第2章 飞行环境及飞行原理

第二章 飞行环境及飞行原理

2 . 1 飞 行 环 境

飞行环境对飞行器的结构、材料、机载设备和飞行性能都有着非常重要的影响。只有了解和掌握了飞行环境的变化规律，并设法克服或减少飞行环境对飞行器的影响，才能保证飞行器准确可靠的飞行。

飞行环境包括大气飞行环境和空间飞行环境。 2.1.1 大气环境

大气是地球周围的一层气态物，包围地球的大气层是航空器惟一的飞行环境。大气在地球引力作用下聚集在地球周围，大气层总质量的 90％集中在离地球表面 15 km高度以内，总质量的 99． 9％集中在地球表面 50km高度以内。在 2000 km高度以上，大气极其稀薄，并逐渐向行星际空间过渡。大气层没有明显的上限，它的各种特性沿铅垂方向上变化很大，例如空气压强和密度都随高度增加而降低，而温度则随高度变化有很大差异。在离地球表面 10 km高度，压强约为海平面压强的 1／ 4，空气密度只相当于海平面空气密度的 1／ 3。根据大气中温度随高度的变化，可将大气层划分为对流层、平流层、中间层、热层和散逸层 5个层次，大气层分布如图 2-1所示。 1. 对流层

大气中最低的一层为对流层，其气温随高度增加而逐渐降低。对流层的上界随地球纬度、季节的不同而变化。就纬度而言，对流层上界在赤道地区平均为 16— 18 km；在中纬度地区平均为 9～ 12km；在南北极地区平均为 7～ 8km。

对流层的主要气象特点为：气温随高度升高而降低；风向、风速经常变化；空气上下对流激烈；有云、雨、雾、雪等天气现象。对流层是天气变化最复杂的一层，飞行中所遇到的各种天气变化几乎都出现在这一层中。

图 2-1 大气层分布

2. 平流层

平流层位于对流层的上面，其顶界约为 50km。在平流层大气主要是水平方向的流动，没有上下对流。随着高度的增加，起初气温基本保持不变 (约为 216 K)；到 20～ 32km以上，气温升高较快，到了平流层顶界，气温升至 270～ 290 K。平流层的这种气温分布特征同它受地面影响较小和存在大量臭氧有关。平流层的主要特点是空气沿铅垂方向的运动较弱，因而气流比较平稳，能见度较好。

航空器的飞行环境是对流层和平流层。 3 ．中间层

中间层为离地球表面 50～ 85km的一层。在这一层内，气温随高度升高而下降，且空气有相当强烈的铅垂方向的运动。当高度升到 80 km左右时气温降到 160～ 190 K。 4 ．热 层

从中间层顶界到离地平面 800km之间的一层称为热层。在此层内，空气密度极小，由于空气直接受到太阳短波辐射，空气处于高度电离状态，温度又随高度增高而上升。 5 ．散逸层

热层顶界以上为散逸层，它是地球大气的最外层。在此层内，空气极其稀薄，又远离地面，受地球引力很小，因而大气分子不断地向星际空间逃逸。这层内的大气质量只是整个大气质量的 10 -11。大气外层的顶界约为 2000～ 3000km的高度。 2 ． 1． 2 空间环境

空间飞行环境主要是指真空、电磁辐射、高能粒子辐射、等离子体和微流星体等所形成的飞行环境，如图 2—2所示。

图 2-2空间环境

1 ．地球空间环境

地球空间环境包括地球高层大气环境、电离层环境和磁环境。高层大气密度和压强随高度的增加按指数规律下降，最后接近真空。电离层离地球表面 60～ 1000km，在这里大气中的原子在太阳辐射作用下，电离成自由电子和 正离子，电子浓度不但随高度变化，还随昼夜、季节、纬度和太阳的活动而变化。

地球本身具有较强的磁场，它从距地球表面 600～ 1000km处开始向远处空间延伸，影响范围向上可达数万千米。磁层中还存在着密集的高能带电粒子辐射带，又称“范爱伦辐射带”，可能会引起航天器材料、器件和人体的辐射损伤。 2. 行星际空间环境

