第2章-飛機(jī)飛行的原理

第2章飛機(jī)飛行的原理2.1流體流動(dòng)的基本知識(shí)2.2流體流動(dòng)的基本規(guī)律2.3作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力2.4飛機(jī)的重心、機(jī)體坐標(biāo)軸系和飛機(jī)平衡2.5飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性第2章飛機(jī)飛行的原理航空概論2.6飛機(jī)的增升裝置2.7飛機(jī)的飛行性能、起飛和著陸2.8飛機(jī)的機(jī)動(dòng)飛行2.9直升機(jī)的飛行原理思考題與習(xí)題

2.1流體流動(dòng)的基本知識(shí)

2.1.1飛行相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理飛行相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理如圖2-1所示。假設(shè)飛機(jī)是在靜止的大氣中(無(wú)風(fēng)情況下)作水平等速直線飛行的狀態(tài)，一觀察者乘坐在高空氣球(固定在空氣中的某一位置)上描述這一飛行狀態(tài)，則飛機(jī)是以速度v∞向左飛行(見圖2-1(a))，并將擾動(dòng)周圍的空氣使之產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)，而運(yùn)動(dòng)起來(lái)的空氣同時(shí)將在飛機(jī)的外表面上產(chǎn)生空氣動(dòng)力。

如果另一個(gè)觀察者就乘坐在飛機(jī)上，觀察到的情景則是遠(yuǎn)前方空氣(連同乘坐在氣球上的觀察者)是以同樣的速度v∞流向靜止不動(dòng)的飛機(jī)，但方向是向右(見圖2-1(b))。遠(yuǎn)前方空氣來(lái)流流過(guò)飛機(jī)外表面時(shí)，空氣的流動(dòng)速度、壓力等都將發(fā)生變化而產(chǎn)生空氣動(dòng)力。顯然，作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力不會(huì)因觀察者乘坐的方位發(fā)生變化而變化，而是一樣的。這就稱為飛行相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理。

圖2-1飛行相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理的示意

利用這一原理，飛機(jī)以速度v∞作水平直線飛行時(shí)，作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力大小與遠(yuǎn)前方空氣以速度v∞流向靜止不動(dòng)的飛機(jī)時(shí)所產(chǎn)生的空氣動(dòng)力應(yīng)完全相等。這兩種運(yùn)動(dòng)情況可以相互轉(zhuǎn)換，也叫做“可逆性原理”。采用這種方法，在試驗(yàn)研究和理論研究上都會(huì)有很大的便利，所以它廣泛地被航空、航天、航海、交通運(yùn)輸部門等采用。

2.1.2流體的連續(xù)性假設(shè)和狀態(tài)方程

流體是液體(如水)和氣體(如空氣)的總稱。和固體不同，流體沒(méi)有自己確定的幾何形狀，它們的形狀都僅僅取決于盛裝它們的容器形狀。例如，把流體盛滿在某容器內(nèi)，它的形狀就取決于這個(gè)容器的幾何形狀。流體的這種容易流動(dòng)(或抗拒變形的能力很弱)的特性，為易流性。

流體的狀態(tài)參數(shù)是指它的密度ρ，溫度T，壓力p(又稱壓強(qiáng))這三個(gè)參數(shù)，它們是影響流體運(yùn)動(dòng)規(guī)律最重要的物理量。

流體的密度ρ是指流體所占空間內(nèi)，單位體積中包含的質(zhì)量。如流體的質(zhì)量為m，占有的體積為V，則，單位是kg/m3。

流體的溫度T是流體分子運(yùn)動(dòng)劇烈程度的指標(biāo)，熱力學(xué)單位是K。以K為單位的絕對(duì)溫度T與以℃為單位的攝氏溫度t的關(guān)系是T

=

273.15

+

t。

流體的壓力p是指作用在單位面積上且方向垂直于這個(gè)面積(沿內(nèi)法線方向)的力，又稱壓強(qiáng)，單位是Pa或N/m2。就空氣來(lái)說(shuō)，空氣的壓力是眾多空氣分子在一面積上不斷撞擊產(chǎn)生作用的結(jié)果。在飛機(jī)上產(chǎn)生的空氣動(dòng)力，特別是升力，大都是來(lái)自于飛機(jī)外表面上的空氣壓力。

通過(guò)試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，在任何狀態(tài)下，氣體的壓力、密度和溫度之間都存在一定的函數(shù)關(guān)系。即

(2-1)

式(2-1)稱為氣體的狀態(tài)方程，式中的R稱為氣體常數(shù)，各種氣體的氣體常數(shù)是不相同的。當(dāng)p

=

1.0132

×?105

Pa，T

=

293.15K時(shí)，空氣的氣體常數(shù)R為287.053m2

/

(s2·K)。

2.1.3流體的可壓縮性、聲速c、黏性和傳熱性

1．流體的可壓縮性

對(duì)流體施加壓力，流體的體積會(huì)發(fā)生變化。在一定溫度條件下，具有一定質(zhì)量流體的體積或密度隨壓力變化而變化的特性，稱為可壓縮性(或稱彈性)。流體壓縮性的大小，通?？捎皿w積彈性模量來(lái)度量，其定義為產(chǎn)生單位相對(duì)體積變化所需的壓力增高。即

(2-2)

式中，E為體積彈性模量；p為流體壓力；V為一定量流體的體積。

2．流體的聲速c

聲速(在航空界也俗稱音速)?c是指聲波在流體中傳播的速度，單位是m/s。聲波是一個(gè)振動(dòng)的聲源(例如振動(dòng)的鼓膜)產(chǎn)生的疏密波(壓縮與膨脹相間的波)。飛機(jī)或物體在空氣中運(yùn)動(dòng)時(shí)，在圍繞它的空氣中也將一直產(chǎn)生疏密波，或稱小擾動(dòng)波，它的傳播速度也是聲速。小擾動(dòng)波或聲波在靜止流體中，是向所有方向以球面波的形式傳播開去的。

試驗(yàn)表明，在水中的聲速大約為1440?m/s(約5200km/h)，而在海平面的標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下，空氣中的聲速僅為341m/s(約1227km/h)。由于水的可壓縮性很小，而空氣很容易被壓縮，所以可以推論：流體的可壓縮性越大，聲速越??；流體的可壓縮性越小，聲速越大。在大氣中，聲速的計(jì)算公式為

(2-3)

式中，T是空氣的熱力學(xué)溫度。隨著飛行高度的增加，空氣的溫度是變化的，因而聲速也將變化，說(shuō)明空氣的可壓縮性也是變化的。

3．流體的黏性

黏性是流體的另一個(gè)重要物理屬性。一般情況下，摩擦有外摩擦和內(nèi)摩擦兩種。一個(gè)固體在另一個(gè)固體上滑動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的摩擦叫外摩擦，而同一種流體相鄰流動(dòng)層間相對(duì)滑動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的摩擦叫內(nèi)摩擦，也叫做流體的黏性。因此，有速度差的相鄰流動(dòng)層間，即使靠近壁面也是同一種流體(如水)之間的摩擦，也是內(nèi)摩擦。

根據(jù)試驗(yàn)，內(nèi)摩擦力F(也稱為流體黏性摩擦力)與相鄰流動(dòng)層的速度差和接觸面積成正比例，而與相鄰兩層的距離成反比例。即

(2-4)

式中，是流體的內(nèi)摩擦系數(shù)或稱為流體的動(dòng)力黏性系數(shù)，單位是Pa·s；比值表示在流動(dòng)層的垂直方向(橫向)上，每單位長(zhǎng)度速度的變化量，也稱為橫向速度梯度。

4．流體的傳熱性

流體的傳熱性也是流體的一個(gè)重要物理屬性。當(dāng)流體中沿某一方向存在溫度梯度時(shí)，熱量就會(huì)由溫度高的地方傳向溫度低的地方，這種性質(zhì)稱為流體的傳熱性。流體的導(dǎo)熱系數(shù)的數(shù)值隨流體介質(zhì)的不同而不同，空氣的導(dǎo)熱系數(shù)為2.47

×?10-5kJ/(m·K·s)。由于空氣的導(dǎo)熱系數(shù)很小，當(dāng)溫度梯度不大時(shí)，可以忽略空氣的傳熱性對(duì)流動(dòng)特性的影響。

2.1.4來(lái)流馬赫數(shù)和雷諾數(shù)

研究航空、航天飛行器的飛行原理時(shí)，經(jīng)常要提到“來(lái)流馬赫數(shù)Ma∞”和“來(lái)流雷諾數(shù)Re∞”兩個(gè)參數(shù)(或稱為飛行馬赫數(shù)和飛行雷諾數(shù))。

來(lái)流馬赫數(shù)Ma∞的定義是

(2-5)

式中，v∞是遠(yuǎn)前方來(lái)流的速度(即飛行速度)；c∞是飛行高度上大氣中的聲速；Ma∞是兩個(gè)速度之比，為一個(gè)無(wú)量綱量。來(lái)流馬赫數(shù)Ma∞可以作為判斷空氣受到壓縮程度的指標(biāo)。Ma∞越大，飛行引起的空氣受到壓縮的程度就越大；反之，則越小。

從飛行實(shí)踐中可以知道，當(dāng)Ma∞≤0.3時(shí)，空氣受到壓縮的程度很小，稱為低速飛行，可以不考慮空氣的可壓縮性影響，即把空氣當(dāng)做不可壓縮的流體來(lái)進(jìn)行分析；當(dāng)0.3

<

Ma∞≤0.85時(shí)，稱為亞聲速飛行；當(dāng)0.85?<

Ma∞?<

1.3時(shí)，稱為跨聲速飛行；當(dāng)Ma∞≥1.3時(shí)，稱為超聲速飛行；當(dāng)Ma∞≥5.0時(shí)，稱為高超聲速飛行，等等。

除了低速飛行外，研究飛機(jī)的空氣動(dòng)力大小都必須考慮空氣的可壓縮性影響，特別是進(jìn)入跨聲速飛行后，因?yàn)榭諝獾目蓧嚎s性會(huì)產(chǎn)生一種稱為激波的獨(dú)特流動(dòng)現(xiàn)象，將對(duì)飛機(jī)的空氣動(dòng)力和外形設(shè)計(jì)帶來(lái)重大影響。

來(lái)流雷諾數(shù)Re∞的定義是

(2-6)

式中，ρ∞、μ∞分別是飛行高度上大氣的密度和動(dòng)力黏性系數(shù)；v∞是飛行速度；l是飛機(jī)的一個(gè)特征尺寸，通常選取飛機(jī)機(jī)身的長(zhǎng)度作為該特征尺寸；Re∞是一個(gè)無(wú)量綱量。來(lái)流雷諾數(shù)Re∞是另一個(gè)非常重要的參數(shù)，對(duì)飛機(jī)的空氣動(dòng)力(升力和阻力)也有很大的影響。它的物理意義是：Re∞越小，空氣黏性的作用越大；Re∞越大，空氣黏性的作用越小。

