全屏显示专题章节

飞行员操纵飞机改变飞行状态，常常是通过改变升力的大小或方向来实现的。因此，懂得掌握升力产生的原因和变化规律，对于分析操纵原理具有重要的意义。

飞机的升力主要是由机翼产生的。

从机翼的流线谱，如图4-11所示，可以看出：空气流到机翼的前缘，分成上、下两股流过机翼，而后又在机翼后缘处重新汇合往后流去。空气流过机翼的上下表面时，由于受翼型和迎角的影响，在机翼上表面，流管变细，流速加快，压力降低；在机翼下表面，流管变粗流速减慢，压力增大。这样，机翼上、下表面出现压力差，垂直于气流方向的压力差的总和，就形成为机翼升力（Y翼），机翼升力的作用点，即机翼升力的作用点与机翼翼弦的交点叫做机翼压力中心，另外机身和水平尾翼也能够产生一部分升力，飞机各部分升力的总和就是飞机的升力（Y），就形成了升力（Y）。

2．影响升力大小的因素

升力是在飞机与空气之间有了相对的运动才产生的。因此，影响升力的因素包括机翼和气流两个方面。下面分别加以说明，为了阐明其特点，在分析某一因素时，都假定其他因素不变。

1）迎角对升力的影响

迎角（a）就是机翼翼弦与相对气流方向之间的夹角。相对气流方向指向机翼下表面时，迎角为正；相对气流方向指向机翼上表面时，迎角为负。飞行中经常使用的是正迎角。在飞行中，飞行员前后移动驾驶杆，可以改变迎角的大小。迎角对升力的影响很大，图4-12显示了不同迎角下翼型的流线谱及其升力情况。

从图4-12机翼的流线谱可以看出：迎角不同，气流在机翼表面的流线形状就不一样，流管的粗细要发生变化，引起机翼表面局部的流速和压力发生变化，从而影响升力。图中表明，随着迎角的增大，如图4-12中（a）、（b）、（c）所示，在机翼上表面，前部的流管变细，流速加快，压力降低。同时，在下表面气流受到的阻挡作用增强，流速减慢，压力提高，使机翼上、下表面的压力差增大，升力增大。当迎角增大到某一迎角时，升力增至最大，升力最大的迎角叫临界迎角。超过临界迎角后，迎角再增大，机翼上表面大部分区域成为涡流区（如图4-12中（d）所示），破坏了空气的平顺流动，使机翼上、下表面的压力差减小，升力反而减小。

可见，升力随迎角的变化规律是：在小于临界迎角的条件下，迎角增大时。升力增大；达到临界迎角时，升力最大，超过临界迎角后，迎角再增大，升力反而减小。

2）飞行速度对升力的影响

飞行速度越大，升力越大。因为飞行速度大，空气流过机翼上表面时速度增加得多，压力也就降低得多；空气流过机翼下表面受阻，速度减小得多，升力也就增大得多。这样，机翼上、下表面的压力差增大，升力增大。实验证明：速度增大到原来的两倍，升力会增大到原来的四倍，速度增大到原来的三倍，升力会增大到原来的九倍，即升力与飞行速度的平方成正比。

3）密度对升力的影响

空气密度越大，升力越大。因为空气密度越大，同一时间流过机翼的空气量增多，使机翼上、下表面的压力差增大，升力增大。

4）面积对升力的影响

机翼面积（S）大，上下压力差的总和大，所以升力也大。

5）翼型对升力的影响

翼型不同，升力的大小也不同。翼型弯曲程度比较大的机翼，产生的升力较大。因为空气流过翼型弯曲程度较大的机翼时，上表面流管较细，流速较大，压力减小较多；下表面流管较粗，流速较小，压力增大较多。所以升力较大。

综合上述五个因素对升力的影响，不难看出，机翼切面形状和迎角对升力的影响，都是通过影响流线形状，即通过改变流管的粗细来影响升力的。

飞行中，机翼面积和机翼切面形状一般是不变的，空气密度的变化是一种自然现象，飞行员无法控制。因此，改变升力的主要方法就是改变飞行速度和迎角。所以，我们应该着重了解升力随迎角和飞行速度变化的规律。