行星际空间是一个真空度极高的环境，存在着太阳连续发射的电磁辐射、爆发性的高能粒子辐射和稳定的等离子体流 (太阳风 )。这里的环境除了主要受太阳活动的影响外，还受来自银河系的宇宙线和微流星体等的影响。太阳向空间辐射各种波长的电磁波，除可见光外，还有红外线、紫外线和 X射线等。当太阳耀斑发生大爆炸时，可以使宇宙射线增强一万倍，其时间可延续好几个小时，此时可导致地球上的短波无线电通讯中断，要想防护或避开都是很困难的。来自银河系的高能带电粒子强度很小，对航天器影响不大。 2 ． 1． 3 国际标准大气

飞行器的飞行性能与大气的物理状态 (密度、温度和压强等 )有密切关系，而大气物理状态是随其所在地理位置、季节和高度而变化的。为了准确描述飞行器的飞行性能，就必须建立一个统一的标准，即标准大气。目前我国采用的是国际标准大气，它是由国际性组织 (如国际民用航空组织、国际标准化组织 )颁布的一种“模式大气”。它依据实测资料，用简化方程近似地表示大气温度、密度和压强等参数的平均铅垂分布，并排列成表，形成国际标准大气表（如表 2—1所列 )。 应当注意，各地的实际大气参数与国际标准大气之间是存在差别的。国际标准大气所得的数据与地球北纬 36°～ 60° (主要是欧洲 )地区的平均数值相近，它与我国的情况有一定白，例如我国广州 (北纬 23° 0′ )、上海 (北纬 3l° 21′ )两地，夏天海平面的实际平均气温都比大气规定的数值高。实际情况虽然如此，但在做飞行试验或进行性能计算时，还是要以国际标准大气规定的数值为准，只有这样才便于对飞行器的飞行性能进行研究和对比。

国际标准大气有如下规定：大气被看成完全气体，服从气体的状态方程；以海平面的高度。在海平面上，大气的标准状态为：气温为 15℃，压强为一个标准大气压，密度： 1.225 kg／ 声速为 341 m／ s。

根据上述规定，并通过理论计算，即可以确定各高度处的大气物理状态参数 (密度、温度和压强等 )。

2 ． 1 ． 4 大气的物理性 质 1 ．大气的状 态 参数和状 态 方程

大气的状 态 参数是指它的 压强 P 、温度 T 和密度 ρ这 三个参数。 对 一定数量的气体， 压强 P ，温度 T 和密度 ρ这 三个参数就可以决定它的状 态 。它 们 之 间 的 关 系，可以用气体状 态 方程 表示，即

P ＝ ρ RT

式中， T 为 大气的 绝对 温度 ( 单 位 K) ，它和 摄 氏温度 ( 单 位℃ ) 之 间 的 关 系 为 ：

； R 为 大气气体常数，其 值为 287 ． 05J ／ kg · K 。

，

大气的状 态 参数是随 飞 行高度的 变 化而 变 化的，它 们 不 仅对 作用在 飞 机上的空气 动 力的 大小有影响，而且 还对飞 机 喷 气 发动 机 产 生的推力大小有很大的影响。 2 ． 连续 性

气体是由大量分子 组 成的，在 标 准大气状 态 下， 每 1 mm 3 的空 间 里含有 2 ． 7 × 10 16 个分子， 每 个分子都有自己的位置、速度和能量。在气体中，分子之 间 的 联 系十分微弱，以致于它 们 的形状 仅仅 取决于盛装容器的形状 ( 充 满该 容器 ) ，而没有自己固有的外形。当 飞 行器在 这种 空气介 质 中运 动时 ，由于 飞 行器的外形尺寸 远远 大于气体分子的自 由 行程 ( 一个空气分子 经 一 次碰撞后到下一次碰撞前平均走 过 的距离 ) ，故在研究 飞 行器和大气之 间 的 相 对 运 动时 ，气体 分子之 间 的距离完全可以忽略不 计 ，即把气体看成是 连续 的介 质 。 这 就是在空气 动 力学研究 中常 说 的 连续 性假 设 。 连续 介 质 假