2.1.5流體流動(dòng)現(xiàn)象的觀測(cè)和描述

1．觀察流動(dòng)現(xiàn)象的作用

從一開始研究流體力學(xué)，人們就想方設(shè)法要將流動(dòng)現(xiàn)象顯示出來(lái)，供觀察和研究。如利用輕質(zhì)、顆粒很小的固體物或用染色液和白煙給流體微團(tuán)著色來(lái)顯示流體微團(tuán)運(yùn)動(dòng)軌跡的方法，至今仍在使用。

圖2-2是歷史上非常著名的雷諾試驗(yàn)示意圖。當(dāng)一定直徑的玻璃水管中的流體流速v比較小時(shí)，從色液管嘴流出的染色流在玻璃水管中一直清晰可見，保持著直線形狀(見圖2-2(a))。這說(shuō)明玻璃水管中流體的流動(dòng)是層流，而在層流流動(dòng)中，流體微團(tuán)之間沒(méi)有“雜亂的摻混”，使得層流流動(dòng)中機(jī)械能量的耗損很小。

但是，當(dāng)玻璃水管中的流體流速v增加到一定大(確切地說(shuō)，是玻璃水管內(nèi)來(lái)流雷諾數(shù)Re∞增加到一定大)后，發(fā)現(xiàn)染色流直線變形、折斷，最后完全擴(kuò)散在玻璃水管中而無(wú)法分辨(見圖2-2(b))。這就是說(shuō)，流體在增速流動(dòng)過(guò)程中，流體微團(tuán)運(yùn)動(dòng)軌跡變得越來(lái)越不規(guī)則，不僅有軸向運(yùn)動(dòng)，而且有強(qiáng)烈的橫向運(yùn)動(dòng)。也就是說(shuō)，流體微團(tuán)在各個(gè)方向上都有充分的相互摻混的作用，這樣的流動(dòng)稱為湍流(或稱紊流)。在湍流流動(dòng)中，流體微團(tuán)處在無(wú)規(guī)則的隨機(jī)運(yùn)動(dòng)之中，相互摻混將引起劇烈的動(dòng)量和熱量的傳遞和交換，增加機(jī)械能量(如壓力)的大量耗損。

圖2-2雷諾試驗(yàn)

風(fēng)吹過(guò)房屋的流動(dòng)如圖2-3所示(用煙流顯示)。離房屋稍遠(yuǎn)一點(diǎn)，氣流保持有序的曲線形狀，線上的箭頭表示流動(dòng)方向；貼近屋頂是氣流卷成旋渦，并從屋頂上分離(氣流不是緊貼著屋頂流過(guò)去的)；在房屋的背風(fēng)面，全是分離的旋渦流動(dòng)區(qū)。日常生活中，在房屋背風(fēng)面地面上的紙屑和灰塵滿天飛舞的景象，正是存在分離的旋渦流動(dòng)區(qū)的寫照。

在圖上，還注明了沿著外墻面和屋頂用試驗(yàn)方法測(cè)得的壓力系數(shù)Cp。壓力系數(shù)Cp的定義為

(2-7)

式中，下標(biāo)為∞的是遠(yuǎn)前方來(lái)流(風(fēng))的參數(shù)；p是測(cè)得的壓力。壓力p永遠(yuǎn)不會(huì)是負(fù)值，但壓力系數(shù)Cp可以是正值，也可以是負(fù)值。換句話說(shuō)，在這里是選擇p∞

作為計(jì)算基準(zhǔn)。若p>p∞

，則Cp>0；若p<p∞

，則Cp<0。由圖2-3上注明的值可知，迎風(fēng)墻面上是，而屋頂和背風(fēng)墻面上是，所以將產(chǎn)生掀開屋頂?shù)目諝鈩?dòng)力。

圖2-3風(fēng)吹過(guò)房屋的流動(dòng)示意

對(duì)超聲速氣流的觀察要比低速氣流困難得多，必須采用光、電各種測(cè)試方法來(lái)顯示流動(dòng)中產(chǎn)生的物理現(xiàn)象。圖2-4是用陰影法作流動(dòng)攝影試驗(yàn)的裝置示意。表示了通過(guò)噴管出口流出的超聲速氣流(例如，出口的流動(dòng)馬赫數(shù)Ma

=

2.0)流過(guò)尖頭子彈，用陰影法(利用流動(dòng)中空氣密度的變化對(duì)光線的折射率不同)在屏幕上顯示出的明暗相間的條紋現(xiàn)象。這種現(xiàn)象表明流動(dòng)中產(chǎn)生了新的情況，出現(xiàn)了頭部激波和尾部激波。

圖2-4用陰影法作流動(dòng)攝影試驗(yàn)的裝置示意

2．流場(chǎng)、流線、流管和流量

在充滿流體流動(dòng)的空間稱為流場(chǎng)。流場(chǎng)被用來(lái)描述表示流體運(yùn)動(dòng)特征的物理量(流動(dòng)參數(shù))，如速度、密度和壓力等，因而流場(chǎng)也是這些物理量的場(chǎng)。如果流場(chǎng)中任一點(diǎn)處流體微團(tuán)的物理量隨時(shí)間而變化，則稱為非定常流；反之，則稱為定常流。圖2-5是貯水池中的水通過(guò)管道向外排泄過(guò)程的示意圖。因?yàn)闆](méi)有補(bǔ)給水源，貯水池中的水位不斷下降，排水過(guò)程中出水口流出的水柱形狀不斷發(fā)生改變(見圖2-5(a))，所以其流動(dòng)就是非定常流。如果補(bǔ)給水源，貯水池中始終保持池面的水位不變，排水過(guò)程中出水口流出的水柱形狀始終保持不變(見圖2-5(b))，則流動(dòng)就變成了定常流。

圖2-5水的排泄過(guò)程示意

圖2-6是流面和流管的示意圖。在流場(chǎng)中，取一條不封閉的、也不是流線的曲線os。在同一瞬間，通過(guò)曲線os上的所有點(diǎn)作流線，于是這些互相緊密靠近的流線就構(gòu)成了一個(gè)流動(dòng)表面，稱為流面(見圖2-6(a))。在流面上各個(gè)微體流團(tuán)只沿其切線方向運(yùn)動(dòng)，因此流面對(duì)于在其兩側(cè)流動(dòng)的其他流體微團(tuán)來(lái)說(shuō)是不可穿透的，即流面可視為隔離流動(dòng)的“固壁”。如果曲線os是一條封閉的，但不在某一個(gè)流面上的曲線，在同一瞬間通過(guò)os曲線上所有點(diǎn)作流線，則互相緊密靠近的流線集合構(gòu)成的管狀流面，稱為流管(見圖2-6(b))。在這個(gè)瞬間，除了在流管的橫斷面上有流體流過(guò)外，不會(huì)有流體穿越流管管壁而流進(jìn)來(lái)或流出去。

圖2-6流面和流管的示意

圖2-7是流過(guò)給定流管任一橫截面積上的流體質(zhì)量的計(jì)算用圖。流管的橫截面積為Ａ，流體的密度為，在橫截面上的流速為v，則單位時(shí)間流過(guò)流管橫截面積Ａ的流體體積為vＡ，稱為流體的體積流量。那么單位時(shí)間流過(guò)流管橫截面積的流體質(zhì)量，稱為流體的質(zhì)量流量，用符號(hào)qm表示。如果在橫截面上的速度是均勻分布的(見圖2-7(a))，則有

(2-8)

式中，qm的單位是kg/s。

如果在橫截面Ａ上的速度不是均勻分布的(見圖2-7(b))，這時(shí)用該橫截面上的平均速度vav替代式(2-8)中v的即可。流過(guò)流管任一橫截面積上的，不僅有流體的體積、質(zhì)量，而且還有流體的動(dòng)量、能量等。在一條流管的不同橫截面上的這些物理量之間，是有一定的規(guī)律可循的。

圖2-7計(jì)算流量用圖

3．繞物體流動(dòng)的圖畫

圖2-8是低速氣流繞機(jī)翼翼剖面(航空界稱翼剖面為流線型物體或流線體，簡(jiǎn)稱翼型)流動(dòng)的圖畫。從圖中可以看出，空氣貼近翼面平滑地流過(guò)去，沒(méi)有分離。像翼剖面這樣的物體非常有利于減小黏性阻力，產(chǎn)生升力。

圖2-8低速氣流繞翼型流動(dòng)的圖畫

可見，在低速氣流繞流過(guò)翼型(代表流線體)的流動(dòng)圖畫中，包括了主流區(qū)、附面層流動(dòng)區(qū)和尾跡區(qū)。在主流區(qū)中，流體的黏性作用很小，在理論研究中可把流體當(dāng)做理想流體來(lái)處理。在附面層流動(dòng)區(qū)和尾跡區(qū)中，流體的慣性力小，而流體的黏性力卻起著很大的作用。

高速氣流繞流過(guò)物體的流動(dòng)圖畫，觀測(cè)起來(lái)要困難得多。但是，只要流動(dòng)雷諾數(shù)足夠大，流場(chǎng)中也有主流區(qū)、附面層流動(dòng)區(qū)和尾跡區(qū)之分。除此之外，因氣體可壓縮性的影響，特別是進(jìn)入跨聲速區(qū)之后，還會(huì)產(chǎn)生激波等新的流動(dòng)現(xiàn)象。

2.1.6流體的模型化

1．理想流體

理想流體是一種不考慮氣體黏性的模型，忽略黏性的氣體稱為理想氣體。在這種模型中，流體微團(tuán)不受黏性力的作用。當(dāng)然，在研究流動(dòng)阻力問(wèn)題時(shí)，用理想氣體模型得出的結(jié)果往往與實(shí)際情況差別較大，這是因?yàn)轲ば宰枇途o貼物體表面的邊界層內(nèi)氣體的流動(dòng)特性密切相關(guān)。

2．不可壓流體

不可壓流體是一種不考慮氣體可壓縮性或彈性的模型，可以認(rèn)為它的體積彈性模量為無(wú)窮大或它的流體密度等于常數(shù)。對(duì)于氣體，在特定的條件下，也可按照不可壓縮流體處理。而求解不可壓流體的流動(dòng)規(guī)律，只需要服從力學(xué)定律，便可使問(wèn)題的求解和數(shù)學(xué)分析大大簡(jiǎn)化。對(duì)于流動(dòng)速度較低的氣體，更確切地說(shuō)是對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)較低的氣體，在工程應(yīng)用中是完全可以按照不可壓流體來(lái)處理流動(dòng)問(wèn)題的。

3．絕熱流體

絕熱流體是一種不考慮流體的熱傳導(dǎo)性的模型，即它把流體的導(dǎo)熱系數(shù)認(rèn)為是零。不考慮氣體微團(tuán)間熱傳導(dǎo)作用的氣體模型，稱為絕熱氣體。氣體在高速流動(dòng)中，在溫度梯度不太大的地方，氣體微團(tuán)間的傳熱量也是微乎其微的，忽略氣體微團(tuán)間傳熱量對(duì)流動(dòng)特性的影響，因此也可以不考慮傳熱量的作用。

