4.2 飞机的升力和阻力 | 飞机产升力的主要部件是机翼,而机翼产生升力的关键在于机翼横剖面一所谓“翼剖面"的形状。翼剖面也称翼型,一般翼型的前端圆饨,后端尖锐,上面凸起较多而下面较平坦,上下不对称,颇象去掉尾巴的鱼的形状。翼型最前端的一点叫“前缘",最后端一点叫“后缘"。前后缘之间的联线叫“翼弦"。
影响翼型性能的最主要的参数是翼型的厚度和弯度,以翼弦为基础,作若干垂直线,每一垂线在翼型内的长度即代表该处的翼型厚度。最长的垂直线就是最大厚度(c).垂直线的各个中点用曲线联结起来就叫做“中弧线"。相应的翼型的上表面叫做“上弧线",翼型的下表面叫做“下弧线"。中弧线离翼弦最远距离叫最大弯度(f).为了便于比较不同翼型的厚度和弯度,通常采用相对厚度和相对弯度两个无量纲参数来表示. |  | | 相对厚度(c)是最大厚度同弦长(b)的比值。 |  | | 相对弯度（f）是最大弯度同弦长的比值。 |  | 现代飞机翼剖面的相对厚度为4%--16%，相对弯度在0%--2%之间。弯度为零的对称翼剖面多用于水平尾翼和垂直尾翼上。古老的飞机上,象莱特兄弟制造的飞机上,曾采用过弯而薄的翼型。这种翼型升力特性较好但阻力特性较差对于低速度轻型飞机比较合适。随着飞行速度的提高,机翼上受力加大,厚度较大的平凸翼型和具有相当弯度的双凸翼型开始应用。在这类翼型中,发展了一种所谓“层流翼型",这中翼型把最大负压点向后移,翼型的最大厚度位于离前缘组%到剧组翼弦处,这样可以降低阻力,在现代超音速飞机上,由于翼型厚应对波阻的影响很大,所以往往采用前缘尖、厚度小的对称翼型。有些高超音速飞行器上采用由直线组成的三角形和菱形翼剖面。
飞机飞行时翼剖面与迎面气流的相对位子用攻角a面气流方向之间所夹的锐角。机翼的升力同样随着攻角的变化而变化。
下面我们应用伯努力利定理来解释机翼上产生升力的原因。在机翼周围沿着空气流过的路径取出一个假想的矩形截面的流动管道。由于所取的管道壁与气流平行,所以管道内的流动情况与飞机在空气中飞行时周围空气的流动情况是一致的。同时,如果上下管璧与机翼表面相距较远的话,可以认为管壁处的空气已经不受机翼的影响而保持平行流动,所以流管的横截面积是不变的。但是在空气流经机翼处,一部分流管面积被机翼所占据,流管中空气通过的净面积将发生变化。正是这种变化使机翼产生了升力。从流管中取任一纵部面来看,离机翼前缘较远的前方,空气未受机翼的影响,因此气流是平行均 |  | 匀流动的,流管的上半部分和下半部分流速一样的。由伯努利定理可知,该处上下两部分的空气静压也是一样的。当空气接近机翼前缘时,气流开始折转,一部分空气向上绕过机翼前缘流过机翼上表面。另一部分空气仍然由机翼下表面通过.这两部分空气最后在机翼后缘的后方会合,恢复到与机翼前方未受扰动的气流相同的均匀流动的状态。在气流被机翼分割为上下两部分时,由于翼型上表面凸起较多而下表面凸起较少,有的翼型甚至是凹的,加上机翼有一定的攻角,使流过机翼上表面的流管面积比机翼前方的流管面积减少很多,流速增大.由伯努利定理可知,机翼上表面的静压比机翼前方的气流静压小得多。但翼型下表面的流管面积与机翼前方的流管面积相比反而增大,因此机翼下表面的静压比机翼前方的气流静压大。由于机翼前方未受干扰的气流静压是一致的,所以上下翼面之间产生一个静压差,下表面的静压比上表面大,这个静压差在垂直于气流方向上的分量就是机翼产生的升力.
