[科普中国]-动力干扰效应

空气动力干扰

例如，飞机就是由机翼、机身、尾翼和推进装置等部件组成的。由于各部件绕流的压力场和边界层的相互干扰的结果，使作用在整架飞机上的空气动力并不简单地等于各孤立部件所产生空气动力之和，必须计及因空气动力干扰而产生的增量。

对于尾翼位于机翼后方的飞行器，空气动力干扰主要包括机翼与机身之间、机翼与尾翼之间和发动机喷流对机身的干扰。1

机翼（尾翼）与机身之间的相互干扰机身使外露机翼处的迎角增大，从而使外露机翼的升力增高。另一方面，外露机翼上下表面的压强差传送到机身上，也使机身产生升力增量。对于无限长圆柱形机身与小展弦比（见机翼空气动力特性）机翼的组合体，理论表明在机翼安装角为零时，机翼-机身组合体的升力比由左右两半外露翼所组成单独机翼的升力大。空气动力干扰也往往使机翼（尾翼）机身组合体的阻力比单独机翼(尾翼)和单独机身阻力之和为大，其增量称干扰阻力。在亚音速时，主要是由于在机翼和机身连接处的边界层相互干扰而增厚甚至分离，导致型阻力（见空气动力特性）增大。当机翼和机身的交接界面的夹角小于90°时，型阻力增量最严重，这时必须对翼身连接处采取整流措施或使用填角块。在跨音速和超音速时，除了干扰型阻力外，由于机翼和机身的激波相互干扰，还会产生干扰波阻力。如果设计得当，这种干扰波阻力可能是负的，即起拉力的作用。1

发动机喷流对机身后部的干扰从机身底部喷口喷出的发动机喷流对机身后部(收缩形的后部也称“船尾”)有两种干扰效应：一是引射效应，二是体积效应。在高速喷流的引射作用下，机身船尾处的压强下降，阻力增加，这是不利的。如果喷口处的喷流静压超过其临界值（见喷管），则喷口后的喷流会自由膨胀，体积猛增，引起绕流向外偏转，船尾处的压强增大，结果使阻力减小。在超音速气流中，绕流的向外偏转伴随着产生激波，激波后的高压会通过边界层前传到船尾表面，同样使阻力减小。1

机翼与尾翼的相互干扰机翼的涡系在尾翼处产生诱导下洗场，从而减小尾翼剖面的局部迎角，使作用在尾翼上的空气动力发生变化。尾翼涡系处于机翼后方，对机翼的影响很小，在超音速时由于信号不能逆流传递，尾翼对机翼没有任何干扰。1

其他空气动力干扰除这些空气动力干扰外，还有安装在机翼上的发动机短舱，悬挂在机翼或机身下面的副油箱、导弹等外挂物之间及其与挂架、机翼或机身的相互干扰等。空气动力干扰是不可避免的，在飞行器设计过程中往往要采取各种措施使空气动力干扰变为有利的因素。例如，利用跨音速和超音速面积律来降低跨音速和超音速飞行器的零升波阻力。1

悬停及前飞状态下旋翼/机身的气动力干扰简介直升机空气动力的各个组成部分之间存在着十分复杂的相互干扰，可以说，直升机，特别是下一代具有高桨叶载荷和小的旋翼/机身间距特点的新型直升机的动力学性、能、操纵品质、噪声，振动等都不同程度地受这些气动干扰的影响，因此，研究这些气动干扰，在直升机设计过程中将起到更加关键的作用。几十年来，国外随着先进的实验设备的出现，人们十分活跃地开展了地面悬停及风洞实验，从直升机“整体”概念出发来研究旋翼/机身(及各部件)/尾桨的气动干扰机理，优化气动布局，确定最佳的控制气动干扰的布局参数，并根据大量的实验结果来改进各种气动力预测方法。国内由于实验设备条件的限制，旋翼/机身气动力干扰的实验研究工作起步较晚。气动中心在1990年成功地研制了8米×6米风洞直升机旋翼试验台的基础上，于1992年7月，利用BO-105旋翼模型和Z-9机身模型在8米×6米风洞进行了实验。用三台天平分别测定了旋翼和机身的气动力，用机械压力扫描阀测定了机身模型典型剖面的压力分布，并用丝线对机身表面进行了流态观察，获得了正确的气动干扰概念和与国外相类似的实验结果。2

研究结果对于该实验所用模型的气动布局，可以得出以下结论：

(1)在悬停状态下，旋翼的下洗尾流使机身产生负升力、俯仰力矩和偏航力矩，而对机身后向力、侧向力、滚转力矩影响很小。负升力、偏航力矩和俯仰力矩的干扰百分比随拉力增大而减小，并趋于常值。机身的存在对旋翼的影响很小，使旋翼最大气动效率提高约1%。

(2)在等拉力系数配平前飞条件下，旋翼的下洗尾流对机身的法向力、侧向力、偏航力矩和俯仰力矩有一定影响。随前进比增加，其影响(无量纲系数)逐渐减小。下洗尾流引起的机身法向力增量百分比最大为2.4%。机身的存在使总距操纵量平均减小约0.4°，前飞需用功率平均减小约1.3%。

(3)根据CARDC 8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台的现有条件，可在较大的空间范围内进行旋翼/机身相互位置参数的选择，进行悬停和前飞状态下的测力、测压和流态实验，研究旋翼/机身之间的气动力干扰效应。2