2.2流體流動(dòng)的基本規(guī)律

流體繞物體流動(dòng)時(shí)，它的各個(gè)物理量如速度、壓力和溫度等都會(huì)發(fā)生變化，但這些變化必須遵循基本的物理定律，這些物理定律有質(zhì)量守恒定律、牛頓運(yùn)動(dòng)定律、熱力學(xué)第一定律(能量守恒與轉(zhuǎn)換定律)和熱力學(xué)第二定律等。用流體流動(dòng)過(guò)程中的各個(gè)物理量描述的基本物理定律，就組成了空氣動(dòng)力學(xué)的基本方程組。它是理論分析和計(jì)算的出發(fā)點(diǎn)，也是解釋用試驗(yàn)方法獲得飛機(jī)空氣動(dòng)力特性與規(guī)律的基礎(chǔ)，以及說(shuō)明飛機(jī)外形發(fā)生變化的物理原理等。

2.2.1質(zhì)量守恒與連續(xù)方程

在定常流流動(dòng)中，遠(yuǎn)前方來(lái)流以速度繞一個(gè)機(jī)翼翼型流過(guò)的流線譜(主流區(qū))，如圖2-9所示。在這個(gè)流場(chǎng)中選定一條流管來(lái)分析，在圖2-9上取三個(gè)橫截面積，分別位于遠(yuǎn)前方(截面1)、靠近翼型頭部(截面2)和尾部(截面3)。沿這個(gè)流管橫截面積的變化，是在流場(chǎng)中放入翼型后產(chǎn)生的，體現(xiàn)了翼型對(duì)來(lái)流流體的作用，因而流過(guò)截面1、截面2和截面3的質(zhì)量流量分別為，和。

根據(jù)質(zhì)量守恒定律(質(zhì)量不會(huì)自生也不會(huì)自滅)，于是有

。即

(2-9)

圖2-9繞翼型的流線譜

式(2-9)稱為可壓縮流體沿流管的連續(xù)方程，說(shuō)明通過(guò)流管各橫截面的質(zhì)量流量必須相等。對(duì)于不可壓縮流體，因?yàn)?/p>

常數(shù)，所以式(2-9)變?yōu)?/p>

(2-10)

由式(2-10)可知，對(duì)于不可壓縮流體來(lái)說(shuō)，通過(guò)流管各橫截面的體積流量必須相等。它表明：流管橫截面變小，平均流速必須增大；相反，流管橫截面變大，平均流速必須減小。否則，將違背質(zhì)量守恒定律。

因此可以說(shuō)，凡是流線相對(duì)變得密集的地區(qū)，流速就增大；相反，凡是流線相對(duì)變得稀疏的地區(qū)，流速就減小。觀察到的流線譜不僅可以顯示出流場(chǎng)中的速度方向，而且還可以判斷出速度的變化大小。

2.2.2能量方程與伯努利方程

1．能量方程

根據(jù)能量守恒與轉(zhuǎn)換定律可知，能量不會(huì)消失，也不會(huì)無(wú)中生有。在任何與周圍隔絕的物質(zhì)系統(tǒng)中，不論發(fā)生什么變化或過(guò)程，能量的形態(tài)雖然可以發(fā)生轉(zhuǎn)換，但能量的總和保持恒定。

例如，不可壓縮流體、理想流體沿流管作定常流流動(dòng)時(shí)的能量方程為

(2-11)

式中，單位質(zhì)量流體流入與流出所具有的重力勢(shì)能gz、動(dòng)能、

以及流動(dòng)功都是機(jī)械能量，它揭示的是流體機(jī)械能的守恒與轉(zhuǎn)換規(guī)律。

2．伯努利方程

當(dāng)應(yīng)用式(2-11)來(lái)分析低速氣流繞流過(guò)翼型等流線物體時(shí)(見圖2-9)，重力勢(shì)能的差是一個(gè)很小的量，可以忽略。于是，式(2-11)就變?yōu)?/p>

方程的兩邊乘以，則

(2-12)

大氣的流動(dòng)速度與壓力之間的關(guān)系，可以用圖2-10所示的試驗(yàn)結(jié)果來(lái)說(shuō)明。當(dāng)大氣靜止時(shí)，在試驗(yàn)管道的各個(gè)截面上的大氣壓力一樣，都等于大氣壓力，所以各玻璃管中壓力指示劑的液面高度都一樣(見圖2-10(a))。但當(dāng)大氣穩(wěn)定地、連續(xù)地流過(guò)試驗(yàn)管道時(shí)，在試驗(yàn)管道各截面處的氣流速度隨截面積的變化而變化(見圖2-10(b))。截面積大的地方流速小，截面積小的地方流速大。這一事實(shí)表明：流速大的地方，氣體的壓力小；流速小的地方，氣體的壓力大。壓力隨流速而變化的這一關(guān)系，就是伯努利定理的基本內(nèi)容。

圖2-10流速和壓力的關(guān)系(a)大氣靜止時(shí)的情況(b)大氣流動(dòng)時(shí)的情況

2.2.3低速、亞聲速和超聲速管內(nèi)流體的流動(dòng)

要驅(qū)動(dòng)氣體在管道中流動(dòng)起來(lái)，并得到期望的流動(dòng)參數(shù)，需要具備兩個(gè)條件：

第一，要有一個(gè)壓力差，在這個(gè)壓力差的推動(dòng)下，氣體將在管道中作定常流流動(dòng)；

第二，要有適當(dāng)?shù)墓苄?要求管道的橫截面積有變化)才能得到期望的氣流速度。

低速氣流在管道內(nèi)的流動(dòng)變化，如圖2-11所示。當(dāng)管道收縮時(shí)，A2<A1，由連續(xù)方程式(2-10)可知，V2>V1(流速增大，見圖2-11(a))，又由伯努利方程式(2-12)可知，(靜壓減小)；相反，當(dāng)管道擴(kuò)張時(shí)，

A2>A1，

V2<V1

(流速減小，見圖2-12(b))，

P2>P1(靜壓增大)。概括地說(shuō)，低速氣流在管道內(nèi)的流動(dòng)特點(diǎn)是：截面積與氣體流速的乘積為一常數(shù)，截面積小的地方流速快，截面積大的地方流速慢；流速快的地方壓力低，流速慢的地方壓力高，但動(dòng)、靜壓力之和為一常值。>

圖2-11空速管測(cè)速原理

沿流動(dòng)方向的流體靜壓是增大或是減小，對(duì)貼近管壁的附面層流動(dòng)有很大的影響。當(dāng)管道擴(kuò)張過(guò)快時(shí)，會(huì)產(chǎn)生附面層從壁面分離的現(xiàn)象(見圖2-11(c))，是沿流動(dòng)方向上靜壓增大(稱逆壓梯度)而產(chǎn)生的結(jié)果。在噴氣飛機(jī)進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)中，必須考慮到這一情況，不能把管道橫截面積增加得過(guò)快。

在收縮管道中，亞聲速氣流仍是加速運(yùn)動(dòng)，即V2>V1；靜壓下降，即P2<

P1；密度減小，即；而且流體的溫度也下降，即；由式(2-3)知道，相應(yīng)的聲速也減小，即，因而橫截面上的流動(dòng)馬赫數(shù)將增大，即

在擴(kuò)張管道中，亞聲速氣流仍是減速運(yùn)動(dòng)，有

且。簡(jiǎn)而言之，收縮管道使亞聲速氣流增速、減壓；擴(kuò)張管道使亞聲速氣流減速、增壓。在這兩種情況下，亞聲速氣流與低速氣流的流動(dòng)沒(méi)有本質(zhì)的區(qū)別。

超聲速氣流在變橫截面管道中的流動(dòng)情況，如圖2-12所示。試驗(yàn)的結(jié)論與低速、亞聲速氣流流動(dòng)情況的結(jié)論完全相反，收縮管道將使超聲速氣流減速、增壓；相反，擴(kuò)張管道反使超聲速氣流增速、減壓。這是由于橫截面積的變化引起的密度變化，相對(duì)來(lái)說(shuō)要比引起的速度變化快得多，密度變化的因素占了主導(dǎo)地位。對(duì)于超聲速氣流，在收縮管道中，

相反，在擴(kuò)張管道中，

圖2-12超速氣流在變截面管道中的流動(dòng)

2.2.4小擾動(dòng)波在氣流中的傳播

假設(shè)小擾動(dòng)源Ｏ靜止不動(dòng)，而遠(yuǎn)前方空氣以不同的流速V從左向右流來(lái)時(shí)，研究小擾動(dòng)波的傳播變化，現(xiàn)分四種流速情況來(lái)說(shuō)明，如圖2-13所示。若小擾動(dòng)源Ｏ每隔1

s發(fā)出一次小擾動(dòng)波，則圖2-13為4?s末的一瞬間小擾動(dòng)波的四個(gè)波陣面位置。

圖2-13超聲速氣流在變截面管道中的流動(dòng)

(1)流速。圖2-14(a)所示是流速的情況，由于流速為零，每個(gè)小擾動(dòng)波面都以小擾動(dòng)源Ｏ為球心向四周傳播。則圖示為4

s末的一瞬間，小擾動(dòng)波的四個(gè)波陣面位置是四個(gè)同心的球面。最大的球面半徑為4c，是4

s前發(fā)出的一個(gè)小擾動(dòng)波面經(jīng)過(guò)4?s后到達(dá)的位置。最小的球面半徑是1c，那是4

s前發(fā)出的小擾動(dòng)波面經(jīng)過(guò)1?s后到達(dá)的位置。球面波內(nèi)的空氣都已受到擾動(dòng)，而球面波外的空氣尚未受到擾動(dòng)。但是，只要時(shí)間足夠，小擾動(dòng)波是會(huì)波及全部空間的(這里是假定小擾動(dòng)波在空間傳播時(shí)沒(méi)有任何衰減)。

圖2-14小擾動(dòng)波傳播圖形

(2)流速v小于聲速c，即來(lái)流馬赫數(shù)。圖2-14(b)所示是在亞聲速氣流中0<v<c時(shí)，小擾動(dòng)波傳播的情況。這時(shí)，每次從小擾動(dòng)源O發(fā)出的小擾動(dòng)波仍以聲速c進(jìn)行傳播，但擾動(dòng)波本身還跟隨氣流以流速v向右流動(dòng)，所以小擾動(dòng)波的運(yùn)動(dòng)速度是流速v和聲速c兩個(gè)運(yùn)動(dòng)速度的疊加。例如，在氣流流動(dòng)的方向上，小擾動(dòng)波的運(yùn)動(dòng)速度要快一些(v+c)，而在氣流流動(dòng)的反方向上，則小擾動(dòng)波的運(yùn)動(dòng)速度要慢一些(v-c)。但是，只要時(shí)間足夠，小擾動(dòng)波仍然會(huì)波及全流場(chǎng)。另外，小擾動(dòng)波的傳播對(duì)小擾動(dòng)源來(lái)O說(shuō)，就不再是球?qū)ΨQ的了。

