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9E机结构详细讲解2空气动力学部分

飞行空气动力学

飞行空气动力学介绍作用于飞机上的力的相互关系和由相关力产生的效应。

作用于飞机的力

至少在某些方面，飞行中飞行员做的多好取决于计划和对动力使用的协调以及为改变推力，阻力，升力和重力的飞行控制能力。

飞行员必须控制的是这些力之间的平衡。

对这些力和控制他们的方法的理解越好，飞行员执行时的技能就更好。

下面定义和平直飞行（未加速的飞行）相关的力。

推力是由发动机或者螺旋桨产生的向前力量。

它和阻力相反。

作为一个通用规则，纵轴上的力是成对作用的。

然而在后面的解释中也不总是这样的情况。

阻力是向后的阻力，由机翼和机身以及其他突出的部分对气流的破坏而产生。

阻力和推力相反，和气流相对机身的方向并行。

重力由机身自己的负荷，乘客，燃油，以及货物或者行礼组成。

由于地球引力导致重量向下压飞机。

和升力相反，它垂直向下地作用于飞机的重心位置。

升力和向下的重力相反，它由作用于机翼的气流动力学效果产生。

它垂直向上的作用于机翼的升力中心。

在稳定的飞行中，这些相反作用的力的总和等于零。

在稳定直飞中没有不平衡的力（牛顿第三定律）。

无论水平飞行还是爬升或者下降这都是对的。

也不等于说四个力总是相等的。

这仅仅是说成对的反作用力大小相等，因此各自抵消对方的效果。

这点经常被忽视，而导致四个力之间的关系经常被错误的解释或阐明。

例如，考虑下一页的图3－1。

在上一幅图中的推力，阻力，升力和重力四个力矢量大小相等。

象下一幅图显示的通常解释说明（不保证推力和阻力就不等于重力和升力）推力等于阻力，升力等于重力。

必须理解这个基本正确的表述，否则可能误解。

一定要明白在直线的，水平的，非加速飞行状态中，相反作用的升力和重力是相等的，但是它们也大于相反作用的推力和阻力。

简而言之，非加速的飞行状态下是推力和阻力大小相等，而不是说推力和阻力的大小和升力重力相等，基本上重力比推力更大。

必须强调的是，这是在稳定飞行中的力平衡关系。

总结如下：

∙向上力的总和等于向下力的总和

∙向前力的总和等于向后力的总和

对旧的“推力等于阻力，升力等于重力”公式的提炼考虑了这样的事实，在爬升中，推力的一部分方向向上，表现为升力，重力的一部分方向向后，表现为阻力。

在滑翔中，重力矢量的一部分方向向前，因此表现为推力。

换句话说，在飞机航迹不水平的任何时刻，升力，重力，推力和阻力每一个都会分解为两个分力。

如图3－2

对前面概念的讨论在航空学课本或者手册中经常被忽略。

原因不是因为他们不重要，而是因为由于忽略这个讨论，谈到作用于飞行中飞机的航空动力学作用力的主要思想就可以用最基本的要素来表达，而不用考虑航空动力学者的专业性。

就事实而言，仅仅考虑水平飞行和稳定状态中的正常爬升和下降，机翼升力确实是重要的向上的力而重力是重要的向下的力的表述仍然是正确的。

经常的，在解释作用于飞机的力时遇到的大量困难在很大程度上是语言和其含义的问题。

例如，飞行员长期认为在飞机爬上是因为升力大于重力。

如果他仅仅根据机翼升力考虑的话这是不对的。

然而，如果考虑所有向上力的合力导致升力大于重力，那么这就是对的。

但是当提到“升力推力和重力阻力”时，为这些力确立的前面的定义就不再有效，使问题变的复杂。

语言表述的如此不严密为大量的争论提供了借口，这些争论集中于基本原理的精练。

