飛機(jī)襟翼的作用

飛機(jī)襟翼的作用
一架飛機(jī)在高空正常飛行的時(shí)候,機(jī)翼看起來(lái)好像是一個(gè)整體。其實(shí)不然,機(jī)翼前緣、后緣都裝有長(zhǎng)短、寬度不同的翼片,有的可向下偏轉(zhuǎn),有的可向前伸出,有的可向后滑退,可謂五花八門(mén)。由于這些翼片是機(jī)翼的附屬物,并且可以偏折,正像我們穿的衣服下襟隨風(fēng)擺動(dòng)一樣,因此科學(xué)家給這些翼片起了一個(gè)十分形象的名稱(chēng)———襟翼。平時(shí)飛機(jī)停在機(jī)場(chǎng)上或在高空飛行時(shí),襟翼都收攏在機(jī)翼前緣或后緣上,一旦飛機(jī)進(jìn)入起飛或著陸階段,它們的原形就顯露了出來(lái)。

  飛機(jī)為什么要裝襟翼呢?請(qǐng)看下文。

1、襟翼的奧秘在于提高升力

機(jī)翼的作用就是產(chǎn)生足夠的升力使飛機(jī)能飛上天空。如果機(jī)翼是一個(gè)整體的話(huà),那么在機(jī)翼面積、翼型、展弦比確定的情況下,它的最大升力也就是確定不變的了。如果飛機(jī)的全部重量是50噸,機(jī)翼必須產(chǎn)生490千牛以上的升力才能飛起來(lái)。我們知道,機(jī)翼面積越大,升力越大;速度越大,升力也越大。換句話(huà)說(shuō)就是:在升力一定的情況下,機(jī)翼面積越大,起飛速度可以越小;起飛速度越大,機(jī)翼面積可以越小。因此,為了把這50噸的飛機(jī)弄上天,我們可以采取這樣兩個(gè)辦法:一是選用面積較小的機(jī)翼,通過(guò)加大起飛速度使升力超過(guò)490千牛;二是使起飛速度保持在較低的值上,通過(guò)采用大面積機(jī)翼以產(chǎn)生490千牛以上的升力。

這兩個(gè)辦法行不行呢?第一個(gè)辦法機(jī)翼面積較小,飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量就較輕,這是優(yōu)點(diǎn),但起飛速度大是很不利的,一方面要求機(jī)場(chǎng)跑道很長(zhǎng),這很不合算,對(duì)艦載飛機(jī)更是不利;另一方面,高滑跑速度對(duì)安全的威脅極大。第二個(gè)方法起飛速度低,有利于縮短滑跑距離,但當(dāng)飛機(jī)起飛后速度增加,大面積機(jī)翼便成了累贅,不但重量大使載重量大大減少,而且會(huì)使阻力劇增,飛機(jī)的耗油量因此顯著增加。這種低速時(shí)升力小、高速時(shí)阻力大的問(wèn)題稱(chēng)為飛機(jī)的高低速矛盾。怎樣解決這一難題呢?這就要靠襟翼來(lái)實(shí)現(xiàn)。

襟翼的一個(gè)主要作用是協(xié)調(diào)這個(gè)矛盾,既不需要很大、很重的機(jī)翼,也能在較低的起飛著陸速度下產(chǎn)生足夠的升力,使載重、速度、阻力和油耗達(dá)到綜合性的最佳化。用整體一塊的方式設(shè)計(jì)機(jī)翼不能同時(shí)滿(mǎn)足大載重量、低起飛和著陸速度、低阻力和低耗油率的要求。由于襟翼具體作用是大大提高飛機(jī)起飛和著陸等低速階段的升力,因而統(tǒng)稱(chēng)增升裝置。

襟翼為什么能增加升力呢?在速度一定的情況下,提高升力的辦法主要有4種:一是改變機(jī)翼剖面形狀,增加翼型彎度;二是增加機(jī)翼面積;三是盡可能保持層流流動(dòng);四是在環(huán)繞機(jī)翼的氣流中,增加一股噴氣氣流。襟翼就是通過(guò)改變翼型彎度、增加機(jī)翼面積、保持層流流動(dòng)而增加升力的。

2、飛機(jī)襟翼樣式眾多

襟翼概念出現(xiàn)得很早。第一次世界大戰(zhàn)前,由于飛機(jī)速度提高,要求飛機(jī)在低速時(shí)也能產(chǎn)生足夠的升力,于是有人開(kāi)始了最簡(jiǎn)單的后緣襟翼的試驗(yàn)探索。

為什么飛機(jī)要裝襟翼?

