空气动力特性

空气动力特性（ aerodynamic characteristics ），作用在飞行器上的空气动力和空气动力力矩随飞行器几何外形、飞行姿态（迎角、侧滑角等）、飞行速度、大气密度、空气黏性和压缩性等参数的变化规律，是分析飞行器性能的依据。

空气动力

飞行器与空气相对运动时作用在飞行器表面上的压力、切向力的合力。一般将空气动力沿平行和垂直于飞行器的运动方向分成升力、阻力和侧力3个分量（图1）。

图1　空气动力(侧力垂直于纸面)

升力

空气动力在飞行器纵向对称平面内垂直于飞行方向的、向上的分量。机翼是飞行器产生升力的主要部件。当飞行方向与机翼翼弦有一夹角（称为迎角或攻角）时，作用于机翼下表面的压力大于作用于机翼上表面的压力，从而产生升力。机身和水平尾翼也能产生部分升力。

阻力

与飞行方向相反的空气动力分量。由空气黏性所产生的阻力称为表面摩擦阻力。它的大小与飞行器表面边界层的状态有关，湍流边界层的表面摩擦阻力较大。流线型飞行器以亚声速飞行时，表面摩擦阻力是主要的。飞行器表面的压强分布在阻力方向的分量，称为形状阻力。非流线型飞行器以亚声速飞行时形状阻力是主要的。以跨声速或超声速飞行时在飞行器周围会出现激波，引起的阻力称为波阻力，简称波阻，在升力为零时产生的波阻力称为零升波阻力。在跨声速飞行和低超声速飞行时零升波阻力是主要的，随着飞行马赫数的增大，零升波阻力所占比重逐渐减少，而与升力有关的波阻力则逐渐增大而变为主要阻力。当机翼产生升力时，从机翼后缘向下游拖出尾涡，由此产生的阻力称为诱导阻力。

侧力

作用于飞行器上的空气动力在垂直于升力和阻力方向上的分量。侧力是侧滑角（即飞行方向与飞行器对称面之间的夹角）所引起的。

升力与阻力之比称为飞机的升阻比或称气动效率。升阻比越大，飞机等速飞行时需要的发动机推力越小。现代亚声速飞机的最大升阻比可达10～20，超声速飞机的最大升阻比约为此值的一半。

空气动力力矩

空气动力对飞行器重心的力矩，沿机体坐标轴系可分解成俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩3个分量（图2）。

图2　空气动力力矩

为了在物理上分析方便，空气动力可以表达为一个系数乘以气流的动压和特征面积的积，而空气动力力矩可以表达为一个系数乘以（动压×特征面积×特征长度），这些系数称为空气动力系数。空气动力系数仅与飞行器的外形、飞行姿态、飞行雷诺数、飞行马赫数等有关。两个几何外形相似的飞行器只要飞行姿态、飞行马赫数、飞行雷诺数相同，它们的空气动力系数就是相同的。因此，利用飞行器模型在风洞内测出的空气动力系数经过必要修正后，就可用来估算作用在大气中飞行的真实飞行器上的空气动力和空气动力力矩。

飞机空气动力特性

不同用途的飞机有不同的空气动力特性。

战斗机的气动特性

从空气动力学的角度看，第二次世界大战后战斗机的发展，大致分为3个阶段。20世纪50年代主要是追求超声速的飞行速度。马赫数提高到2～2.2。空气动力学家致力于降低飞机的超声速波阻力和安全越过跨声速区的问题，飞机上采用了小展弦比的三角翼或后掠机翼和细长机身。60年代空气动力研究的是改善战斗机的起飞、降落性能。在这期间出现了变后掠机翼、前后翼间距很短的鸭式布局和各种短距或垂直起降布局方案。60年代末，转向提高战斗机的机动性和格斗能力。对脱体涡流型和混合流型（脱体涡流型与附着流型的混合）的研究，使战斗机的可用迎角范围增加到30°甚至40°，同时出现了边条翼布局、前后缘机动襟翼和主动控制技术以及喷流转向等。

现代战斗机的空气动力外形设计是通过下列途径来获得需要的气动特性的：①利用电子计算机和先进的风洞实验技术取得最优空气动力外形设计；②开拓新的流型领域和研究新的气动机理；③采用材料、结构、控制、电子学等方面的新成就，甚至采用在飞行中能变化的空气动力外形。

旅客机的气动特性

旅客机的关键气动特性指标有：①巡航因子MaK，其中Ma为巡航马赫数，K为巡航时的升力与阻力的比值；②降落时的升力系数Cy。MaK的值越高，则航程越长或耗油量越小；Cy的值高意味着飞机的降落速度小，滑跑距离短。现代巨型旅客机的巡航因子在7～12之间。