尽管已经定义了作用于飞机上的力，飞行员如何使用他们来进行受控的飞行就需要对他们进行深入详细的讨论。

推力

飞机开始移动前，必须施加推力。

飞机持续移动，速度增加，直到推力和阻力相等。

为了维持恒定的空速，就像升力和重力必须保持相等以维持稳定的飞行高度一样，推力和阻力必须保持相等。

假设在平直飞行中，引擎功率降低，推力就会下降，飞机速度就减慢。

只要推力小于阻力，飞机就会一直减速，知道它的空速不足以支持飞行。

>同样的，如果引擎的动力增加，推力比阻力大，空速就增加。

只要推力一直比阻力大，飞机就一直加速。

当阻力等于推力时，飞机飞行在恒定的空速。

>平直飞行可以维持的速度可以很慢也可以很快。

如果飞机要保持水平飞行，飞行员必须在所有飞行状态协调迎角和推力。

概略的，这些飞行状态可以按类分为三组，低速飞行，巡航飞行和高速飞行。

在低空速时，要维持升力和重力的平衡，迎角必须相对较高以增加升力。

如图3－3，

如果推力降低空速增加，升力变得小于重力，飞机就会开始下降。

要维持水平飞行，飞行员可以增加一定量的迎角，它会再次让升力等于飞机的重力，而飞机会飞的更慢点，如果飞行员适当的协调了推力和迎角也可以保持水平飞行。

低速状态的平直飞行提供了需要关注的和力平衡有关的条件，因为飞机处于高机头的姿态，有一个垂直的推力分量帮助支持飞机。

首先，可以预期机翼载荷趋于减少。

大多数飞行员知道相比发动机停止时飞机在有动力时速度较低会失速，螺旋桨引起的气流通过机翼时也会恶化这种情况。

然而，如果分析仅仅限于通常定义的这四个力，你可以说，平直低速飞行时推力等于阻力，升力等于重力。

在平直飞行中，推力增加时，空速增加，必须要降低迎角。

如果协调好了变化，飞机仍然保持平直飞行，但是推力和迎角之间建立了合适的关系后飞行速度会变高。

如果推力增加时迎角没有降低，飞机会爬升。

但是降低迎角可以修正升力，保持它等于重力，如果做的恰好，飞机仍然保持平飞。

轻微的负迎角甚至可以出现在非常高速度的平直飞行中。

那么就很明显，可以以失速迎角和高速时的相对较小负迎角之间的任意迎角进行平飞。

阻力

飞行中的阻力有两个基本类型：

寄生阻力和诱导阻力。

第一个称为寄生的是因为它永远对飞行的帮助是无用的，第二个是由机翼产生升力的结果所导致的。

寄生阻力有两个基本元素：

形阻力，来自机身对气流的破坏，另外就是外壳的摩擦阻力。

对于寄生阻力的两个因素，在设计飞机时容易降低形阻力。

一般的，一个物体越是流线型的就越容易降低寄生阻力的形阻力。

外壳摩擦力是最难降低的寄生阻力类型。

没有完全光滑的表面。

甚至是机械加工的表面，通过放大来检测的话，仍然可以看到粗糙的不平坦的外观。

这种粗糙的表面会使表面的空气流线型弯曲，对平滑气流产生阻力。

通过使用光滑的磨平的表面，和去掉突出的铆钉头，粗糙和其他的不规则物来最小化外壳摩擦力。

设计飞机时必须要增加另一个对寄生阻力的考虑。

这个阻力复合了形阻力效应和外壳摩擦，称为所谓的干涉阻力。

如果两个物体靠近放置，产生的合成紊乱会比单个测试时大50％到200％。

形阻力，外壳摩擦力和干涉阻力这三个阻力都要被计算以确定一个飞机的寄生阻力。

寄生阻力中一个物体的外形是一个很大的因素。

然而，说道寄生阻力时指示空速也是一个同样重要的因素。

一个物体的外形阻力保持在一个相对气流固定的位置，大约以速度的平方成正比增加；这样，空速增加为原来的两倍，那么阻力就会变成原来的四倍，空速增加为三倍的话阻力也就增加为九倍。