簡(jiǎn)單襟翼就是機(jī)翼后緣的一部分。它可以彎曲,這樣就會(huì)改變機(jī)翼彎度,提高升力。不久,又出現(xiàn)了開(kāi)裂式襟翼。當(dāng)它放下時(shí),一方面可使翼型變彎,一方面會(huì)在機(jī)翼后緣形成低壓,兩方面的效果都是增加了升力。通常,開(kāi)裂式襟翼可使升力系數(shù)提高75%~85%。同時(shí),開(kāi)裂式襟翼還能增加阻力,對(duì)飛機(jī)安全、緩慢地著陸有利。

20世紀(jì)20年代,英國(guó)著名設(shè)計(jì)師漢德萊·佩奇和德國(guó)空氣動(dòng)力學(xué)家拉赫曼發(fā)明了開(kāi)縫襟翼。它是一條或幾條附著在機(jī)翼后緣的可動(dòng)翼片,平時(shí)與機(jī)翼合為一體,飛機(jī)起飛或著陸時(shí)放下。襟翼片能夠增加機(jī)翼的面積,改變機(jī)翼彎度,同時(shí)還會(huì)形成一條或幾條縫隙。增加面積可以提高升力,形成縫隙可使下表面的氣流經(jīng)縫隙流向上表面,使上表面的氣流速度提高,可較大范圍保持層流,也可使升力增加,并能減少失速現(xiàn)象的發(fā)生。開(kāi)縫襟翼是襟翼中十分重要的一種。它也可以裝在飛機(jī)前緣上,通常都是一條。目前大型飛機(jī)特別是客機(jī)都安裝了雙縫或三縫襟翼,可提高升力系數(shù)85%~95%,效果十分顯著。

還有兩種襟翼也很常見(jiàn),一種是富勒襟翼,一種是克魯格襟翼。

富勒襟翼是在機(jī)翼后緣安裝的活動(dòng)翼面,平時(shí)緊貼在機(jī)翼下表面上。使用時(shí),襟翼沿下翼面安裝的滑軌后退,同時(shí)下偏。使用富勒襟翼可以增加翼剖面的彎度,同時(shí)能大大增加機(jī)翼面積,增升效果非常明顯,升力系數(shù)可提高85%~95%,個(gè)別大面積富勒襟翼的升力系數(shù)可提高110%~140%。這種襟翼結(jié)構(gòu)較復(fù)雜,多在大、中型飛機(jī)上采用,可大大改善起降性能。

克魯格襟翼位于機(jī)翼前緣。它的外形相當(dāng)于機(jī)翼前緣的一部分。使用時(shí)利用液壓作動(dòng)筒將克魯格襟翼向前下方伸出,既改變了翼型,也增加了翼面積,增升效果也比較好。

3、飛機(jī)襟翼在發(fā)展中

襟翼的發(fā)展并沒(méi)有完結(jié)。上面介紹的襟翼裝置發(fā)展比較成熟,還有一類(lèi)襟翼概念提出的也很早,但直到現(xiàn)在仍不完善,這就是噴氣襟翼。它的設(shè)計(jì)方案很多,基本思想都是通過(guò)從發(fā)動(dòng)機(jī)或高壓氣瓶引出氣體,吸向機(jī)翼或襟翼表面,達(dá)到增加升力、推遲分離、降低阻力、改善失速特性的目的。由于噴氣襟翼十分復(fù)雜,目前只有個(gè)別飛機(jī),如“鷂”式垂直起降飛機(jī)和F-4、米格-21輕型戰(zhàn)斗機(jī)使用了噴氣襟翼。其試驗(yàn)工作仍在進(jìn)行之中。

特殊襟翼
我們知道,襟翼的種類(lèi)有很多,除了常用的簡(jiǎn)單襟翼、開(kāi)裂襟翼、開(kāi)縫襟翼和后退襟翼等均位于機(jī)翼后緣的后緣襟翼以外,還有一些與普通后緣襟翼構(gòu)造有差別的特殊襟翼,如位于機(jī)翼前緣的前緣襟翼與克魯格襟翼,以及可以在機(jī)翼上引入發(fā)動(dòng)機(jī)的噴氣流,改變空氣在機(jī)翼上的流動(dòng)狀態(tài)的噴氣襟翼。
前緣襟翼:后緣襟翼都位于機(jī)翼的后緣,如果把它的位置移到機(jī)翼的前緣,就變成了前緣襟翼。前緣襟翼也可以看作是可偏轉(zhuǎn)的前緣。在大迎角下,它向下偏轉(zhuǎn),使前緣與來(lái)流之間的角度減小,氣流沿上翼面的流動(dòng)比較光滑,避免發(fā)生局部氣流分離,同時(shí)也可增大翼型的彎度。

  前緣襟翼與后緣襟翼配合使用可進(jìn)一步提高增升效果。一般的后緣襟翼有一個(gè)缺點(diǎn),就是當(dāng)它向下偏轉(zhuǎn)時(shí),雖然能夠增大上翼面氣流的流速,從而增大升力系數(shù),但同時(shí)也使得機(jī)翼前緣處氣流的局部迎角增大,當(dāng)飛機(jī)以大迎角飛行時(shí),容易導(dǎo)致機(jī)翼前緣上部發(fā)生局部的氣流分離,使飛機(jī)的性能變壞。如果此時(shí)采用前緣襟翼,不但可以消除機(jī)翼前緣上部的局部氣流分離,改善后緣襟翼的增升效果,而且其本身也具有增升作用。

