飞机升力原理3

飞机升力原理3 第二章飞机的升力和阻力 飞机是重于空气的飞行器。当飞机和空气之间有相对运动时，就会产生作用于飞机的空 气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。飞机的升力和阻力都是空气动力。我们研究 升力和阻力的产生及变化，就是为了从中引出规律，指导飞行实践。 第一节气流特性 在研究飞机升力和阻力的产生及变化之前，必须先研究空气流动的特性，即空气流动的 基本规律。我们先从气流和流线谱说起。 一、气流和相对气流 空气的流动就是气流。有风的时候，我们会感到有空气的力量作用在身上;无风的时候 ，如果骑自行车飞跑，或乘敝篷汽车奔驰，同样会感到有空气的力量作用在身上。这两 种情况虽有不同:前一个是空气流动，物体不动;后一个是空气静，物体运动。但实践 告诉我们，只要空气与物体之间有了相对运动，也就是只要有空气对于物体的相对流动 ，就会有空气动力产生。空气相对于物体的流动就是相对气流。事实证明，只要空气与 物体之间的相对速度相同，即相对气流速度相同，所产生的空气动力也就相同。 根据这个道理，我们在研究飞机空气动力的产生及变化时，就可以把飞机看成不动，让 空气以等于飞机的运动速度迎面流过飞机。这同实际飞行，飞机在静止空气中运动，现 象上尽管有所不同，但裨上空气动力的产生和变化却完全一样。这样做就给我们研究问 题，带来很大方便。 二、流线和流线谱 空气流过物体时，要产生空气动力，流过物体时的情形不同，产生的空气动力也就不同 。 所谓流线，就是空气策团流动的路线。由许多流线所组成的流动图形我们称做流线谱。 既然空气是沿着流线流动的，因此，空气不会从流线一边跑到另一边去空气在两根流线 间的流动，就好象是在一根管子中流动一样。我们把由流线组成的管子叫做流管。两条 流线间的距离缩小，就说流管收缩或变细了。两条流线间的距离扩大，就说流管扩张或 变粗了。 (一)物体的形状不同，空气流过物体的流谱就不同。(二)即使是物体的形状相同， 只要空气流向物体的相对关系位置不同，流线谱也就不同。(三)凡是空气流向物体受 到阻挡时，流管就要扩张变粗，凡是空气流过物体外凸地方时，流管就要收缩变细。( 四)空气流过物体时，在物体的后部都要形成一定的涡流区。 空气流过物体的情况不同，流线谱就不同，产生的空气动力也就不同。我们分析收音机 空气动力的产生和变化，就是从分析空气流过飞机的流线谱着手的。 三、连续性定理 我们站在河岸观察河水流动时，会看到，河水在浅而窄的地方流得快，在宽而深的地方 流得慢。在山区还可看到，山谷里的风经常要比平均开阔的地方大。这些现象说明了流 体的流速快慢与过道的宽窄有关。流体之所以在窄的地方流得快，在宽的地方流得慢， 这是因为流体的流动总是连续不断的。我国唐代诗人李白写道:"抽刀断水水更流"， 就形象地写出了水流的连续性。 所谓流体的连续性定理是:当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管子时，由于 管中任何一部份的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流 体质量和从另一切面流出的流体质量应该相等。 四、伯努利定律 连续性定理阐述了流体在流动中流速和管道切面之间的关系。一切客观事物都是互相联 系的和有一定规律的。流体在流动中，不仅流速和管道切面之间互相联系着，而且流速 和压力之间也是互相联系的。伯努利定理就是阐述流体在流动中流速和压力之间的关系 的，它是流体流动的另一个很重要的基本规律。 我们先来做一个小实验。当我们向两块金属片间吹气时，两块金属片不是互相分开，而 是互相靠拢。这说明在吹气时，两金属片间的压力低于金属片外的大气压力，在内外压 力差的作用下，使两金属片互相靠拢。也就是说向金属片间吹气形成气流时，金属片间 的压力是降低了。 再看一个例子。河中两只并排行驶的船，当它们靠近到一定距离时，两只船就会自动靠 拢，而引起两船相撞的事故。两船自动靠拢，一定是两船间水的压力小于两船外侧面水 的压力，在内外压力差的作用下，使两船靠拢。我们进一步观察到，原来船弦是呈弧形 的，这样在两船之间就构成了一个两头粗中间细的管道。由连续性定理知，船间水的流 速必然比船外侧的大。可见:凡是流速大的地方，压力小;流速小的地方压力大。 我们进一步做的实验。空气静止时，管内各切面空气流速均为零，三根下班管的液面同 容器的液面一样高，这说明管中各切面的空气压力是相等的，而且等于大气压。但当空 气稳定地流过试验管时，情况就不同了。我们看到三根下班管的注入面都升高了，这显 然是由于空气流动后，管内的空气压力降低了的缘故。仔细观察还可发现，三根下班管 液面升高的高度并不一样，这就是说，试验管各切面的空气压力不一样大。试验管最细 的地方水柱上升最高，说明这里空气压力最小，而管粗的地方水柱上升低一些，说明这 里空气压力要大。