[科普中國(guó)]-翼身組合體升力

升力

升力來(lái)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?？破沼玫牡葧r(shí)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(kù)塔條件、繞翼環(huán)量、庫(kù)塔-茹可夫斯基定理和伯努利定理來(lái)解釋。

在真實(shí)且可產(chǎn)生升力的機(jī)翼中，氣流總是在后緣處交匯，否則在機(jī)翼后緣將會(huì)產(chǎn)生一個(gè)氣流速度為無(wú)窮大的點(diǎn)。這一條件被稱為庫(kù)塔條件，只有滿足該條件，機(jī)翼才可能產(chǎn)生升力。

在理想氣體中或機(jī)翼剛開(kāi)始運(yùn)動(dòng)的時(shí)候，這一條件并不滿足，粘性邊界層沒(méi)有形成。通常翼型（機(jī)翼橫截面）都是上方距離比下方長(zhǎng)，剛開(kāi)始在沒(méi)有環(huán)流的情況下上下表面氣流流速相同，導(dǎo)致下方氣流到達(dá)后緣點(diǎn)時(shí)上方氣流還沒(méi)到后緣，后駐點(diǎn)位于翼型上方某點(diǎn)，下方氣流就必定要繞過(guò)尖后緣與上方氣流匯合。由于流體粘性（即康達(dá)效應(yīng)），下方氣流繞過(guò)后緣時(shí)會(huì)形成一個(gè)低壓旋渦，導(dǎo)致后緣存在很大的逆壓梯度。隨即，這個(gè)旋渦就會(huì)被來(lái)流沖跑，這個(gè)渦就叫做起動(dòng)渦。根據(jù)海姆霍茲旋渦守恒定律，對(duì)于理想不可壓縮流體在有勢(shì)力的作用下翼型周圍也會(huì)存在一個(gè)與起動(dòng)渦強(qiáng)度相等方向相反的渦，叫做環(huán)流，或是繞翼環(huán)量。環(huán)流是從翼型上表面前緣流向下表面前緣的，所以環(huán)流加上來(lái)流就導(dǎo)致后駐點(diǎn)最終后移到機(jī)翼后緣，從而滿足庫(kù)塔條件。

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(dòng)布局，最早應(yīng)用于航天飛機(jī)。美國(guó)的可重復(fù)使用運(yùn)載器X-34驗(yàn)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(shí)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(diǎn)是：有較好的升力特性;壓力中心隨Ma變化移動(dòng)??；飛行器部位安排和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)相對(duì)較成熟。這種外形的缺點(diǎn)是：機(jī)身對(duì)氣流的預(yù)壓縮作用不理想，機(jī)翼和進(jìn)氣道的流場(chǎng)有復(fù)雜的相互干擾，特別是過(guò)度膨脹的氣流會(huì)降低進(jìn)氣道的效率，不利于進(jìn)行機(jī)體一發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)。1

定義翼身組合體升力指機(jī)翼與機(jī)身組合時(shí)的升力。2

簡(jiǎn)介在亞音速下，實(shí)驗(yàn)證明，對(duì)于大展弦比飛機(jī)，可近似認(rèn)為組合體的升力等于機(jī)翼的升力，如圖：

對(duì)于超音速飛機(jī)米說(shuō)，機(jī)身尺寸相對(duì)于機(jī)其來(lái)說(shuō)增加了（即機(jī)身最大橫截面直徑D，與機(jī)撰展長(zhǎng)L之比值增大），D/L的值已達(dá)0.3~0.5。在這種情況下，再認(rèn)為組合體的升力等于機(jī)翼的升力可能引起較大誤差。這時(shí)外露機(jī)翼上的升力將大于與之相當(dāng)?shù)膯为?dú)機(jī)翼上的升力。同時(shí)，外露機(jī)翼也會(huì)影響到機(jī)身上的升力。如圖給出了馬赫數(shù)為2，迎角為8度的由軸對(duì)稱機(jī)身和矩形機(jī)翼組成的組合體的局部升力系數(shù)沿翼展的分布。圖中曲線1表示單獨(dú)機(jī)翼的理論曲線，曲線2一表示局部升力系數(shù)沿翼展的實(shí)測(cè)值。由圖可以看出，機(jī)身對(duì)機(jī)翼升力分布的影響是相當(dāng)大的。同時(shí)，機(jī)翼上下表面存在壓強(qiáng)差，這個(gè)壓強(qiáng)差將傳到相應(yīng)的機(jī)身表面上，而使機(jī)身產(chǎn)生附加升力。以圖為例說(shuō)明之，機(jī)典前緣與機(jī)身連接處A、A'點(diǎn)發(fā)出的馬赫線為Ao與Ao'（實(shí)際上因?yàn)闄C(jī)身是圓柱，Ao與Ao'應(yīng)是螺旋線，為簡(jiǎn)單起見(jiàn)畫(huà)成直線）；機(jī)翼后緣與機(jī)身連接處B、B'點(diǎn)發(fā)出的馬赫線為BD, B'D，則陰影區(qū)AoA'B'DB為機(jī)身上感受機(jī)翼上下表面壓攝差區(qū)域，因而在此區(qū)域產(chǎn)生附加升力。這部分附加升力近似認(rèn)為等于其在機(jī)翼平面上之投影面積按單獨(dú)機(jī)其之升力系數(shù)計(jì)算時(shí)之升力，于是組合體之升力為:

式中 具為單獨(dú)機(jī)冀以單獨(dú)機(jī)翼面積定義時(shí)的升力系數(shù)，

為旋成體受擾部分面積。3