实际上,作用在机翼上的力并不象图示那样作用在一点的集中力.而是分布在整个机翼表面的分布力。这种气动力的分布情况随着机翼攻角的不同而有变化,因此飞机的升力也随着攻角的不同而变化。通过实验和理论研究,可以提出如下升力公式,可以用来计算飞机升力的大小. |  | 就是所谓动压,它与飞机所具各的能量有关,其中p为飞行高度处的空气密度,v为飞机的飞行速度。可见飞行高度越低，飞行速度越大，机翼上的升力也越大。s为机翼的平面投影面积，包括机翼通过机身部分的面积在内。机翼面积越大，升力当然也越大。公式中的系数Cy通常是通过风洞实验得来的。对于某一种翼型，某一种平面形状的机翼可以实验出一条升力系数与攻角的关系曲线。曲线中升力系数等于零的攻角成为零升力攻角，对于不对称翼型，零升力功角一般都小于零度。对于对称翼型，零升力功角就等于零度。升力系数随着功角的增大而增大，达到最大值Cymax时的功角为临界功角。当功角超过临界功角后，升力系数就很快下降，这是因为功角过大，机翼上表面的气流不能维持平滑的流动，气流一绕过前缘很快就开始分离，产生流向不定的杂乱无章的流动。这种流动状态使机翼上表面的压力加大，升力也就很快下降了。这种现象叫做“失速”。
从翼剖面流线图中所示的作用在机翼上的力可见，除了升力Y外还有与飞行方向平行且方向相反的阻力Q，两者的合力就是机翼上总空气动力R。但飞机上下不但机翼会产生阻力，其他部分如机身、起落架、尾翼等都可以产生阻力。近代飞机在巡航飞行时，机翼阻力大约占总阻力的百分之二十五到三十五，所以不能象升力那样，用机翼阻力来代表整架飞机的阻力。
按产生阻力的原因分类，低速飞行时飞机上的阻力有：摩擦阻力，压差阻力，诱导阻力和干扰阻力等。 | | 摩擦阻力 | 空气也具有粘性。当气流流过飞机表面时，由于粘性，空气微团与飞机表面发生摩擦,阻滞了气流的流动，由此而产生的阻力就叫做“摩擦阻力"。
当气流流杀机表面与机体相接触的那后空气,做团粘附在机体表面上。于是这匡气流的流动速度降低为零。紧靠这层空气的外面←层空气虽然没有直接受机体表面的影响,但由于其相邻的空气层的速度为零,由于粘性,该层空气的流动速度也被减小到很小。这样层层影响,各层空气的流动速度逐渐加大,机体表面的阻滞作用逐渐刷、,一直到速度与外界自由流速相等;这样一种流速有变化的空气称之为“附面层"。附面层内,每相邻两薄层空气之间由于存在速度差便产生摩擦力。这种摩擦力的总和就是飞机的摩擦阻力。 | 在机翼上形成的附面层一般都是很薄的，厚度大的只有几厘米，螺旋桨上的附面层更薄，只有几毫米。可是巨型飞船和海轮船舷上的附面层，其厚度可以达几十厘米，甚至半米，却是相当厚了。
附面层中气流的流动情况也是不同的。一般机翼大约在最大厚度以前，附面层的气流各层不相混杂而成层地流动。这部分叫“层流附面层,'。在这以后,气流的活动转变为杂乱无章,并且出现了旋涡和横向运动。这部分就叫做“紊流附面层"。虽然紊流附面层内空气,傲团的运动是紊乱的,但是整个附面层仍然附着在机翼表面。层流转变为紊流的那一点叫“转缺点"?在紊流盹面层之后,附面层脱离了翼面币形成大量宏观的旋涡。这就是“尾迹"。附面层开始分离的一点叫“分离点". |  | | 附面层内的摩擦阻力同流动情况有很大关系。实践证明,层流附面层的摩擦阻力小,而紊流附面层的摩擦阻力大。因此,尽可能在机翼和飞视其他部件表面保持层流流动是有利的。层流翼型「声擦阻力要低得多。 为了降低飞机的摩擦匪时使飞机表面尽量光滑。 | | 压差阻力 | “压差阻力,,它成的压强差。如果把→块平板垂直地竖立在气流中;强大大增大,后面压强减小。前后形成了巨大的压强差i了巨大的咀力。五差阻力。如果把平板平行于气流方向置于气流中则产生的压差阻力就微乎其微。 由此可见,压差阻力同物体的迎风面积、形状和在气流中的位置都有很大关系。所