(3)流速v等于聲速c，即來(lái)流馬赫數(shù)。圖2-14(c)所示是在聲速氣流中，小擾動(dòng)波傳播的情況。因?yàn)関=c，在氣流流動(dòng)的反方向上小擾動(dòng)波的運(yùn)動(dòng)速度等于零，所以每次從小擾動(dòng)源O發(fā)出的小擾動(dòng)波就不能波及全流場(chǎng)。它的分界面是由小擾動(dòng)波陣面構(gòu)成的公切平面AOA(通過(guò)小擾動(dòng)源O，而垂直于來(lái)流方向)，切平面右側(cè)的半個(gè)空間是小擾動(dòng)源的影響區(qū)，切平面左側(cè)的半個(gè)空間是無(wú)擾區(qū)(或稱禁訊區(qū))。遠(yuǎn)前方來(lái)流流到公切平面AOA之前，無(wú)法知曉小擾動(dòng)源O的存在，顯示出了亞聲速氣流和聲速氣流之間的本質(zhì)區(qū)別。

(4)流速v大于聲速c，即來(lái)流馬赫數(shù)。圖2-14(d)所示是在超聲速氣流中，小擾動(dòng)波傳播的情況。在第4?s末可以看到第1?s初發(fā)出的小擾動(dòng)波陣面的球面半徑已擴(kuò)展為4c，而球心則隨氣流向右移動(dòng)了4v的距離，因?yàn)?v>4c，所以球面的左邊界必然在小擾動(dòng)源O的右側(cè)。如此類推，若第4

s初發(fā)出的小擾動(dòng)波陣面的球面半徑是1c，而這個(gè)球心隨氣流向右移動(dòng)的距離為1v，小擾動(dòng)波陣球面也完全處在小擾動(dòng)源O的右側(cè)。這些球面的公切面是一個(gè)母線為直線OA的圓錐波面，將母線OA和來(lái)流速度方向的夾角記為(這里不代表流體的黏性系數(shù))，

則有

或者

(2-13)

式中，稱為馬赫角，各小擾動(dòng)波的公切圓錐面稱為馬赫錐面，母線OA稱為馬赫線。

2.2.5馬赫波、膨脹波和激波

超聲速氣流受到微小擾動(dòng)而使氣流方向產(chǎn)生微小變化，擾動(dòng)的界面是馬赫波，如圖2-15所示。當(dāng)超聲速氣流流過(guò)AOB壁面，在O點(diǎn)沿順時(shí)針?lè)较蚱D(zhuǎn)一個(gè)微小的正角時(shí)，隨著流速增大，壓力、密度和溫度減小，氣流發(fā)生膨脹，則這時(shí)的馬赫波稱為膨脹馬赫波；當(dāng)氣流在點(diǎn)O沿逆時(shí)針?lè)较蚱D(zhuǎn)一個(gè)微小的負(fù)角時(shí)(見圖2-16(a))，則伴隨著流速減小，壓力、密度和溫度增大，氣流發(fā)生壓縮，馬赫波稱為壓縮馬赫波。

圖2-15馬赫錐圖

超聲速氣流因通路擴(kuò)張，如壁面相對(duì)氣流外折一個(gè)角度，或因流動(dòng)條件規(guī)定從高壓區(qū)過(guò)渡到低壓區(qū)，氣流要加速、降壓，將出現(xiàn)膨脹波。超聲速氣流因通路收縮，如壁面相對(duì)氣流內(nèi)折一個(gè)有限角度以及氣流繞流過(guò)物體時(shí)，或因流動(dòng)條件規(guī)定從低壓區(qū)過(guò)渡到高壓區(qū)，氣流要減速、增壓，將出現(xiàn)與膨脹波性質(zhì)完全不同的另一種波，即激波。

圖2-16(b)是斜激波前、后面的氣流分速示意圖。激波與來(lái)流方向的夾角稱為激波角，用表示。當(dāng)激波面與來(lái)流方向垂直，即時(shí)，稱為正激波。氣流通過(guò)正激波，壓力、密度和溫度突然升高，流速由超聲速減小到亞聲速，但氣流方向不變。當(dāng)激波面沿氣流方向傾斜，即時(shí)，稱為斜激波?？諝饬鬟^(guò)斜激波，壓力、密度和溫度也突然升高，流速可能降為亞聲速，也可能仍為超聲速，但不像通過(guò)正激波那樣強(qiáng)烈。

圖2-16馬赫波

圖2-17是>1情況下的正激波和斜激波示意圖。激波的形狀在飛行馬赫數(shù)不變的情況下，主要取決于物體或飛機(jī)的形狀，特別是頭部的形狀。如果物體的頭部是方的或圓鈍的，在物體的前面形成的是正激波(見圖2-17(a))，在這里便形成一個(gè)亞聲速區(qū)。如果物體的頭部尖削，像矛頭或刀刃似的，在物體的前面形成的則是斜激波(見圖2-17(b))。

圖2-17Ma＞1情況下的正激波和斜激波

2.3作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力

2.3.1飛機(jī)機(jī)翼的幾何外形和參數(shù)機(jī)翼是飛機(jī)產(chǎn)生升力和阻力的主要部件，一般用機(jī)翼的平面幾何形狀和翼剖面(簡(jiǎn)稱翼型)幾何形狀來(lái)描述機(jī)翼的幾何外形。所謂“翼剖面”，就是用平行于飛機(jī)機(jī)身對(duì)稱平面的切平面切割機(jī)翼所得到的剖面，如圖2-18所示。圖2-18翼剖面

圖2-19是翼型幾何形狀的示意圖。一般將翼型的幾何形狀分成圓頭尖尾翼型和尖頭尖尾翼型兩大類，飛機(jī)上采用的絕大多數(shù)為圓頭尖尾翼型。在每類翼型之中，又分對(duì)稱翼型和非對(duì)稱翼型。最早的飛機(jī)所采用的翼型就是平板或彎板，后來(lái)經(jīng)過(guò)很多次的飛行實(shí)踐，才有了現(xiàn)在的流線型的翼型。目前，世界各國(guó)的研究機(jī)構(gòu)提供了數(shù)以千計(jì)的翼型，可供選擇使用。

圖2-19翼型幾何形狀的示意圖

圖2-20是機(jī)翼平面幾何形狀的示意圖。機(jī)翼平面幾何形狀中最重要的幾何尺寸有：翼展長(zhǎng)ｂ，表征機(jī)翼左右翼梢之間最大的橫向距離；外露根弦長(zhǎng)c0，翼梢弦長(zhǎng)c1和前緣后掠角。

圖2-20機(jī)翼平面幾何形狀的示意圖

2.3.2低速、亞聲速時(shí)飛機(jī)上的空氣動(dòng)力

1．翼型的升力

飛機(jī)翼型最前端的點(diǎn)叫前緣，最后端的點(diǎn)叫后緣，前緣與后緣的連線稱為翼弦。當(dāng)機(jī)翼與空氣之間有相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)，在機(jī)翼上將產(chǎn)生空氣動(dòng)力。這個(gè)作用力與飛行姿態(tài)角(迎角)有關(guān)，所謂“迎角”，就是翼弦與相對(duì)流速v方向之間的夾角(常用符號(hào)a表示)。圖2-21是小迎角a下翼型上的空氣動(dòng)力示意圖。

圖2-21小迎角α下翼型上的空氣1—壓力中心；2—前緣；3—后緣；4—翼弦

由伯努利方程可知，上翼面的壓力將減小，下翼面的壓力將增大，上、下翼面的壓力差是翼型產(chǎn)生升力的直接原因。翼型上的壓力分布情況，如圖2-22所示。

通過(guò)大量的試驗(yàn)和分析可得出結(jié)論：流體的黏性和翼型的尖后緣是產(chǎn)生起動(dòng)渦的物理原因，起動(dòng)渦的大小決定繞翼型的環(huán)量，正是繞翼型的環(huán)量使翼型上、下翼面的流速產(chǎn)生了差異，而這一速度差異使上、下翼面產(chǎn)生了壓力差，從而使翼型上產(chǎn)生了升力。

圖2-22翼型上的壓力分布(空氣動(dòng)力)情況

2．影響飛機(jī)升力和阻力的有關(guān)因素

(1)機(jī)翼面積。飛機(jī)上的升力(用符號(hào)Ｌ表示)主要是由機(jī)翼產(chǎn)生的，而升力的產(chǎn)生又主要是由于上、下翼面的壓力差。因此，壓力差所作用的機(jī)翼面積越大，升力也越大。機(jī)翼面積通常用符號(hào)S表示，它和機(jī)翼平面形狀有關(guān)。因而，機(jī)翼的升力Ｌ應(yīng)與機(jī)翼的面積S成正比，即

。機(jī)翼的平面形狀有幾個(gè)參數(shù)在航空界經(jīng)常使用，包括翼展、展弦比、后掠角、前掠角、上反角、下反角和梯形比等。

圖2-23是飛機(jī)機(jī)翼后掠角和前掠角的示意圖。后掠角的定義是：機(jī)翼前緣線同垂直于翼根對(duì)稱平面(機(jī)身中心平面)的直線之間的夾角，用符號(hào)表示。前掠角的定義與后掠角相似，但它的機(jī)翼前緣位于垂直于翼根對(duì)稱平面(機(jī)身中心平面)的直線前面，用符號(hào)表示。后掠角是高速飛機(jī)常用的機(jī)翼平面形狀，采用前掠角的飛機(jī)很少。

圖2-23飛機(jī)機(jī)翼后掠角和前掠角的示意

圖2-24是飛機(jī)機(jī)翼上反角和下反角的示意圖。所謂機(jī)翼的上反角或下反角，是指機(jī)翼的底面同垂直于飛機(jī)立軸的平面之間的夾角。從飛機(jī)的側(cè)面看，如果翼尖上翹，那么夾角就是上反角，用符號(hào)表示；翼尖下垂，則是下反角，用符號(hào)表示。

圖2-24飛機(jī)機(jī)翼上反角和下反角的示意

(2)相對(duì)速度。從實(shí)際經(jīng)驗(yàn)可知，速度越大，感受到的風(fēng)力也就越大。升力Ｌ和相對(duì)速度v之間的關(guān)系也是一樣，即相對(duì)速度v越大，升力Ｌ也就越大。但升力Ｌ與相對(duì)速度v的平方成正比，則升力又可寫為。

(3)空氣密度。升力的大小也和空氣的密度成正比，即空氣密度越大，升力Ｌ也越大。由于升力Ｌ與空氣密度成正比，于是升力Ｌ可寫為。

(4)機(jī)翼剖面形狀和飛行姿態(tài)。不但機(jī)翼面積和平面形狀對(duì)升力有影響，而且機(jī)翼的剖面形狀和飛行姿態(tài)(即迎角)的改變也會(huì)使升力發(fā)生變化。因?yàn)椴煌钠拭婧筒煌淖藨B(tài)，會(huì)使機(jī)翼周圍的氣流速度及壓力發(fā)生變化，從而導(dǎo)致升力的改變。翼剖面形狀和迎角這兩項(xiàng)因素的影響，通過(guò)一個(gè)系數(shù)CL表現(xiàn)出來(lái)。CL稱為“升力系數(shù)”，它的變化象征著在一定的翼剖面情況下，迎角的變化。同時(shí)，也象征著不同的翼剖面有不同的升力特性。

考慮影響升力的因素，通過(guò)試驗(yàn)和理論的證明，可得出升力公式為

(2-14)