但是，这个关系只在相当的低音速时维持很好。

在某些更高速度，外形阻力的增加会随速度而变的突然很快。

第二个基本的阻力类型是诱导阻力。

以机械运动方式工作的系统没有一个可以达到100%的效率，这是一个确定的物理事实。

这就意味着无论什么特性的系统，总是以系统中消耗某些额外的功来获得需要的功。

系统越高效，损失就越小。

在平飞过程中，机翼的空气动力学特性产生要求的升力，但是这只能通过某种代价才能获得。

这种代价的名字就叫诱导阻力。

诱导阻力是内在的，在机翼产生升力的任何时刻，而事实上，这种阻力是升力的产物中不可分离的。

继而，只要有升力就会有这种力。

机翼通过利用三种气流的能量产生升力。

无论什么时候机翼产生升力，机翼下表面的压力总是大于机翼上表面的压力。

结果，机翼下方的高压区空气有向机翼上方的低压去流动的趋势。

在机翼的翼尖附近，这些压力有区域相等的趋势，产生一个从下表面到机翼上表面的向外的侧面气流。

这个侧向气流给予翼尖的空气和机翼后面的尾流一个旋转速度。

因此，翼尖的气流会变成随着机翼运动的两个涡流轨迹。

从尾部看飞机时，右边翼尖的涡流逆时针旋转，而左边翼尖的涡流顺时针旋转。

如图3－4

记住这些涡流的旋转方向，可以看到他们在翼尖之外引入一个向上的气流，在机翼尾缘之后产生一个向下的气流。

这个诱导的下洗气流和产生升力所需的下洗气流没有关系。

实际上是诱导阻力的来源。

涡流和后面的机翼上净气流分量越大越强，诱导阻力效应也就越强。

这个机翼顶部的下洗流在翼尖处有相同的使向后的升力矢量弯曲的效果，因此升力和相对气流的蒸饺稍微向后，产生一个后向升力分量。

这就是诱导阻力。

要记住为了在机翼上表面产生较大的负压力，机翼可以倾斜获得更大的迎角；如果不对称机翼的迎角为零，也就没有压力差，继而没有下洗分量，因此也就没有诱导阻力。

无论如何，只要迎角增加，诱导阻力相应的增加。

换一种说法就是，较低的空速时就要求更大的迎角来产生等于飞机重量的升力，因而诱导阻力也就更大。

总诱导阻力和空速的平方成反比变化关系。

从前面的讨论知道寄生阻力随空速的平方增加，诱导阻力随空速的平方反比变化。

当空速降低到接近失速速度时，总阻力变的更大，主要由于诱导阻力的快速升高。

类似的，当空速达到飞机的终速时，因为寄生阻力的飞速增加使得总阻力再次快速增加。

从图3－5可以看到，在某些空速上，总阻力处于最大值。

在计算最大续航力和航程时这是非常重要的；阻力最小时，克服阻力所需要的动力也是最小的。

为理解飞行中飞机的升力和阻力的影响，需要结合考虑两者以及升阻比L/D（升力/阻力）。

对于稳定的非加速状态的飞机，用不同空速时升力和阻力的数据，可以计算每一具体迎角时的升力系数CL和阻力系数CD。

升阻比对迎角的结果图显示升阻比增加到一最大值，在较高的升力系数和迎角阶段开始下降，如图3－6。

注意最大升阻比（L/DMax）出现在一个特定的迎角和升力系数处。

如果飞机在最大升阻比处稳定飞行，总阻力为最小。

任何比最大升阻比（L/DMax）处更大或者更小的迎角，升阻比降低继而在给定飞机升力时总阻力增加。

重心（CG）的位置在每一具体飞机的总体设计阶段确定。

设计者要确定压力中心（CP）会移动多大距离。

他们然后把重心朝相应的飞行速度下的压力中心前面固定，这是为了提供足够的恢复运动以保持飞行平衡。