从连续性定理又知，空气流过管子细的地方流速大，流过管子粗的地 方流速小。因此通过这一实验我们可以得出这样的结论:流体在一个管道中流动时，流 速大的地方，压力小，流速小的地方，压力大。这就是伯努利定理的一种比较粗略说法 。下面我们从能量转换和守恒定律进一步说明伯努利定理。 能量守恒定律告诉我们:能量不会消失，也不会无中生有，只能从一种形式转换为另一 种形式。 在流动的空气中，参与转换的能量有两种:动能和压力能。一定质量的空气，具有一定 的压力即静压，能推动其它部分的空气或物体而做功，可见静压是一种能量，称为压力 能，它是势能的一种。静压越大，压力能就越大。此外，流动空气还具有动能，流速越 大，动能也越大。 伯努利定理可以更确切地达为:稳定气流中，在同一流管的各切面上，空气的静压和 动压之和保持不变。这个不变的数值，就是全压。由此可见，动压大，则静压小;动压 小，静压大。即流速大，压力小;流速小，压力大。伯努定理裨上是能量守恒定律在流 体运动中的具体运用。 严格说来，伯努利定理在下述条件下，才是适用的。 1。气流是连续、稳定的; 2。流动中的空气与外界没有能量交换; 3。空气没有粘性，即不考虑气流中的磨擦; 4。空气是不可压缩的，即密度是不变的。 返回页首 第二节升力和阻力的产生 飞机在空气中运动或者空气流过飞机时，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机各部分 所受到的空气动力的总和，叫总空气动力，通常用R表示。一般情况，这个力是向上并向 后倾斜的，根据它所起的作用，可将它分解为垂直于相对气流方向和平等于相对气流方 向的两个分力。垂直方向的力叫升力，用Y表示。升力通常是起支托飞机的作用。平等方 向阻碍飞机前进的力叫阴力，用X表示。 飞机的升力绝大部份是机翼产生的，尾翼通常产生负升力，飞机其它部份产生的升力很 小，一般都不考虑。至于飞机的阻力，只要是暴露在相对气流中的任何部件，都是要产 生的。 一、升力的产生 从流线谱可以看出:空气流到机翼前缘，分成上、下两股，分别沿机翼上、下表面流过 ，而在机翼后缘重新汇合向后流去。在机翼上表面，由于比较凸出，流管变细，说明流 速加快，压力降低。在机翼下表面，气流受到阻挡作用，流管变粗，流速减慢，压力增 大。于是，机翼上、下表面出现了压力差，垂直于相对气流方向的压力差的总和，就是 机翼的升力。 机翼升力的着力点，即升力作用线和翼弦的交点，叫压力中心。 机翼各部位升力的大小是不同的，要想了解机翼各个部位升力的大小，就需知道机翼表 面压力分布的情形。 机翼表面压力的颁可通过实验来测定。凡是比大气压力低的叫吸力(负压 ，凡是比 力) 大气压力高的叫压力(正压力)。机翼表面各点的吸力和正压力都可用向量表示。向量 的长短表示吸力或正压力的大小。向量的方向同机翼表面垂直，箭头方向朝外，表示吸 力;箭头指向机翼表面，表示正压力。将各个向量的外端用平滑的曲线连接起来。压力 最低(即吸力最大)的一点，叫最低压力点。在前缘附近，流速为零，压力最高的一点 ，叫驻点。 机翼压力分布并不是一成不变的。如果机翼在相对气流中的关系位置改变了，流线谱就 会改变，机翼的压力分布也就随之而变。 机翼升力的产生主要是靠上表面吸力的作用，而不是主要靠下表面的压力高于大气压的 情况下，由上表面吸力所形成的升力，一般占总升力的60%到80%左右，而下表面的正压 力所形成的升力只不过占总升力的20%到40%左右。如果下表面的压力低于大气压力产生 向下的吸力，则机翼总升力就等于上表面吸力减去下表面的吸力。在此情况下，机翼升 力就完全由上表面吸力所形成。 二、阻力的产生 阻力是与飞机运动方向相反的空气动力，起着阻碍飞机前进的作用，按其产生的原因可 分为摩擦，产生一个阻止飞机前进的力。这个力就是摩擦阻力。 摩擦阻力是在"附面层"(或叫边界层)内产生的。所谓附面层，就是指，空气流过飞 机时，贴近飞机表面、气流速度由层外主流速度逐渐降低为零的那一层空气流动层。附 面层是怎样形成的呢?原来是，当有粘性的空气流过飞机时，紧贴飞机表面的一层空气 ，与飞机表面发生粘性摩擦，这一层空气完全粘附在飞机表面上，气流速度降低为零。 紧靠这静止空气层的外面第二气流层，因受这静止空气层粘性摩擦的作用，气流速度也 要降低，但这种作用要弱些，因此气流速度不会降低为零。再往外，第三气流层又要受 第二气流层粘性摩擦的作用，气流速度也要降低，但这种作用更弱些，因此气流速度降 低就更少些。这样，沿垂直于飞机表面的方向，从飞机表面向外，由于粘性摩擦作用的 减弱，气流速度就一层一层的逐渐增大，到附面层边界，就和主流速度相等了。这层气 流速度由零逐渐增大到主流速度的空气层，就是附面层。附面层内，气流速度之所以越 贴近飞机表面越慢，这必然是由于这些流动空气受到了飞机表面给它的向前的作用力的 作用的结果。