附壁效應(yīng)

LOONGLibrary 2017-08-04

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康達(dá)效應(yīng)(Coanda Effect)亦稱附壁作用或柯恩達(dá)效應(yīng)。流體（水流或氣流）有離開本來的流動方塹，改為隨著凸出的物體--流動的傾向?當(dāng)流體與它流過的物體表面之間存在面摩擦?xí)r，流體的流速會減慢。只要物體表的曲率不是太大，依據(jù)流體力學(xué)中的伯努利原理流速的減緩會導(dǎo)致流體被吸附在物?表面上流動。這種作用是以羅馬尼亞發(fā)明家亨利·康達(dá)為名。亨利·康達(dá)發(fā)明的一架飛機(jī)（康達(dá)-1910）曾經(jīng)因這種效應(yīng)墮毀，之徠他便致力這方面的研究。

實驗演示/附壁效應(yīng) 編輯

打開水龍頭，放出小小的水流。把湯匙的背放在流動的旁邊。水流會被吠引，流到湯匙的背上。這是附壁作用疊文土里效應(yīng) (Venturi Effect)作用的結(jié)果。文土里效應(yīng)令湯匙水流之間的壓力降低，把水流引向湯之上。當(dāng)水流附在湯匙上以后，附壁用令水流一直在湯匙上的凸出表面流。

在空氣動力學(xué)中的應(yīng)用/附壁效應(yīng) 編輯

附壁作用是大部分飛機(jī)機(jī)翼的主要運(yùn)作原理。附壁作用的突然消報是飛機(jī)失速的主要原因。部分飛機(jī)特別使用引擠吹出的氣流來增加附壁作用，用以提升力。美國波音的YC-14 及前蘇聯(lián) 的安-72 都是把噴射發(fā)動機(jī)裝在機(jī)翼上方的前面，配合襟，吹出的氣流可以提高低速時機(jī)翼的堇力。波音的 C-17運(yùn)輸機(jī) 亦有透過附壁作用增加升力，但所產(chǎn)砟的升力較少。直升機(jī)的「無尾螺旋」(NOTAR) 技術(shù)，亦是透過吹出空氣在機(jī)尾引起頄壁作用，造成推力平衡旋翼的作用力

用附壁效應(yīng)解釋升力/附壁效應(yīng) 編輯

推進(jìn)力(Thrust)是由飛機(jī)引擎產(chǎn)生的推進(jìn)力；阻力(Drag)是指空氣和飛機(jī)表面的相互作用而產(chǎn)生向後的力，簡單地說，阻力主要是指空氣的摩擦力，在正常飛行的情況下，小部份來自升力的水平分量；重力(Weight)是作用在飛機(jī)上的地心吸力；升力(Lift)是由飛機(jī)和空氣的相對運(yùn)動所產(chǎn)生偏向上方的力，在本文中，我們簡單地假設(shè)它絕對垂直于水平。除這四種力外，還有當(dāng)飛機(jī)需要改變方向時由機(jī)翼升降舵和尾翼方向舵所產(chǎn)生轉(zhuǎn)向的力，和相對比較小的空氣浮力。學(xué)生一般會容易明白為何會有推進(jìn)力、阻力和重力，但對于如何產(chǎn)生升力往往感到疑惑。很多高中物理課本會以柏努利定律(Bernoulli’s Principle)來說明升力產(chǎn)生的原因，但是部份課文內(nèi)容并不絕對正確，例如 Nolan (1993)、Culver (1993)、Griffin (2001) 和 Dobson & Grace (2002)，這些會在2.