  克魯格襟翼:與前緣襟翼作用相同的還有一種克魯格(Krueger)襟翼。它一般位于機(jī)翼前緣根部,靠作動(dòng)筒收放。打開(kāi)時(shí),伸向機(jī)翼下前方,既增大機(jī)翼面積,又增大翼型彎度,具有較好的增升效果,同時(shí)構(gòu)造也比較簡(jiǎn)單。

  噴氣襟翼:這是目前正在研究中的一種增升裝置。它的基本原理是:利用從渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)引出的壓縮空氣或燃?xì)饬?通過(guò)機(jī)翼后緣的縫隙沿整個(gè)翼展向后下方以高速?lài)姵?形成一片噴氣幕,從而起到襟冀的增升作用。這是超音速飛機(jī)的一種特殊襟翼,其名稱(chēng)來(lái)歷就是將“噴氣”和“襟翼”結(jié)合起來(lái)。

  噴氣襟翼一方面改變了機(jī)翼周?chē)牧鲌?chǎng),增加了上下壓力差;另一方面,噴氣的反作用力在垂直方向上的分力也使機(jī)翼升力大大增加。所以,這種裝置的增升效果極好。根據(jù)試驗(yàn)表明,采用噴氣襟翼可以使升力系數(shù)增大到12.4左右,約為附面層控制系統(tǒng)增升效果的2~3倍。雖然噴氣襟翼的增升效果很好,但也有許多尚待解決的難題:發(fā)動(dòng)機(jī)的噴氣量太大,噴流能量的損失大;形成的噴氣幕對(duì)飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性有不良影響;機(jī)翼構(gòu)造復(fù)雜,重量急劇增加;發(fā)動(dòng)機(jī)的燃?xì)饬鲿?huì)燒毀機(jī)場(chǎng)跑道等等。

飛機(jī)上的空速管是干什么的?
空速管也叫皮托管,總壓管。風(fēng)向標(biāo),也叫氣流方向傳感器或流向角感應(yīng)器,與精密電位計(jì)(或同步機(jī)或解析器)連接在一起,提供出一個(gè)表示相對(duì)于大氣數(shù)據(jù)桁架縱軸的空氣流方向的電信號(hào)