根据作用和反作用定律，这些被减慢的空气，也必然要给飞机表面一个向 后的反作用力，这就是飞机表面的摩擦阻力。 附面层按其性质不同，可分为层流附面层和紊流附面层。就机翼而言，一般在最大厚度 以前，附面层的气流各层不相混杂而分层的流动。这部份叫层流附面层。在这之后，气 流流动转变为杂乱无章，并且出现了旋涡和横向运动。这部份叫率流附面层。层流转变 为紊流的那一点叫转捩点。附面层内的摩擦阻力与附面层的性质有很大关系。实验表明 ，紊流附面层的摩擦阻力要比层流附面层的摩擦阻力大得多。因此，尽可能在机翼上保 持层流附面层，对于减小阻力是有利的。所谓层流翼型，就是这样设计的。 总的说来，摩擦阻力的大小，决定于空气的粘性，飞机的表面状况，以及同空气相接触 的飞机的表面积。空气粘性越大，飞机表面越粗糙，飞机表面积越大，摩擦阻力就越大 。 (二)压差阻力 人在逆风中行走，会感到阻力的作用，这就是一种压差阻力。 空气流过机翼时，在机翼前缘部分，受机翼阻挡，流速减慢，压力增大;在机翼后缘， 由于气流分离形成涡流区，压力减小。这样，机翼前后便产生压力差，形成阻力。这种 由前后压力差形成的阻力叫压差阻力。机身、尾翼等飞机的其它部件都会产生压差阻力 。 为什么在机翼后缘会出现气流分离呢?其根本原因是空气有粘性，空气流过机翼的过程 中，在机翼表面产生了附面层。附面层中气流速度不仅要受到粘性摩擦的阻滞作用，而 且还要受到附面层外主流中压力的影响。附面层中，沿垂直于机翼表面方向的压力变化 很小，可认为是相等的，且等于层外主流的压力。在最低压力点之前，附面层外主流是 从高压区流向低压区，沿途压力逐渐降低，即形成顺压，气流速度是不断增大的。附面 层内的气流虽受粘性摩擦的阻滞作用，使之沿途不断减速，但在顺气压的推动下，其结 果气流仍能加速向后流去，但在顺气压的推动下，其结果气流仍能加速向后流去，但速 度增加不多。在最低压力点(E)之后情况就不一样了。主流是从低压区流向高压区，沿 途压力越来越大，即形成反压，主流速度是不断减小的。附面层内的气流除了要克服粘 性摩擦的阴滞作用外，还要克服反压的作用，因此气流速度迅速减小，到达某一位置， 附面层底层空气就会完全停止下来，速度降低为零，空气再不能向后流动。在S点之后， 附面层底层空气在反压作用下开始向前倒流。于是附面层中逆流而上的空气与顺流而下 的空气相顶碰，就使附面层气流脱离机翼表面，而卷进主流。这时，就形成大量逆流和 旋涡而形成气流分离现象。这些旋涡一方面在相对气流中吹离机翼，一方面又连续不断 地在机翼表面产生，如此周而复始地变化着，这样就在分离点之后形成了涡流区。附面 层发生分离之点(S点)，叫做分离点。 这种旋涡运动的周期性，是引起飞机机翼、尾翼和其它部分生产振动的重要原因之一。 为什么机翼后缘涡流区中压力会有所减小呢?道德我们要明确，这里指的涡流区压力的 大小，是和机翼前部的气流相比而言的。如果空气流过机翼上下表面不产生气流分离， 则在机翼后部，上下表面气流重新汇合，流速和压力都会恢复到与机翼前部相等。这样 ，机翼前、后不会出现压力差而形成压差阻力。然而事实不是这样，当空气流到机翼后 部会产生气流分离而形成涡流区。涡流区中，由于产生了旋涡，空气迅速转动，一部分 动能因摩擦而损耗，即使流速可以恢复到与机翼前部的流速相等，而压力却恢复不到原 来的大小，比机翼前部的压力要小。例如汽车开过，在车身后的灰尘之所以被吸起，就 是由于车身后面涡流区内的空气压力小的缘故。 根据实验的结果，涡流区的压力与分离点处气流的压力，其大小相差不多。这就是说: 分离点靠机翼后缘，涡流区的压力比较大;分离点离开机翼后缘越远，涡流区的压力就 越小。可见，分离点在机翼表面的前后位置，可以表明压差阻力的大小。 总的说来，压差阻力与物体的迎风面积、形状和物体在气流中的相对位置有很大关系。 迎风面积越大，压差阻力越大。象水滴那样的，前端园钝，后面尖细的流线形物体，压 差阻力最小。物体相对于气流的角度越大，压差阻力越大。 由上面的分析可知，摩擦阻力和压差阻力都是由于空气的粘性面引起产生的阻力，如果 空气没粘性，那么上面两种阻力都将不会存在。 (三)诱导阻力 机翼上除了产生摩擦阻力和压差阻力以外，由于升力的产生，还要产生一种附加的阻力 。这种由于产生升力而诱导出来的附加阻力称为诱导阻力。可以说，诱导阻力是为产生 升力而付出的一种"代价"。 诱导阻力是怎样产生的呢? 当机翼产生升力时，机翼下表面的压力比上表面的大，而机翼翼展长度又骒有限的，所 以下翼面的高压气流会绕过两端翼尖，力图向上翼面的低压区流去。当气流绕过翼尖时 ，在翼尖部份形成旋涡，这种旋涡的不断产生而又不断地向后流去即形成了所谓翼尖涡 流。 翼尖涡流使流过机翼的空气产生下洗速度，而向下倾斜形成下洗流。气流方向向下倾斜 的角度，叫下洗角。 由翼尖涡流产生的下洗速度，在两翼尖处最大，向中心逐渐减少，在中心处最小。这是 因为空气有粘性，翼尖旋涡会带动它周围的空气一起旋转，越靠内圈，旋转越快，越靠 外圈，旋转越慢。