设 不 仅给 描述流体的物理属性和流 动 状 态带 来很大方便， 更重要的是 为 理 论 研究提供了采用 强 有力的数学工具的可能性。

航天器所 处 的 飞 行 环 境 为 高空大气 层 和外 层 空 间 ，空气分子 间 的平均自由行程很大，气体 分子的自由行程大 约 与 飞 行器的外形尺寸在同一数量 级 甚至更大，在此情况下，大气就不能看 成是 连续 介 质 了。 3 ．粘 性

大气的粘性是空气在流 动过 程·中表 现 出的一 种 物理性 质 ，大气的粘性力是相 邻 大气 层 之 间 相互运 动时产 生的 牵 扯作用力，也叫做大气的内摩擦力 ( 即大气相 邻 流 动层间 出 现 滑 动时产 生的摩擦力 ) 。

大气的粘性，主要是由于气体分子作不规则运动的结果。为了说明这个问题，设想把流动着的大气划分为若干层，如图 2—3所示。从图中可以看出，当大气层与层之间的流动速度不同时，流得快的一层 (如下层 )的大气分子由于不规则运动而侵入上层时，就会促使上层大气加速；同样上层流得慢的气体分子进入下层时；会使下层；大气减速，这样，相邻的两层大气之间就产生了相互牵扯的内摩擦力，即粘性力。

图 2-3流速不同的相邻大气层

大气流过物体时产生的摩擦阻力是与大气的粘性有关系的。因此，飞机飞行时所产生的摩擦阻力与大气的粘性也有很大关系。

不同的流体的粘性是不相同的。流体粘性的大小可以用流体的内摩擦系数来衡量。在常温下，水的内摩擦系数为 1.002X10-3Pa· s，而空气的内摩擦系数为 1． 81X10-5Pa· s，其值仅是水的 1． 81％。由于空气的粘性很小，因此很不易察觉，但如果把一个树枝放入水中，抽出时就会带出很多水珠，可见水的粘性较大。一般情况下，空气对物体的粘性作用力可以不予考虑，但对于像飞机这样在空气中快速运动的物体，由于空气粘性作用在飞机外表面上的摩擦阻力已不是一个小数值量，因此必须加以考虑。

流体的粘性和温度是有关系的，随着流体温度的升高，气体的粘性将增加，而液体的粘性反而减小。对气体来讲，相邻流动层间产生内摩擦力的物理原因是气体分子在层与层之间有横向动量交换的结果，温度升高，分子间的这种横向动量交换也加剧，因此层与层之间的相互牵扯力也增加，使粘性增大。而液体产生粘性的物理原因主要来自相邻流动层分子间的内聚力，温度升高，液体分子热运动加剧，液体分子间距离将变大，分子间的内聚力也随之减小，故粘性也会减小。根据这个原理，在用管道运输石油时，对石油加温可以起到减小流动损失、节省能耗的效果。

2.3 飞机上的空气动力作用及原理

飞机之所以能在空气中飞行，最基本的条件是，当它在空中飞行时必须产生一种能克服飞机自身重力并将它托举在空中的力。现代大型运输机的起飞重量 (质量 )一般可达 300 t左右，空气真有那么大的力量能把飞机托举起来吗 ?

作用在飞机上的空气动力包括升力和阻力两部分。升力主要靠机翼来产生，并用来克服飞机自身的重力，而阻力要靠发动机产生的推力来平衡，这样才能保证飞机在空中水平等速直线飞行。为了更好地说明机翼上产生的空气动力，首先研究一下风筝和平板上的空气动力问题。 2 ， 3． 1 平板上的空气动力

很多人都有过在空旷的地面上放风筝的经历，当你拉着风筝迎风奔跑时，风筝就会在风力的作用下缓缓上升，此时风就对风筝产生了一定的空气动力。这个空气动力即包含了一个克服风筝重力使风筝向上升起的“升力” Y(其方向垂直于气流相对速度 v方向 )，又包含了一个阻止风筝前进的“阻力” D(其方向与物体运动方向相反 )，如图 2—11(a)所示。升力和阻力的合力就是作用在风筝上的空气动力。

为了对风筝上的空气动力作进一步的分析，我们把风筝从顶上向下切一刀，取风筝的一个剖面来代替风筝加以研究，如图 2—11(b)所示，研究一下当它和风速成不同的夹角时，作用在它上面的空气动力情况。图中风筝的剖切面与平板剖面相似，如图 2—11(c)所示，因此，下面将通过对平板剖面的研究来说明在风筝上产生空气动力的机理。

