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飛機(jī)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(jī)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(jī)翼處于失速狀態(tài)。那么，下面是小編為大家整理的飛機(jī)升力與失速基本知識，歡迎大家閱讀瀏覽。
升力的來源
在機(jī)翼上，壓力最高的點(diǎn)也就是所謂的駐點(diǎn)，在駐點(diǎn)處是空氣與前緣相遇的地方。空氣相對于機(jī)翼的速度減小到零，由伯努利定理知道這是壓力最大的點(diǎn)。上翼面和下翼面的空氣必須從這個點(diǎn)由靜止加速離開。在一個迎角為零、完全對稱的機(jī)翼上，從駐點(diǎn)開始，流經(jīng)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(dá)到最大的點(diǎn)，其壓力達(dá)到最低。在這個最低壓力點(diǎn)之后，兩個表面的流速同時降低�？諝庾罱K必定要回到主來流當(dāng)中，壓力也恢復(fù)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(jī)翼不會產(chǎn)生升力。
如果對稱機(jī)翼相對來流旋轉(zhuǎn)了一個迎角，駐點(diǎn)就會稍稍向前緣的下表面移動，并且流經(jīng)上下表面的空氣流動情況也發(fā)生了改變，流經(jīng)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(diǎn)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(diǎn)。盡管在這個迎角下沒有產(chǎn)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(chǎn)生不平衡并導(dǎo)致俯仰力矩的產(chǎn)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(jī)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(jī)翼處于失速狀態(tài)。
氣流分離在小范圍內(nèi)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(jīng)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(chǎn)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(chǎn)生的。
蒙皮摩阻和行阻之間的關(guān)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(jīng)常也稱型面阻力。與誘導(dǎo)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(dāng)速度增加而誘導(dǎo)阻力減少時，型阻和蒙皮摩擦增加，反之亦然。
渦阻力
誘導(dǎo)阻力現(xiàn)在更多地被稱為渦誘導(dǎo)阻力，簡稱渦阻力或渦阻。因?yàn)樗桥c從機(jī)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(chǎn)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(jī)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(dá)到最小值。由于在給定飛行器質(zhì)量的水平飛行中，升力是個常數(shù)，在曲線上最小阻力點(diǎn)處就是飛行器的最大升阻比出現(xiàn)的位置。一個滑翔機(jī)的極曲線的形狀與這條曲線密切相關(guān)，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(jī)翼產(chǎn)生的升力足夠抵消飛行器的總載荷，飛行就會一直飛行。當(dāng)升力急劇下降時，飛機(jī)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(jī)動會增加飛機(jī)的迎角，但是直到迎角過大之前飛機(jī)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(zhuǎn)彎飛行。
飛機(jī)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�？账僭降停仨氃黾痈蟮挠�。最終，達(dá)到一個迎角，它會導(dǎo)致機(jī)翼不能產(chǎn)生足夠的升力維持飛機(jī)，飛機(jī)開始下降。如果空速進(jìn)一步降低，飛行就會失速，由于迎角已經(jīng)超出臨界迎角，機(jī)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(jī)空氣動力學(xué)的專有名詞，是翼展長度與平均氣動弦長的壁紙。無人機(jī)在設(shè)計(jì)時需要根據(jù)任務(wù)需求選擇展弦比。
地面效應(yīng)
地面效應(yīng)也稱為翼地效應(yīng)或翼面效應(yīng)，是一種使飛行器誘導(dǎo)阻力減小，同時能獲得比空中飛行更高升阻比的流體力學(xué)效應(yīng)。
失速簡介
失速是物理學(xué)名詞。機(jī)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(dāng)失速時，飛機(jī)會產(chǎn)生失控的俯沖顛簸運(yùn)動，發(fā)動機(jī)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(jī)翼的舉力系數(shù)CL隨攻角a的增大而直線增大，這時，機(jī)翼上邊界層基本沒有分離。但當(dāng)攻角大到一定程度后，機(jī)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(dāng)a達(dá)到某個臨界值時，舉力系數(shù)達(dá)最大值CLmaxo，這時攻角再增大，上翼面氣流出現(xiàn)嚴(yán)重分離，舉力系數(shù)不但不增加，反而下降。機(jī)翼在CLmax附近的性能稱為失速性能。機(jī)翼的失速性能與翼型、機(jī)翼平面形狀等因素有關(guān)。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(kuò)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(dāng)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(dāng)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(jī)翼的失速性能除與翼型有關(guān)外，與機(jī)翼平面形狀的關(guān)系也很大。矩形機(jī)翼在翼身聯(lián)結(jié)的根部最先失速，梢根比（機(jī)翼翼梢弦長與翼根弦長之比）大的梯形機(jī)翼在翼梢先失速，后掠機(jī)翼也在翼梢先失速。這些不同的失速性能與飛機(jī)的設(shè)計(jì)有密切關(guān)系。
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