因此离翼尖越远，气流下洗速度越小。 在是常生活中，也可观察到翼尖涡流的现象。例如大雁南飞，常排成人字或斜一字形， 领队的大雁排在中间，而幼弱的小雁常排在外侧。这样使得后雁处于前雁翅梢处所产生 的翼尖涡流之中。翼尖涡流中气流的放置是有规律的，靠翼尖内侧面，气流向下，靠翼 尖外侧，气流是向上的即上升气流。这样后雁就处在前雁翼尖涡流的上升气流之中，有 利于长途飞行。 从实验也可看出翼尖涡流的存在。当机翼产生正升力时，由于机翼下表面的压力比上表 面的大，故空气从下翼面绕过翼尖翻到上翼面去世。因而处在两翼尖处的两个叶轮都放 置起来，在左翼尖的向右放置(从机尾向机头看)，在右翼尖的向左放置。升力增大， 上下翼表面压力差增大，叶轮放置得更快。升力为零，上下翼面无压力差，叶轮不转动 。若机翼产生负升力，则上民办面的压力比下翼面大，故两叶轮就会反转。 飞行中，有时从飞机翼尖的凝结云也可看到翼尖涡流。因为翼尖涡流的范围内压力很低 ，如果空气中所含水蒸汽黑龙江省膨胀冷却而凝结成水珠，便会看到由翼尖向后的两道 白雾状的涡流索。 升力是和相对气流方向垂直的。既然流过机翼的空气因受机翼的作用而向下华侨，则机 翼的升力也应随之向后华侨。实际升力是和洗流方向垂直的。把实际升力分解成垂直于 飞行速度方向和平等于飞行速度方向的两个分力。垂直于飞行速度方向的分力，仍起着 升力的作用，这就是我们经常使用的升力。平等于飞行速度方向的分力，则起着阻碍飞 机前进的作用，成为一部份附加阻力。而这一部分附加阻力，是同升力的存在分不开的 ，因此这一部分附加阻力称为诱导阻力。 实践表明，诱导阻力的大小与机翼的升力和展弦比有很大关系。升力越大，诱导阻力越 大。展弦比越大，诱导阻力越小。 (四)干扰阻力 实践表明，飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼等，单独放在气流中所产生的阻力的 总和总是小于把它们组成一个整体时所产生的阻力。 所谓干扰阻力，就是飞机各部分之间因气流相互干扰而产生的一种额外的阻力。 现我们以机翼和机身为例，看干扰阻力是怎样产生的。 气流流过机翼和机身的连接处，在机翼和机身结合的中部，由于机翼表面和机身表面都 向外凸出，流管收缩，流速迅速加快，压力很快降低。而在后部由于机翼表面和机身表 面都向内弯曲，流管扩张，流速减慢，压力很快增高。这种压力的变化，就促使气流的 分离点前移，并使机身和机翼结合处后部涡流区扩大，从而产生了一种额外的阻力。这 一阻力是因气流的干扰而产生的，因此叫干扰阻力。 不但机翼和机身结合处会产生干扰阻力，而且在机身和尾翼，机翼和发动机知舱，机翼 和副油箱等结合处，都可能产生。 为了减小干扰阻力，除了在设计飞机时要考虑飞机各部分的相对位置外，在机翼与机身 、机身与尾翼等结合部，可安装整流包皮。这样可使连接处较为园滑，流管不致过分扩 张，而产生气流分离。 以上我们把低速飞机所产生的四种阻力-摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力，分 别作了介绍。这只是对低速飞机而言诉，至于高速飞机，除了也有这些阻力外，还将会 产生波阴。关于波阴在第十五章再谈。 返回页首 第三节影响升力和阻力的因素 升力和阻力是在飞机与空气之间的相对运动(相对气流)中产生的。影响升力和阻力的 基本因素有:机翼在气流台的相对位置(迎角)、气流的速度和空气密度(空气的动压 以及飞机本身的特点(飞机表面质量、机翼形状机翼面积、是否使用襟翼和前缘缝翼是 否张开等)。 这些因素中，经常变化的有迎角、飞行速度和空气密度。飞行员主要是通过改变迎角和 飞行速度来改变升力和阻力的。因此，本节主要分析迎角和飞行速度对升力、阻力的影 响。至于由于使用襟翼和前缘缝翼等所引起的升力、阻力的变化，留在第五节再作分析 。为便于分析问题，在分析一个因素时，假定其它因素不变。 一、迎角对升力和阻力的影响。 (一)迎角 相对气流方向(飞机运动方向)与翼弦所夹的角度，叫迎角。相对气流方向指向机翼下 表面，为正迎角;相对气流方向指向机翼上表面，为负迎角。飞行中，飞行员可通过前 后移动驾驶盘来改变迎角的大小或者正负。飞行中经常使用的是正迎角。 飞行状态不同，迎角的正、负、大、小一般也不同。在水平飞行中，飞行员可根据机头 的高低来判断迎角的大小，机头高，迎角大。机头低，迎角小。其它飞行状态，单凭机 头的高低就很难判断迎角的大小和正负，只有根据迎角本身的含义去判断。例如，飞机 俯冲中。机头虽然很低，但迎角并蜚负的，气流仍从下表面吹向机翼，因此迎角是正的 。又如在上升中，机头虽然比较高，但迎角却不一定很大，在改出上升时，若推杆过猛 ，也可能会出现负迎角。 (二)迎角对升力的影响 在飞行速度等其它条件相同的情况下，得到最大升力的迎角，叫做临界迎角。在小于临 界迎角的范围内增大迎角，升力增大;超过临界边角后，再增大迎角，升力反而减小。 