飞行原理教学大纲

才能用到真实飞行的情况上去。

除了进行雷诺数修正处，还应考虑到配平的影响。模型在大迎角实验时，它的升降舵和平尾没有进行配平，但飞机要保持大迎角平飞，平尾或升降舵必须向上偏转，这会引起较大的升力损失，特别小展弦比机翼的高速飞机，尾翼面积相对机翼面积较大，有配平所引起的升力损失比例也较大，在数据应用时必须加以考虑。 （2）阻力特性实验指导

一般将不同迎角下测得的阻力绘制阻力系数(CX)随 变化的曲线（如附图1-4所示）。从该曲线可以看出：在一定的迎角范围内cx f( )曲线为一条二次曲线。研究阻力问题时，通常可以将阻力系数分为与升力无关的零升阻力系数和升力有关的诱导阻力系数两部分。根据阻力系数与迎角成二次曲线的关系可把阻力系数写为：

2

CX CX0 CXi CX0 ACy

（1-3）

式中：CX0：零升阻力系数；

CXi：诱导阻力系数；

A：诱导阻力因子 诱导阻力因子越大，说明在相同迎角下诱导阻力越大，也就是说产生同样的升力需要付出的代价越大。

附图1-4上示出了零升阻力系数的求法。先在

cy f( )曲线上找到升力系数为零的迎

角 0查出对应的CX值就是CX0。零升阻力系数知道后，根据（1-3）式可求出任意一迎角下的诱导阻力因子A。即：

2

A (CX CX0)/Cy

(1-4)

CC也可以CX CXO作为纵坐标，以y为横坐标，做出CX CXO与y的关系曲线（应为直线），

这条曲线的斜率就是A值。

通常把阻力特性用附图1-7的曲线来表示，这条曲线叫飞机的极曲线。从该曲线上可以很方便的确定出飞机的零升阻力系数、最小阻力系数和最大升力系数。若图中阻力系数与升力系数坐标的比例相同，则过坐标原点作曲线的切线，切点就是最大升阻比的点，它对应飞机最有利的飞行状态。

（3）、俯仰力矩特性实验指导

实验时，测出各迎角下的俯仰力矩值，可以做出俯仰力矩系数与 的关系曲线。如附图3-5所示。测定俯仰力矩特性是为了确定飞机的纵向静安定性mz和零升力矩系数mz0。因此常常将mz f( )曲线画成mz f(Cy)曲线如附图1－5所示。这条曲线的斜率就代表了飞机纵向静安定性的大小。因为飞机的升力增量是作用在其空气动力中心上的。天平测出的升力和俯仰力矩是相对于天平分解中心的，若天平分解中心和模型重心的相对位置一致（即重合），对空气动力中心的力矩可以写成：

cy

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mxf mzg cy(xf xg) （1-5）

式中：

xg―飞机重心（天平分解中心）的X坐标（从平均空气动力弦算起的值）对平均空

Xg/bA；xf——飞机空气动力中心的X坐标对平均空气动力的相对量

气动力的相对量即即

Xf/bA。根据空气动力中心的力矩不随升力改变的性质可得到：

mzg

cy

(xf xg)

（1-6）