3．升力公式和升力系数

飞行员要更好地发挥飞机的飞行性能，正确地分析飞行中遇到的有关问题，常常要用到升力公式，下面列出的就是升力公式：

式中　C_Y—升力系数；

　　　ρ—空气密度（kg/m³）；

　　　v—飞行速度（m/s）；

　　　S—机翼面积（m²）；

升力公式综合表达了影响升力的各个因素与升力大小的关系。

升力公式中的升力系数表示迎角和机翼切面形状对升力的影响。知道了影响升力的各因素大小，即可以通过升力公式，算出升力的大小来，例如：某飞机8．9°迎角的升力系数为0．738，飞行速度为41．72m/s，机翼面积为17．2m²，空气密度为0．125kg/s²m⁴（面积/平方米），带入升力公式后，则得Y＝0．738×1/2×0．125×41．72²×17．2＝1 360千克。

迎角和机翼切面形状对升力的影响。对于某飞机来说，在机翼切面形状不变时，升力系数的大小只表示迎角对升力的影响。升力系数的数值是通过风洞实验测定的。

从表4-1可以看出，需要注意的是：升力同升力系数，两者既有联系又有区别，它们之间的关系是全局同局部的关系。从升力公式可以看出，升力系数仅是影响升力的因素之一，确定升力的大小，不仅要看升力系数的大小，而且还要看影响升力的其他因素是否变化。如果其他因素有了变化，尽管升力系数增大，升力也不一定增大，甚至可能减小。只有在其他因素不变的条件下，才可以说升力系数越大，升力也越大。

3）升力系数曲线

为便于看出升力系数随迎角连续变化的规律，可将表4-1中所列举的数据画成升力系数曲线，如图4-13所示，横坐标表示迎角的大小，纵坐标表示升力系数的大小。

从曲线上可以看出：曲线与横坐标轴的交点所对应的升力系数为零，升力系数为零的迎角叫无升力迎角。翼型不同，无升力迎角的大小也不等。

升力系数最大时所对应的迎角，就是临界迎角。升力系数随迎角的变化规律是：迎角从无升力迎角开始逐渐增大，升力系数也逐渐增大，曲线向上；增至大迎角时，由于机翼上表面涡流区扩大，升力系数的增加逐渐缓慢，及至临界迎角，升力系数达到最大，曲线至最高点；超过临界迎角后，由于机翼上表面涡流区迅速扩大，升力系数随迎角的增大而减小，曲线向下。总之在飞行速度等其他条件不变的情况下，在一定范围内，升力系数也随之增大，超过临界迎角后，升力系数不再随迎角的增大而增大，反而急剧减小。

逆风行走感到费力，是由于空气阻力的作用。同样，飞机在空气中运动也会产生阻力，阻力的方向与飞机运动的方向相反，起阻碍飞机前进的作用。

飞机的阻力（x）也是一种空气动力，它主要包括摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力。

飞行中，空气沿着飞机表面流过，由于空气具有黏性，加上飞机表面又不是很光滑，气流流过机翼表面时，就会产生摩擦阻力。飞机表面越不光滑，摩擦阻力就越大。

飞行中，空气流过机身、机翼前缘时受到阻挡，流速减慢，压力增大。在后缘部分因形成涡流，压力较小。这样，机翼前后出现了压力差，形成压差阻力。压差阻力的大小，主要随迎角变化。迎角增大，涡流区扩大，压差阻力随之增大。

诱导阻力是伴随升力而产生的，或者说是由升力“诱导”产生的，所以称为诱导阻力。机翼产生升力时，翼尖下表的动压力比上表的动压力大，空气从下表面绕过翼尖部分向上表面流去。这就使得翼尖部分的空气发生扭转，形成翼尖涡流，如图4-14所示。由于翼尖涡流的作用，使得升力向后倾斜，从而产生相对气流方向平行的分力，阻碍了飞机前进。

