[科普中國]-外露翼升力

升力

升力來源于機(jī)翼上下表面氣流的速度差導(dǎo)致的氣壓差。但機(jī)翼上下表面速度差的成因解釋較為復(fù)雜，通常科普用的等時間論和流體連續(xù)性理論均不能完整解釋速度差的成因。航空界常用二維機(jī)翼理論，主要依靠庫塔條件、繞翼環(huán)量、庫塔-茹可夫斯基定理和伯努利定理來解釋。

理論上，飛機(jī)的升力絕大部分是由機(jī)翼產(chǎn)生，尾翼通常產(chǎn)生負(fù)升力，飛機(jī)其他部分產(chǎn)生的升力很小，一般不考慮。但在機(jī)翼組合體中，機(jī)翼與機(jī)身存在相互干擾，改變升力值。

翼身組合體翼身組合體氣動布局，最早應(yīng)用于航天飛機(jī)。美國的可重復(fù)使用運載器X-34驗證機(jī)也采用這種布局。翼身組合體的外形類似正常式布局的飛機(jī)，機(jī)身截面為圓形或接近圓形，在機(jī)身中部安裝機(jī)翼，升力主要靠翼面提供。

X-34翼身組合體的升阻比在低馬赫數(shù)時最大，隨著馬赫數(shù)的不斷增加，下降得很快，而升阻比隨著迎角的增加而不斷減小，在高馬赫數(shù)下和大迎角下應(yīng)能保持很好的升力特性。

這種外形的優(yōu)點是：有較好的升力特性；壓力中心隨Ma變化移動小；飛行器部位安排和結(jié)構(gòu)設(shè)計相對較成熟。這種外形的缺點是：機(jī)身對氣流的預(yù)壓縮作用不理想，機(jī)翼和進(jìn)氣道的流場有復(fù)雜的相互干擾，特別是過度膨脹的氣流會降低進(jìn)氣道的效率，不利于進(jìn)行機(jī)體一發(fā)動機(jī)一體化設(shè)計。

定義外露翼升力是指翼身組合體中孤立外露機(jī)翼(不包括機(jī)身覆蓋部分)所產(chǎn)生的升力。1

機(jī)翼與機(jī)身之間的相互干擾機(jī)身使外露機(jī)翼處的迎角增大，從而使外露機(jī)翼的升力增高。另一方面，外露機(jī)翼上下表面的壓強(qiáng)差傳送到機(jī)身上，也使機(jī)身產(chǎn)生升力增量。對于無限長圓柱形機(jī)身與小展弦比機(jī)翼的組合體，理論表明在機(jī)翼安裝角為零時，機(jī)翼-機(jī)身組合體的升力比由左右兩半外露翼所組成單獨機(jī)翼的升力大。空氣動力干擾也往往使機(jī)翼（尾翼）機(jī)身組合體的阻力比單獨機(jī)翼(尾翼)和單獨機(jī)身阻力之和為大，其增量稱干擾阻力。在亞音速時，主要是由于在機(jī)翼和機(jī)身連接處的邊界層相互干擾而增厚甚至分離，導(dǎo)致型阻力增大。當(dāng)機(jī)翼和機(jī)身的交接界面的夾角小于90°時，型阻力增量最嚴(yán)重，這時必須對翼身連接處采取整流措施或使用填角塊。在跨音速和超音速時，除了干擾型阻力外，由于機(jī)翼和機(jī)身的激波相互干擾，還會產(chǎn)生干擾波阻力。如果設(shè)計得當(dāng)，這種干擾波阻力可能是負(fù)的，即起拉力的作用。

外露翼升力對于亞音速飛機(jī)，通?？梢哉J(rèn)為，翼身組合體的升力等于一對假想的單獨機(jī)翼的升力，這一對機(jī)翼是將兩個懸臂段延長到對稱平面而形成的，當(dāng)機(jī)身直徑對翼展的比值不大時，在小馬赫數(shù)下，這種近似比較精確。但是現(xiàn)代超音速戰(zhàn)斗機(jī)的直徑對翼展的比值可以達(dá)到0.3-0.5，在這種情況下用單獨的機(jī)翼代替翼身組合體就會帶來很大誤差。此時，總升力應(yīng)等于考慮機(jī)身對機(jī)翼升力影響的修正的外露翼升力和單獨機(jī)身升力之和。2

通常計算翼身組合體的升力如下：

其中：

表示機(jī)翼外露部分(外露翼)的升力，再考慮機(jī)身對機(jī)翼升力影響的修正；

表示單獨機(jī)身的升力。

這里，我們忽略了機(jī)翼對機(jī)身升力的影響。

外露翼升力系數(shù)在考慮機(jī)身的影響后，可以寫為：

表示外露翼部分升力線斜率，按單獨機(jī)翼的方法進(jìn)行計算，所有參數(shù)均按照外露翼取值，則：

機(jī)翼升力系數(shù)，考慮了機(jī)身的影響，參考面積按照外露翼面積；

f 表示修正系數(shù)；

d 表示機(jī)身直徑；

l 表示翼展。

外露翼部分升力線斜率計算公式為：

其中：為展弦比；

是1/2弦線的后掠角；

c表示機(jī)翼相對厚度；

為尖削比。