幾何外形和參數(shù)飛機(jī)主要構(gòu)件

機(jī)翼垂直安定面水平安定面起落架飛機(jī)外形的演變過程從空氣動力角度看，飛機(jī)的幾何外形由機(jī)翼、機(jī)身和尾翼（分水平尾翼——簡稱平尾和垂直尾翼——簡稱立尾）等主要部件的外形共同來構(gòu)成。機(jī)翼是飛機(jī)產(chǎn)生升力和阻力的主要部件。描述機(jī)翼的幾何外形，將從機(jī)翼平面幾何形狀和翼剖面幾何外形兩方面來加以說明。平面幾何形狀中最重要的幾何尺寸有：翼展，表征機(jī)翼左右翼梢之間最大的橫向距離。外露根弦長和翼梢弦長以及前緣后掠角（機(jī)翼前緣線同垂直于翼根對稱平面的直線之間的夾角）。另外還有兩個重要的平面參數(shù)，即機(jī)翼的展弦比和梢根比（又稱梯形比）。展弦比是指機(jī)翼展長與平均幾何弦長之比，梢根比是指機(jī)翼梢弦長與翼根弦長之比。用平行于對稱平面的切平面切割機(jī)翼所得的剖面稱為翼剖面（簡稱翼型）。一般，翼型的幾何形狀可分為兩大類。一類是圓頭尖尾翼型，另一類是尖頭尖尾翼型。飛機(jī)上采用的絕大多數(shù)為圓頭尖尾翼型。在每類翼形中又分對稱翼型和非對稱翼型。幾何弦長（線），連接翼型的前緣點(diǎn)和后緣點(diǎn)的直線長度。這是一個基準(zhǔn)長度。平板翼形僅由弦線構(gòu)成，翼型的厚度等于零，是最簡單的翼型。尾翼（包括平尾和立尾）的幾何外形及其參數(shù)和機(jī)翼相似，只是幾何參數(shù)特征特別是大小有所不同。機(jī)身外形比較復(fù)雜，不過作飛機(jī)空氣動力分析時，可把機(jī)身當(dāng)作當(dāng)量旋長體來處理。機(jī)身產(chǎn)生的空氣動力主要是阻力，對飛機(jī)的升力也有一定影響。

升力的產(chǎn)生及增升裝置緣式襟翼是最廣泛采用的增升裝置。后緣式襟翼的類型很多，后緣式操縱面理論上是最簡單的襟翼，通過向下偏轉(zhuǎn)增加翼型的彎度來增大升力。自然，作為襟翼使用時，其向下偏轉(zhuǎn)角要大一些，但終因增升效果不佳，很少當(dāng)襟翼來使用。富勒式襟翼在向下偏轉(zhuǎn)時，還沿導(dǎo)軌向后延伸，收到既增加彎度又增大機(jī)翼面積的雙重增升效果，故使用的很廣泛。雙縫式后緣襟翼，使用時不僅向下偏轉(zhuǎn)角很大，而且向后延伸；此外襟翼還分成兩個子翼，形成兩道縫隙，讓下翼面高壓氣流從縫隙流到子翼的上翼面，吹除每個子翼后緣附近產(chǎn)生的分離。這種形式三種增升因素共同起作用，增升效果甚佳，但結(jié)構(gòu)也比較復(fù)雜。前緣增升裝置的類型也很多，在著陸的大迎角飛行中，偏轉(zhuǎn)前緣襟翼向下，可以消除前緣分離，有助于后緣襟翼充分發(fā)揮增升作用。它特別適用于超聲速飛機(jī)的低速著陸飛行，因?yàn)闄C(jī)翼翼型相對厚度小，前緣半徑也比較小，迎角一增加就容易引起前緣分離，嚴(yán)重影響后緣襟翼的增長效果。

襟翼增升飛機(jī)外形的演變過程增升裝置還有許多類型，比如采用附面層控制的增升裝置。它是從飛機(jī)內(nèi)部安裝的專用吸氣泵或從噴氣發(fā)動機(jī)引來高壓氣體，在機(jī)翼表面適當(dāng)位置開縫沿翼面切線方向吸走或吹除流動緩慢的附面層，保持在大迎角下都不發(fā)生分離現(xiàn)象，只要功率足夠，機(jī)翼的CL，max可以增加很多。當(dāng)然，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，增加飛機(jī)重量，且吹、吸氣要消耗部分能量，這是不利的一個方面。最后，值得一提的是“渦流發(fā)生器”。它突出的優(yōu)點(diǎn)是構(gòu)造簡單，防止分離以及增升效果也不錯。渦流發(fā)生器是一些導(dǎo)向葉片，垂直安裝在機(jī)翼翼面的適當(dāng)位置上，每個葉片的流動像半個小機(jī)翼，產(chǎn)生翼梢旋渦將翼面附面層外的氣流帶入附面層內(nèi)，增加附面層內(nèi)氣體的機(jī)械能量，提高克服逆壓梯度的能力，延緩分離，達(dá)到增升效果。自然，渦流發(fā)生器的尺寸、安裝位置和角度都得由風(fēng)洞模型實(shí)驗(yàn)來確定，以便取得最佳效果。