这是因为，迎角增大时，一方面在机翼上表面前部，流线更为弯曲，流管变细，流速加 快，压力降低，吸力增大。与此同时，在机翼下表面，气流受到阻挡，流管变粗，流速 减慢，压力增大，要使升力增大。但是，另一方面迎角增大时，由于机翼上表面最低压 力点的压力降低。因此，后缘部分的压力比最低压力点的压力大得更多，于是在上表面 后部的附面层中，空气向前倒流的趋势增强，气流分离点向前移动，涡流区扩大，就会 破坏空气的平顺流动，从而使升力降低。在中、小迎角，增大迎角时，分离点前移缓慢 ，涡流区只占机翼后部的不大的一段范围，这对机翼表面空气的平顺流动影响不大，前 一方面起着主要作用，因此，在小于临界迎角的范围内，迎角增大，升力是增大的。到 临界迎角，升力达到最大。 超过临界迎角后，迎角再增大，则分离点迅速前移，涡流区迅速扩大，严重破坏空气的 平顺流动，机翼上表面前段，流管变粗，流速减慢，吸力降低。从分离点到机翼后缘的 涡流区内，压力大致相同，比大气压力稍小。在靠近后缘的一段范围内，吸力虽稍有增 加，但很有限，补偿不了前段吸力的降低。所以，超过临界迎角以后，迎角再增大，升 力反而减小。 改变迎角，不仅升力大小要发生变化，而且压力中心也要发生前后移动。迎角由小逐渐 增大时，由于机翼上表面前段吸力增大，压力中心前移。超过临界迎角以后，机翼前段 和中段吸力减小，而机翼后段吸力稍有增加，所以压力中心后移。 (三)迎角改变对机翼阻力的影响 在低速飞行时，机翼的阻力有:摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力。 实验表明，迎角增大，摩擦阻力一般变化不大。 迎角增大，分离点前移，机翼后部的涡流区扩大，压力减小，机翼前后的压力差增加， 故压差阻力增加。迎角增大到超过临界迎角以后，由于分离点迅速前移，涡流区迅速扩 大，因此压差阻力急剧增加。 小于临界迎角，迎角增大时，由于机翼上、下表面的压力差增大，使翼尖涡流的作用更 强，下洗角增大，导致实际升力更向后倾斜，故诱导阻力增大。超过临界迎角，迎角增 大，由于升力降低，故诱导阻力随之减小。 综上所述，在小迎角的情况下增加迎角时，由于升力的增加和涡流区的扩大都很慢，故 压差阻力和诱导阻力增加都很少，这时机翼的阻力主要是摩擦阻力，因此整个机翼阻力 增加不多。当迎角逐渐变大以后，再增大迎角时，由于机翼升力的增加和涡流区的扩大 都加快，故压差阻力和诱导阻力的增加也随之加快。特别是诱导阻力，在大迎角时，随 着迎角的增大而增加更快。因此，整个机翼的阻力随着迎角的增大而增加较快。这时， 诱导阻力是机翼阻力的主要部份。超过临界迎角以后，虽然诱导阻力要随着升力的降低 而减小，但由于压差阻力的急剧增加，结果使整个机翼阻力增加更快。 简单说:迎角增大，阻力增大;迎角越大，阻力增加越多;超过临界迎角，阻力急剧增 大。 二、飞行速度和空气密度对升、阻力的影响 (一)飞行速度 飞行速度越大，空气动力(升力、阻力)越大。实验证明:速度增大到原来的两倍，升 力和阻力增大到原来的四倍;速度增大到原来的三倍，升力和阻力增大到原来的九倍。 即升力、阻力与飞行速度的平方成正比例。 飞行速度增大，为什么升、阴力会随之增大呢?因为在同一迎角下，机翼流线谱，即机 翼周围的流管形状基本上是不随飞行速度而变的。飞行速度愈大，机翼上表面的气流速 度将增大得愈多，压力降低愈多。与此同时，机翼下表面的气流速度减小得愈多，压力 也增大愈多。于是，机翼上、下表面的压力差愈加相应增大，升力和阻力也更加相应增 大。 (二)空气密度 空气密度大，空气动力大，升力和阻力自然也大。这是因为，空气密度增大，则当空气 流过机翼，速度发生变化时，动压变化也大，作用在机翼上表面的吸力和下表面的正压 力也都增大。所以，机翼的升力和阻力随空气密度的增大而增大。 实验证实，空气密度增大为原来的两倍，升力和阻力也增大为原来的两倍。即升力和阻 力与空气密度成正比例。显然，由于高度升高，空气密度减小，升力和阻力也就会减小 。 三、机翼面积，形状和表面质量对升、阻力的影响 (一)机翼面积 机翼面积大，升力大，阻力也大。升力和阻力都与机翼面积的大小成正比例。 (二)机翼形状 机翼形状对升、阻力有很大影响。 就机翼切面形状来说，相对厚度大，机翼的升力和阻力也大。这是因为，相对厚度大， 机翼上表面的弯曲程度也大，一方面使空气流过机翼上表面流速增快得多，压力也降低 得多，升力大。另一方面最低压力点的压力小，分离点靠前，涡流区变大，压差阻力大 。实验表明，相对厚度在座%-12%的翼型，其升力比较大，相对厚度若超过14%，不仅阻 力过大，而且升力会因上表面涡流区的扩大而减小。 最大厚度位置，对升阻力也有影响。最大厚度位置靠前，机翼前缘势必弯曲得更厉害些 ，导致流管在前缘变细，流速加快，吸力增大，升力较大。但因后缘涡流区大，阻力也 较大。