它主要是用來(lái)測(cè)量飛機(jī)速度的,同時(shí)還兼具其他多種功能。
空速管測(cè)量飛機(jī)速度的原理是這樣的,當(dāng)飛機(jī)向前飛行時(shí),氣流便沖進(jìn)空速管,在管子末端的感應(yīng)器會(huì)感受到氣流的沖擊力量,即動(dòng)壓。飛機(jī)飛得越快,動(dòng)壓就越大。如果將空氣靜止時(shí)的壓力即靜壓和動(dòng)壓相比就可以知道沖進(jìn)來(lái)的空氣有多快,也就是飛機(jī)飛得有多快。比較兩種壓力的工具是一個(gè)用上下兩片很薄的金屬片制成的表面帶波紋的空心圓形盒子,稱(chēng)為膜盒。這盒子是密封的,但有一根管子與空速管相連。如果飛機(jī)速度快,動(dòng)壓便增大,膜盒內(nèi)壓力增加,膜盒會(huì)鼓起來(lái)。用一個(gè)由小杠桿和齒輪等組成的裝置可以將膜盒的變形測(cè)量出來(lái)并用指針顯示,這就是最簡(jiǎn)單的飛機(jī)空速表。
現(xiàn)代的空速管除了正前方開(kāi)孔外,還在管的四周開(kāi)有很多小孔,并用另一根管子通到空速表內(nèi)來(lái)測(cè)量靜止大氣壓力,這一壓力稱(chēng)靜壓?？账俦韮?nèi)膜盒的變形大小就是由膜盒外的靜壓與膜盒內(nèi)動(dòng)壓的差別決定的。
空速管測(cè)量出來(lái)的靜壓還可以用來(lái)作為高度表的計(jì)算參數(shù)。如果膜盒完全密封,里面的壓力始終保持相當(dāng)于地面空氣的壓力。這樣當(dāng)飛機(jī)飛到空中,高度增加,空速管測(cè)得的靜壓下降,膜盒便會(huì)鼓起來(lái),測(cè)量膜盒的變形即可測(cè)得飛機(jī)高度。這種高度表稱(chēng)為氣壓式高度表。
利用空速管測(cè)得的靜壓還可以制成"升降速度表",即測(cè)量飛機(jī)高度變化快慢(爬升率)。表內(nèi)也有一個(gè)膜盒,不過(guò)膜盒內(nèi)的壓力不是根據(jù)空速管測(cè)得的動(dòng)壓而是通過(guò)專(zhuān)門(mén)一根在出口處開(kāi)有一小孔的管子測(cè)得的。這根管子上的小孔大小是特別設(shè)計(jì)的,用來(lái)限制膜盒內(nèi)氣壓變化的快慢。如果飛機(jī)上升很快,膜盒內(nèi)的氣壓受小孔的制約不能很快下降,而膜盒外的氣壓由于有直通空速管上的靜壓孔,可以很快達(dá)到相當(dāng)于外面大氣的壓力,于是膜盒鼓起來(lái)。測(cè)量膜盒的變形大小即可算出飛機(jī)上升的快慢。飛機(jī)下降時(shí),情況正相反。膜盒外壓力急速增加,而膜盒內(nèi)的氣壓只能緩慢升高,于是膜盒下陷,帶動(dòng)指針,顯示負(fù)爬升率,即下降速率。飛機(jī)平飛后,膜盒內(nèi)外氣壓逐漸相等,膜盒恢復(fù)正常形狀,升降速度表指示為零。
空速管是飛機(jī)上極為重要的測(cè)量工具。它的安裝位置一定要在飛機(jī)外面氣流較少受到飛機(jī)影響的區(qū)域,一般在機(jī)頭正前方,垂尾或翼尖前方。同時(shí)為了保險(xiǎn)起見(jiàn),一架飛機(jī)通常安裝2副以上空速管。有的飛機(jī)在機(jī)身兩側(cè)有2根小的空速管。美國(guó)隱身戰(zhàn)斗機(jī)F-117在機(jī)頭最前方安裝了4根全向大氣數(shù)據(jù)探管,因此該機(jī)不但可以測(cè)大氣動(dòng)壓、靜壓,而且還可以測(cè)量飛機(jī)的側(cè)滑角和迎角。有的飛機(jī)上的空速管外側(cè)還裝有幾片小葉片,也可以起到類(lèi)似作用;垂直安裝的用來(lái)測(cè)量飛機(jī)側(cè)滑角,水平安裝的葉片可測(cè)量飛機(jī)迎角。
空速管測(cè)量出來(lái)的速度并非是飛機(jī)真正相對(duì)于地面的速度,而只是相對(duì)于大氣的速度,所以稱(chēng)為空速。如果有風(fēng),飛機(jī)相對(duì)地面的速度(稱(chēng)地速)還應(yīng)加上風(fēng)速(順風(fēng)飛行)或減去風(fēng)速(逆風(fēng)飛行)。另外空速管測(cè)速原理利用到動(dòng)壓,而動(dòng)壓和大氣密度有關(guān)。同樣的相對(duì)氣流速度,如果大氣密度低,動(dòng)壓便小,空速表中的膜盒變形就小。所以相同的空速,在高空指示值比在低空小。這種空速一般稱(chēng)為"表速"。現(xiàn)代的空速表上都有兩根指針,一根比較細(xì),一根比較寬。寬的指針指示"表速",而細(xì)的一根指示的是經(jīng)過(guò)各種修正的相當(dāng)于地面大氣壓力時(shí)的空速,稱(chēng)為 "實(shí)速"。
為了防止空速管前端小孔在飛行中結(jié)冰堵塞,一般飛機(jī)上的空速管都有電加溫裝置。

戰(zhàn)斗機(jī)的技術(shù)性能定義(包括計(jì)算)
起飛重量=飛機(jī)的基本重量+起飛油量+實(shí)際業(yè)務(wù)載重量

最大起飛重量是指因設(shè)計(jì)或運(yùn)行限制,航空器能夠起飛時(shí)所容許的最大重量。最大起飛重量是航空器的三種設(shè)計(jì)重量限制之一,其余兩種是最大零燃油重量和最大著陸重量。

原理
起飛時(shí)航空器必須能產(chǎn)生大于航空器本身重力的升力,才能使航空器離開(kāi)地面升空。由于航空器只能產(chǎn)生有限的升力,因此航空器本身的總重必須受到限制,以保障能夠正常起飛離地。

在實(shí)際應(yīng)用中,最大起飛重量還要受其他因素的限制,如跑道長(zhǎng)度、大氣溫度、起飛平面氣壓高度和越障能力等。在確定民用航空器最大審定起飛重量時(shí)需要滿(mǎn)足一定的適航標(biāo)準(zhǔn),一般在國(guó)際民航組織規(guī)定的國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下測(cè)定。在這個(gè)情況下,即使在達(dá)到V1速度后一具引擎熄火,飛機(jī)都必須能夠安全起飛。

飛行前,飛機(jī)的總重都會(huì)被計(jì)算出來(lái)。飛行員會(huì)跟據(jù)總重計(jì)算飛機(jī)所需的起飛速度并確保總重在最大起飛重量以下。