谓迎风面积,就是物体上垂直于气流方向的最大截面面积。从经验得知物体的迎风面面积越大,压差阻力也就越大。
物体的形状对压差阻力也有很大影响。由风洞实验可知，如果一个短圆柱体的轴向阻力为单位1的话,那末同样的短圆柱体头部加上因锥,头部装一表面均匀弯曲的凸头,以及头部装凸头同时尾部再装一逐渐变尖的凸头,形成所谓“流线体"时。它们的阻力分别是短圆柱体的25,1/5和1/25。可见物体的形状对压差阻力影响之大。
流线体所以能大幅度降低压差阻力,实际上是流线体的头部占据了物体前面的气流滞止所形成的高压区同时流线体的尾部又填满了物体后面气流分离后充满旋涡的低压区,使气流能平滑地流过物体表面来降低物体前后的压力差。因此,为了降低压差阻力,飞机的迎风面积要尽可能小同时所有飞机部件都要加以整流形成流线体形状。 |  | | 诱导阻力 | 机翼上也有摩擦阻力和压差阻力。对机翼而言,这二者合称“翼型阻力"。但机翼上除翼型阻力外还有“诱导阻力"(又叫“感应阻力,,)。这是机翼所独有的一种阻力。(当然,尾翼上也有)。因为这种阻力是伴随着机翼上升力的产生而产生的。也许可以说它是为 了产生升力而付出的一种“代价”。
当飞机飞行时,下翼面压强大、上翼面压强小。由于翼展的长度是有限的,所以上下翼面的压强差使得气流从下翼面绕过两端翼尖,向上翼面流动。当流绕过翼尖时,在翼尖处不断形成旋涡。这种旋涡,从飞机的正前方看去,右边(飞机的左机翼)是逆时针方向的,左边(飞机的右机翼)是顺时针方向的。随着飞机向前方飞行,旋涡就从翼尖向后方流去并产生了向下的下洗速度。下就速度在两个翼尖处最大,向中心逐渐减小。在飞机对称面内减到最小。
这种下洗现象，常被候鸟一雁群所利用。当雁群随着气候的变化而迁徙时，常常排成人字形成或斜一字形。领队的大雁排在最前面,幼弱的小雁常排布后外侧。这样就使后雁处于前雁翼尖所形成的旋涡中。由于翼尖旋涡中的气流在翼尖外侧是向上流动的,形成上升气流。后雁在上升气流中飞仨较省力,对长途不着陆飞行是很有利的。
在机翼中任取某一剖面来研究。由于下洗,流过该剖面的气流除了原来的相对速度v之外又产生了垂直向下的下洗速度。。由v和“合成的合速度u是气流流经该翼剖面的真正相对速度。u与v的夹角E称为下洗角。升力Y是定义为总空气动力在垂直于相对速度v的方向上的分力,可是气流流过机翼以后,由于下洗速度仙的作用,使v的方向改变,向下转折一个下洗角E,而成为u和方向。因此,升力Y也随之偏转一个角度E,而与u垂直成为Yl。然而飞机的飞行方向仍然是原来v的方向,因此Y1就产生一个与飞机前进方向相反的水平分力Q1。这是阻止飞机前进的阻力,这种阻力是由升力的诱导而产生的,因此叫做“诱导阻力"。它是由于气流下洗使原来的升力偏转而引起的附加阻力并不包含在翼型阻力之内。诱导阻力同机翼的平面形状、翼剖面形状和展弦比有关,所以为了减小机翼的诱导阻力,应该选取随圆形的机翼平面形状,并尽可能力日大机翼的展长即增加展弦比使翼尖处下洗严重区在机翼展乐中所占的比重下降。 | | 干扰阻力 | 飞机上除了摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力以外,还有一种“干扰阻力"值得我们注意。