因?yàn)樽枇νσ粯樱?/p>

CD也是總空氣動(dòng)力的一部分，便是阻力系數(shù)，所以同樣可得出的阻力公式為

(2-15)

3．飛機(jī)的零升阻力和減阻措施

飛機(jī)在低速、亞聲速飛行時(shí)產(chǎn)生的摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力同升力無(wú)關(guān)，統(tǒng)稱為零升阻力。

(1)黏性摩擦阻力和黏性壓差阻力。黏性是空氣的物理特性之一，真實(shí)流體繞物體流動(dòng)時(shí)，由于存在黏性而將產(chǎn)生黏性摩擦阻力和黏性壓差阻力。當(dāng)氣體流過(guò)物體表面時(shí)，由于黏性的作用，空氣微團(tuán)與物體表面發(fā)生摩擦，阻滯了氣流的流動(dòng)，由此而產(chǎn)生的阻力就稱為黏性摩擦阻力；凡是運(yùn)動(dòng)的物體因前后壓力差而形成的阻力就稱為黏性壓差阻力。

圖2-25是低速理想流體和黏性流體繞物體流動(dòng)的示意圖。黏性流體繞流過(guò)非流線體(見圖2-25(a)是α

=?90°時(shí)的平板，圖2-25(b)是圓柱體)時(shí)，物體前部流動(dòng)情況與理想流體的情況相近，但后部繞流流動(dòng)中存在著巨大的逆壓梯度作用，將產(chǎn)生分離，使壓力下降，形成很大的壓差阻力，因而后部流動(dòng)與理想流體的情況完全不同。為了減小壓差阻力，必須消除在后部產(chǎn)生的分離現(xiàn)象，需要“整流”，采用流線型外形。

圖2-25低速理想流體和黏性流體繞物體流動(dòng)的示意

圖2-26是物體形狀對(duì)壓差阻力的影響示意圖。壓差阻力與物體的形狀有很大的關(guān)系，如果在平板的前面加上一個(gè)圓錐體(見圖2-26(a))，壓差阻力可減小到原來(lái)平板所受阻力的1/5；如果在平板的前、后面都加上圓錐體(見圖2-26(b))，則壓差阻力可減小到原來(lái)平板所受阻力的1/20～1/25。因而這種水滴形狀前鈍后尖的流線型整流罩是減小阻力的有效措施。

圖2-26物體形狀對(duì)壓差阻力的影響示意

(2)干擾阻力。飛機(jī)的各個(gè)部件，如機(jī)翼、機(jī)身和尾翼等，單獨(dú)放在氣流中產(chǎn)生的阻力總和并不等于把它們組合成一架飛機(jī)時(shí)所產(chǎn)生的阻力，而是小于一架飛機(jī)在氣流中產(chǎn)生的阻力。所謂“干擾阻力”，指的就是飛機(jī)的阻力和單獨(dú)各個(gè)部件阻力代數(shù)和的差值，是由于各個(gè)部件組合在一起時(shí)，流動(dòng)相互干擾產(chǎn)生的額外阻力增量。飛機(jī)干擾阻力又包括機(jī)翼機(jī)身之間的干擾阻力、尾翼機(jī)身之間的干擾阻力，以及機(jī)翼尾翼之間的干擾阻力等，如圖2-27所示。

圖2-27機(jī)翼和機(jī)身的連接部位形成的氣流干擾

圖2-28是機(jī)翼和機(jī)身連接部位采用整流片的示意圖。在機(jī)身和機(jī)翼的連接部位，為了消除干擾阻力這一不利因素，一般都采用整流片來(lái)修改機(jī)翼機(jī)身連接部位的外形，“填平補(bǔ)齊”，消除分離。圖中的飛機(jī)，在機(jī)翼機(jī)身處采用了大整流片，其目的就在于此。

圖2-28機(jī)翼和機(jī)身連接部位采用整流片的示意

(3)減小低速、亞聲速飛行時(shí)飛機(jī)的零升阻力的措施。飛機(jī)的零升阻力是純粹的付出，要千方百計(jì)地減小它們。要減小低速、亞聲速飛行時(shí)飛機(jī)的零升阻力，主要的辦法有三種。

第一，采用層流翼型(機(jī)身)替代古典翼型(機(jī)身)來(lái)減小機(jī)翼的摩擦阻力。古典翼型和層流翼型都是圓頭尖尾翼型，只是古典翼型的最大厚度位置靠前，而層流翼型的最大厚度位置向后移。自然，翼面外形也會(huì)發(fā)生變化。為了減小飛行阻力，就要設(shè)計(jì)層流翼型和層流機(jī)身，使大部分機(jī)身、機(jī)翼表面保持層流流態(tài)，來(lái)達(dá)到減小機(jī)翼、機(jī)身摩擦阻力的目的。自然，機(jī)翼、機(jī)身表面也必須打磨光滑，要消除機(jī)翼、機(jī)身表面上的一切小突起物。

第二，對(duì)飛機(jī)的其他部件也應(yīng)當(dāng)“整流”，制成流線型外形，以減小黏性壓差阻力。

第三，要減小干擾阻力，必須妥善地考慮和安排各個(gè)部件的相對(duì)位置，必要時(shí)還應(yīng)在這些部件之間加裝整流片。

4．飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力

誘導(dǎo)阻力是伴隨升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的，如果沒(méi)有升力，也就沒(méi)有誘導(dǎo)阻力。誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生可通過(guò)機(jī)翼和翼型在迎角大于零升迎角時(shí)所出現(xiàn)的流動(dòng)差別來(lái)說(shuō)明，機(jī)翼和翼型的區(qū)別可用矩形機(jī)翼來(lái)說(shuō)明，則機(jī)翼的翼展為有限值，而翼型的翼展為無(wú)限大。

圖2-29是低速氣流繞迎角不等于零時(shí)機(jī)翼的流動(dòng)示意圖。當(dāng)機(jī)翼的迎角a大于零升迎角時(shí)，低速氣流沿展向每個(gè)翼剖面(翼型)的流動(dòng)都相同，流動(dòng)變化都發(fā)生在來(lái)流平面內(nèi)(見圖2-29(a))。低速氣流沿展向矩形機(jī)翼流動(dòng)時(shí)，下翼面壓力大，上翼面壓力小，上、下翼面的壓力差將使得氣流從下翼面繞過(guò)兩側(cè)翼梢，向上翼面流動(dòng)(見圖2-29(b))。由于產(chǎn)生了繞翼梢的流動(dòng)而出現(xiàn)了展向流速，使沿上、下翼面流動(dòng)的流線產(chǎn)生彎曲，離開后緣時(shí)有展向速度差存在，結(jié)果從機(jī)翼后緣將拖出后緣尾渦渦面來(lái)(見圖2-29(c))。流出的尾渦面形狀由于自身的相互誘導(dǎo)作用，將產(chǎn)生變形，以致破裂，在離開后緣一定距離后，往往卷成兩個(gè)大而集中的尾渦(見圖2-29(c))。

圖2-29低速氣流繞迎角a不等于零時(shí)機(jī)翼的流動(dòng)示意

尾渦面的出現(xiàn)將改變整個(gè)流場(chǎng)，給機(jī)翼的空氣動(dòng)力(升力和阻力)帶來(lái)重大變化。首先，尾渦的出現(xiàn)將產(chǎn)生誘導(dǎo)速度場(chǎng)，從而產(chǎn)生一個(gè)與升力方向相反的下洗速度分量，作用在機(jī)翼上及機(jī)翼后面的區(qū)域，改變機(jī)翼上的空氣動(dòng)力；其次，產(chǎn)生尾渦及尾渦誘導(dǎo)產(chǎn)生的上、下洗流也必然耗費(fèi)能量。與這些流動(dòng)變化相關(guān)的是，將在機(jī)翼上產(chǎn)生一個(gè)被稱為機(jī)翼誘導(dǎo)阻力的量。機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力系數(shù)用表示，按機(jī)翼理論分析有

(2-16)

式中，為機(jī)翼誘導(dǎo)阻力系數(shù)的平面形狀修正參數(shù)，一般為大于零的小數(shù)。

對(duì)于現(xiàn)代重型或大型噴氣式旅客機(jī)、運(yùn)輸機(jī)，在起飛、著陸的過(guò)程中，由于飛行速度相對(duì)較小，飛機(jī)必須用大的CL(其中主要是機(jī)翼提供的CL)飛行，因而向后拖出的尾渦強(qiáng)度大，產(chǎn)生的下洗速度也相對(duì)較大。如果小型飛機(jī)飛入大型或重型飛機(jī)的尾渦區(qū)中，會(huì)受到很強(qiáng)的干擾，甚至出現(xiàn)飛行事故，如圖2-30所示。因此，在機(jī)場(chǎng)附近的空域，必須進(jìn)行交通管制，小型飛機(jī)和大型或重型飛機(jī)之間必須保持較大的飛行間距，以確保飛行安全。

圖2-30大型飛機(jī)的尾渦對(duì)小型飛機(jī)產(chǎn)生干擾作用的示意

在同樣的迎角下，因?yàn)橛形矞u的誘導(dǎo)下洗速度作用，機(jī)翼的有效迎角將減小，所以機(jī)翼產(chǎn)生的升力要比翼型產(chǎn)生的升力小。按機(jī)翼理論分析有

(2-17)

式中，代表翼型的升力線斜率；為機(jī)翼升力系數(shù)的平面形狀修正參數(shù)，一般也是一個(gè)大于零的小數(shù)。

低速飛行中，飛機(jī)的總阻力系數(shù)CD應(yīng)當(dāng)?shù)扔诹闵枇ο禂?shù)CD0和誘導(dǎo)阻力系數(shù)CDi之和。因?yàn)榈退亠w行中，升力系數(shù)比較大，所以誘導(dǎo)阻力系數(shù)在總阻力系數(shù)中占有較大的比例。減小機(jī)翼誘導(dǎo)阻力系數(shù)CDi的主要措施有四種，如圖2-31所示。

(1)增大機(jī)翼的展弦比是首選的措施。

(2)選擇適當(dāng)?shù)臋C(jī)翼平面形狀。過(guò)去，低速飛機(jī)中常選用橢圓形的機(jī)翼平面形狀。

(3)采用翼梢油箱布局來(lái)阻擋翼梢繞流，增加有效的展弦比以達(dá)到減小誘導(dǎo)阻力系數(shù)的目的。

(4)現(xiàn)代民航飛機(jī)常采用“翼梢小翼”的裝置，也是一種減小誘導(dǎo)阻力的措施。

圖2-31減小機(jī)翼誘導(dǎo)阻力系數(shù)CDi的主要措施

2.3.3跨聲速時(shí)飛機(jī)上的空氣動(dòng)力

1．跨聲速飛行與“聲障”

提高飛機(jī)的最大平飛速度是航空科學(xué)界一直追求的目標(biāo)之一。亞聲速飛機(jī)的平飛速度一旦向聲速逼近，飛機(jī)便很難增速，也很難操縱，有時(shí)甚至發(fā)生自動(dòng)低頭俯沖而失去控制的情況，造成飛行事故的慘劇。過(guò)去把這種現(xiàn)象稱為“聲障”，意思是飛機(jī)的平飛速度要超過(guò)聲速遇到了不可逾越的障礙。