阻力的產(chǎn)生及減阻措施飛機(jī)的各個部件，如機(jī)翼、機(jī)身和尾翼等，單獨(dú)放在氣流中產(chǎn)生的阻力的總和并不等于把它們組合成一架飛機(jī)時所產(chǎn)生的阻力，而后者往往大于前者。所謂“干擾阻力”指的就是飛機(jī)的阻力和單獨(dú)各個部件阻力代數(shù)和的差值，是由于各個部件組合在一起時，流動相互干擾產(chǎn)生的額外阻力增量。換句話講，飛機(jī)的零升阻力等于機(jī)翼的零升阻力、機(jī)身的零升阻力、尾翼（含平尾和立尾）的零升阻力和飛機(jī)干擾阻力之和。飛機(jī)干擾阻力又包括機(jī)翼機(jī)身之間的干擾阻力、尾翼機(jī)身之間的干擾阻力以及機(jī)翼尾翼之間的干擾阻力等。當(dāng)把機(jī)翼和機(jī)身組合在一起時，機(jī)身的側(cè)面和機(jī)翼翼面之間形成一個橫截面積先收縮后擴(kuò)張的通道，低速氣流流過擴(kuò)張通道時，因逆壓梯度的作用將使附面層產(chǎn)生嚴(yán)懲的分離，出現(xiàn)額外增加的粘性壓差阻力。為了消除這一不利的干擾，一般都采用整流片來仔細(xì)修改機(jī)翼機(jī)身連接部分的外形，“填平補(bǔ)齊”，消除分離。上圖的飛機(jī)采用了大整流片的目的也在于此。由于機(jī)翼下表面壓力大，上表面壓力小，因此下表面壓力大的氣流就會向上表面流動，從而在翼尖處形成了一個旋渦，這個旋渦是由于升力誘導(dǎo)而產(chǎn)生的，因此稱為誘導(dǎo)阻力。飛機(jī)的零升阻力是純粹的付出，不像下面要介紹的飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力那樣，是產(chǎn)生有用升力所必須付出的代價(jià)；自然，無論是飛機(jī)的零升阻力或是誘導(dǎo)阻力，都應(yīng)該千方百計(jì)地減少它們。要減少低、亞聲速飛行時飛機(jī)的零升阻力，主要有下列辦法。第一，采用層流翼型替代古典翼型來減小機(jī)翼的摩擦阻力。第二，對飛機(jī)的其他部件都應(yīng)當(dāng)整流，做成流線外形。第三，是減小干擾阻力。必須妥善地考慮和安排各個部件的相對位置，在這些部件之間必要時不定期應(yīng)加裝整流片。超音速飛機(jī)在飛行時會產(chǎn)生激波阻力，減小激波阻力的主要措施是采用合適的氣動外形。

臨界馬赫數(shù)和音障當(dāng)來流以亞聲速度v∞（相應(yīng)的流動馬赫數(shù)Ma∞，比如小于0.6）流過翼型時，上翼面的最大速度點(diǎn)c的vc>v∞，因?yàn)橛锌蓧嚎s性的影響，點(diǎn)c處的溫度最低，該點(diǎn)處的聲速也最小，故點(diǎn)c的局部馬赫數(shù)Mac是流場中最大的，比如說現(xiàn)在Mac<1.0。這時全流場都是亞聲速流動。隨著來流速度v∞或來流馬赫數(shù)Ma∞的增加，Mac也會跟著增加。當(dāng)Mac=1.0相應(yīng)此時的來流馬赫數(shù)Ma∞就稱為該翼型的臨界馬赫數(shù)，用符號Macr表示。提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)和改進(jìn)飛機(jī)跨聲速空氣動力特性的方法有：（1）采用相對厚度較小的對稱薄翼型；（2）采用超臨界翼型；（3）采用后掠機(jī)翼；（4）采用小展弦比機(jī)翼；（5）采用渦流發(fā)生器；（6）采用跨聲速面積律等。亞聲速飛機(jī)一旦平飛速度向聲速逼近時，便發(fā)現(xiàn)飛機(jī)很難增速，也很難操縱，有時甚至發(fā)生自動低頭俯沖而失去控制，造成飛行事故的慘劇。過去把這種現(xiàn)象稱為“音障”，意思是指飛機(jī)平飛速度要超過聲速遇到了不可超越的障礙。亞聲速飛機(jī)速度一旦超過該飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)之后，將出現(xiàn)復(fù)雜的局部激波系，除造成阻力迅速增加，出現(xiàn)推力不足難以繼續(xù)增速外，還會產(chǎn)生許多其他特殊現(xiàn)象：自動俯沖、拌振、操縱面嗡鳴、操縱面效率下降、自動橫滾?？傊?，這些特殊現(xiàn)象和問題是使亞聲速飛機(jī)難以突破聲速，實(shí)現(xiàn)安全飛行的真正原因。

超聲速飛機(jī)外形要實(shí)現(xiàn)超聲速飛行的首