HCPL-2611S大于零升力迎角時(α>αo),升力系數(shù)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(qū),機翼上表面的最低壓力點靠后,這時機翼的升力系數(shù)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(shù)增大夕壓力中心也向前移(見圖2-29(b))。隨著迎角的繼續(xù)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(xù)前移,機翼的升力系數(shù)繼續(xù)增大,壓力中心也繼續(xù)向前移動(見圖2-29(c))。迎角繼續(xù)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(qū)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(shù)CD隨迎角的變化.

從圖2-30中阻力系數(shù)曲線cD的變化情況可以看到,阻力系數(shù)曲線不與阻力系數(shù)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(shù)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(guī)律。

圖2-31是將某一翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)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(shù)和阻力系數(shù)隨著迎角變化的趨勢:隨著迎角的增加,升力系數(shù)和阻力系數(shù)都增大,在一定的迎角范圍內(nèi),升力系數(shù)呈線性增大,而阻力系數(shù)按拋物線規(guī)律增大。阻力系數(shù)在小迎角范圍內(nèi)增加較慢,隨后增大速度加快,比升力系數(shù)增大的速度更快。在升力系數(shù)達到最大值之后,升力系數(shù)曲線轉(zhuǎn)折,由上升轉(zhuǎn)為下降,升力系數(shù)開始減小,而阻力系數(shù)不但繼續(xù)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(shù)叫做零升阻力系數(shù),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(chǎn)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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