[科普中国]-外露翼升力-

升力

升力来源于机翼上下表面气流的速度差导致的气压差。但机翼上下表面速度差的成因解释较为复杂，通常科普用的等时间论和流体连续性理论均不能完整解释速度差的成因。航空界常用二维机翼理论，主要依靠库塔条件、绕翼环量、库塔-茹可夫斯基定理和伯努利定理来解释。

理论上，飞机的升力绝大部分是由机翼产生，尾翼通常产生负升力，飞机其他部分产生的升力很小，一般不考虑。但在机翼组合体中，机翼与机身存在相互干扰，改变升力值。

翼身组合体翼身组合体气动布局，最早应用于航天飞机。美国的可重复使用运载器X-34验证机也采用这种布局。翼身组合体的外形类似正常式布局的飞机，机身截面为圆形或接近圆形，在机身中部安装机翼，升力主要靠翼面提供。

X-34翼身组合体的升阻比在低马赫数时最大，随着马赫数的不断增加，下降得很快，而升阻比随着迎角的增加而不断减小，在高马赫数下和大迎角下应能保持很好的升力特性。

这种外形的优点是：有较好的升力特性；压力中心随Ma变化移动小；飞行器部位安排和结构设计相对较成熟。这种外形的缺点是：机身对气流的预压缩作用不理想，机翼和进气道的流场有复杂的相互干扰，特别是过度膨胀的气流会降低进气道的效率，不利于进行机体一发动机一体化设计。

定义外露翼升力是指翼身组合体中孤立外露机翼(不包括机身覆盖部分)所产生的升力。1

机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。

外露翼升力对于亚音速飞机，通常可以认为，翼身组合体的升力等于一对假想的单独机翼的升力，这一对机翼是将两个悬臂段延长到对称平面而形成的，当机身直径对翼展的比值不大时，在小马赫数下，这种近似比较精确。但是现代超音速战斗机的直径对翼展的比值可以达到0.3-0.5，在这种情况下用单独的机翼代替翼身组合体就会带来很大误差。此时，总升力应等于考虑机身对机翼升力影响的修正的外露翼升力和单独机身升力之和。2

通常计算翼身组合体的升力如下：

其中：