[科普中国]-翼身组合体升力

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。

在真实且可产生升力的机翼中，气流总是在后缘处交汇，否则在机翼后缘将会产生一个气流速度为无穷大的点。这一条件被称为库塔条件，只有满足该条件，机翼才可能产生升力。

在理想气体中或机翼刚开始运动的时候，这一条件并不满足，粘性边界层没有形成。通常翼型（机翼横截面）都是上方距离比下方长，刚开始在没有环流的情况下上下表面气流流速相同，导致下方气流到达后缘点时上方气流还没到后缘，后驻点位于翼型上方某点，下方气流就必定要绕过尖后缘与上方气流汇合。由于流体粘性（即康达效应），下方气流绕过后缘时会形成一个低压旋涡，导致后缘存在很大的逆压梯度。随即，这个旋涡就会被来流冲跑，这个涡就叫做起动涡。根据海姆霍兹旋涡守恒定律，对于理想不可压缩流体在有势力的作用下翼型周围也会存在一个与起动涡强度相等方向相反的涡，叫做环流，或是绕翼环量。环流是从翼型上表面前缘流向下表面前缘的，所以环流加上来流就导致后驻点最终后移到机翼后缘，从而满足库塔条件。

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。1

定义翼身组合体升力指机翼与机身组合时的升力。2

简介在亚音速下，实验证明，对于大展弦比飞机，可近似认为组合体的升力等于机翼的升力，如图：

对于超音速飞机米说，机身尺寸相对于机其来说增加了（即机身最大横截面直径D，与机撰展长L之比值增大），D/L的值已达0.3~0.5。在这种情况下，再认为组合体的升力等于机翼的升力可能引起较大误差。这时外露机翼上的升力将大于与之相当的单独机翼上的升力。同时，外露机翼也会影响到机身上的升力。如图给出了马赫数为2，迎角为8度的由轴对称机身和矩形机翼组成的组合体的局部升力系数沿翼展的分布。图中曲线1表示单独机翼的理论曲线，曲线2一表示局部升力系数沿翼展的实测值。由图可以看出，机身对机翼升力分布的影响是相当大的。同时，机翼上下表面存在压强差，这个压强差将传到相应的机身表面上，而使机身产生附加升力。以图为例说明之，机典前缘与机身连接处A、A'点发出的马赫线为Ao与Ao'（实际上因为机身是圆柱，Ao与Ao'应是螺旋线，为简单起见画成直线）；机翼后缘与机身连接处B、B'点发出的马赫线为BD, B'D，则阴影区AoA'B'DB为机身上感受机翼上下表面压摄差区域，因而在此区域产生附加升力。这部分附加升力近似认为等于其在机翼平面上之投影面积按单独机其之升力系数计算时之升力，于是组合体之升力为:

式中 具为单独机冀以单独机翼面积定义时的升力系数，

为旋成体受扰部分面积。3