飛機升力與失速基本知識

　　對于升力系數(shù)有一個非常明確的極限值。如果迎角太大或是彎度增加太多的話，流線就會被破壞并且流動從機翼上分離。分離劇烈地改變了上下表面的壓力差，升力被大幅度降低，機翼處于失速狀態(tài)。那么，下面是小編為大家整理的飛機升力與失速基本知識，歡迎大家閱讀瀏覽。

　　升力的來源

　　在機翼上，壓力最高的點也就是所謂的駐點，在駐點處是空氣與前緣相遇的地方�？諝庀鄬τ跈C翼的速度減小到零，由伯努利定理知道這是壓力最大的點。上翼面和下翼面的空氣必須從這個點由靜止加速離開。在一個迎角為零、完全對稱的機翼上，從駐點開始，流經上下邊面的氣流速度是相同的，所以上下邊面的壓力變化也是完全相同的。這和在狹長截面的文氏管中的流動是相似的，在流速達到最大的點，其壓力達到最低。在這個最低壓力點之后，兩個表面的流速同時降低。空氣最終必定要回到主來流當中，壓力也恢復正常。由于上下表面的速度和壓力特性是相同的，所以這種狀態(tài)的機翼不會產生升力。

　　如果對稱機翼相對來流旋轉了一個迎角，駐點就會稍稍向前緣的下表面移動，并且流經上下表面的空氣流動情況也發(fā)生了改變，流經上表面的空氣被迫奪走了一段距離，在上下表面，空氣仍然有一個從駐點加速離開的過程，但是下表面的最高速度要小于表面的最高速度。

　　在某些集合迎角為父的位置上，上下表面的平均壓力是可能相等的，因此有彎度翼型存在一個零升迎角，這是翼型的氣動力零點。盡管在這個迎角下沒有產生升力，但由于翼型彎度的存在，上下面的流動特征是不一樣的。因此，盡管上下表面沒有平均壓力差，在翼表面上卻會產生不平衡并導致俯仰力矩的產生，這個力矩在飛行器配平中非常重要。

　　升力系數(shù)有一個非常明確的極限值。如果迎角太大或是彎度增加太多的話，流線就會被破壞并且流動從機翼上分離。分離劇烈地改變了上下表面的壓力差，升力被大幅度降低，機翼處于失速狀態(tài)。

　　氣流分離在小范圍內是一種普遍現(xiàn)象。在上表面，流動可能在后緣前某個地方就分離了，氣流在上下表面都可能分離，但是有可能再附著。這就是所謂的“氣泡分離”

　　阻力和升阻比

　　翼型阻力

　　形狀阻力(型阻)或壓差阻力是由于氣流的經過，物體周圍壓力分布不同而造成的阻力，而蒙皮摩擦阻力或粘性阻力是由于空氣和飛行器表面接觸產生的。將這些阻力分類是非常有用的，這些阻力很很顯然是同時產生的。

　　蒙皮摩阻和行阻之間的關系非常密切：一個會影響另外一個。舉例來說，蒙皮摩阻很大程度上是由氣流的速度決定的，而流向后方的流體的速度是由物體的外形來決定的。因此，特別是在考慮翼型時，型阻和摩阻通常放到一起考慮并用一個新的名詞重新命名——翼型阻力，經常也稱型面阻力。與誘導阻力相比，蒙皮摩阻和行阻都直接與速度的平方成正比。所以，當速度增加而誘導阻力減少時，型阻和蒙皮摩擦增加，反之亦然。

　　渦阻力

　　誘導阻力現(xiàn)在更多地被稱為渦誘導阻力，簡稱渦阻力或渦阻。因為它是與從機翼翼尖或者任意表面拖出的渦聯(lián)系在一起的，而這些渦產生了升力。渦的出現(xiàn)是直接跟升力聯(lián)系在一起的：給定機翼的升力系數(shù)越高，渦的影響也越明顯。