亞聲速飛機(jī)的飛行速度一旦超過(guò)該飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)，就將出現(xiàn)復(fù)雜的局部激波系，除造成阻力迅速增加、出現(xiàn)推力不足難以繼續(xù)增速外，還會(huì)產(chǎn)生許多其他特殊現(xiàn)象和問(wèn)題，使亞聲速飛機(jī)難以突破聲速，實(shí)現(xiàn)安全飛行。這些特殊現(xiàn)象和問(wèn)題主要有以下幾種。

(1)自動(dòng)俯沖。自動(dòng)俯沖是指飛行員并沒(méi)有操縱升降舵，飛機(jī)就自動(dòng)低頭俯沖，這一現(xiàn)象與局部激波在飛機(jī)表面上向后移動(dòng)有關(guān)。

(2)飛機(jī)抖振。局部激波與附面層之間的干擾，不僅會(huì)引起附面層分離，而且會(huì)引起局部激波前后跳動(dòng)(實(shí)質(zhì)上是一種非定常運(yùn)動(dòng))，從而引起機(jī)翼抖振；分離的氣流如果撞擊到尾面上也會(huì)引起尾面抖振。

(3)飛機(jī)操縱面嗡鳴。飛機(jī)操縱面嗡鳴是指局部激波引起的附面層分離氣流，作用在操縱面上而引起的高頻振動(dòng)。

(4)飛機(jī)操縱面效率下降。它也與局部激波和附面層干擾有關(guān)。亞聲速飛機(jī)的氣動(dòng)操縱面大多數(shù)是后緣式，如果局部激波正好處在操縱面轉(zhuǎn)動(dòng)軸處，局部激波引起附面層分離，分離氣流的流速下降，動(dòng)壓小，加上局部激波的阻隔，舵面偏轉(zhuǎn)影響不了局部激波前的流動(dòng)，從而使得偏轉(zhuǎn)操縱面產(chǎn)生的升力增量和操縱力矩大大下降。當(dāng)飛機(jī)自動(dòng)俯沖后，因升降舵不能提供所需的抬頭力矩而導(dǎo)致失事。

(5)飛機(jī)的自動(dòng)滾轉(zhuǎn)。如果左、右翼面上產(chǎn)生局部超聲速區(qū)的時(shí)間有先后之別，就會(huì)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，引起飛機(jī)滾轉(zhuǎn)。

2．超臨界翼型，后掠機(jī)翼，跨聲速面積律

提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)和改進(jìn)飛機(jī)跨聲速空氣動(dòng)力的特性，有下列方法。

(1)采用相對(duì)厚度較小的對(duì)稱薄翼型圖2-32是P-51、F-86和F-104三種飛機(jī)機(jī)翼翼型平均相對(duì)厚度的變化示意圖。因?yàn)橐硇偷南鄬?duì)厚度越小，翼面上的最大速度增量也越小，所以可增加翼型的臨界馬赫數(shù)，這樣有利于增加飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)和飛機(jī)的最大平飛速度。此外，在進(jìn)入跨聲速區(qū)后，因?yàn)橐硇秃穸犬a(chǎn)生的激波阻力系數(shù)與成比例，所以減小對(duì)于減小跨聲速時(shí)的激波阻力也是有利的。

圖2-32三種飛機(jī)翼型平均相對(duì)厚度的變化示意

F-104G飛機(jī)的機(jī)翼是非常薄的，如圖2-33所示。從第二次世界大戰(zhàn)期間有名的P-51戰(zhàn)斗機(jī)(

)到朝鮮戰(zhàn)爭(zhēng)中的F-86戰(zhàn)斗機(jī)(

)以及后來(lái)的F-104G超聲速戰(zhàn)斗機(jī)(

)，時(shí)間跨度達(dá)30多年，它們翼型的平均相對(duì)厚度在逐步減小。飛機(jī)采用薄翼型的缺點(diǎn)也很明顯，主要是在低速飛行時(shí)飛機(jī)的比較小。就F-104G飛機(jī)來(lái)說(shuō)，飛機(jī)著陸的速度非常高，訓(xùn)練不足的飛行員容易發(fā)生著陸時(shí)的飛行事故。此外，也會(huì)給機(jī)翼的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度設(shè)計(jì)帶來(lái)困難，因機(jī)翼的內(nèi)部空間比較小，安排機(jī)翼油箱也是一個(gè)問(wèn)題。

圖2-33F-104G飛機(jī)

(2)超臨界翼型。圖2-34是超臨界翼型和古典翼型的比較示意圖。把低速翼型最大厚度位置從傳統(tǒng)的30％弦長(zhǎng)位置處向后移動(dòng)到40％～50％，確實(shí)收到了增大臨界馬赫數(shù)和減小阻力的效果。這類翼型稱為NACA六系層流翼型(NACA是美國(guó)航空咨詢委員會(huì)的英文縮寫，現(xiàn)已改名為NASA，即美國(guó)航空航天局)，目前仍廣泛被采用(見圖2-34(a))，但它使翼型阻力迅速增加。超臨界翼型就是為克服這一缺點(diǎn)而新設(shè)計(jì)出來(lái)的(見圖2-34(b))，它有比較平坦的上翼面和較大的前緣半徑，且在下翼面后緣部位增加了彎度，從而使機(jī)翼產(chǎn)生更多的升力。采用超臨界翼型的好處(見圖2-34(c))：與普通翼型相比，在同樣的下，可以提高平飛的最大馬赫數(shù)；在同樣的巡航下，可以采用較大的。這樣，有利于改善機(jī)翼結(jié)構(gòu)的受力情況，減輕結(jié)構(gòu)重量和增加低速飛行時(shí)的。

圖2-34超臨界翼型和古典翼型的比較示意

(3)后掠機(jī)翼。圖2-35是后掠機(jī)翼的工作原理示意圖。從機(jī)翼平面形狀上考慮，為改善機(jī)翼的跨聲速空氣動(dòng)力特性和增加飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)，最常用的方法是采用后掠機(jī)翼。來(lái)流繞直機(jī)翼和后掠機(jī)翼流動(dòng)的最大不同，在于后掠機(jī)翼將減小垂直于前緣有效速度的大小。從試驗(yàn)數(shù)據(jù)可知，在同樣的展弦比下，直機(jī)翼的臨界馬赫數(shù)若為，則后掠機(jī)翼的臨界馬赫數(shù)同的關(guān)系為

圖2-35后掠機(jī)翼的工作原理示意

后掠機(jī)翼不僅可以增大臨界馬赫數(shù)，而且還將改善跨聲速空氣動(dòng)力特性。圖2-36是各種后掠機(jī)翼的零升阻力系數(shù)的變化情況。不同后掠機(jī)翼的零升阻力系數(shù)CD0的變化，是通過(guò)風(fēng)洞模型試驗(yàn)測(cè)得的，它充分表現(xiàn)了后掠機(jī)翼的好處。不過(guò)，采用后掠機(jī)翼也會(huì)帶來(lái)其他問(wèn)題，如低速時(shí)的CLmax減小，使得起飛、著陸時(shí)的速度增大；還因有黏性以及展向流動(dòng)所以會(huì)導(dǎo)致附面層向翼梢堆積，促使后掠機(jī)翼在外翼部位(靠近翼梢的部分)產(chǎn)生分離；出現(xiàn)正的俯仰力矩，使飛機(jī)抬頭上仰；在外翼部位配置有副翼，從而使副翼的操縱效率下降，造成橫向操縱不足的問(wèn)題等。

2-36各種后掠機(jī)翼的零升阻力系數(shù)的變化情況

(4)小展弦比機(jī)翼。機(jī)翼的展弦比是另一個(gè)可以影響臨界馬赫數(shù)大小，以及跨聲速阻力大小的因素。當(dāng)展弦比減小，特別是當(dāng)A<4.0之后，機(jī)翼的臨界馬赫數(shù)會(huì)有較大的增加，而且跨聲速阻力的急劇增加趨勢(shì)也將大為減緩。但小展弦比機(jī)翼飛機(jī)也有其缺點(diǎn)，就是在低速、亞聲速飛行時(shí)，誘導(dǎo)阻力很大，起飛、著陸飛行性能也不太好。

(5)渦流發(fā)生器。沿機(jī)翼表面若能設(shè)法消除附面層，或者給附面層內(nèi)的流體補(bǔ)充動(dòng)能，則可以消去或減弱局部激波和附面層之間因干擾產(chǎn)生的流動(dòng)分離。因此，可以推遲跨聲速時(shí)阻力急劇增加的馬赫數(shù)的出現(xiàn)和減緩阻力增大的趨勢(shì)，改善飛機(jī)的跨聲速空氣動(dòng)力特性。裝上渦流發(fā)生器，不僅可以用于低速、亞聲速飛行，也可以用于高速和跨聲速飛行。自然，裝上渦流發(fā)生器會(huì)產(chǎn)生一定的阻力，但與用它收到的效果相比，只是一個(gè)小量。

(6)跨聲速面積律。對(duì)于低速飛機(jī)，必須采用整流片來(lái)減小干擾阻力。跨聲速時(shí)的風(fēng)洞試驗(yàn)表明，飛機(jī)橫截面積沿飛機(jī)縱軸線的分布對(duì)飛機(jī)的阻力特性有很大影響。所謂跨聲速面積律，就是通過(guò)在機(jī)翼、機(jī)身連接部位，把機(jī)身做成“蜂腰”形，來(lái)調(diào)整飛機(jī)的橫截面積分布曲線，使其盡可能接近理想曲線，從而改變空氣動(dòng)力特性。圖2-37是跨聲速面積律的示意圖。

在圖2-37(a)中，YF-102A飛機(jī)未采用跨聲速面積律，飛機(jī)的機(jī)身與機(jī)翼處的橫截面積有一個(gè)峰值出現(xiàn)，與理想分布曲線相差很大，因而使該飛機(jī)在跨聲速區(qū)中的翼身干擾(激波)阻力變得很大，無(wú)法突破聲障實(shí)現(xiàn)超聲速飛行。在圖2-37(b)中，采用跨聲速面積律改制的F-102A飛機(jī)，將不利的相互干擾作用減小，使飛機(jī)的跨聲速激波阻力大大下降，才最終突破聲速，達(dá)到了超聲速飛行的設(shè)計(jì)目標(biāo)。

圖2-37跨聲速面積律的示意

2.3.4超聲速時(shí)飛機(jī)上的空氣動(dòng)力

1．超聲速時(shí)空氣動(dòng)力的產(chǎn)生

圖2-38是超聲速氣流繞雙弧形翼型流動(dòng)的示意圖。當(dāng)來(lái)流撞上機(jī)翼前緣后分成兩路，沿上、下翼面向后流去。過(guò)頭部斜激波后，沿上、下翼面的超聲速氣流將一直連續(xù)加速。加速后的超聲速氣流流到機(jī)翼后緣時(shí)，將產(chǎn)生附體的尾部斜激波，流過(guò)尾部斜激波的氣流將減速，增加壓力，正好與沿下翼面流來(lái)的超聲速氣流匯合，最后以相同的壓力和流動(dòng)方向向后流去(見圖2-38(a))。