一架飞机的配置也对升阻比有很大的影响。

高性能滑翔机会有极高的升阻比，超音速飞机在亚音速飞行时好像升阻比低，那可是超音速飞行（高马赫数时高升阻比）需要的飞机配置导致这样的情况。

也会注意到重心占飞机的主导重要性，因为它的位置对稳定性有极大的影响。

他们然后把重心朝相应的飞行速度下的压力中心前面固定，这是为了提供足够的恢复运动以保持飞行平衡。

需要的升力是用来克服飞机的重力（由作用于飞机物质的地球引力导致）。

在稳定的平飞中，此时升力大小等于重力，飞机处于平衡状态，高度不增加也减少。

在继续深入讨论升力和如何控制它之前，必须先说一下速度。

例如，如果迎角和其他因素不变的话，以200节速度飞行的飞机所得的升力是它在100节速度飞行时升力的四倍。

实际上，如果迎角增加，飞机就不能保持继续保持同一迎角而高度不变的平飞；升力会增加，结果升力增加使飞机爬升。

因此，为了维持升力和重力的平衡，和为了保持飞机平直的平衡飞行状态，只要速度增加，升力必须减小。

相反的，当飞机速度减慢时，降低的速度要求增加迎角来维持足够的升力以保持飞行。

当然，如果要避免失速的话，迎角可以增加的范围是有限制的。

所以，如果所有其他因素不变的话，可以得出一个结论，对于每一个迎角，有一个要求的对应指示空速来维持稳定的高度－非加速飞行。

由于机翼在一个相同的迎角上总会失速，如果增加重量，升力必须也要增加，如果迎角保持恒定且恰好在临界迎角，这样做的唯一方法是增加速度。

因此，为了在较高的高度维持升力，对于任何迎角都必须以更高的真实空速来飞行。

此外，暖空气密度比冷空气密度低，潮湿空气密度小于干燥空气的密度。

这样，在热的潮湿天气，对于任何给定迎角都必须以比干冷天气下更大的真实空速飞行。

如果密度因素降低，总升力必须等于总重量才能维持飞行，它遵循其他因素之一必须增加。

通常那些增加的因素是空速或者迎角，因为这些因素可以由飞行员直接控制。

也要指出，升力随机翼的面积直接变化，机翼的平面图没有改变。

如果机翼有相同的比例和机翼剖面，迎角相同时，200平方英尺平面面积的机翼升力是100平方英尺面积机翼的两倍。

如你所见，从飞行员角度的两个主要因素是升力和速度，因为这两个因素的控制是最容易的和准确的。

当然，飞行员可以通过调整来控制密度，如果机翼恰好有可以扩大机翼面积的襟翼，那么也可以控制机翼面积。

例如，在平直飞行状态，以恒定高度巡航时，调整升力以匹配飞机速度或者巡航速度来保持高度，而当升力等于重力时就可以维持平衡状态。

在着陆进近中，当飞行员希望以实用的慢速着陆时，增加升力到接近最大以维持升力等于飞机的重量是有必要的。

当机翼以正迎角飞行时，机翼的上下表面有压力差是确定的，上表面的压力比大气压力低，下表面压力等于或者大于大气压力。

由于空气总是从高压区域向低压区域流动，阻力最小的路径是朝飞机的翼尖，从机翼下方来的空气顺机身翼展方向向外绕翼尖运动。

这个气流在机翼尾缘的内侧形成一个类似的涡流，但是由于机身阻止了向内的流动，这个涡流不是很重要。

从而，翼尖的气流方向偏差是最大的，在未受限制的侧面气流是最强的。

气流在翼尖处向上弯曲，它和机翼的下洗气流结合形成了更快的旋转的尾部涡流。

接着可以看到无论何时机翼产生升力，诱导阻力就会产生，翼尖涡流随之出现。