最大厚度位置靠近翼弦中央，升力较小，但其阻力也较小。因为，最大厚度位置 靠后，最低压力点，转捩点均向后移，层流附面层加长，紊流附面层减短，使摩擦阻力 减小，所以阻力较小。 在相对厚度相同情况下，中弧曲度大，表明上表面弯曲比较厉害，流速大，压力低，所 以升力比较大。平凸型机翼比双凸型机翼的升力大，对称型机翼升力最小。中弧曲度大 ，涡流区大，故阻力也大。 机翼平面形状对升、阴力也有影响。实验表明，椭园形机翼诱导阻力最小，而矩形机翼 和菱形机翼诱导阻力最大。展弦比越大，诱导阻力越小。 放下襟翼和前缘缝翼张开，会改变机翼的切面形状，从而会改变机翼的升力和阻力。又 如机翼结冰，会破坏机翼流线形外形，从而使升力降低，阻力增大。 (三)飞机表面质量 飞机表面光滑与否对摩擦阻力影响很大。飞机表面越粗糙，附面层越厚，转捩点越靠前 ，层流段缩短，紊流段增长，粘性摩擦加剧，摩擦阻力越大。因此保持好飞机表面光滑 ，就能减小飞机阻力。 飞机的阻力对于提高飞机的飞行性能是不利的。因此，在飞机的设计制造和使用维护中 ，应想方设法减小飞机的阻力。下面从阻力产生的不同原因，谈谈减小飞机阻力可采取 的一些措施。 要减小摩擦阻力，设计时应尽可能缩小飞机与空气相接触的表面积。制造过程中应将飞 机表面做得很光滑，有的高速飞机甚至将表面打磨光。维护使用中，保持好飞机表面光 洁。如上飞机，要求穿软底鞋，铺好脚踏布等。飞机要定期清洗。停放时加盖蒙布，以 防风沙雨雪侵蚀。 要减小压差阻力，应尽可能将暴露在空气中的各个部件或另件做成流线形的外形，并减 小迎风面积。对不能收起的起落架和活塞式发动机都应加整流罩。维护使用中，要保持 好飞机的外形，不要碰伤飞机表面，各种舱的口盖应盖好，同时保持好飞机的密封性。 要减小诱导阻力，低速飞机可增大展弦比和采用梯形翼。高速飞机可在翼尖悬挂副油箱 或安装翼尖翼刀等。 要减小干扰阻力，设计时要妥善安排飞机各部件的相对位置，同时在各部件连接处安装 整流包皮。 采取上面一些措施，对减小飞机的阻力，提高飞机的飞行性能是有利的。但这只是问题 的一个方面。在某些情况下，阻力对飞机的飞行不但无害而且还是必须的。如空战中， 为了提高飞机的机动性，有时必须打开减速板，增大飞机阻力，使速度很快降低，以便 绕到敌机后面的有利位置进行攻击。又如，飞机着陆时，为增大飞机阻力，使飞机减速 快，从而缩短着陆滑跑距离，机轮使用刹车;高速飞机还可打减速板和减速伞使飞机减 速。有的飞机可使螺旋桨产生负拉力，喷气发动机产生反推力来增大飞机的阻力，达到 减速的目的。 返回页首 第四节空气动力性能 飞机的空气动力性能是决定飞机飞行性能的一个重要因素。飞行员既要熟悉飞机空气动 力的产生和变化，同时也要清楚飞机空气动力性能的基本数据。这对于更好地认识飞机 的飞行性能，正确处理飞行中遇到的有关问题，非常重要。 所谓飞机的空气动力性能，其中包括飞机的最大升力系数、最小阻力系数和最大升阻比 等。 应该注意:升力系数或阻力系数仅仅是影响升力或阻力的因素之一，系数本身并不就是 升力或阻力。确定升、阻力的大小，不仅要看升力系数、阻力系数的大小，而且还要看 影响升、阻力大小的其它因素，空气密度、飞行速度和机翼面积是否变化和如何变化。 因此，不能把升力系数同升力、阻力力系数同阻力混为一谈。我们在分析迎角对升力或 阻力的影响时，之所以常用升力系数或阻力系数来表达这种影响，而不直接用升力或阻 力来表达，其优点是可以撇开空气密度。飞行速度和翼面积对升、阻力的影响。这样就 突出了迎角对升、阻力的影响，对分析问题和计算都带来很大方便。 一、飞机的升阻比 衡量一架飞机的空气动力性能，不能单从升力，或单从阻力一个方面来看，必须把两者 结合起来，分析升力和阻力之间的对比关系。 所谓升阻比，就是在同一迎角下升力与阻力之比。升阻比也就是同一迎角下升力系数与 阻力系数之比。由于升力系数和阻力系数的大小主要随迎角而变，所以升阻比的大小也 主要随迎角而变。也就是说，升阻比与空气密度、飞行速度、机翼面积的磊小无关。因 为这些因素变了，升力和阻力都按同一比例随之改变，而不影响两者的比值。 升阻比大，说明在取得同一升力的情况下，阻力比较小。升阻比越大，飞机的空气动力 性能越好，对飞行越有利。 二、飞机的空气动力性能曲线 (一)升力系数 升力系数为零，这个迎角叫无升力迎角。翼型不同，无升力迎角的大小也不同。对称翼 型的无升力迎角为零度，非对称翼型的无升力迎角一般为负值。从无升力迎角开始，迎 角增加，升力系数增加，直到最大升力系数。最大升力系数所对应的迎角，叫临界迎角 。超过临界迎角，迎角再增加，升力系数将急剧降低。迎角从无升力迎角减小，升力系 数将变为负值，也就是升力变成负升力了。 (二)阻力系数 小迎角范围内时，迎角增加，阻力系数增加缓慢;迎角比较大时，迎角增加，阻力系数 增加较快;接近或超过临界迎角时，迎角增加，阻力系数急剧增加。应当注意，阻力系 数永远不会为零，也就是说飞机上的阻力是始终存在的。 (三)升阻比 升阻比有一个最大值，叫最大升阻比。最大升阻比所对应的迎角叫有利迎角。从无升力 迎角开始，迎角增加，因升力系数比阻力系数增加的倍数多，所以升阻比是增大的，到 有利迎角，升阻比达到最大值。超过有利迎角，再增大迎角，因升力系数比阻力系数增 加的倍数少，所以升阻比减小。飞机在有利迎角下飞行是有利的，所以一般飞机飞行的 迎角都不大。 (四)空气动力系数 前面我们讲了，在每一个迎角下，都有一个升力系数和阻力系数。所谓飞机的空气动力 系数曲线，就是把飞机的升力系数和阻力系数随迎角而变化的关系，综合地用一条曲线 画出来，这条曲线就是飞机的空气动力系数曲线，简称飞机极线。飞机极线比较全面地 表达了飞机的空气动力性能，在空气动力计算中很有用处。 从飞机极线上还可得出各迎角下的升阻比，以及最大升阻比和有利迎角。各迎角下的升 阻比，可以由飞机极线上查出的升力系数和阻力系数计算出来。也榀以从飞机极线上量 得的性质角计算出来。所谓性质角，就是飞机的总空气动力与飞机升力之间的夹角。性 质角的大小，表明总空气动力(沿相对气流方向)向后倾斜的程度。性质角小，说明总 空气动力向后倾斜得少，阻力小。可见，性质角的大小，表明了升阻比的大小。 迎角由无升力迎角逐渐增大时，性质角减小，升阻比增大。性质角最小时所对应的迎角 为有利迎角，此时升阻比最大。 例如飞机放起落架后，同一迎角下的阻力系数增大，而升力系数变化不大，因而性质角 变大，升阻比减小，曲线向右平称。显然有利迎角也变大了。 又如，螺旋桨飞机，在同样的飞行速度下，由于螺旋桨的吹风(称为滑流)，使受影响 的机翼部分，实际相对气流速度增大，因而飞机的升力和阻力都要增大。但因受吹风影 响的机翼部分一般都位于机翼中段，尽管升力因上下压力差增大而增大，而由翼尖涡流 引起的诱导阻力却增加不多，所以阻力增加较少，其结果升阻比是增大的。发动机工作 状态不同，螺旋桨吹风对空气动力性能影响程度也不同。 返回页首 第五节飞机的增升装置原理 对于同一飞机来说，其升力大小主要随飞行速度和迎角而变。飞机以大速度飞行时，即 使迎角很小，机翼也能产生足够的升力，以克服重量而维持飞行。如果以小速度飞行， 则必须配合大迎角，机翼才能产生足够的升力来维持飞行。但用增大迎角的方法来减小 飞行速度，是有限度的。因为当迎角增大到临界迎角时，再增大迎角，升力反而降低。 但是为了保证飞机能在更小的速度的情况(例如起飞和着陆)时，仍能产生足够的升力 ，就有必要在机翼上装设增加升力的装置。目前使用较广泛的有前缘缝翼，后缘襟翼、 前缘襟翼等。其工作原理分述如下。 一、前缘缝翼 为了延缓机翼的气流分离现象，以提高临界迎角和最大升力系数，有的飞机装有前缘缝 翼。 前缘缝翼位于机翼前缘，打开时与机翼之间有一缝隙。一方面空气会从压力较大的下表 面通过前缘缝隙流向上表面，减小上、下表面的压力差，而具有减小升力系数的作用。 另一方面，空气通过缝隙加速后，贴近上表面流动，能够增大上表面附面层中的空气动 能，以延迟气流分离的产生。又具有增大升力系数的作用。那么，升力系数窨是提高， 还是降低?这要看迎角大小而定。前曾指出，在接近临界迎角时，上表面气流分离是升 力系数降低的主要原因，因而在此辽角下，利用前缘缝翼延缓气流分离，就能提高临界 迎角和升力系数。在中小迎角下，机翼上表面气流分离本来就很微弱，故在这些迎角下 ，打开前缘缝翼不仅不能提高升力系数，反而会使机翼上、下表面的压力差减小而降低 升力系数。可见，前缘缝翼增大升力的作用是有条件的。只有当迎角接近或超过临界迎 角，即在机翼上表面气流分离现象严重时，前缘缝翼才起增大升力的作用。 从构造上看，前缘缝翼有固定式和自动式两种。固定式前缘缝翼，其缝隙是固定的。不 能随迎角的改变而开闭。它的优点是构造简单，但在大速度时，阻力增加较多，所以目 前应用不多，只有个别的低速飞机上才使用。 自动式前缘缝翼，有专门机构与机翼相连，领先空气的压力或吸力来使缝翼闭合和张开 。当飞机在小迎角下飞行时，机翼前承受随空气压力，前缘缝翼被压紧贴于机翼前缘， 而处于闭合状态。在大迎角下飞行，机翼前缘承受很大吸力，将前缘缝翼吸开。这种前 缘缝翼能充分发挥大迎角下提高升力的作用，而又不致在小迎角(大速度)下增加很大 阻力，故常为某些飞机所采用。 目前有的飞机，只在靠近翼尖位于副翼之前设有缝翼，叫翼尖前缘缝翼。它的主要作用 是在大迎角下延缓翼尖部分的气流分离，从而提高副翼的效能，改善飞机的横侧面安定 性和操纵性。 二、后缘襟翼 襟翼位于机翼后缘，叫后缘襟翼。它的种类很多，较常用的有:分裂襟翼，简单襟翼、 开缝襟翼、后退襟翼、后退开缝襟翼等。放下襟翼既可提高升力，同时也增大阻力。所 以多用于着陆。有的飞机为了缩短起飞滑跑距离，起飞也放襟翼，但放下角度很小。 (一)分裂襟翼 这种襟翼本身象一块薄板，紧贴于机翼后缘。