超聲速氣流流過(guò)機(jī)翼時(shí)會(huì)產(chǎn)生激波，翼面壓力在激波后為最大，以后沿翼面經(jīng)一系列膨脹波而順流逐漸下降。由于翼面前半部的壓力大于翼面后半部的壓力，因而翼面上壓力的合力，在來(lái)流的方向?qū)⒂幸幌喾捶较虻姆至Γ醇げㄗ枇?簡(jiǎn)稱波阻)。

從沿翼面的壓力系數(shù)Cp分布的情況(見圖2-38(b))可知，在同一弦向位置處，上翼面的速度大于下翼面的速度，上翼面的壓力小于下翼面的壓力，因而仍將產(chǎn)生升力、迎角波阻和厚度波阻等。要設(shè)計(jì)好一架能以超聲速速度飛行的超聲速飛機(jī)，就必須采用合適的幾何外形來(lái)盡量減小激波阻力，增加升力。

圖2-38超聲速氣流繞雙弧形翼型流動(dòng)的示意

2．超聲速飛機(jī)外形的變化

(1)尖頭尖尾薄翼型。圖2-39是超聲速氣流繞尖頭翼型和圓頭翼型流動(dòng)的示意圖。通過(guò)比較圖2-39中超聲速氣流繞尖頭翼型和圓頭翼型流動(dòng)的情況，可以知道，超聲速氣流流過(guò)尖頭尖尾薄翼型時(shí)，頭部激波強(qiáng)度減小，并由圓頭尖尾翼型的脫體激波變?yōu)楦襟w斜激波，從而使厚度波阻力大為下降。在相同的翼型、相對(duì)厚度的情況下，圓頭尖尾翼型與尖頭尖尾翼型相比，超聲速時(shí)圓頭尖尾翼型的厚度波阻要大2.5～4.0倍。

圖2-39超聲速氣流繞尖頭翼型和圓頭翼型流動(dòng)的示意

(2)后掠機(jī)翼。我們知道，采用后掠可以增加機(jī)翼的臨界馬赫數(shù)和減小跨聲速時(shí)阻力急劇增加的情況。超聲速時(shí)采用的后掠角，如果大于(是來(lái)流超聲速氣流的馬赫角，見圖2-14)，則整個(gè)后掠機(jī)翼將處于由機(jī)翼翼根前緣點(diǎn)產(chǎn)生的馬赫錐面內(nèi)，如圖2-40所示。這時(shí)的來(lái)流有效速度小于來(lái)流聲速，或來(lái)流有效馬赫數(shù)

(有時(shí)也稱為前緣法向流動(dòng)馬赫數(shù))。

圖2-40亞聲速前緣后掠機(jī)翼的工作原理示意

(3)三角形機(jī)翼。如果超聲速飛行馬赫數(shù)增加到

，要采用亞聲速前緣后掠機(jī)翼方案，就必須使。但是前緣后掠角過(guò)大，后掠機(jī)翼根部結(jié)構(gòu)受力情況惡化，將增加結(jié)構(gòu)重量。另外，低速時(shí)的空氣動(dòng)力特性也將惡化，升力下降，阻力增加。因而，不可能采用大后掠機(jī)翼的方案。

(4)變后掠機(jī)翼。如果對(duì)設(shè)計(jì)的飛機(jī)既要求它能作超聲速巡航飛行，又要求它能作亞聲速巡航飛行，最好是采用后掠機(jī)翼和大展弦比直機(jī)翼的組合設(shè)計(jì)方案，即變后掠機(jī)翼。圖2-41是三種飛機(jī)機(jī)翼布局方案的最大升阻比Kmax的變化情況。由圖可知，三種飛機(jī)機(jī)翼布局方案在不同飛行馬赫數(shù)

下，最大升阻比Kmax的變化也是不同的。而采用變后掠機(jī)翼的飛機(jī)，在整個(gè)飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)都有較好的空氣動(dòng)力性能，可以較好滿足多個(gè)設(shè)計(jì)飛行狀態(tài)的要求。它的缺點(diǎn)是結(jié)構(gòu)重量大，以及變后掠結(jié)構(gòu)復(fù)雜等。

圖2-41三種飛機(jī)機(jī)翼布局方案的最大升阻比Kmax的變化情況

(5)邊條機(jī)翼。解決超聲速飛行和低速飛行對(duì)飛機(jī)外形的矛盾要求，還有另外一個(gè)辦法就是采用邊條機(jī)翼，如圖2-42所示。邊條機(jī)翼由邊條(又稱前翼)和基本翼(又稱后翼)兩部分組成。由于有邊條，整個(gè)機(jī)翼的有效后掠角增大，相對(duì)厚度減小，故有較小的激波阻力，滿足超聲速飛行的要求。而基本翼的存在，又使整個(gè)機(jī)翼的有效展弦比增大，可減小在低速、亞聲速以及跨聲速時(shí)的誘導(dǎo)阻力。特別是在較大的迎角下，從邊條前緣分離產(chǎn)生的邊條渦，將從基本翼的上翼面上流過(guò)，對(duì)基本翼上翼面產(chǎn)生有利的干擾影響，使上翼面的壓力下降而升力增加。

另外，拖出的邊條渦以及折點(diǎn)處拖出的折點(diǎn)渦還可以給上翼面的附面層補(bǔ)充動(dòng)能(與渦流發(fā)生器的旋渦作用類似)，可延緩和減輕基本翼上的分離，從而產(chǎn)生相當(dāng)大的附加升力(又稱渦升力)。對(duì)于一些現(xiàn)代軍用戰(zhàn)斗機(jī)，既要求能作超聲速飛行來(lái)追擊或躲避敵機(jī)，又要求能在高速、亞聲速或跨聲速作高機(jī)動(dòng)飛行(要求有盡可能高的可用升力)，邊條機(jī)翼是一種較好的方案。

圖2-42邊條機(jī)翼的工作原理

(6)無(wú)平尾式布局。圖2-43是無(wú)平尾布局形式飛機(jī)的應(yīng)用實(shí)例。這是為了滿足超聲速巡航(即較長(zhǎng)時(shí)間以超聲速速度作遠(yuǎn)距離飛行)要求而設(shè)計(jì)的飛機(jī)，這一類飛機(jī)的機(jī)身和機(jī)翼都比較細(xì)長(zhǎng)，機(jī)翼面積也都比較大(即翼載較小)，而且飛機(jī)的重心也比較靠后。如果布置后平尾就相當(dāng)靠近機(jī)翼，平尾的穩(wěn)定和操縱作用都比較小，還不如采用無(wú)平尾式布局。而且，少了一個(gè)平尾部件對(duì)減阻也是有利的。

例如超聲速旅客運(yùn)輸機(jī)“協(xié)和”號(hào)飛機(jī)，它可以以

左右的速度巡航(目前，一般超聲速軍用戰(zhàn)斗機(jī)不具有超聲速巡航能力)。它采用的是無(wú)平尾式布局(見圖2-43(a))，機(jī)翼是細(xì)長(zhǎng)尖拱形，前端可以起到邊條的作用，機(jī)翼的平均相對(duì)厚度很小。蘇聯(lián)研制出的“圖-144”超聲速運(yùn)輸飛機(jī)也是無(wú)平尾式布局(見圖2-43(b))，它的機(jī)翼平面形狀是雙三角形，即邊條翼部分相對(duì)來(lái)說(shuō)要大一些。

圖2-43無(wú)平尾布局形式飛機(jī)的應(yīng)用實(shí)例

(7)“鴨”式布局。在超聲速軍用戰(zhàn)斗機(jī)中，“鴨”式布局飛機(jī)的應(yīng)用如圖2-44所示?！傍啞币沓叽绫容^大而且靠近機(jī)翼，它利用大迎角下“鴨”翼產(chǎn)生的脫體旋渦流過(guò)機(jī)翼上翼面時(shí)產(chǎn)生的有利干擾(類同邊條翼產(chǎn)生旋渦的作用)，使飛機(jī)的升力增加，因而飛機(jī)的起降滑跑距離非常短，僅是同類飛機(jī)的一半左右，為400～500

m。

圖2-44“鴨”式布局飛機(jī)的應(yīng)用實(shí)例

3．超聲速飛行與“聲爆”

超聲速旅客運(yùn)輸機(jī)“協(xié)和”號(hào)飛機(jī)沒(méi)有得到預(yù)期的成功，除了經(jīng)濟(jì)性較差外(發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率高，機(jī)票昂貴)，另一個(gè)重要原因是噪聲擾民，因此無(wú)法在美國(guó)大部分重要城市獲得著陸權(quán)。此外，超聲速“聲爆”對(duì)環(huán)境的破壞，也是設(shè)計(jì)超聲速運(yùn)輸飛機(jī)面臨的主要問(wèn)題之一。

“聲爆”的產(chǎn)生，主要同飛機(jī)作超聲速飛行時(shí)產(chǎn)生的激波有關(guān)。圖2-45是超聲速飛行中飛機(jī)的“聲爆”原理示意圖，圖中描繪了在飛機(jī)的頭部和尾部形成的激波情況。當(dāng)飛機(jī)的頭部激波和尾部激波掃過(guò)后，產(chǎn)生的壓力脈沖變化形狀如“N”字。對(duì)于地面上的觀察者來(lái)說(shuō)，頭部激波掃過(guò)時(shí)先是增(超)壓(大于大氣壓力)，然后緊接著是減壓(低于大氣壓力)，最后等到尾部激波掃過(guò)后，再增壓到大氣壓力。這個(gè)過(guò)程大約發(fā)生在0.1s之內(nèi)，觀察者常常能聽到先后緊接著的兩聲“蓬，蓬”巨響，俗稱“聲爆”。激波強(qiáng)度(或稱“聲爆”強(qiáng)度)過(guò)大時(shí)，還可能對(duì)房屋的玻璃窗戶甚至結(jié)構(gòu)造成損害。

圖2-45超聲速飛行中飛機(jī)的“聲爆”原理示意

“聲爆”強(qiáng)度受許多因素的影響，如飛機(jī)飛行高度(在圖2-45中，激波掃過(guò)引起的壓力脈沖強(qiáng)度隨著離開飛機(jī)的距離增加而減小)、飛行迎角、飛機(jī)橫截面積、飛行馬赫數(shù)(自然是超聲速)、大氣狀態(tài)以及地面的地勢(shì)等。為防止噪聲擾民和“聲爆”，對(duì)空中航線作了一個(gè)限制，即規(guī)定了一個(gè)飛行高度，在這個(gè)高度之下不得作超聲速飛行。

4．超聲速和高超聲速飛行與“熱障”