这是因为迎角增加后，机翼上下表面的压力差更大，空气的侧向流动也就更强；进而，这导致了更强烈的涡流的形成，结果紊流更多，诱导阻力也更多。

翼尖涡流的强度或者力度直接的和飞机的重量成正比，和翼展及飞机速度成反比。

因此，飞机在飞行的起飞爬升和着陆阶段会产生最大强度的翼尖涡流。

飞机在畅通的地面以稍微低于高空平飞要求的空速来飞行是可能的。

这样的结果源于一种现象，甚至对一些有经验的飞行员来说，知道这个比理解它更重要。

当飞行的飞机离地面几英尺时，飞机周围的三个方向的气流模式开始发生改变，因为机翼周围气流的垂直分量受地面限制。

地面效应时由于飞机飞行时气流模式受地面（或者水面）的干扰导致的。

当尾部表面和机身的空气动力学特性因地面效应改变时，由于接近地面受到的主要影响是机翼的空气动力学特性的变化。

当机翼遇到地面效应且维持在恒定的升力系数时，那么上升流和下洗流和翼尖涡流随之减少。

诱导阻力是支持飞机的机翼导致的，机翼通过加速空气向后来获得飞机的升力。

机翼上表面压力的降低是升力的主要基础，这样说是对的，但是这只是推动空气向后的总效果的其中之一。

大迎角时，总的诱导阻力就大，在实际的飞行中就相应于较低的空速，以可以这么说，低速飞行时诱导阻力是主导地位。

然而，由于地面效应导致的翼尖涡流减少改变了翼展方向的升力分布，降低了诱导迎角和诱导阻力。

所以，在地面效应中机翼只要较小的迎角就能产生相同的升力系数，或者如果维持迎角不变，将导致升力系数的增加。

由于诱导阻力在低速时占主导，因地面效应使诱导阻力降低，这样就导致了最重要的低速时所需推力的降低。

地面效应导致的诱导流降低使得诱导阻力有重大的减少，但是对寄生阻力无直接影响。

诱导阻力减少的结果就是使得在低速飞行时所需要的推力也减少了。

由于升流，下洗流和翼尖涡流的改变，可能空速系统有定位（设备）误差，这和地面效应有关。

大多数情况下，地面效应会导致静态源的局部压力增加，出现对空速和高度的偏低指示。

地面效应的直接结果之一就是诱导阻力在恒定升力系数处随机翼距地面的高度变化。

然而，当机翼高度为四分之一翼展时，诱导阻力降低23.5%，机翼高度等于翼展十分之一时，诱导阻力降低47.6％。

所以，只有机翼非常靠近地面时，诱导阻力才有很大的降低。

因为这种变化，地面效应在起飞离地和着陆触地的一瞬间是最明显的。

飞机起飞后离开地面效应会遇到和着陆时进入地面效应相反的情况，例如飞机离开地面效应将会：

应当指出在获得建议着陆速度之前这些总效果可能会对着陆尝试危险。

由于地面效应中阻力降低，飞机好像能在低于建议速度下正常起飞。

但是，当飞机以不足的速度飞出地面效应时，更大的诱导阻力可能会导致恰好临界的初始爬升性能。

在，如大的总重量，高密度高度，高温的极端条件下，起飞时空速的不足可以使飞机飞起来，但是可能不足以飞出地面效应。

这时，飞机可能在最初以不足的速度飞行，然后又下降回跑道。

不要试图强制飞机以不足的速度飞起来是非常重要的；为提供充足的初始爬升性能建议起飞速度是非常必要的。

因为这个原因，在收回起落架或者襟翼之前必须进入确定爬升状态。

如果飞机以恒定迎角被带进到地面效应，飞机升力系数会增加，所需要的推力会减少。

由于地面效应中阻力的降低和停车减速，拉平点的任何多余速度都会导致相当长的“漂浮”距离。