　　總阻力

　　飛行器在每個速度下的總阻力由總的渦阻力和所有其他的阻力組成。在渦阻力等于其他阻力和的地方，阻力達到最小值。由于在給定飛行器質量的水平飛行中，升力是個常數(shù)，在曲線上最小阻力點處就是飛行器的最大升阻比出現(xiàn)的位置。一個滑翔機的極曲線的形狀與這條曲線密切相關，比如，用下沉速度比平飛速度而不是用總阻力系數(shù)比總升力系數(shù)。

　　失速

　　只要機翼產生的升力足夠抵消飛行器的總載荷，飛行就會一直飛行。當升力急劇下降時，飛機就失速。

　　記住，每次失速的直接原因是迎角過大。有很多飛行機動會增加飛機的迎角，但是直到迎角過大之前飛機不會失速。

　　在三種情況下會超過臨界迎角：低速飛行、高速飛行和轉彎飛行。

　　飛機在平直飛行時如果飛得太慢也會失速�？账俳档蜁r，必須增加迎角來獲得維持高速所需要的升力�？账僭降�，必須增加更大的迎角。最終，達到一個迎角，它會導致機翼不能產生足夠的升力維持飛機，飛機開始下降。如果空速進一步降低，飛行就會失速，由于迎角已經超出臨界迎角，機翼上的氣流被打亂了(變成了紊流)。

　　高速飛行中的失速

　　展弦比

　　展弦比，為飛機空氣動力學的專有名詞，是翼展長度與平均氣動弦長的壁紙。無人機在設計時需要根據(jù)任務需求選擇展弦比。

　　地面效應

　　地面效應也稱為翼地效應或翼面效應，是一種使飛行器誘導阻力減小，同時能獲得比空中飛行更高升阻比的流體力學效應。

　　失速簡介

　　失速是物理學名詞。機翼在攻角超過某個臨界值后，舉力系數(shù)（見舉力）隨攻角增大而減小的現(xiàn)象。當失速時，飛機會產生失控的俯沖顛簸運動，發(fā)動機發(fā)生振動，駕駛員感到操縱異常。

　　失速的具體表現(xiàn)

　　在攻角不太大時，機翼的舉力系數(shù)CL隨攻角a的增大而直線增大，這時，機翼上邊界層基本沒有分離。但當攻角大到一定程度后，機翼的上翼面出現(xiàn)較大的分離區(qū)，CL隨a增大的幅度減小，當a達到某個臨界值時，舉力系數(shù)達最大值CLmaxo，這時攻角再增大，上翼面氣流出現(xiàn)嚴重分離，舉力系數(shù)不但不增加，反而下降。機翼在CLmax附近的性能稱為失速性能。機翼的失速性能與翼型、機翼平面形狀等因素有關。研究表明，翼型有三種失速形式：后緣分離、前緣長氣泡分離和前緣短氣泡分離。一般說來，對于較厚的翼型（例如厚度在12%以上），氣流從后緣開始分離。隨著攻角增大，分離區(qū)逐漸向前擴展，在cLmax附近，CL隨a的變化較平緩。對于前緣半徑很小的薄翼型，當攻角不很大時，在翼型前緣形成分離氣抱。視翼型和雷諾數(shù)不同，前緣氣泡有長泡和短泡之分，長抱只發(fā)生在很薄的翼型上，在雷諾數(shù)很大時，發(fā)生短泡分離的可能性很小。長泡開始時約占弦長的2～3%，隨著a增大而逐漸拉長，失速時，CL隨a的變化較平緩。短泡的長度只有弦長的0.5～1%，開始時隨a增大而變小，對舉力影響不大。當a超過臨界攻角時，短泡突然破裂，翼型的舉力系數(shù)CL突然下降。機翼的失速性能除與翼型有關外，與機翼平面形狀的關系也很大。矩形機翼在翼身聯(lián)結的根部最先失速，梢根比（機翼翼梢弦長與翼根弦長之比）大的梯形機翼在翼梢先失速，后掠機翼也在翼梢先失速。這些不同的失速性能與飛機的設計有密切關系。

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