限制因素
最大起飛重量受以下幾個(gè)因素影響:

機(jī)身設(shè)計(jì) - 飛機(jī)本身重量和氣動(dòng)設(shè)計(jì)
引擎種類(lèi)和推力 - 機(jī)翼能產(chǎn)生多少升力是取決于空氣流過(guò)機(jī)翼的速度。一具高推力引擎可以令飛機(jī)加速更快和有更高的速度。
氣壓- 較高的氣壓可以令機(jī)翼產(chǎn)生更多升力。

以上因素決定了飛機(jī)的最大許可起飛重量。但還未計(jì)及起飛時(shí)的環(huán)境因素,這些因素包括:

機(jī)場(chǎng)高度(氣壓高度) - 氣壓高度變化伴隨著空氣密度變化,密度變化會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)性能和機(jī)翼效能發(fā)生變化。
氣溫 - 氣溫升高會(huì)導(dǎo)致空氣密度變小,使得發(fā)動(dòng)機(jī)效率降低。
跑道長(zhǎng)度 - 跑道長(zhǎng)度會(huì)影響飛機(jī)離地前的可用加速距離,如果跑道過(guò)短,飛機(jī)有可能沒(méi)有足夠時(shí)間加速到預(yù)期起飛速度。
跑道狀況 - 跑道有積雪或凹凸不平就會(huì)產(chǎn)生較多阻力使得飛機(jī)加速較緩慢。
障礙 - 如果機(jī)場(chǎng)起落航線上有障礙物,那么最大起飛重量還要受進(jìn)一步限制,必須保證航空器有足夠的越障能力。

實(shí)用升限:是指飛機(jī)在實(shí)際飛行中能夠達(dá)到的最大平飛高度。

爬升率
又稱(chēng)爬升速度或上升串,是各型飛機(jī),尤其是戰(zhàn)斗機(jī)的重要性能指標(biāo)之一。它是指定常爬升時(shí),飛行器在單位時(shí)間內(nèi)增加的高度,其計(jì)量單位為米/秒。飛機(jī)在某一高度上,以最大油門(mén)狀態(tài),按不同爬升角爬升,所能獲得的爬升率的最大值稱(chēng)為該高度上的“最大爬升率”。以最大爬升串飛行時(shí)對(duì)應(yīng)的飛行速度稱(chēng)為“快升速度”,以此速度爬升,所需爬升時(shí)間最短。飛機(jī)的爬升性能與飛行高度有關(guān),高度越低,飛機(jī)的最大爬升率越大,高度增加后,發(fā)動(dòng)機(jī)推力一般將減小,飛機(jī)的最大爬升率也相應(yīng)減小。達(dá)到升限時(shí),爬升率等于0。

爬升率又稱(chēng)爬升速度或上升串,是各型飛機(jī),尤其是戰(zhàn)斗機(jī)的重要性能指標(biāo)之一。它是指定常爬升時(shí),飛行器在單位時(shí)間內(nèi)增加的高度,其計(jì)量單位為米/秒。飛機(jī)在某一高度上,以最大油門(mén)狀態(tài),按不同爬升角爬升,所能獲得的爬升率的最大值稱(chēng)為該高度上的“最大爬升率”。以最大爬升串飛行時(shí)對(duì)應(yīng)的飛行速度稱(chēng)為“快升速度”,以此速度爬升,所需爬升時(shí)間最短。飛機(jī)的爬升性能與飛行高度有關(guān),高度越低,飛機(jī)的最大爬升率越大,高度增加后,發(fā)動(dòng)機(jī)推力一般將減小,飛機(jī)的最大爬升率也相應(yīng)減小。達(dá)到升限時(shí),爬升率等于0。以 F-16戰(zhàn)斗機(jī)為例,該機(jī)在海平面的最大爬升率高達(dá)305米/秒,高度1000米時(shí),降至283米/秒,高度為10000米時(shí),則降至100米/秒,當(dāng)高度達(dá)到 17000米時(shí),其最大爬升率只有 12米/秒。

推力重量比(Thrust-weight ratio)表示發(fā)動(dòng)機(jī)單位重量所產(chǎn)生的推力,簡(jiǎn)稱(chēng)為推重比,是衡量發(fā)動(dòng)機(jī)性能優(yōu)劣的一個(gè)重要指標(biāo),推重比越大,發(fā)動(dòng)機(jī)的性能越優(yōu)良。當(dāng)前先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)推重比一般都在10以上。

  翼載(Wing loading) 翼載是指飛機(jī)的滿(mǎn)載重量W和飛機(jī)的機(jī)翼面積S的比值W/S。翼載的大小直接影響到飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能、爬升性能以及起飛著陸性能等。

