章 第 53 页 ●附面层厚度较薄 第二章 第 54 页 ●无粘滚动和粘性滚动 附面层的酿成是受到粘性的影响。 无粘滚动 沿物面法线偏向速率同等 粘性滚动 沿物面法线偏向速率区别等 “附面层” 第二章 第 55 页 ② 附面层的特性 I. 附面层内沿物面法向偏向压强稳固且等于法线 页 只须测出附面层畛域主流的静压,便可取得物面各点的静 压,它使理思流体的结论有了实际意思。 II. 附面层厚度随气流流经物面的隔断伸长而增厚。 l? ?? ? l 第二章 第 57 页 ? II. 附面层厚度随气流流经物面的隔断伸长而增厚。 l? ?? ? l ? 第二章 第 58 页 III. 附面层的特性三 附面层分为层流附面层和紊流附面层,层流正在前, 紊流正在后。层流与紊流之间的过渡区称为转捩点。 转捩点 层流附 面层 紊流附面层 第二章 第 59 页 ●层流的不褂讪性 AI ? AII 1 a vI ? vII 2 PI ? PII 3 AI AII vI vII PI PII b c 第二章 第 60 页 ●层流附面层和紊流附面层的速率型 第二章 第 61 页 2.3.2 阻力的出现 ?摩擦阻力(Skin Friction Drag) ?压差阻力(Form Drag) ?作对阻力(Interference Drag) ?诱导阻力(Induced Drag) 废阻力 (Parasite Drag) 升力 第二章 第 62 页 粘性 ① 摩擦阻力 因为紧贴飞机轮廓的气氛受到阻挡效力而流速下降到零,按照 效力力与反效力力定律,飞机势必受到气氛的反效力。这个反作 使劲与飞舞偏向相反,称为摩擦阻力。 第二章 第 63 页 ●影响摩擦阻力的要素 摩擦阻力的巨细与附面层的类型亲密合联,别的还取决于空 气与飞机的接触面积和飞机的轮廓情况。 ? ? ? 紊流附面层的摩擦阻力比层流附面层的大。 飞机的轮廓积越大,摩擦阻力越大。 飞机轮廓越粗疏,摩擦阻力越大。 第二章 第 64 页 ●摩擦阻力正在飞机总阻力组成中占的比例较大 摩擦阻力占总阻力的比例 超音速战役机 大型运输机 小型公事机 25-30% 40% 50% 水下物体 船舶 70% 90% 第二章 第 65 页 ② 压差阻力 压差阻力是由处于滚动气氛中的物体的前后的压 力差,导致气流附面层分别,从而出现的阻力。 第二章 第 66 页 I. 顺压梯度与逆压梯度 顺压:A到B,沿流向压力慢慢减小,如机翼上外眼前段。 逆压:B到C,沿流向压力慢慢填充,如机翼上轮廓后段。 B C A 第二章 第 67 页 II. 附面层分别 正在逆压梯度效力下,附面层底层呈现倒流,与上层顺流 相 互效力,酿成漩涡脱节物体轮廓的景色。 分别点 第二章 第 68 页 ●分别区的特性一 分别区内漩涡是一个个零丁出现的,它导致机翼的振动。 第二章 第 69 页 ●分别区的特性二 分别区内压强险些相当,而且等于分别点处的压强。 P分别点 = P1 = P2 = P3 = P4 第二章 第 70 页 P分别点 P1 P2 P3 P4 ●分别区的特性三 附面层分别的内因是气氛的粘性,外因是因物体轮廓弯曲而 呈现的逆压梯度。 PA ? PB ? P C B C A 第二章 第 71 页 ●分别点与最小压力点的地点 最小压力点 分别点 B C A 第二章 第 72 页 ●分别点与转捩点的区别 ? 层流变为紊流(转捩),顺流变为倒流(分别)。 ? 分别能够爆发正在层流区,也可爆发正在紊流区。 ? 转捩和分别的物理寄义统统区别。 第二章 第 73 页 III. 压差阻力的出现 气流流过机翼后,正在机翼的后缘个别出现附面层分别酿成涡 流区,压强下降;而正在机翼前缘个别,气流受阻压强增大,如此 机翼前后缘就出现了压力差,从而使机翼出现压差阻力。 第二章 第 74 页 ●分别点地点与压差阻力巨细的联系 ?分别点靠前,压差阻力大。 ?分别点靠后,压差阻力小。 PB ? P ? P C C B C’ C A 第二章 第 75 页 ●影响压差阻力的要素 总的来说,飞机压差阻力与迎风面积、形态和迎角相合。迎风 面积大,压差阻力大。迎角越大,压差阻力也越大。 压差阻力正在飞机总阻力组成中所占比例较小。 第二章 第 76 页 ③ 作对阻力 飞机的各个部件,如机翼、机身、尾翼的零丁阻力之和小于把 它们组合成一个合座所出现的阻力,这种因为各部件气流之间的 互相作对而出现的异常阻力,称为作对阻力。 第二章 第 77 页 ●作对阻力的排除 飞机各部件之间的滑润过渡和整流包皮,能够有用 地减小作对阻力的巨细。 作对阻力正在飞机总阻力中所占比例较小。 第二章 第 78 页 ④ 诱导阻力 因为翼尖涡的诱导,导致气流下洗,正在平行于相对气流偏向出 现阻挡飞机进取的力,这便是诱导阻力。 第二章 第 79 页 I. 翼尖涡的酿成 平常飞舞时,下翼面的压强比上翼面高,正在上下翼面压强差的效力 下,下翼面的气流就会绕过翼尖流向上翼面。 如此酿成的漩涡流称为翼尖涡。(戒备回旋偏向) 第二章 第 80 页 I. 翼尖涡的酿成 平常飞舞时,下翼面的压强比上翼面高,正在上下翼面压强差的效力 下,下翼面的气流就会绕过翼尖流向上翼面,就使下翼面的流线由机 翼的翼根向翼尖倾斜,上翼面反之。 第二章 第 81 页 I. 翼尖涡的酿成 因为上、下翼面气流正在 后缘处具有区别的流向,于 是就酿成旋涡,并正在翼尖卷 成翼尖涡,翼尖涡向后流即 酿成翼尖涡流。 第二章 第 82 页 ●翼尖涡酿成的进一步分解 戒备回旋偏向 第二章 第 83 页 ●翼尖涡的立体样式 第二章 第 84 页 ●翼尖涡的样式 第二章 第 85 页 II. 下洗流(DownWash)和下洗角 因为两个翼尖涡的存正在,会导致正在翼展局限内呈现一个向下的诱 导速率场,称为下洗。正在亚音速局限内,这下洗速率场会遮盖扫数 飞机所处空间局限。 第二章 第 86 页 ●下洗角 下洗速率的存正在,厘革了翼型的气流偏向,使流过翼型的气流向 下倾斜,这个向下倾斜的气流称为下洗流,下洗流与相对气流之间 的夹角称为下洗角ε。 第二章 第 87 页 ●下洗速率沿翼展漫衍 区别平面形态的机翼,沿展向下洗速率的漫衍是不相通的。 第二章 第 88 页 III. 诱导阻力的出现 有限展长机翼与无穷展长机翼比拟,因为前者存正在翼尖涡和下洗 速率场,导致前者的总气氛动力较后者尤其后斜,即前者总气氛动 力沿飞舞速率偏向(即远前线相对气流偏向)的分量较后者更大。 这一填充的阻力即为诱导阻力。 L L’ D 第二章 第 89 页 ●影响诱导阻力的要素 ?机翼平面形态: 卵形机翼的诱导阻力最小。 ?展弦比越大,诱导阻力越小 ?升力越大,诱导阻力越大 ?平直飞舞中,诱导阻力与飞舞速率平方成反比 ?翼梢小翼能够减小诱导阻力 第二章 第 90 页 ●展弦比对诱导阻力的影响 低展弦比使翼尖涡变 强,诱导阻力填充。 