放下襟翼，在后缘和机翼之间，形成涡流 区，压力降低，对机翼上表面的气流有吸引作用，使其流速增大，上下压差增大，既增 大了升力，同时又延缓了气流分离。另一方面，放下襟翼，机翼翼剖面变得更弯曲，使 上、下表面压力差增大，升力增大。由于以上两方面的原因，放下分裂襟翼的增升效果 相当好，一般最大升力系数可增大75-85%。但因大迎角放下襟翼，上表面的最低压力点 的压力更小了，使气流更易提前分离，故临界迎角有所减小。 (二)简单襟翼 简单襟翼与副翼形状相似，放下简单襟翼，相当于改变了机切面形状，使机翼更加弯曲 。这样，空气流过机翼上表面，流速加快，压力降低;而流过机翼下表面，流速减慢， 压力提高。因而机翼上、下压力差增大，升力增大。可是，襟翼放下之后，机翼后缘涡 流区扩大，机翼前后压力差增大，故阻力同时增大。襟翼放下角度越大，升力和阻力也 增大得越多。 放下襟翼，升力和阻力虽然同时增大，但在一般情况下阻力增大的百分比要比升力增大 的百分比要大些，所以升阻比是降低的。 在大迎角下放襟翼，机翼上表面最低压力点的压力，比后缘部分的压力小得更多。这更 促机翼后部附面层中的空气向前倒流，迫使气流提早分离，而使涡流区扩大。因此，放 下襟翼后，机翼的临界迎角要比不放时小些。 某飞机放下襟翼和未放下襟翼两种情况下的飞机极线。由曲线看出:放下襟翼后的升力 系数和阻力系数普遍增大，最大升力系数增大，临界迎角减小，升阻比降低。 由于这种襟翼的增升效果不是很高，故一般多用于低速飞机，高速飞机很少单独使用。 (三)开缝襟翼 开缝襟翼是在简单襟翼的基础上改进而成的。放下开缝襟翼，一方面襟翼前缘和机翼后 缘之间形成缝隙，下表面高压气流，通过缝隙高速流向上表面后缘，使上翼面附面层中 空气流速加大，延缓了气流的分离，提高最大升力系数。另一方面，放下开缝襟翼，使 机翼更加弯曲，也有提高升力的作用。所以开缝襟翼的增升效果比较好，最大升力系数 一般可增大85-95%，而临界迎角降低不多。因此它是中、小型飞机主要采用的类型。 有一种襟翼的工作原理与开缝襟翼非常相似。放下襟翼时，压缩空气从机翼转折部位喷 出，吹掉后缘的涡流而增大升力。这时最大升力系数提高很多，而临界迎角降低较少。 这种襟翼叫吹气襟翼。目前，某些高速喷气式飞机的薄机翼上，多采用这种襟翼。 开缝襟翼是利用气流通过缝隙来延缓气流的分离。但有一定限度，当襟翼的角度增大到 一定时，机翼后缘仍会产生气流分离，使增升效果降低。若采用双缝襟翼，就可克服这 个缺点。用双开缝襟翼，将有更多的高速气流从下翼面通过两道缝隙流向上翼面后缘， 吹除涡流，促使气流仍然能贴着弯曲的翼面流动。这样，襟翼偏转到相当大的角度，还 不致于发生气流分离，因而能提高增升效果。 双开缝后缘襟翼与单开缝后缘襟翼构造相似，只是有两个缝。在襟翼之前还有一小块翼 面，因此放下时与机翼后缘构成两个缝。 若采用三缝和多缝襟翼，增升效果会更好，但构造复杂、故目前采用双开缝襟翼较为普 遍。 (四)后退襟翼 放下后退襟翼，不仅能增大了机翼切面的弯曲度，而且还增大了机翼面积。故增升效果 好。高速飞机采用较多。 (五)后退开缝襟翼 后退开缝襟翼和后退襟翼相似，也可后退。同时又和开缝襟翼相似，当襟翼处于后退位 置时，它的前缘和机翼后缘形成一条缝隙。所以它兼有后退襟翼和开缝襟翼二者的优点 ，增升效果很好，现代高速和重型飞机广泛使用。 后退开缝襟翼有两种型式:一种叫查格襟翼。这种襟翼后退量不很多，机翼面积增加不 很大。最大升力系数可增大110-115%。起飞时，襟翼下偏角度小，与翼间形成的缝隙大 ，这样可使阻力系数增加少，而升力系数增加却很多，有利于缩短起飞距离。着陆时， 下偏角度大，而与翼间形成的缝隙小，这样阻力系数和升力系数都提高较多，有利于缩 短着陆距离。另一种富勒襟翼。这种襟翼的后退量和机翼面积的增加都比查格襟翼多， 而且后退到相当位置，与翼间形成的缝隙也更大，增升效果更好。其最大升力系数可增 大110-140%但在下偏中，压力中心后移很多，操纵结构也更复杂，这是它的缺点。 三、前缘襟翼 位于机翼前缘的襟翼叫前缘襟翼。这种襟翼广泛用于超音速飞机上。因为超音速飞机一 般采用前缘尖削，相对厚度小的薄机翼。在大迎角飞行，机翼上表面前缘就开始产生气 流分离，最大升力系数大大降低。大迎角飞行时，放下前缘襟翼，一方面可减小前缘与 相对气流之间的角度，使气流能够平顺地沿上翼面流过。另一方面也增大了翼切面的弯 度。这样，气流分离就能延缓，而且最大升力系数和临界迎角也都得到提高。属于前缘 襟翼的还有一种叫克鲁格襟翼，装在前缘下部向前下方翻转，既增大机翼面积，又增大 了翼切面的弯度，所以具有很好的增升效果，构造也很简单。这是最新研制的一种增升 装置。波音喷气客机都使用了此种襟翼。 现代中型或大型客机和高速军用飞机，为提高增升效果，往往同时采用几 种升装增置( 叫组合式增升 特别声明: 1:资料来源于互联网，版权归属原作者 2:资料内容属于网络意见，与本账号立场无关 3 :如有侵权，请告知，立即删除。