图 2-11风筝与风筝剖面

1 ．平板剖面与相对速度夹角为零

当平板剖面与相对速度夹角为零时，气流绕剖面的流动情况如图 2—12所示。当气流流到平板前端时，气流分成两股分别沿剖面上下对称、平滑地向后流去。气流在流动过程中所受的阻滞很小，平板剖面所受的空气动力 R主要是空气沿平板流动时空气与平板之间的摩擦阻力。但总的来说，当平板剖面与气流方向平行时，剖面上产生的空气动力很小，产生的阻力也很小。由于气流对称地流过平板上下剖面，所以不会产生垂直于气流方向的力，即升力。

图 2-12平板剖面与相对速度夹角为零

2 ．平板剖面与相对速度夹角为 90°

当平板剖面与相对速度夹角为 90°时，气流绕剖面的流动情况如图 2—13所示。当气流流到平板剖面的前面时，由于受到剖面的阻拦，速度降低。压强增大，在乎板的前面形成高压区 (用“ +’’号表示 )，在压力作用下，迫使气流绕过平板剖面的上下两端对称地向后流去。在流动过程中，由于惯性作用上下两股气流还没有来得及汇合就继续向后冲去，因此，在乎板的后面形成低压区 (用“一’’号表示 )。由于平板前面压强大，而后面压强小，于是在乎板前后就产生了一个压强差，形成了一个很强的“压差阻力”，再加上空气与平板之间产生的摩擦力，就产生了一个作用在平板剖面的总的向后的空气动力 R。这个空气动力是阻止平板向前运动的，因此全部都是阻力。 如图 2—13所示，由于低压区的空气受向前冲的气流的带动，产生了许多旋涡，这种气流脱离物体 (如平板剖面 )的现象叫“气流分离”。

图 2-13平板剖面与相对气流夹角为 90°

3 ．平板剖面与相对速度成一定角度

当平板剖面与相对速度成一定夹角时，气流绕剖面的流动情况如图 2—14所示。此时气流沿平板的流动变得上下不对称了。当气流流到平板剖面的前面时，受到剖面的阻拦，速度降低。压强增大，气流分成上下两股绕剖面向后流动，并在平板后面形成低压区．产生气流分离，平板前后形成了压强差，再考虑到空气与平板之间产生的摩擦力 F，就形成了总的空气动力 R。

图 2-14 平板剖面与相对速度成一定角度

由于平板剖面与气流流速成一定夹角，使流经平板剖面的气流上下不再对称，因此产生的空气动力 R的方向也就不再垂直于平板剖面，而是与平板剖面有一定的角度。由于压强差总 是从高压指向低压，因此平板上压强差的作用方向应垂直于平板剖面，并从剖面前方指向剖面 后方，在加上向后的摩擦阻力，所以作用在乎板上的总的空气动力 R应指向剖面的后上方。如果把 R分解成垂直于气流方向的力 y和平行于气流方向的力 D，则 y就是用来克服平板重力的升力，平板或风筝就是靠这个力支持在空中的。而 D的方向与平板的运动方向相反，因此是阻碍平板运动的阻力。 2 ． 3． 2 机翼升力的产生和增升装置 1 升 力的 产生

飞机机翼上产生空气动力的情况与平板相似，所不同的是机翼“翼剖面”的形状一般为流线形。“翼剖面”，通常也叫“翼型”，是指沿平行于飞机对称平面的切平面切割机翼所得到的剖面，如图 2—15所示的阴影部分即为一机翼的翼剖面 ——翼型。翼型最前端的一点叫“前缘”，最后端的一点叫“后缘”，前缘和后缘之间的连线叫“翼弦”。翼弦与相对气流速度 v之间的夹角ɑ叫“迎角”。