高展弦比使翼尖涡减 弱,诱导阻力变小。 第二章 第 91 页 ●展弦比对诱导阻力的影响 诱导阻力系数淘汰的百分比 升力系数稳固 机翼展弦比倒数 第二章 第 92 页 ●高展弦比飞机 第二章 第 93 页 ●空速巨细对诱导阻力巨细的影响 空速小,下洗角 大,诱导阻力大 阻力 诱导阻力 空速 空速大,下洗角 小,诱导阻力小 第二章 第 94 页 ●翼梢小翼 第二章 第 95 页 ●翼梢小翼能够减小诱导阻力 第二章 第 96 页 ●翼梢小翼能够减小诱导阻力 翼梢小翼厘革了机翼沿展向漫衍的翼载荷。 第二章 第 97 页 ●翼梢小翼能够减小总阻力 第二章 第 98 页 ⑤ 阻力公式 1 2 D ? CD ? ? v ? S 2 CD 1 2 —飞机的阻力系数 —飞机的飞作为压 ?V 2 S 第二章 第 99 页 —机翼的面积。 ●回首阻力构成 ?摩擦阻力(Skin Friction Drag) ?压差阻力(Form Drag) ?作对阻力(Interference Drag) ?诱导阻力(Induced Drag) 废阻力 (Parasite Drag) 第二章 第100页 ●阻力合联材料 类型飞机阻力组成 阻力名称 摩擦阻力 诱导阻力 作对阻力 激波阻力 其他阻力 第二章 第101页 亚音速运输 超音速战役 单旋翼直升 机 机 机 45% 40% 7% 3% 5% 23% 29% 6% 35% 7% 25% 25% 40% 5% 5% ●总气氛动力 升力和阻力之和称为总气氛动力。 第二章 第102页 本章紧要实质 2.1 气氛滚动的形容 2.2 升力 2.3 阻力 2.4 增升安装的增升道理 第二章 第103页 2.5 增升安装的增升道理 ●迎角与速率的联系 飞机的升力紧要 随飞舞速率和迎角 变动。正在大速率飞 行时,只须求较小 迎角,机翼就能够 出现足够的升力维 速 持飞舞。正在小速率 度 飞舞时,则央求较 大的迎角,机翼才 能出现足够的升力 来支柱飞舞。 迎 角 第二章 第105页 ●为什么要运用增升安装 用增大迎角的办法来增大升力系数从而减小速率是有限的,飞机 的迎角最众只可增大到临界迎角。因而,为了保障飞机正在升空和着 陆时,仍能出现足够的升力,有须要正在机翼上装设增大升力系数的 安装。 增升安装用于增大飞机 的最大升力系数,从而缩 短飞机正在升空着陆阶段的 地面滑跑隔断。 CL max ?lj 第二章 第106页 紧要增升安装囊括: ① 前缘缝翼 ② 后缘襟翼 ③ 前缘襟翼 第二章 第107页 2.5.1 前缘缝翼 前缘缝翼位于机翼前缘,正在大迎角下掀开前缘缝翼,能够延 缓上轮廓的气流分别,从而使最大升力系数和临界迎角增大。正在 中小迎角下掀开前缘缝翼,会导致机翼升力职能变差。 第二章 第108页 ●前缘缝翼 下翼面高压气流流过裂缝,接近上翼面滚动。一方面下降逆压梯 度,延缓气流分别,增大最大升力系数和临界迎角。另一方面,减 小了上下翼面的压强差,减小升力系数。 第二章 第109页 ●前缘缝翼对压强漫衍的影响 较大迎角下,运用前缘缝翼能够填充升力系数。 第二章 第 110页 2.5.2 后缘襟翼 放下后缘襟翼,使升力系数和阻力系数同时增大。因 此,正在升空时放小角度襟翼,着陆时,放大角度襟翼。 ① 决裂襟翼 (The Split Flap) ② 浅易襟翼 (The Plain Flap) ③ 开缝襟翼 (The Slotted Flap) ④ 畏缩襟翼 (The Fowler Flap) ⑤ 畏缩开缝襟翼 (The Slotted Fowler Flap) 第二章 第 111页 ① 决裂襟翼(The Split Flap) 决裂襟翼是一块从机翼后段下轮廓向下偏转而决裂出的翼面, 它使升力系数和最大升力系数填充,但临界迎角减小。 第二章 第 112页 ① 决裂襟翼(The Split Flap) 放下决裂襟翼后,正在机翼和襟翼之间的楔形区酿成涡流,压强 下降,吸引上轮廓气流流速填充,上下翼面压差填充,从而增大了 升力系数,延缓了气流分别。 别的,放下决裂襟翼使得 翼型弯度增大,上下翼面压 差填充,从而也增大了升力 系数。 第二章 第 113页 ② 浅易襟翼 (The Plain Flap) 浅易襟翼与副翼形态类似。放下浅易襟翼,填充机翼弯度,进 而增大上下翼面压强差,增大升力系数。可是放浅易襟翼使得压差 阻力和诱导阻力增大,阻力比升力增大更众,使得升阻比下降。 第二章 第 114页 ② 浅易襟翼 (The Plain Flap) 大迎角下放浅易襟翼,升力系数及最大升力系数填充,阻力系 数填充,升阻比下降(即气氛动力职能下降),临界迎角下降。 第二章 第 115页 ●TB200的浅易襟翼 第二章 第 116页 ③ 开缝襟翼 (The Slotted Flap) 开缝襟翼正在浅易襟翼的本原前进行了厘正。鄙人偏的同时举办开 缝,和浅易襟翼比拟,能够进一步延缓上轮廓气流分别,增大机翼 弯度,使升力系数进步更众,而临界迎角却下降不众。 第二章 第 117页 ③ 开缝襟翼 (The Slotted Flap) ●下翼面气流经开缝流向上翼面 ●开缝襟翼的流线页 ④ 畏缩襟翼(The Fowler Flap) 畏缩襟翼正在浅易襟翼的本原前进行了厘正。鄙人偏的同时向后滑 动,和浅易襟翼比拟,增大了机翼弯度也填充了机翼面积,从而使升 力系数以及最大升力系数增大更众,临界迎角下降较少。 第二章 第 119页 ④ 畏缩开缝襟翼 (The Slotted Fowler Flap) 畏缩开缝襟翼勾结了畏缩式襟翼和开缝式襟翼的联合特性,成果最 好,组织最繁复。 大型飞机广泛运用畏缩双开缝或三开缝的外面。 双开缝 三开缝 第二章 第120页 ●747的畏缩开缝襟翼 第二章 第121页 2.5.3 前缘襟翼 前缘襟翼位于机翼前缘。前缘襟翼放下后能延缓上轮廓 气流分别,能填充翼型弯度,使最大升力系数和临界迎角 取得进步。 前缘襟翼广大操纵于高亚音速飞机和超音速飞机。 第二章 第122页 ●B737-800的前缘襟翼 第二章 第123页 ●增升安装的道理总结 第二章 第124页 ●增升安装的道理总结 增升安装的目标是增大最大升力系数。168开彩网站 增升安装紧要是通过三个方面告终增升: ① 增大翼型的弯度,进步上下翼面压强差。 ② 延缓上轮廓气流分别,进步临界迎角和最大升力系数。 ③ 增大机翼面积。 第二章 第125页 本章小结 ? ? ? ? ? ? ? 相连性定理、伯努利定理 机翼的压力漫衍 附面层分别的起因及分别点搬动的纪律 压差阻力 升力系数、阻力系数和升阻比 增升安装的增升道理。 后缘襟翼的功用,增升的基础办法和道理,放襟翼对 气动职能影响 第二章 第126页

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