干扰阻力是飞机各部分之间因气流相互干扰而产生的一种额外阻力。这种阻力容易产生在机身和机翼、机身和尾翼、机翼和发动机短舱、机翼和战斗机副油箱之间。

以上4种阻力是对低速飞机而言，至于高速飞机，除了也有这些阻力外，还会产生波阻等其他阻力。

2．影响阻力大小的因素

阻力同升力一样，也是飞机在空气中运动所产生的空气动力。因此，阻力也随飞行速度、机翼面积、空气密度的变化而变化。但影响阻力的因素与影响升力的因素相比较，它还有两个特殊点：一是阻力随迎角变化的规律与升力不同。从小迎角开始，阻力随迎角的增大一直是增加的，超过临界迎角后，阻力增加得更为显著，这是因为在小迎角范围，压差阻力较小；在大迎角范围，压差阻力增大，所以，阻力增大较多；随着迎角的增大，超过临界迎角后，涡流区迅速扩大，前后压力差迅速增大，因此，阻力急剧增加。二是阻力的大小与飞机的外表状况有关。飞机表面越光滑，阻力越小，外形越接近流线型，同样大的迎角，涡流区小，所以阻力也越小。反之，表面粗糙或变形，会使阻力增大。因此，在使用飞机的过程中，要保持好飞机的外形和表面光洁。

3．阻力公式和阻力系数

阻力的大小可用下式计算：

式中，C_X—阻力系数。

阻力系数的意义同升力系数的意义基本相似，它综合表示迎角、飞机表面光洁度和飞机形状对阻力的影响。对某飞机来说，飞机形状和光洁度一般是不变的，因此，阻力系数的大小就由迎角来确定。迎角改变时，不影响摩擦阻力，只影响诱导阻力和压差阻力，在临界迎角范围内，迎角增大时，一方面升力增大，另一方面由于翼尖涡流增强，升力向后倾斜程度增大，致使诱导阻力增大，此外，迎角增至较大时，机翼后部的涡流使压力减小，所以压差阻力增大超过临界迎角后，涡流迅速扩大，压力减小更多，压差阻力急剧增大。

阻力系数的数值也是由风洞实验测定的。表4-2是某飞机收起落架、收襟翼条件下各迎角所对应的阻力系数。

根据表4-2可以画出飞机的阻力系数曲线，如图4-15。

从曲线上可以看出，阻力系数随迎角的增大而增加。但是，就大迎角范围与小迎角范围相比，同样增大1°迎角，在大迎角范围的阻力系数增加较多；超过临界迎角后，阻力系数增加得更多。

升力和阻力都是飞机上同时产生的空气动力，它们是互相联系相互影响的，因为分析飞机空气动力性能的好坏时，必须把它们结合起来研究，这就是要研究升阻比。

升阻比（K）就是同一迎角的升力与阻力之比。以公式表示，升阻比为K＝Y/X，由于升力：Y＝C_Y1/2ρv²S；阻力：X＝CX1/2ρv² S，因而升阻比K＝C_Y/CX。

从上式看出，升阻比也就是同一迎角的升力系数与阻力系数之比。因为升力系数和阻力系数主要随迎角而变，升阻比与空气密度、飞行速度、机翼面积的大小无关。

升阻比是飞机的重要的空气动力性能之一。升阻比越大，说明同一迎角的升力比阻力大的系数越多，或在取得同一升力的情况下，阻力越小。即升阻比越大飞机的空气性能越好，操纵性能越好。升阻比最大的迎角叫做有利迎角。

根据某飞机不同迎角下的升力系数和阻力系数的大小，运用上式可计算出不同迎角的升阻比，如表4-3所示。

从表4-3中可以看出，迎角逐渐增大，升阻比也逐渐增大。当迎角增至8．9°时，升阻比增至最大，迎角再增大，升阻比反而减小。

为什么随着迎角的增大，升阻比先增大而后减小呢？

这是因为迎角由小逐渐增大时，升力系数增大的倍数比阻力系数增大的倍数多，所以升阻比逐渐增大；但在大迎角范围内，随着迎角的增大，升力系数增大的倍数比阻力系数增大的倍数少，升阻比又逐渐减小。升阻比最大时的迎角叫有利迎角。