附壁效應(yīng)圖冊

2和2.6兩部份裏討論。(Weltner, 1990a; Raskin, 1994; Waltham, 1998; Ea

附壁效應(yīng)圖冊

stlake, 2002)用了不同的方法來指出和糾正這些錯誤，當(dāng)中有用流體力學(xué)來運(yùn)算(Waltham, 1998)，亦有以電腦模擬運(yùn)算結(jié)果來說明翼型(或稱「空氣動力面」，Airfoil)上下的壓強(qiáng)差與飛行角度和速度的關(guān)系(NASA: FoilSim II)。但對於中學(xué)生來說，這些方法會比較艱深和抽象，以下我們會用現(xiàn)像論的方法來處理這些問題，當(dāng)中會介紹一些簡單的器材來說明產(chǎn)生升力的原因。柏努利定律在不可壓縮和無黏滯性的流體中，沿著某一流線﹙streamline﹚(Duncan, 1992)P + ρ g h +ρ v2 / 2 = 恒量 (1) 當(dāng)中 P 是流體靜態(tài)壓強(qiáng)，ρ是流體密度，g 是重力，h 是高度，v 是流體速率， ρv2/2是流體動態(tài)壓強(qiáng)。假設(shè)以上條件適用於空氣。當(dāng)飛機(jī)飛行時，機(jī)翼穿越空氣；經(jīng)過機(jī)翼上下的氣流的壓強(qiáng)和速率會有差別，經(jīng)過上面的氣流壓強(qiáng)較小，速率較快，此外ρ g h 的差別很小，我們可以將柏努利定律重寫可成：ΔP = (vU2 – vL2 ) ρ /2 (2) 當(dāng)中vU 是經(jīng)過機(jī)翼上面的氣流的速率，vL 是經(jīng)過機(jī)翼下面的氣流的速率，ΔP 是機(jī)翼上下的壓強(qiáng)差。作用於機(jī)翼不同方向的壓強(qiáng)，最後合成一個向上的力，這就是升力了。機(jī)翼在空氣中劃過的速率愈快，或是機(jī)翼的面積愈大時，所產(chǎn)生的升力就越大，而翼型的設(shè)計就是使流經(jīng)上下的氣流可產(chǎn)生更大的壓強(qiáng)差別。

錯誤概念/附壁效應(yīng) 編輯

高中物理課本大都會用翼型來演示柏努利定律的應(yīng)用，但是部份課文內(nèi)容把上下氣流速率的差別，說成是因為機(jī)翼上面的長度比下面的要長，上下氣流為了要同時在機(jī)翼後面會合，上面氣流的速率會較快（Nolan, 1993; Dobson & Grace, 2002）。這種解釋的出現(xiàn)很可能和翼型的形狀有關(guān)，部份課文甚至指翼型導(dǎo)致氣流速率的差別就是產(chǎn)生升力的的原因，它們忽略了平直的機(jī)翼也能導(dǎo)致氣流速率出現(xiàn)差別。這種說法亦不能解釋一些飛機(jī)為何能倒飛，而紙飛機(jī)更是和翼型扯不上任何關(guān)系。以下我們會以簡單的計算來證明「同時到達(dá)理論」的錯誤之處，然後在下一部份用一些簡單的實驗來說明產(chǎn)生升力主要原因。以波音747-400ER 為例：最大載重，W ≈ 400,000 kg主翼面積，A ≈ 525 m2巡航速率（於10700米高空），v ≈ 910 km h-1 （約等於253 m s-1）假設(shè)波音747-400ER的機(jī)翼底部是平的，下面經(jīng)過的氣流相對速率會和巡航速率一樣。VL = v ≈ 253 ms –1空氣密度（於10700米高空）= 0.38 kg/m3用算式（2）來計算，得出vU = 323 m s-1。如果「同時到達(dá)理論」是正確的話，氣流經(jīng)過機(jī)翼上下表面的速率和機(jī)翼上下表面的長度成正比。機(jī)翼頂部的長度：機(jī)翼底部的長度 = 323：253 = 1.28：1很明顯，機(jī)翼不可能有這樣的長度比例。在以上計算裏作了數(shù)項假設(shè)，當(dāng)中最不能成立的就是「同時到達(dá)」這說法。風(fēng)洞的實驗結(jié)果或電腦的模擬運(yùn)算都顯示：機(jī)翼頂部的氣流要比底部的氣流快很多到達(dá)機(jī)翼後沿，而不是同時到達(dá)(Waltham, 1998; Eastlake, 2002)。此外，以機(jī)翼頂部的長度和底部長度計算氣流速率的差別，會發(fā)現(xiàn)單靠這些因素根本不能產(chǎn)生足夠升力令飛機(jī)升空(Raskin, 1994；Anderson & Eberhardt, 2001)。