飞机低速飞行时会遇到哪些阻力(俄罗斯一架运输机坠毁)

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升力

机翼产生的升力取决于机翼的形状、机翼面积和飞机速度。

升力方程的参考区域

当开发升力方程中使用的参考区域时，有几个不同的区域可供选择。由于大部分升力是由机翼产生的，而升力是垂直于飞行方向的力，所以合乎逻辑的选择是机翼的平面面积。平面面积是从机翼上方看的机翼面积，从“升力”方向看。它是一个平面，而不是整个机翼的总表面积(顶部和底部)，虽然它几乎是大多数机翼的一半。

理论上，我们可以用总表面积作为参考面积。总表面积与机翼的平面面积成正比。由于升力系数是通过实验确定的，所以我们可以通过测量升力和测量面积并进行必要的数学运算来生成系数，从而自由地使用任何容易测量的面积。如果我们选择总表面积，计算出来的系数和我们选择机翼的平面面积时有不同的值，但是升力是一样的，系数和面积的比值有关。

上图显示了两个不同平面的投影表面积。左飞机显示巡航状态，右飞机显示起飞或着陆状态。起降速度比较低，保持升力高(避开地面！设计师试图增加机翼面积。

这是通过沿着金属轨道向后滑动襟翼并向前移动缝翼来增加机翼面积来实现的。下次乘坐客机飞行时，可以在起飞和降落时观察机翼，看看机翼面积的变化。

由于飞机有许多形状和大小，空气动力学家必须能够计算许多不同形状的机翼面积。这些技能大部分是中学时学的。另一篇文章也谈到了机翼面积是如何定义的。详情请看飞机机翼的几何定义。

阻力

物体产生的阻力取决于物体的大小。阻力也是一种空空气动力，所以它取决于物体在空空气中运动时，物体周围空空气的压力变化。总的空气动力等于压强乘以物体周围的表面积。阻力是沿飞行方向的分力。像其他空气动力一样，升力阻力与物体的面积成正比。面积增加一倍，电阻也增加一倍。

阻力方程中使用的参考区域

在电阻方程式中使用参考区域时，有几个不同的区域可供选择。如果我们认为阻力是空气体与机身之间的摩擦力造成的，那么合理的选择就是机身的总表面积(as)。如果我们把阻力看作是对流动的阻力，那么更合理的选择应该是物体垂直于流动方向的前部面积(Af)。也就是图中的蓝色区域。最后，如果要和升力常数比较，就要用同一个面积来推导升力常数，即机翼面积(Aw)。每个区域与其他区域成比例，如图中的“”符号所示。由于电阻常数是由实验确定的，所以我们可以通过测量电阻和测量面积，然后进行必要的数学运算来生成常数，从而自由地使用任何容易测量的面积。如果我们选择机翼面积，计算出来的常数和我们选择的横截面积的值是不一样的，但是阻力是一样的，常数和面积的比值有关。实际上，电阻常数是根据不同的目标区域报告的。

形状对阻力的影响

阻力系数是一个数字，它的空空气动力学利用了模型中所有复杂的依赖关系来拖动形状、倾斜度和一些流动条件。阻力系数Cd等于阻力d除以密度r乘以参考面积a乘以速度v的平方的一半..

Cd = D /(0.5 * r * V ^ 2 * A）

Cd = D /(0.5 * r * V ^ 2 * A)

图中显示了各种形状的阻力系数的一些典型值。此处显示的值是通过将模型放置在风洞中并测量阻力、速度和密度的风洞条件以及模型的参考面积而实验确定的。

然后用上面给出的阻力方程计算阻力系数。每个对象的投影正面区域被用作参考区域。平板的Cd = 1.28，楔形棱柱，楔形面的下游Cd = 1.14，球形的Cd从0.07到0.5不等，子弹形Cd = 0.295，典型翼型Cd =0.045。我们可以通过比较任意两个物体的阻力系数值来研究形状对阻力的影响，只要使用相同的参考面积，并且马赫数和雷诺数相匹配。

除了球体之外，这个滑块上的所有阻力系数都是在低速(亚音速)风洞中和相似的雷诺数下产生的。快速对比可以看出，平板产生的阻力最大，而流线型对称翼型产生的阻力最小。对形状产生的阻力影响很大。比较平板与棱镜，球体与子弹，我们可以看到，形状可以修改，以减少阻力。球体的阻力系数由一系列值给出，因为球体上的阻力高度依赖于雷诺数。