把飞机的升力系数和阻力系数随迎角的变化关系，综合用一条曲线画出来，就成为飞机极线。飞机极线可以比较全面地表达飞机（或机翼）的空气动力特性。

图4-17中的纵坐标表示升力系数，横坐标表示阻力系数，曲线上的每一点代表一个迎角。飞机极线比较全面地表达了飞机的空气动力性能，从飞机的极线上可以看出：

1）各个迎角的升力系数、阻力系数和性质角（升阻比）

在曲线上任意取一个迎角向两坐标轴做垂线，其纵坐标为该迎角所对应的升力系数，横坐标为该迎角所对应的阻力系数。将这个迎角与坐标原点连起来，连线表示的是总空气动力系数；连线与纵坐标之间的夹角也就是该迎角的性质角。性质角的大小，表明总空气动力（沿相对气流方向）向后倾斜的程度。性质角小，说明总空气动力向后倾斜得少，阻力小。可见，性质角的大小，表明了升阻比的大小。

2）三个特殊迎角

无升力迎角——升力系数等于零的迎角，即极线与横坐标的交点所在的迎角（α₀）。

有利迎角——升阻比最大的迎角（性质角最小）。在坐标原点向极线作切线，切点所在的迎角就是有利迎角（α_有利）。

临界迎角——升力系数最大的迎角，也就是极线上最高点所在的迎角（α临界）。

3）迎角变化后升力系数、阻力系数和升阻比的变化

从无升力迎角到临界迎角，迎角增加，升力系数增加；在临界迎角时，升力系数最大；超过临界迎角，迎角增加，升力系数反而减小。

从无升力迎角开始，迎角增加，阻力系数是一直增加的。在小迎角时，阻力系数增加得缓慢，在大迎角时，阻力系数增加得较快，超过临界迎角以后，阻力系数急剧增加。

1）附面层的产生

我们观察河水的流动时发现，河中间的水流得快，离岸边越近，流得越慢，在岸边则基本上是不流动的。这是因为水有黏性，水同河岸发生摩擦造成的。空气流过机翼，同水在河里的流动相似。因空气也有黏性，机翼表面也不很光滑，所以当空气流过机翼时，紧贴着机翼表面的一层空气，好像被机翼表面“黏”住一样，流速等于零。从机翼表面向外，流速一层比一层大，逐渐达到主流的速度。这一很薄的贴近机翼表面、流速比主流速度小的空气层叫做附面层，如图4-18所示。在附面层边界其流速等于主流的速度。

2）附面层的特点

附面层的特点有：第一，在附面层内，气流速度是变化的，沿垂直翼表面方向，越靠近翼表面，流速越小。第二，在附面层内，沿垂直翼表面方向，空气的压力不变，并等于附面层外的主流中的压力。为什么附面层内的流速减小，而压力没有增大呢？这是因为在附面层内，各层空气之间发生摩擦，使气流的部分动能（动压）转化为热能，所以虽然气流速度减小了，动压降低，但动压并为转化为静压，静压仍然不变而等于主流中的压力。第三，在附面层内，机翼上表面后缘部分的压力，比上表面凸起部分的压力要大一些，形成反压力差。这是因为在上表面凸起部分，主流的流速较大，压力较小，故附面层内的压力也较小；而在上表面后缘部分，主流的流速较小，压力较大，故附面层内的压力也较大。从附面层的特点中可以看出，当迎角逐渐增大时，机翼上表面后缘附近附面层压力比上表面凸起部分附面层压力大得多，即反压力差增大。这样，就使机翼上表面附面层内的气流无力流到后缘，而后部附面层内气流却在大的反压力差的作用下向前倒流。当倒流而上与顺流而下的附面层相遇时，便向外凸起，使附面层气流脱离机翼表面而形成气流分离，出现涡流区，如图4-19所示，气流开始脱离机翼表面的那一点（图中的S点），叫做分离点。