当飞机接近触地点时，低于翼展高度时的地面效应是最容易发生的。

在飞机接近地面的最后进近阶段，有必要降低动力配置或者降低所需的推力，这样可以让飞机在预期滑行轨迹上滑行。

飞行中无论什么时候飞机改变它的飞行姿态和位置，它都绕三个轴向的一个或者多个旋转，这些轴向是通过飞机重心的想象出来的线。

飞机的轴向可以看成飞机可以绕这它转动的假想轴，非常象车轮旋转的那个轴。

这三个术语被采纳到空气动力学术语就是因为飞机和航船之间运动的类似性。

根据对航海术语的采用，飞机纵轴固定后的运动称为“侧滚”，横轴固定时的运动叫“俯仰”；最后，飞机垂直轴固定后的运动叫“偏航”，就是飞机头水平的左右运动。

物理学研究表明如果一个物体可以自由旋转的话，将总是绕它的重心旋转。

在空气动力学术语中，对飞机的趋向绕它的重心旋转的精确测量叫力矩。

为计算飞机的重量和平衡，力矩用力臂距离乘以飞机的重量来表示，简单说是英寸磅（距离乘以重量，公制单位是牛顿米）。

飞机设计者把飞机的重心位置或前或后的定位在尽可能靠近平均动力弦的20%位置。

如果推力线设计成水平的通过重心，这样当动力改变时也不会导致飞机俯仰，因此飞行中不管是有动力还是停机状态力臂都不会有差别。

尽管设计者对阻力的位置可以有些控制，他们也不总是能够让合成阻力通过飞机的重心。

目标是让力矩（由于阻力，推力和升力产生）尽可能小；用适当的尾部位置作为任何飞行条件下的飞机提供纵向平衡的手段。

飞行时，除了通过改变迎角来控制升力中心外，飞行员没有对作用于飞机的力的位置作直接控制。

所以，飞行员不可能单独改变一个力的位置而不改变其他效果。

例如，空速的改变伴随升力的改变，以及阻力的改变，还有尾部向上和向下的力也会改变。

当象紊流和阵风这样的力作用于飞机时让飞机移动，飞行员通过提供反向的控制力来对抗这样的力。

配平设备用来抵消由燃油消耗，载荷或者乘客或货物的非载荷因素导致的力。

升降舵配平片和可调节水平尾翼组成了为飞行员提供载荷配平的最常用设备。

在大飞机的大范围飞行平衡中，如果不提供配平的手段，那么飞行员必须施加的用于控制的力将会是过多的且使人容易疲劳。

每一个飞过很多类型飞机的飞行员已经注意到操作是有些区别的，那就是对控制压力的抵抗和相应都有他们自己的方式。

训练型飞机对控制有快速的相应，而运输型的飞机通常感觉控制繁重而且对控制压力的响应也更慢。

通过考虑特定的稳定性和机动要求，这些特征可以设计到飞机中使特定用途的飞机容易实现。

在接下来的讨论中，要总结一下更为重要的飞机稳定性方面；讨论稳定性是如何分析的；以及不同飞行条件下他们的关系。

稳定性－这是飞机纠正那些可能改变它的平衡条件的内在品质，以及返回或继续在原始航迹上飞行的能力。

它受飞机的重量，惯量，大小，飞行控制的位置，结构强度，以及发动机等因素决定。

可控性－这是飞机对飞行员控制的响应能力，特别考虑的是航迹和姿态。

它是飞机对飞行员操作飞机时施加控制的响应特性，和稳定性特性无关。

飞机飞行的航迹和高度仅受飞机的空气动力学特性，推进系统和它的结构强度限制。

如果飞机要提供最大效用，在这些限制的全部范围内必须是安全可控的，且不超出飞行员的强度和要求额外的飞行能力。

如果飞机沿任意航迹笔直稳定的飞行，那么作用于飞机的力必定是静态平衡的。