空气动力作用点； 2-前缘； 3-后缘； 4-翼弦

图 2-15 翼型和作用在翼型上的空气动力

如果要想在翼型上产生空气动力，和平板一样，必须让它与空气有相对运动，或者说必须有具有一定速度的气流流过翼剖面。现在将一个翼型放在流速为 v的气流中，如图 2—15所示。假设翼型有一个不大的迎角ɑ，当气流流到翼型的前缘时，气流分成上下两股分别流经翼型的上下翼面。由于翼型的作用，当气流流过上翼面时流动通道变窄，气流速度增大，压强降低，并低于前方气流的大气压；而气流流过下翼面时，由于翼型前端上仰，气流受到阻拦，且流动通道扩大，气流速度减小，压强增大，并高于前方气流的大气压。因此，在上下翼面之间就形成了一个压强差，从而产生了一个向上的升力 Y。 机翼上产生升力的大小，与翼型的形状和迎角有很大关系，迎角不同产生的升力也不同。一般来讲，不对称的流线翼型在迎角为零时仍可产生升力，而对称翼型和平板翼型这时产生的升力却为零。

?

图 2-16 失速现象

随着迎角的增大，升力也会随之增大，但当迎角增大到一定程度时，气流就会从机翼前缘开始分离，尾部会出现很大的涡流区，这时，升力会突然下降，而阻力却迅速增大，这种现象称为“失速”，如图 2—16所示。失速刚刚出现时的迎角叫“临界迎角”。飞机不应以接近或大于临界迎角的状态飞行，此时，会使飞机产生失速，甚至造成飞行事故。 2 ．影响飞机升力的因素

在设计飞机时，应尽量使飞机的升力大而阻力小，这样才能获得比较好的飞行性能。那么怎样才能提高飞机的升力呢 ?要解决这个问题，首先得了解影响升力的因素有哪些。 (1) 机翼面积的影响

飞机的升力主要由机翼产生，而机翼的升力又是由于机翼上下翼面的压强差产生的，因此，如果压强差所作用的机翼面积越大，则产生的升力也就越大。机翼面积通常用“ S”来表示。需要注意的是，机翼面积应包括同机翼相连的那部分机身的面积。机翼所产生的升力与机翼面积成正比。 (2) 相对速度的影响

我们都有这样的体验，风速越大，那么我们所感受到的风力也就越大。飞机的空气动力也是一样，当相对速度 v越大时，产生的空气动力也就越大，机翼上产生的升力也就越大。但升力与相对速度并不是成简单的正比关系，而是与相对速度的平方成正比。 (3) 空气密度的影响

升力的大小和空气密度ρ成正比，密度越大，则升力也越大，当空气很稀薄时，机翼上产生的升力也就很小了。

(4) 机翼剖面形状和迎角的影响

机翼的剖面形状和迎角不同，则产生的升力也不同。因为不同的剖面和不同的迎角，会使机翼周围的气流流动状态 (包括流速和压强 )等发生变化，因而导致升力的改变。早期的飞机，由于人们没有体会到翼型的作用，所以，曾采用平板和弯板翼型，后来，随着理论研究和实践研究的不断深入，人们已经认识到翼型的重要性和它对升力所起的作用，因此，创造了很多适合于各种不同需要的翼型，并通过实验确定出各种不同翼型的空气动力特性。

翼型和迎角对升力的影响，可以通过升力系数“ Cy”表现出来。升力系数的变化反映着在一定的翼型的情况下，升力随迎角的变化情况如图 2—27所示，同时也说明不同的翼型有不同的升力特性。

结合前面的各项影响因素，通过理论和实验证明，升力的公式可以写为

(2—6)

式中， Y为升力 (单位 N)； C y 为升力系数；

ρ为密度 (单位 kg／ m 3)； v 为速度 (单位 m／ s)； S 为机翼面积 (单位 m 2)。 3 ．增升装置

在设计一架飞机时，主要从飞机作高速飞行或巡航飞行时的观点来确定飞机的布局参数，当飞机高速飞行或巡航飞行时，即使迎角很小，由于速度较大，因此仍能保证有足够的升力来维持飞机的水平飞行。但在低速飞行时，尤其是在起飞或着陆时，由于速度较低，即使有较大的迎角，升力仍然很小，使飞机不能正常飞行。况且，迎角的增大是有限度的，超过临界迎角以后就会产生失速现象，给飞行造成危险。因此，需要采用“增升装置”，使飞机在尽可能小的速度下产生足够的升力，提高飞机的起飞和着陆性能。