超过临界迎角以后，由于机翼上表面的反压力差更大，附面层倒流作用更强，使气流分离点前移，涡流区迅速扩大。于是，机翼上表面大部分地区流线变得平直，流管变粗，流速减小，压力增大，即吸力减小，引起升力系数降低。这时虽然机翼上表面后部的压力稍有减小，吸力稍有增大，都会使升力系数增大。但由于机翼上表面前部的吸力较多，所以最终升力系数是要降低的。因为超过临界迎角后升力系数降低，在其他条件不变的情况下，使升力减小。这也就是前面所说的超过临界迎角后，升力减小的原因。

由升力公式可以看出，要保持飞机具有一定的升力，飞行速度越小，需要的升力系数就越大。若仅靠增大迎角来增大升力系数，要受到临界迎角的限制。为了使飞机在小速度情况下（例如着陆），仍能产生足够的升力，就需要使用增升装置，以增大各迎角下的升力系数。常用的增升装置有襟翼、前缘襟翼、前缘缝翼、喷气襟翼和附面层控制装置等。

襟翼安装在机翼后部。襟翼有简单式襟翼、分裂式襟翼、开缝式襟翼和后退式襟翼4种。

（1）简单式襟翼

简单式襟翼，如图4-20所示，改变了机翼的切面形状，加大了襟翼的弯曲度。当空气流过机翼上表面时，流速进一步增大，压力更加降低；空气流过机翼下表面时，受到襟翼阻挡，流速进一步减小，压力增加更多，因而机翼上、下表面的压力差增大，提高了升力系数。

（2）分裂式襟翼

目前国产初教6飞机采用的是分裂式襟翼，如图4-21所示。其中（b）所示为放下分裂式襟翼，襟翼和机翼上表面之间出现涡流，压力降低，具有吸引机翼上表面的附面层气流向后流动的作用。同简单式襟翼相比，临界迎角减小不多，而最大升力系数却增加不少。

（3）开缝式襟翼

开缝式襟翼是在简单式襟翼的基础上改进而成的，如图4-22所示。除了起简单式襟翼的作用外，还具有类似于前缘缝翼的作用，因为在开缝襟翼与机翼之间有一道缝隙，下面的高压气流通过这道缝隙以高速流向上面，延缓气流分离，从而达到增升目的。开缝襟翼的增升效果较好，同简单式襟翼相比，临界迎角减小有限，最大升力系数增加较多。

（4）后退式襟翼

后退式襟翼在放下前是机翼后缘的一部分，当其下放时，一边向下偏转一边向后移动，既加大了机翼翼型的弯度，又增大了机翼面积，从而使升力增大，此外它还有分裂式襟翼的效果，如图4-23所示。这种襟翼的增升效果较前三种的增升效果更好。

飞行中，放下襟翼后，相当于改变了襟翼的切面形状。这样，空气流过机翼上表面，流管更细，流速更快，压力降低较多；流过机翼下表面，流管更粗，流速更慢，压力提高较多。因而机翼上、下表面压力差增大，提高了升力系数。可是，襟翼放下以后，机翼后缘涡流区扩大，机翼前后的压力差也增大，故阻力系数也同时增大。放下襟翼角度越大，升力系数和阻力系数增大得越多。

放襟翼后，升力系数和阻力系数都增大，在一般迎角（小迎角除外）时，阻力系数增加的比例较多，所以，升阻比减小。

放下襟翼后增大了升力的系数，用较小的速度就能产生足够的升力。襟翼通常是在着陆时使用，以降低接地速度并尽快减速，从而缩短着陆滑跑距离。有些飞机在起飞时也将襟翼放下一个较小的角度，用以减小离地速度，缩短起飞滑跑距离。由于放下襟翼后阻力系数增大较多，在空中飞行时一般不放襟翼。