雷诺数是可以用来表征流体流动的无量纲数。Re=ρ*v*d/μ其中v、ρ、μ分别为流体的速度、密度和粘滞系数，d为特征长度。比如流体流经圆形管道，那么D就是管道的当量直径(当量直径就是水力半径，这是水力学中的专有名词。指输水断面的溢流面积与输水管道接触水体的边长(即湿周长)之比，与断面形状有关，常用于计算渠道隧洞的输水能力。)。雷诺数可以用来区分流体流动是层流还是湍流，也可以用来确定物体在流体中流动的阻力。

当机翼向内空运动时，机翼向飞行方向倾斜一定角度。弦与飞行方向的夹角称为攻角，它对机翼产生的阻力有很大的影响。

物体产生的阻力取决于它的形状和它在空气体中的运动方式。对于薄翼型，阻力在小角度(+/- 5度)下几乎是恒定的。当角度增加到5度以上时，由于前沿面积和边界层厚度的增加，阻力迅速增加。当物体在空内运动时，空气体分子会粘在表面。这个表面附近的空气体层，称为边界层，实际上改变了物体的形状。流体在边界层的边缘改变方向，就好像它是物体的物理表面一样。

边界层可以被抬升或“分离”,并产生一个与物理形状完全不同的有效形状。当附面层分离时，机翼被认为处于静止状态，阻力和升力都变得不稳定。很难确定失速状态下的阻力。在上图中，左边显示了两个翼型的流动状况。两个翼型的形状相同，下翼型相对来流倾斜10度，而上翼型倾斜20度。在上翼面上，附面层已经分离，机翼已经停止。很难用数学方法预测失速点和机翼失速角。工程师通常依靠风洞试验来确定失速点。但是必须非常仔细地测试它，以匹配所有重要的相似性参数。实际飞行硬件。

该图右侧的图显示了阻力如何随典型薄翼型的迎角而变化。在小角度时，阻力几乎是恒定的。请注意，在该图中，在零度角时，由于表面摩擦和翼型形状，会产生少量阻力。在曲线的右侧，电阻突然变化，曲线停止。实际上，你可以把机翼设置成任何你想要的角度。但是一旦机翼失速，流动变得非常不稳定，阻力值随时间快速变化。

因为零度角产生的阻力和失速点的位置通常要通过实验来确定，空空气动力学专家将阻力系数的倾斜效应包含在内。但这又引出了另一个问题。还有一个因素影响有限机翼产生的阻力。这种效应叫做诱导阻力或升力阻力。有限长机翼翼尖周围的流动在翼尖附近的机翼上产生一个"诱导"迎角。随着角度的增加，升力系数增加，这就改变了诱导阻力的大小。

为了区分攻角对阻力的影响和升力引起的阻力，空空气动力学家经常使用双翼模型。用来确定攻角效应的机翼模型又长又薄，可以跨越整个风洞产生一个“二维”翼型。另一个模型用于确定翼尖对阻力的影响。

下面简单介绍一下机翼增升装置。机翼上的可移动面板用于改善气流条件和增加升力。当飞机低速起飞、着陆或机动时，翼型的弯度和迎角可以增加，从而增加升力。目前飞机上使用的增升装置，按其增升原理可分为以下四种:襟翼；前缘缝翼；边界层控制；喷气襟翼。

前缘襟翼

前缘通常指无缝轨道的简单前缘襟翼。它增加了机翼的弯度、前缘吸力、升力和失速迎角。

襟翼和缝翼沿着机翼内置的金属轨道移动。向后移动襟翼(朝向尾部)和向前移动缝翼将增加机翼面积。有效弯度翼型被添加到旋转缝翼的前缘和翼板的后缘，以增加升力。此外，襟翼较大的后投影面积增加了飞机的阻力。这有助于飞机着陆。

前缘缝翼

1.固定板条

2.两个位置板条

3.三位置板条

前缘上的部分叫前缘襟翼，后缘上的部分叫后缘襟翼。

附面层控制（BLC）

这种增升装置可以控制机翼上的边界层，延缓气流的不利分离，增加机翼的升力系数。这项技术从发动机的高压压气机中抽出气流，使其流经襟翼和副翼，为飞机低速飞行提供足够的升力。

喷气襟翼

喷气襟翼是超音速飞机的一种特殊增升装置。其基本原理是将涡轮喷气发动机产生的压缩空气体或燃气流，通过机翼后缘的缝隙，沿整个翼展高速向后向下喷射，形成喷流帘，从而起到襟翼增升的作用。一方面，喷气襟翼改变了机翼周围的流场，增大了上下两侧的压差；另一方面，喷气反作用力的垂直分量也大大增加了机翼升力。因此，该装置的提升效果非常好。