  襟翼(Flap) 襟翼是安裝在機(jī)翼后緣附近的翼面,是后緣的一部分。襟翼可以繞軸向后下方偏轉(zhuǎn),從而增大機(jī)翼的彎度,提高機(jī)翼的升力。襟翼的類(lèi)型有很多,如簡(jiǎn)單襟翼、開(kāi)縫襟翼、多縫襟翼、吹氣襟翼等等。

  副翼(Aileron) 是指安裝在機(jī)翼翼梢后緣的一小塊可動(dòng)的翼面。飛行員操縱左右副翼差動(dòng)偏轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩可以使飛機(jī)做橫滾機(jī)動(dòng)。

  副油箱(Droppable fuel tank) 是指掛在機(jī)身或機(jī)翼下面的中間粗、兩頭尖呈流線型的燃油箱。掛副油箱可以增加飛機(jī)的航程和續(xù)航時(shí)間,而飛機(jī)在空戰(zhàn)時(shí)又可以扔掉副油箱,以較好的機(jī)動(dòng)性投入戰(zhàn)斗。
失 速

  我們知道,機(jī)翼能夠產(chǎn)生升力是因?yàn)闄C(jī)翼上下存在著壓力差。但是這是有前提條件的,就是要保證上翼面的的氣流不分離。

  當(dāng)機(jī)翼的迎角較小時(shí),在相同的時(shí)間里氣流繞過(guò)上翼面所通過(guò)的路程比流過(guò)下翼面的路程長(zhǎng),所以上翼面的氣流速度比下翼面的快,由于氣流的速度越快壓力就越低,因而產(chǎn)生了上下翼面的壓力差。

  但是如果機(jī)翼的迎角大到了一定程度,靠近機(jī)翼翼面附近的氣流在繞過(guò)上翼面時(shí),由于自身粘性的作用,流速會(huì)減慢,甚至減慢到零,而上游尚未減速的氣流仍然源源不斷地流過(guò)來(lái),減速了的氣流就成為了阻礙,最后氣流就不可能再沿著機(jī)翼表面流動(dòng)了,它將從表面抬起進(jìn)入外層的繞流,這就叫做邊界層分離。當(dāng)氣流從機(jī)翼表面抬起時(shí),受外層氣流的帶動(dòng),向后下方流動(dòng),最后就會(huì)卷成一個(gè)封閉的渦,叫做分離渦。像這樣旋轉(zhuǎn)的渦中的壓力是不變的,它的壓力等于渦上方的氣流的壓力。而渦上方的氣流流線彎曲程度并不大,所以其壓力與下翼面的壓力相比小不了多少,這樣機(jī)翼的升力就比原來(lái)減小了。這種情況就叫作失速,對(duì)應(yīng)的機(jī)翼迎角叫做失速迎角或臨界迎角。

  如果我們給出機(jī)翼的升力系數(shù)和機(jī)翼迎角之間的關(guān)系,可以看出,當(dāng)機(jī)翼的迎角達(dá)到臨界迎角之前,升力系數(shù)隨迎角增大而增大;當(dāng)迎角超過(guò)臨界迎角之后,升力系數(shù)就下降了。由于機(jī)翼的升力系數(shù)與升力成正比,所以說(shuō)明了當(dāng)機(jī)翼迎角大到一定程度之后,升力的確下降了。機(jī)翼升力系數(shù)與迎角的關(guān)系

  失速之后的機(jī)翼氣動(dòng)效率極低,已經(jīng)不能夠產(chǎn)生足夠的有效升力。所以對(duì)現(xiàn)在的飛機(jī),都要求在臨界迎角以下一定范圍內(nèi)飛行,不允許靠近更不允許超過(guò),以避免發(fā)生尾旋等危險(xiǎn)。

尾旋
尾旋是飛機(jī)在超過(guò)臨界迎角后繞其自身的三根軸自轉(zhuǎn)的同時(shí)、重心沿陡的螺旋線航跡急劇下降的自發(fā)運(yùn)動(dòng),又稱(chēng)螺旋。尾旋的特點(diǎn)是迎角大,約20度-70度;螺旋半徑小,甚至只有幾米;旋轉(zhuǎn)角速度高可達(dá)每秒幾弧度,下沉速度大,甚至達(dá)每秒百米。
尾旋不是飛機(jī)的正常飛行狀態(tài),一般是因?yàn)轱w行員操作不當(dāng)造成飛機(jī)迎角過(guò)大或遇到突風(fēng)而發(fā)生的。由于尾旋的不可控性,極易造成飛機(jī)的墜毀,正常情況下應(yīng)該盡量避免進(jìn)入尾旋。但為了訓(xùn)練飛行員遇到尾旋時(shí)的處理能力及研究尾旋的改出方法,某些機(jī)動(dòng)性較高飛機(jī),如殲擊機(jī)、教練機(jī),允許有意進(jìn)入尾旋并改出。機(jī)動(dòng)性較差的飛機(jī),如轟炸機(jī)、偵察機(jī)以及非機(jī)動(dòng)性飛機(jī),如旅客機(jī)、運(yùn)輸機(jī),則嚴(yán)禁進(jìn)入尾旋。由于尚不能保證飛機(jī)在任何情況下都不會(huì)意外地進(jìn)入尾旋,多年來(lái)尾旋事故屢有發(fā)生。