实践表明,飞机的各个部件如机翼、r机身、尾翼等,单独放在气流中所产生的阻力的总和并不等于,而往往是小于组成一架飞机时的阻力。
所谓“干扰阻力"就是飞机各部分之间由于气流相互干扰而产生的一种额外阻力。
现在我们以机翼和机身为例,看看这种额外阻力是怎样产生的。
如图所示,气流流过机翼和机身的连接处,由于机翼和机身二者形状的关系,在这里形成了一个截面由大到小,再由小到大的气流通道。在A处截面比较大,到C点翼面最高点,气流通道收缩到最小,随后到B处又逐渐扩大。根据流体的流动特性,C处的速度大而压强小,B处的速度小而压强大,所以在CB一段通道中气流有从高压区B回流到低压区C的趋势。
这就形成了一股逆流。但飞机前进时不断有气流沿通道向后流，遇到了后面这股逆流就形成了气流的阻塞现象，使气流开始分离并产生很多的旋涡。这些旋涡表明气流的动能有了消耗，因而产生了一种额外的阻力。这一阻力是气流相互干扰而产生的，所以叫做“干扰阻力”。
不但在机翼和机身之间可能产生干扰阻力，而且在机身和尾翼连接处，机翼和发动机短舱连接处，也都可能产生。
从干扰阻力产生的原因来看，它显然和飞机不同部件之间的相对位置有关。如果在设计飞机时，仔细考虑它们的相对位置，使得连接处压强的增加不大也不急剧，干扰阻力就可以减小。
另外还可采取不同部件连接处加装流线型的“整流片”的办法，使连接处圆滑过度，尽可能减少旋涡的产生，也可减少“干扰阻力”。
以上我们把飞机低速飞行时所产生的四种阻力――摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力，都简单介绍了一下。这是从产生阻力的原因的观点来谈的。至于高速飞行时，飞机上还会产生波阻，关于波阻，我们在激波一节中再讨论。
如果从产生阻力的飞机部件的观点来谈，则飞机总阻力中包括机翼阻力、机身阻力、起落架阻力、尾翼阻力、发动机短舱阻力……以及暴露在气流中的各种零件的阻力。除机翼阻力之外的所有飞机部件和零件所产生的阻力的总和叫做“废阻力”（废阻力中包括干扰阻力）。实验表明，废阻力在飞机总阻力中占很大比例，一般约为总阻力的百分之六十到七十，必须予以充分的重视。
但是，在某些情况下，飞机阻力不但无害，而且是完全必需的。这时，应当采取措施迅
速增加阻力。例如,当歼击机同敌机在空中格斗时,为了提高机动性,有时突然打开阻力板(又叫减速板),来迅速增大阻力,降低速度,绕到敌机后方有利位置进行攻击。另外某些高速飞机在着陆时、为了增大阻力、降低着陆速度,缩短滑跑距离,打开阻力伞就可达到目的。
阻力同升力一样,也是总空气动力的一部分,所以同样可以得出“阻力公式": |  | 式中Cx为阻力系数,也由风洞实验求得。参考面积S视为该公式使用的部件不同而不同,对于机翼仍然是机翼平面面积,而对于机身则取为机身的最大横截面积。如果用该公式来计算全机阻力。那末在选定的参考面积下由风洞实验测得阻力系数Cx,使用该阻力系数和相应的参考面积来计算阻力。
阻力系数也与飞机的攻角有关,白开、阻力曲线中可以看出在某一攻角下阻力达到最小值，该攻角称为最小阻力攻角。而其他攻角的阻力都要比该攻角的阻力大。 | | |
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