HCPL-2611S大于零升力迎角时(α>αo),升力系数为正值,飞机的升力方向指向机翼上表面(见图2-28(a)、(c))。

机翼压力中心位置随迎角的变化,正如前面已讲述的:机翼气动力合力的作用点叫做机翼的压力中心。随着角的改变,机翼压心的位会沿飞机纵向前后移动(对称翼型除外).当迎角比较小时,机翼前缘上表面还没有形成很细的流管,气流在机翼前缘的上表面的加速比较缓慢,并没有在机翼前缘形成吸力区,机翼上表面的最低压力点靠后,这时机翼的升力系数比较小,压力中心也比较靠后(见图2-29(a))。随着迎角的逐渐增加,机翼前缘上表面的流管逐渐变细,气流在机翼前缘上表面加速的速度加快,机翼上表面的最低压力点向前移,机翼的升力系数增大夕压力中心也向前移(见图2-29(b))。随着迎角的继续增加机翼前缘上表面形成了很细的流管,气流在机翼前缘的上表面很快地被加速,并在机翼前缘形成吸力峰y机翼士表面的最低压力点继续前移,机翼的升力系数继续增大,压力中心也继续向前移动(见图2-29(c))。迎角继续增加超过CLmax对应的迎角时9附面层的分离点很快前移,涡流区迅速扩大到整个上翼面,机翼前缘的吸力峰陡落,机翼的升力急剧下降,压力中心又移到靠后的位置(见图2-29(d))。

翼型在不同迎角下的压力分布,阻力系数CD随迎角的变化.

从图2-30中阻力系数曲线cD的变化情况可以看到,阻力系数曲线不与阻力系数CD等于零的横线相交,说明在任何情况下飞机的阻力都不等于零。在迎角等于零度附近,阻力系数最小,然后随着迎角绝对值的增加而增大,变化近似按抛物线规律。

图2-31是将某一翼型的升力系数和阻力系数画在同一张图中。从这张图中我们可以对比地看出升力系数和阻力系数随着迎角变化的趋势:随着迎角的增加,升力系数和阻力系数都增大,在一定的迎角范围内,升力系数呈线性增大,而阻力系数按抛物线规律增大。阻力系数在小迎角范围内增加较慢,随后增大速度加快,比升力系数增大的速度更快。在升力系数达到最大值之后,升力系数曲线转折,由上升转为下降,升力系数开始减小,而阻力系数不但继续增大,增大的速度也陡然增加。

升力为零时(α=αo),对应的阻力系数叫做零升阻力系数,用Cdo表示。

升阻比曲线、极曲线,对飞机飞行性能的判断不能只看能产生多大的升力,还应综合考虑阻力的大小。以较小的阻力获得所需要的升力,才能提高飞机的飞行效率。为此引人了升阻比的概念,用Κ表示。

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