  完整的尾旋運(yùn)動(dòng)由三個(gè)階段組成,即進(jìn)入階段、尾旋階段和改出階段。尾旋階段又可分成尾旋過(guò)渡階段和垂直尾旋階段。垂直尾旋階段是研究尾旋的主要階段。根據(jù)飛機(jī)是由正飛或倒飛進(jìn)入,尾旋又分為正尾旋和反尾旋。根據(jù)尾旋時(shí)飛機(jī)俯仰角的不同,尾旋還可分為陡尾旋、緩尾旋和平尾旋。

  采用失速特性較好的翼型和機(jī)翼平面形狀,盡量使質(zhì)量沿機(jī)冀機(jī)身分布合理,減少大迎角時(shí)機(jī)翼、機(jī)身對(duì)尾翼的遮蔽以提高艙面效率等,是保證飛機(jī)具有滿(mǎn)意尾旋特性所經(jīng)常采用的設(shè)計(jì)措施。

邊界層分離

  當(dāng)流體流過(guò)物體的時(shí)候,由于流體本身的粘性,靠近物體表面的流體的速度為零,而離開(kāi)物體表面一定距離的流體的速度則不受粘性影響,此處的流動(dòng)可以按照無(wú)粘來(lái)處理。在物面和可以按無(wú)粘處理的流體之間的這一部分流體就是邊界層。

  邊界層是一個(gè)薄層,它緊靠物面,沿物面法線方向存在著切向速度的梯度,并因此而產(chǎn)生了粘性應(yīng)力。粘性應(yīng)力對(duì)邊界層的流體來(lái)說(shuō)是阻力,所以隨著流體沿物面向后流動(dòng),邊界層內(nèi)的流體會(huì)逐漸減速,增壓。由于流體流動(dòng)的連續(xù)性,邊界層會(huì)變厚以在同一時(shí)間內(nèi)流過(guò)更多的低速流體。因此邊界層內(nèi)存在著流向的逆壓梯度,流動(dòng)在逆壓梯度作用下,會(huì)進(jìn)一步減速,最后整個(gè)邊界層內(nèi)的流體的動(dòng)能都被粘性應(yīng)力給耗散掉,不能再朝下游流動(dòng)了,然而遠(yuǎn)前方的還未減速的邊界層還在源源不斷地追趕上來(lái)。就向被堵塞的水池的水會(huì)溢出一樣,邊界層內(nèi)的流體也會(huì)因?yàn)闊o(wú)法繼續(xù)貼著物面流動(dòng)而“溢出”—邊界層離開(kāi)了物面,它分離了。邊界層分離之后,它將從緊靠物面的地方抬起進(jìn)入主流,與主流發(fā)生參混。結(jié)果是整個(gè)參混區(qū)域的壓力趨于一致。

  由上面的原理我們可以知道,邊界層要分離必須滿(mǎn)足兩個(gè)條件,一個(gè)是流體有粘性,第二個(gè)是流體必須流過(guò)物面。

  邊界層分離如果發(fā)生在機(jī)翼上將產(chǎn)生很?chē)?yán)重的后果,那就是失速。邊界層分離還會(huì)使機(jī)翼的阻力大大增加,機(jī)翼被設(shè)計(jì)成園頭尖尾的流線型就是為了減小阻力。在高亞音速飛機(jī)上采用的超臨界翼型,也是為了避免邊界層的分離。

  航空科技人員為了克服邊界層分離所做的努力,貫穿了近代航空的發(fā)展歷程,始終是推進(jìn)航空科技發(fā)展的重要?jiǎng)恿χ弧?

超音速巡航

  超音速巡航能力,是要求飛機(jī)具有在發(fā)動(dòng)機(jī)不開(kāi)加力的情況下,能在M1.5以上做超過(guò)30分鐘的超音速飛行。

  目前的常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī),只有打開(kāi)加力時(shí)才能做超音速飛行,而且耗油量會(huì)猛增1-2倍。超音速飛行時(shí)間只有幾分鐘,而且機(jī)動(dòng)性也較差。而具有超音速巡航能力的飛機(jī),可以克服以上不足,大大提高其作戰(zhàn)效能:可以更快的速度飛抵戰(zhàn)區(qū)執(zhí)行任務(wù);可以高速脫離戰(zhàn)區(qū)擺脫敵機(jī)攻擊;可以外推攔截線,使敵方轟炸機(jī)和攻擊機(jī)在更遠(yuǎn)處被攔截;可以超音速狀態(tài)發(fā)射導(dǎo)彈擴(kuò)大攻擊區(qū)。