高亚声速旅客机采用大展弦比的后掠机翼，通过翼型分布和厚度分布来消除翼根和翼梢处的三维效应，从而提高巡航因子。在机翼的后缘区安装的二缝甚至三缝襟翼系统，前缘区则有缝翼、前缘襟翼等设施，以求良好的降落特性。

机翼空气动力特性

三维机翼（即有限翼展机翼）的空气动力系数随机翼几何外形、迎面来流马赫数、迎角和侧滑角的变化规律。

几何参数

机翼几何参数最重要的是翼面积和展弦比。还有：①根梢比。翼根弦长与翼梢弦长之比。②后掠角。对于低速和亚声速飞机，通常指1/4弦线与坐标轴线之间的夹角，超声速机翼则应分机翼前缘和后缘的后掠角。③上反角。左右两半机翼与坐标平面（水平面）之间的夹角。④翼型几何参数。

低速和亚声速空气动力特性

在低速和亚声速气流中，三维机翼在迎面来流的作用下形成从翼梢附近处的机翼后缘拖向下游的自由尾涡，在机翼各剖面处产生向下的诱导速度(下洗速度)，机翼的展弦比越小，下洗速度越大，机翼上的空气动力在来流方向产生一分力称为诱导阻力。在小迎角范围内，下洗角与迎角成正比，机翼的阻力系数可分为升力为零时的阻力系数和诱导阻力系数。在小到中等迎角的范围内，升力系数随阻力系数变化的曲线呈抛物线形状。随着迎角进一步增大，机翼上表面产生气流分离，当升力系数达到最大值的迎角称为临界迎角，它对飞机的起飞和着陆特性有重要影响。在小迎角范围内机翼上存在某一特定横向轴，绕此轴的机翼俯仰力矩系数不随迎角而变化。这一轴的投影点称为空气动力中心（简称气动中心）或称焦点。它与飞行器的稳定性和操纵性有直接关系。对于后掠角不大的机翼，焦点在平均空气动力弦的1/4弦长点附近。

跨声速空气动力特性

在跨声速气流中，机翼会在其绕流场中产生激波。对于直机翼，激波随来流马赫数M∞的增加而增强，使机翼波阻力激增；通过激波的气流压强突增，会导致边界层分离，引起机翼的抖振，对飞行造成困难。改进办法是采用后掠机翼或选用小展弦比机翼和三角形机翼。

超声速空气动力特性

对于二维薄翼，空气动力中心在翼弦长的中点。对于三维机翼的空气动力特性，矩形机翼的翼梢减小升力的影响仅限制在自梢弦前缘所作的后马赫锥（见马赫波）内，机翼其余区域的特性与二维机翼相同。当来流马赫数沿前缘法向的分量大于1时称为超声速前缘，这时前缘附近为典型的超声速流动；当法向分量小于1时，称为亚声速前缘，这时前缘附近的流动与亚声速情形相似。

机翼的脱体涡流型

前缘后掠角大于45°的机翼在迎角超过5°时会出现脱体涡流型。气流不仅从机翼后缘分离而且也从前缘分离。自前缘拖出的涡丝迅速卷成集中涡，称为前缘脱体涡。前缘脱体涡距离翼面很近，其旋转速度严重影响机翼的绕流和压强分布，使机翼产生附加的涡升力。这部分附加升力又称非线性升力。在超声速速度下，只要机翼具有亚声速前缘，都有可能产生脱体涡流型和非线性升力。

机身空气动力特性

飞行器机身作为孤立物体时的空气动力和力矩系数随迎角和飞行马赫数等的变化规律。

几何参数

飞行器机身多具有旋成体或者接近旋成体的外形。长细比(机身长度与机身最大横截面直径之比)是机身的主要几何参数。机身尾部的收缩比是尾端底部横截面积与尾部最大横截面积之比。这些几何参数都影响机身的升力、阻力和力矩特性。

阻力

在绕光滑机身的无黏、无分离、无激波流动的理想情况下，机身的阻力等于零。因此，在亚声速流动中，机身的阻力主要是由空气黏性引起的表面摩擦阻力，它与机身表面的浸湿面积有关。

在超声速气流中，机身头部的激波或弱压缩波后压强增高，使头部产生压差阻力。当气流从中部流向尾部时，又通过膨胀波减小压强，使尾部也产生压差阻力。这种与波系相联系的压差阻力是波阻力。机身长细比越大，波阻力越小。

升力和力矩

如果机身十分细长，在亚声速有迎角时，机身头部产生升力，柱形中部不产生升力，尾部有负升力。所以单独机身的总升力很小，但头部升力与尾部负升力构成了不稳定力矩，需要用安定面来平衡。超声速时，柱形中部也有相当大的升力。

非线性升力

大迎角时，从机身背风表面上分离的气流卷成一对或数对较强的旋涡，使机身的升力与力矩随迎角的变化呈非线性关系。机身旋涡还会对飞行器的翼面产生影响。