攻角升力.PPTVIP

飛行原理 飛機的基本性能 飛機的飛行原理主要決定於機翼的設計、操控，以滿足起飛、爬升、巡航、下降、進場等不同階段的升力需求 飛機的設計必須是一個自然穩定系統，使得沒有施加任何操控指令時可以回復到穩定的條件下飛行 作用於飛機上的力 比空氣還重的飛行器，設計的時候如何獲得升力 根據白弩力定理，翼剖面的設計可以產生適當的空氣動力作用力 基本上，適用於白弩力定理的翼剖面，速度是必須的先決條件 機翼壓力的來源 空氣動力的效應產生作用力主要成因有 當氣流通過機翼上方翼面時，會導致壓力的降低； 當氣流流經機翼下方翼面時，因為機翼的角度，而使得機翼下半部承受部分氣流的衝擊，導致機翼下的壓力增加。 機翼上壓力的分佈 機翼上壓力的分佈 弓曲的翼面與空氣作用，產生上流場與下流場對機翼不同的作用力 翼面上產生一個負壓，提供大約2/3的升力，最大速度下獲得最大作用壓力 翼面下產生一個正壓提供1/3的升力 與氣流正交的翼前緣在低速度下會有最大的作用壓力 攻角的定義 空氣流場向量相對於機翼弦線(wing chord line)的夾角稱為攻角 美國方面稱為 angle of attack (AOA) 英國方面稱為 angle of incidence 攻角、升力、阻力的關係 翼剖面與流場的角度關係 翼剖面與流場的相對角度，可以改變流場對於機翼的作用關係與作用力 當機翼的攻角增加時，會產生更大的升力 當機翼的翼形與剖面結構被改變時，流場被破壞了，升力也將急速衰減 翼剖面對流場的影響 0攻角 高攻角 機翼與流場的相互作用 升力的產生也可用氣流動量的改變來解釋 氣流從翼前緣水平方向進來，經過仰角的翼面後，氣流被帶往後方及下方。 向下氣流稱為下洗流(down wash)，所產生的合力即是沿著速度變化量ΔVT的方向 氣流作用在機翼上的合力分成兩個分量：(1) 沿著入射氣流的方向者稱為阻力；(2) 垂直於入射氣流的方向者稱為升力。 機翼與流場的相互作用 動壓與升力的計算 當空氣流VT速度衝擊翼面，並瞬間變為零，此速度變化所產生的衝擊壓力稱為動壓Q (dynamic pressure)，假設空氣為不可壓縮 Q＝1/2ρVT2， ρ為空氣密度 衝擊力＝QS，S為翼面面積 升力係數(lift coefficient)CL及升力Lw為 CL = 升力/衝擊力 = Lw/QS Lw＝(1/2ρVT2S)CL 機翼操作的流場變化 副翼上揚 副翼下俯 襟翼伸出 翼面積增大 影響升力大小的因素 (1) 升力係數CL CL決定於翼剖面的形狀，提高翼面的弧度有助於CL的增加 起飛或降落時利用後緣襟翼(Flap)和前緣縫翼(Slat)增加翼面弧度，以增加飛機之升力。 前後襟翼都伸出CL可增加100% 升力L＝CLQS，起飛或降落時速度低、動壓Q小，只能透過CL的增加來增加L 當飛機起飛後速度提高，動壓Q已足夠大，此時前後襟翼即可收回，避免在高速飛行下產生大的阻力 前後襟翼都收回時升力係數最小、阻力也最小 影響升力大小的因素 (2) 動壓Q ： 升力和Q成正比，Q＝1/2ρVT2，大的動壓Q與飛行速度、空氣密度成正比 低空飛行阻力太大，耗油甚大 (3) 機翼面積： 機翼面積越大，升力也成線性比例增加。 低速飛機，增加翼面積來獲得足夠的升力 機翼的面積隨著飛機的攻角成正比而變化呈現線性關係。 升力與阻力的關係 動壓作用在機翼上的力，可分為兩個分量，垂直於相對風向的為升力，以及沿著相對風向的則為阻力。 動壓越大或翼面積越大，不僅升力變大，也伴隨著阻力變大。 阻力可表成：Dw＝QSCD 升力係數與阻力係數間有下列近似關係： CD＝CD0＋K CL2 CD0、 K為常數是用於各已知翼剖面值 升力與阻力的關係 可知CD 和CL2成正比，當CL小時平方會更小；但CL大於1時，其平方會快速增加 對大多數攻角而言，阻力係數都很小，只有在接近失速角時，阻力係數才會迅速增加 因此攻角的增加大部分是升力增加的正面效益，阻力增加的負面效益較小 主翼攻角操作與流場變化 低攻角 較高的攻角 太高的攻角 已經破壞流場 的升力貢獻 攻角與失速(Stall) 民航機設計的攻角大約在15～25度以內 軍機的攻角達25度以上可能大到35度 當攻角大到某一極值時反而阻力急速變大而且升力急速下降，產生所謂失速(Stall)的現象而最後升力喪失 攻角大小也會影響引擎的進氣，影響引擎燃燒，導致推力降低 功角與升力、阻力係數的關係 前後襟翼的升力效果 動壓與升力、阻力的關係 動壓也會產生俯仰力矩使得機頭上仰或下俯 俯仰力矩一部份由升力造成，另一部份則和升力無關 與升力無關的俯仰力矩稱為零升力俯仰力矩 M0＝1/2ρVT2CM0SCR CR表平均弦長，因機翼設計而異 CM0為俯仰力矩參數 因此阻力係數將會