  由此可見(jiàn),具有超音速巡航能力將是第四代戰(zhàn)斗機(jī)所必須具備的技術(shù)指標(biāo)。美國(guó)的第四代戰(zhàn)斗機(jī)F-22就具有超音速巡航能力。

  那么怎么才能使戰(zhàn)斗機(jī)具有超音速巡航能力呢?主要措施有兩條:一是采用先進(jìn)的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì),使飛機(jī)的阻力盡量減少:翼身融合體技術(shù)就是一種,它能提高飛機(jī)的升阻比,減少超、跨音速波阻。二是采用性能先進(jìn)的發(fā)動(dòng)機(jī),使發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力大,具有較好的速度特性。從目前研制的水平來(lái)看,最佳方案是選用小流量比加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。

  美國(guó)的F-22飛機(jī)之所以具有真正有效的超音速巡航能力,首先是采用了先進(jìn)的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)。主要內(nèi)容有:翼身融合技術(shù);大根梢比的切尖菱形機(jī)翼,前緣后掠角為42度,后緣前掠角為17度,襟翼前緣和主翼后緣均各帶弧度;保形天線、保形武器艙和菱形進(jìn)氣道等等,這些設(shè)計(jì)使飛機(jī)氣動(dòng)外形干凈光滑,氣動(dòng)阻力小。

  其次,是采用了先進(jìn)的動(dòng)力裝置。該機(jī)裝有兩臺(tái)F119加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。由于發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)中采用耐高溫材料和先進(jìn)熱循環(huán)技術(shù),將渦輪前燃?xì)鉁囟忍岣叩?853-1923K,總增壓比提高到25,因而產(chǎn)生的推力大(單臺(tái)最大推力為104.5千牛(即為10663公斤)。使其有足夠的剩余推力。同時(shí),又因其流量比小(只有0.15-0.25),使其速度特性得到改善。不存在推力不夠和過(guò)分耗油問(wèn)題,所以,在不加力的情況下就可使飛機(jī)飛行速度達(dá)到超音速,而使它具有超音速巡航能力。

馬赫數(shù)(Mach number) 常寫(xiě)作M數(shù),它是高速流的一個(gè)相似參數(shù)。我們平時(shí)所說(shuō)的飛機(jī)的M數(shù)是指飛機(jī)的飛行速度與當(dāng)?shù)卮髿?即一定的高度、溫度和大氣密度)中的音速之比。比如M1.6表示飛機(jī)的速度為當(dāng)?shù)匾羲俚?.6倍。

作戰(zhàn)半徑:飛機(jī)遂行戰(zhàn)斗任務(wù)時(shí),能作往返飛行的最遠(yuǎn)距離。是衡量飛機(jī)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能的主要指標(biāo)之一。計(jì)算作戰(zhàn)半徑時(shí),應(yīng)從載油量中扣除地面耗油、備份油量和戰(zhàn)斗活動(dòng)所需油量。作戰(zhàn)半徑的大小與飛機(jī)的飛行高度、速度、氣象條件、編隊(duì)大小、戰(zhàn)斗任務(wù)和實(shí)施方法等因素有關(guān)。

最大速度 也稱(chēng)最大平飛速度,指在一定高度上,飛機(jī)強(qiáng)度和推力所能允許達(dá)到的最大定常平飛速度。由千米/小時(shí)表示。由于隨高度的變化,最大速度絕對(duì)值也各不相同,因此應(yīng)在此值后面標(biāo)出所測(cè)量時(shí)的高度值(米)。 
巡航速度 飛機(jī)在巡航狀態(tài)(指可以持續(xù)進(jìn)行的速度、高度等參數(shù)基本不變的一種比較經(jīng)濟(jì)的飛行狀態(tài))下的平飛速度。一般是最大速度的70~80%,用此速度飛行常能飛出最遠(yuǎn)距離。  
實(shí)用升限 飛機(jī)能維持平飛的最大飛行高度叫升限,內(nèi)分理論升限和實(shí)用升限。實(shí)用升限是爬升率略大于零的某一定值(對(duì)噴氣飛機(jī)而言取5米/秒)時(shí)所對(duì)應(yīng)的最大平飛高度。
  轉(zhuǎn)場(chǎng)航程 飛機(jī)盡最大可能攜帶燃油后所能達(dá)到的最遠(yuǎn)航程,此時(shí)并不優(yōu)先考慮其他有效載重的載重量。此種狀態(tài)適用于飛機(jī)非作戰(zhàn)遠(yuǎn)程轉(zhuǎn)移。  

最大續(xù)航時(shí)間 飛機(jī)耗盡其可用燃料所能持續(xù)飛行的時(shí)間,一般是指用巡航速度作經(jīng)濟(jì)航行所達(dá)到的數(shù)值。此值常成為海上巡邏機(jī)、偵察機(jī)、預(yù)警機(jī)的考核指標(biāo)。