前缘襟翼安装在机翼前端。如图4-24所示，在大迎角飞行中，放下前缘襟翼，一方面可以减小机翼前缘与相对气流之间的夹角，使气流能平顺地绕过前缘流过机翼上表面；另一方面可以增加翼型的弯曲度。这都可以延缓气流分离的产生，提高临界迎角和最大升力系数。

前缘缝翼是安装在基本机翼前缘的一段或者几段狭长小翼，靠增大翼型弯度来获得升力增加的一种增升装置，如图4-25所示。我国运5型飞机采用自动开缝的前缘缝翼。在大迎角下，缝翼前缘所产生的大吸力，会把缝翼吸开。这样气流从压力较大的下表面通过缝隙，贴着机翼上表面流动，可以增大上表面附面层气流向后流动的动能，延缓气流分离的产生，从而增大了临界迎角和最大升力系数。但在小迎角下，缝翼前缘承受空气压力，这时缝翼被压紧贴于机翼前缘，缝隙关闭。

喷气襟翼如图4-26所示，这种襟翼提高升力系数的原因有两方面：一是压缩空气从机翼后缘喷出，吸引上表面的空气以更大的速度向后流动，压力减小更多；而下表面的空气受喷气流阻挡，流线向下弯曲，流速减小更多，压力进一步增大。二是喷气流向下喷出，是受到机翼向下的作用力的结果。根据作用和反作用定律，喷气流必然给机翼一个反作用力（N），这个反作用力在垂直于飞行速度方向的分力（N1）起升力作用。

5）附面层控制装置

附面层控制装置的作用，是增加机翼上表面附面层气流向后流动的动能，延缓气流分离的产生，从而增大了临界迎角和最大升力系数。具体方法有二：一是空气从机翼内部，以很大的速度由机翼上表面前部向后部喷出如图4-27（a）所示。二是在机翼上表面后部，抽吸上表面的附面层向后流动，如图4-27（b）所示。

有的飞机（如波音707）在机翼式平尾上表面的后部装有漩涡发生器，也是一种附面层控制装置。

侧力是在飞机出现侧滑的情况下产生的一种空气动力。

飞机对称面同相对气流方向不一致的飞行，叫做侧滑。相对气流从飞机对称面的左侧前方吹来，叫做左侧滑，如图4-28所示，相对气流从飞机对称面的右侧吹来，叫做右侧滑。相对气流方向同飞机对称面之间的夹角，叫做侧滑角（β）。一般规定：右侧滑角为正，左侧滑角为负。

现以左侧滑为例说明侧力的产生。空气从飞机左侧前方吹来，在机身和垂尾左侧，气流受到阻挡，流速减慢，压力增大；在机身和垂尾右侧，流管变细，流速加快，压力减小。于是，在机身和垂尾左右两边出现了压力差。垂直于相对气流方向压力差的总和就是飞机的侧力（Z）。

侧力的方向与飞机升力的方向和阻力的方向垂直。在左侧滑中，侧力指向对称面的右侧；在右侧滑中，侧力指向对称面的左侧。向右的侧力为正，向左的侧力为负。

2．侧力公式及影响侧力的因素

飞机侧力的大小可用侧力公式计算。侧力公式为

式中C_Z称为侧力系数，它同升力系数、阻力系数一样，也是由实验求出的。

从侧力公式得出，飞机侧力分别与侧力系数、相对气流速度、空气密度和机翼面积成正比例。侧力系数的大小，取决于侧滑角的大小及机身、垂尾形状等，因此，它综合表达了侧滑角、机身和垂尾形状等因素对侧力的影响。同一机型飞机，机身和垂尾形状一般不变，所以，低速飞行时，侧力系数主要取决于侧滑角。在一定的侧滑角范围内，侧滑角增大，侧力增大；侧滑角不变，飞行速度增大，侧力也增大。实验证明：侧力的大小与飞行速度的平方成正比。