前面已经提到飞机的升力与机翼面积、翼剖面形状、迎角和气流相对流动速度等因素有关。因此，可以通过以下几项增升原则来进一步提高飞机的升力，即 (1) 改变机翼剖面形状，增大机翼弯度； (2) 增大机翼面积；

(3) 改变气流的流动状态，控制机翼上的附面层，延缓气流分离。

飞机的增升装置通常安装在机翼的前缘和后缘部位，安装在机翼后缘的增升装置叫“后缘襟翼”，其应用最为广泛。如图 2—17所示是三种典型的后缘襟翼的例子。如图 2—17(a)所示是一种最简单的襟翼，它是靠增大翼型弯度来增大升力的。当襟翼放下时，翼剖面变得更弯，因此增大了上翼面的气流速度，提高了升力，但同时阻力也随之增大，而且比升力增大的还要多。故而增升效果不佳。

图 2-17 几种典型的后缘式襟翼

另一种是后退开缝式襟翼，当襟翼打开时，其襟翼向后退的同时，它的前缘又和机翼后缘之间形成一条缝隙，如图 2—17(b)所示为富勒式襟翼它有三重增升效果：一是增加了机翼弯度；二是增大了机翼面积；三是由于开缝的作用，使下翼面的高压气流以高速流向上翼面，使上翼面附面层中的气流速度增大，延缓了气流分离，起到了增升作用。后退开缝式襟翼的增升效果很好，在现代高速飞机和重型运输机上得到了广泛的应用。

如图 2—17(c)所示的双缝式襟翼是现代民用客机上广泛采用的一种增升装置。襟翼打开时，两个子翼一边向后偏转，一边向后延伸，同时，两个子翼还形成两道缝隙，它同样具有后退开缝式襟翼的三重增升效果。另外，如图 2—17(c)所示还采用了前缘缝翼增升装置，打开前缘缝翼后，下翼面的高压气流吹动主翼面上的附面层，防止气流产生分离。因此，实际上此双缝式襟翼共有四重增升效果，增升效果甚佳。

如图 2—18所示是机翼附面层控制装置示意图。图 2—18(a)是附面层吹除装置，它可把高压空气从机翼上表面的缝隙中吹出，以高速流人附面层，增加气流的动能，提高气流的流动速度，从而推迟气流的分离，达到增升的目的。图 2—18(b)是附面层吸取装置，它是利用吸气泵，通过机翼上表面的缝隙，吸取附面层，使其气流的速度和能量增大，同样可以延缓翼面上的主流分离。吹除装置的高压气一般由喷气发动机的压气机提供，而吸气泵的工作一般也通过喷气发动机的涡轮来带动。这两种附面层控制增升装置的增升效果都相好。

（ a） （ b）

图 2-18 附面层控制装置

2 ． 3． 3 飞机阻力的产生及减阻措施

如图 2—15所示，翼型上产生的空气动力 R是指向后上方的，它除了有一个垂直于气流速 a的分量 (升力 Y )以外，还有一个阻碍飞机前进的分量 D，这就是机翼上产生的气动阻力。

飞机在飞行时，不但机翼上会产生阻力，飞机的其他部件如机身、尾翼、起落架等都会产生阻力，机翼阻力只是飞机总阻力的一部分。

低速飞机上的阻力按其产生的原因不同可分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力等。 1 ．摩擦阻力

摩擦阻力是由于大气的粘性而产生的。当气流以一定速度 v流过飞机表面时，由于空气的粘性作用，空气微团与飞机表面发生摩擦，阻滞了气流的流动，因此产生了摩擦阻力。当气流流过飞机表面时，由于大气的粘性使它与机翼接触的那层空气微团粘附在机翼表面，因此，紧贴飞机表面的那一层气体速度为零，从飞机表面向外，气流速度才一层比一层加大，直到最外层的气流速度与外界气流速度 u相当为止，如图 2—19所示。我们称紧贴飞机表面，流速由外界气流速度 u逐渐降低到零的这层薄薄的空气层叫做“附面层”。飞机的摩擦阻力就是在附面层中产生的。

本文来源：https://www.bwwdw.com/article/nagd.html