升力系数曲线、阻力系数曲线和升阻比曲线、极曲线.pdf

3.4.5升力系数曲线、阻力系数曲线和升阻比曲线、极曲线

升阻比和升力系数、阻力系数一样都是无量纲参数，在飞行马赫小于一定
值时，只与机翼的形状（机翼翼型、机翼平面形状）和迎角的大小有关。当迎

角改变时，气流在机翼表面的流动情况和机翼表面的压力分布（见图3-26）都会随
之变化，结果导致了机翼升力和阻力的变化，压力中心位置的前后移动。

1、升力系数随迎角的变化

图3-27升力系数曲线

C
从图3-27中升力系数曲线L的变化情况可以看到，在迎角小于一定值时

（小于最大升力系数对应的迎角，max），升力系数与迎角近似成线性关

C
系，随着迎角的增加而增加，由负值增大到零到正值再到最大值，然后又
Lmax

CCC
转折开始下降。升力系数曲线的斜率LL表示了升力系数L随着

迎角变化的快慢。升力系数为零时，机翼的升力为零，对应的迎角叫做零升力

迎角（0）（见图3-27）。对于大多数民用运输机机翼采用的具有一定弯曲的非
对称翼型，零升力迎角是一个较小的负值（见图3-28（d））：对于对称翼

型，零升力迎角为零（见图3-28（））。迎角小于升力迎角（）时，升力系数
e0
为负值，飞机的升力方向指向机翼下表面（见图3-28（d））：迎角大于

零升力迎角时（），升力系数为正值，飞机的升力方向指向机翼上表面
0

（见图3-28（a）(c)）。

图3-28不同迎角下的不同升力

2.机翼压力中心位置随迎角变化

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

迎角的改变，机翼压心的位置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（见

图3-29（a）），这是机翼的升力系数比较小，压力中心也比较靠后。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，压力中心也向

前移（见图3-29（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，机翼上表面的最低压力大你继续向前移动，机翼的升力系数继续增大，压

C
力中心也继续向前移动（见图3-29（））。迎角继续增加超过Lmax
c对应的迎

角时，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位置(见图3-29

（d）)。

图3-29翼型在不同迎角下的压力分布
C
3.阻力系数D随迎角的变化
C
从图3-30中阻力系数曲线D的变化情况可以看到，阻力系数曲线不与阻
C
力系数D等于零的横线相交，说明在任何情况下飞机阻力都不等于零。在迎
角等于零附近，阻力系数最小，然后随着迎角绝对值的增大而增大，变化近似
抛物线规律。

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好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缓慢，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
的速度也徒然增加。

升力为零时（α=α0），对应的阻力系数叫做零升阻力系数，对应的阻力

系数叫零升系数，用CD0表示。

4．升阻比曲线、极曲线

对于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。已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

入了升阻比的概念，用K表示。

图3-30阻力系数曲线

KLCL（3-7）
DCD
升阻比是升力和阻力之比，也就是升力系数和阻力系数之比。从图2-31中

可以看到升阻比随着迎角的变化情况。当升力系数等于零时，升阻比也等于

零。升阻比随着迎角的增加而增大，由负值增大到零再增大到最大值，然后，

随着迎角的增加而逐渐减小。由于升力系数和阻力系数随迎角的变