如果把超聲速運(yùn)輸飛機(jī)從巡航馬赫數(shù)提高到

，這時(shí)會(huì)出現(xiàn)新問(wèn)題，即飛行過(guò)程中的熱環(huán)境(高溫)。以鋁合金作為主要結(jié)構(gòu)材料的飛機(jī)，不能承受高溫環(huán)境下的長(zhǎng)期工作，否則會(huì)造成結(jié)構(gòu)破壞，這稱為“熱障”問(wèn)題。圖2-46是超聲速氣流繞機(jī)身頭部或機(jī)翼前緣流動(dòng)的示意圖。來(lái)流馬赫數(shù)，通過(guò)脫體頭部激波后，繼續(xù)減速到點(diǎn)，速度變?yōu)榱?，點(diǎn)即為駐點(diǎn)。速度減小，氣溫增加。在駐點(diǎn)處因來(lái)流速度的動(dòng)能全部都將轉(zhuǎn)換為熱能，故駐點(diǎn)處的溫度最高。

圖2-46超聲速氣流繞機(jī)身頭部或機(jī)翼前緣流動(dòng)的示意

2.3.5風(fēng)洞的作用和試驗(yàn)要求

飛機(jī)的升力和阻力的大小及其相對(duì)關(guān)系，對(duì)飛機(jī)性能有很大的影響。要提高飛機(jī)的飛行性能，應(yīng)使升力大，阻力小，使飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性良好。而要知道飛機(jī)升力和阻力變化的大小，除了作必要的理論計(jì)算之外，最重要的途徑是通過(guò)試驗(yàn)來(lái)獲得必要的數(shù)據(jù)。氣動(dòng)試驗(yàn)的方法也在不斷地發(fā)展，但目前應(yīng)用最廣泛的還是風(fēng)洞試驗(yàn)。

風(fēng)洞實(shí)際上是一種利用人造氣流(風(fēng))來(lái)進(jìn)行飛機(jī)空氣動(dòng)力試驗(yàn)的設(shè)備。在風(fēng)洞中，利用人造風(fēng)(空氣流)吹過(guò)飛機(jī)模型或機(jī)翼模型，來(lái)測(cè)量飛機(jī)模型或機(jī)翼模型上產(chǎn)生的空氣動(dòng)力數(shù)據(jù)并研究其變化?？墒沁@與實(shí)際的情況不同，實(shí)際的情況是飛機(jī)在靜止的空氣中(如果無(wú)風(fēng)的話)運(yùn)動(dòng)。為了保證風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果盡可能與飛行實(shí)際情況相符，使在模型試驗(yàn)中測(cè)量得到的空氣動(dòng)力系數(shù)能用到真實(shí)飛機(jī)(或稱為原型機(jī))上，必須滿足相似理論提出的三點(diǎn)要求。

第一，必須把試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃驼鎸?shí)飛機(jī)的形狀做到盡可能相似，即把模型各部分的幾何尺寸按真實(shí)飛機(jī)的尺寸，以同一比例縮小。例如把真實(shí)飛機(jī)的翼展、機(jī)身長(zhǎng)度等，同模型的翼展、機(jī)身長(zhǎng)度做成同一比例，這叫做“幾何相似”。

第二，必須使真實(shí)飛機(jī)同模型的各對(duì)應(yīng)部分的氣流速度大小也成同一比例，而且流速方向也要相同。此外，試驗(yàn)時(shí)風(fēng)洞中的氣流擾動(dòng)情況，也要與實(shí)際飛行時(shí)的氣流擾動(dòng)情況相同，這叫做“運(yùn)動(dòng)相似”。

第三，還應(yīng)該做到“動(dòng)力相似”，即必須使作用于模型上的空氣動(dòng)力(升力和阻力)，同作用于真實(shí)飛機(jī)上的空氣動(dòng)力大小成比例，而且方向相同。要做到“動(dòng)力相似”，必須使模型的摩擦阻力在總阻力中所占的比例，同真實(shí)飛機(jī)的摩擦阻力在其總阻力中所占的比例一樣。為此，就必須使模型試驗(yàn)時(shí)的雷諾數(shù)同真實(shí)飛機(jī)飛行時(shí)的雷諾數(shù)一樣。

在一定高度上，飛機(jī)以速度和a迎角飛行時(shí)，作用在飛機(jī)外表面上的壓力和內(nèi)摩擦剪應(yīng)力分別為p和，作用在飛機(jī)上的升力為L(zhǎng)，阻力為D。相應(yīng)的飛機(jī)空氣動(dòng)力系數(shù)如下。

1．低速風(fēng)洞

圖2-47是一種結(jié)構(gòu)最簡(jiǎn)單的直流式低速風(fēng)洞的示意圖。風(fēng)洞的人造風(fēng)是由電動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生的，調(diào)整電動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速，就可以改變風(fēng)洞口的流速，從而改變風(fēng)洞中氣流的流速。人造風(fēng)首先通過(guò)風(fēng)洞入口處的收斂段，使氣流收縮，速度增大。氣流通過(guò)整流格，經(jīng)過(guò)整流格的“梳整”后，使渦流減少，氣流變得更加平直，然后再以平穩(wěn)的氣流速度通過(guò)試驗(yàn)段，飛機(jī)模型或機(jī)翼模型就放在試驗(yàn)段中的支架上進(jìn)行試驗(yàn)。流過(guò)試驗(yàn)段的氣流經(jīng)過(guò)截面積逐漸擴(kuò)大的擴(kuò)散段時(shí)，流速降低，能量的損失減小，最后氣流通過(guò)防護(hù)網(wǎng)流出風(fēng)洞。防護(hù)網(wǎng)的作用是保護(hù)風(fēng)扇的葉片等，使其不被在試驗(yàn)段中無(wú)意散落的物件撞擊破壞。

圖2-47直流式低速風(fēng)洞的示意

2．煙風(fēng)洞

煙風(fēng)洞也是一種小型低速風(fēng)洞，主要用于顯示煙流流過(guò)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷牧鲃?dòng)現(xiàn)象。它的特點(diǎn)是有一套發(fā)煙裝置以及在試驗(yàn)段進(jìn)口截面上要布置好排煙管嘴的位置等，以便最好地顯示出氣流流動(dòng)現(xiàn)象。圖2-48是煙流流過(guò)機(jī)翼翼剖面的低速流動(dòng)現(xiàn)象的示意圖。從煙流圖看，空氣貼近翼面平滑地流過(guò)去，沒(méi)有分離。

圖2-48煙流流過(guò)機(jī)翼翼剖面的低速流動(dòng)現(xiàn)象

3．高速風(fēng)洞

高速風(fēng)洞包括亞聲速、跨聲速、超聲速以及高超聲速的風(fēng)洞等。圖2-49是一座直流暫沖式超聲速風(fēng)洞的示意圖。這種風(fēng)洞的工作時(shí)間比較短，連續(xù)維持試驗(yàn)段中定常流流動(dòng)的時(shí)間一般只有幾分鐘或者更短。因?yàn)閮?chǔ)氣罐再大，儲(chǔ)存的高壓空氣量也是有限的，所以稱為暫沖式風(fēng)洞。出于造價(jià)、功率和運(yùn)轉(zhuǎn)費(fèi)用等方面的綜合考慮，目前世界上最大的超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)段為正方形，邊長(zhǎng)3m左右。最大的高超聲速風(fēng)洞(一般指試驗(yàn)段進(jìn)口的馬赫數(shù)的風(fēng)洞)的試驗(yàn)段，也是正方形，邊長(zhǎng)在1m左右。

圖2-49直流暫沖式超聲速風(fēng)洞的示意

4．風(fēng)洞試驗(yàn)和試驗(yàn)曲線

風(fēng)洞試驗(yàn)畢竟與真實(shí)飛機(jī)的飛行不同，因?yàn)轱L(fēng)洞中的氣流速度一般比真實(shí)飛機(jī)的飛行速度低，所用的飛機(jī)模型又比真實(shí)飛機(jī)小，所以風(fēng)洞試驗(yàn)所得的結(jié)果必須加以修正才能應(yīng)用。除了采用風(fēng)洞進(jìn)行試驗(yàn)外，還應(yīng)用真實(shí)的飛機(jī)進(jìn)行試驗(yàn)飛行，即在真實(shí)飛機(jī)上安裝必要的儀器設(shè)備，以此來(lái)獲得所需要的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

圖2-50某機(jī)翼剖面風(fēng)洞試驗(yàn)所得到的三種曲線

2.4飛機(jī)的重心、機(jī)體坐標(biāo)軸系和飛機(jī)平衡

2.4.1飛機(jī)的重心飛機(jī)各部件、燃料、乘員、貨物、彈藥等重量的合力作用點(diǎn)，稱為飛機(jī)的重心。重力作用點(diǎn)所在的位置，稱為重心位置，如圖2-51所示。圖2-51飛機(jī)的重心

2.4.2機(jī)體坐標(biāo)軸系

圖2-52是穿過(guò)飛機(jī)重心的三條互相垂直的機(jī)體軸系示意圖。通過(guò)飛機(jī)重心的三條互相垂直的、以機(jī)體為基準(zhǔn)的坐標(biāo)軸系，稱為機(jī)體軸系。從機(jī)頭貫穿機(jī)身到機(jī)尾的軸(且方向指向前)稱為機(jī)體縱軸(O—x軸)，從左翼通過(guò)飛機(jī)重心到右翼并與機(jī)體縱軸相垂直的軸稱為機(jī)體橫軸(O—y軸)，通過(guò)飛機(jī)重心并和機(jī)體縱軸、機(jī)體橫軸相垂直的軸稱為機(jī)體豎軸(O—z軸)。

機(jī)體縱軸和機(jī)體橫軸同處在飛機(jī)的一個(gè)水平面內(nèi)，機(jī)體豎軸處在飛機(jī)的鉛垂平面內(nèi)。飛機(jī)繞機(jī)體縱軸(O—x軸)的轉(zhuǎn)動(dòng)，稱為滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)；飛機(jī)繞機(jī)體豎軸(O—z軸)的轉(zhuǎn)動(dòng)，稱為偏航運(yùn)動(dòng)；飛機(jī)繞機(jī)體橫軸(O—y軸)的轉(zhuǎn)動(dòng)，稱為俯仰運(yùn)動(dòng)。

圖2-52穿過(guò)飛機(jī)重心的三條互相垂直的機(jī)體軸系示意

2.4.3飛機(jī)在作用力相互平衡時(shí)的運(yùn)動(dòng)

飛機(jī)能在靜止的大氣中(無(wú)風(fēng)情況下)實(shí)現(xiàn)水平等速直線飛行，飛機(jī)所受到的力和力矩應(yīng)當(dāng)滿足平衡條件，就是作用在飛機(jī)上的升力Ｌ(空氣動(dòng)力在垂直于飛行方向上的分量)必須和飛機(jī)的重力Ｇ相平衡(相等)，以維持飛行高度不變，也就是飛行速度的方向不變，即飛機(jī)作水平直線飛行(平飛)，如圖2-53所示。飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力Ｐ必須和作用在飛機(jī)上的阻力Ｄ(空氣動(dòng)力在平行于飛行反方向上的分量)相平衡(相等)，以維持飛機(jī)的平飛速度不變，也就是飛行速度的大小不變，即飛機(jī)作等速飛行。此外，為了保持住飛機(jī)的飛行姿態(tài)(平飛狀態(tài)，用飛機(jī)的