高速飛機氣動外形的特點

1、3.6.7 高速飛機氣動外形的特點 亞音速飛機的飛行馬赫數(shù)一定要小于飛機的臨界馬赫數(shù)。所以，為了提高亞音速飛機的飛行速度，就必須提高飛機的臨界馬赫數(shù)，使飛機的飛行速度盡量向音速靠近，這種飛機就稱為高亞音速飛機。對于要進行超音速飛行的飛機，在氣動外形設(shè)計上要改善飛機的跨音速空氣動力特性，減小波阻，使之能很快通過跨音速區(qū)域進入超音速飛行。所以，高速飛機氣動外形變化的主要目的就是提高臨界馬赫數(shù)、改善飛機的跨音速空氣動力特性和減小波阻。1.采用薄翼型 高速飛機的機翼應采用相對厚度比較小（即比較扁平的）、最大厚度點位置向后移，大約為50%的薄翼型。 從式（2-5）可以知道，飛機的升力與升力系數(shù)CL和飛行

2、速度的平方成正比。低亞音速飛機的飛行速度比較小，為了得到足夠的升力，一般采用相對厚度、相對彎度比較大，最大厚度點靠前，大約30%的翼型，如圖2-42所示，這種翼型可以使氣流很快加速到最大速度，在低速飛行時得到比較大的升力系數(shù)CL。圖3-42 低速翼型 對于高速飛機來說，飛行速度大，為了得到足夠的升力并不需要大的升力系數(shù)CL，而是要提高臨界馬赫數(shù)和減小波阻。翼型的相對厚度越小，上翼面的氣流加速就越緩慢，速度增量就越小，可以有效地提高飛機的臨界馬赫數(shù)和飛機的最大平飛速度。另外，進入跨音速飛行后，產(chǎn)生的激波波阻會隨著翼型相對厚度的增加而增大，所以，采用薄翼型對減小跨音速飛行的波阻也是非常有利的。在前

3、面講到的為了保持層流附面層而采用的層流翼型（見圖3-21），前緣半徑比較小，最大厚度的位置靠后， 約為40%50%，上翼面氣流加速比較緩慢，壓力分布比較平坦，對提高臨界馬赫數(shù)也有作用。所以層流翼型比較適合高亞音速飛行，是高亞音速飛機采用教多大的翼型。對提高臨界馬赫數(shù)有效并在跨音速區(qū)域中有較好空氣動力特性的翼型是超臨界翼型。這種翼型有較大的前緣半徑，上翼面比較平坦，后部略向下彎（見圖3-43（b）。因為上翼面比較平坦，氣流加速比較緩慢，所以他的臨界馬赫數(shù)比較大。一旦出現(xiàn)局部超音速區(qū)，超音速氣流的膨脹加速也比較平緩，這就使得局部激波強度大大降低，并且局部激波的位置靠后，可以緩和激波誘導地點附面層分

4、離，從而大大減小了跨音速激波的阻力。與層流翼型相比，它的跨音速氣動特性也比較好。圖3-43 超臨界翼型和古典翼型的比較（a）古典翼型 （b）超臨界翼型超音速飛機的機翼翼型應該采用前緣尖削、相對厚度更小即更薄的翼型（見圖3-8（i）、（j）。超音速飛行時在尖削的前緣會形成激波，有利于減小波阻。翼型相對厚度的減小也會使波阻大大減小。圖中的菱形翼型減小波阻的效果最好。2.后掠機翼（1）后掠機翼的作用采用后掠機翼可以提高飛機的臨界馬赫數(shù)，并可以減小波阻。我們可以把后掠機翼想象成一個平直機翼向后掠一個角度（）安裝在機身上（見圖3-44）。氣流以速度流過平直機翼時，速度垂直機翼前緣，整個速度都沿著翼弦方向

5、流過，速度的大小發(fā)生了變化，以用來產(chǎn)生升力。所以整個速度對產(chǎn)生升力都是有效的。但對后掠機翼情況就不同了。由于氣流速度的方向不與機翼前緣垂直，可以將速度分解為垂直機翼前緣的速度和平行機翼前緣的速度。;（見圖3-44）。沿機翼前緣平行的方向流動，速度大小不發(fā)生變化，對產(chǎn)生升力不起作用。只有速度在流過機翼的過程中，速度的大小不斷地發(fā)生變化，引起機翼表面壓力分布的變化，是產(chǎn)生升力的有效速度。這樣。經(jīng)翼型加速的速度只是氣流的一部風cos，使這部分速度加速到當?shù)氐囊羲?，氣流的速度就可以比平直機翼更提高一些。所以。后掠機翼可以提高飛機的臨界馬赫數(shù)。后掠角越大，提高臨界馬赫數(shù)的效果越明顯。=30°時

6、，臨界馬赫數(shù)大約可以提高8%。圖3-44 流過平直機翼和后掠機翼的氣流速度（a）平直機翼 （b）后掠機翼采用后掠機翼還可以改善機翼的跨音速空氣動力特性，減小波阻。由于機翼向后掠一個角度，在機翼前緣和后緣形成一個激波相對氣流也向后傾斜一個角度，整個激波波面像一個箭頭，以銳角對著氣流（見圖3-45），這種形狀的激波產(chǎn)生的波阻要比平時平直機翼上激波產(chǎn)生的波阻小一些。能起到減小波阻作用的后掠機翼后掠角都比較大，一般在35°60°之間。圖3-45 大后掠角機翼上形成的箭頭形斜激波面1-激波面(2)采用后掠機翼帶來的問題首先，后掠機翼的低速特性不好。與平直機翼相比，后掠機翼用來產(chǎn)生升力

7、的有效速度減小了，升力系數(shù)和阻力系數(shù)也都減小了。這樣在低速飛行時，就不能產(chǎn)生足夠的升力，低速特性不如平直機翼好。起飛和著陸的速度大，滑跑距離長。后掠機翼的失速特性不好。氣流流過后掠機翼時，由于平行機翼前緣的分速度sin沿著展向流動，使翼梢部位的附面層比翼根部位的厚，造成附面層分離首先在翼梢部位發(fā)生。附面層分離首先發(fā)生在翼梢部位，會帶來兩個主要問題：首先，由于機翼具有一定的后掠角，翼梢部位的附面層分離后，而翼根部位的附面層還沒有分離，就會是機翼壓力中心前移，造成機頭自動上仰，迎角增大，附面層進一步分離，最后導致飛機大迎角失速。翼梢部位的附面層先分離帶來的另一個問題是大大降低了副翼的操縱效率，造成

8、飛機的橫向操縱性能不足。后掠機翼機構(gòu)的受力形式不好。特別是機翼根部三角區(qū)的結(jié)構(gòu)受力復雜，承受扭矩比較大，機翼后梁與機身的接頭受力比較大。所以，高亞音速民用運輸機采用的后掠機翼的后掠角不會太大，一般在30°左右，主要是用來提高臨界馬赫數(shù)。3.小展弦比機翼為了減小誘導阻力，亞音速飛機通常采用大展弦比機翼，可達89。但進行跨音速和超音速飛行的飛機，展弦比大大減小，成為小展弦比機翼（見圖2-46）。當機翼展弦比4時，飛機的臨界馬赫數(shù)可以得到較大的提高，跨音速飛行急劇增加的阻力也可以得到減緩。圖3-46 小展弦比戰(zhàn)斗機小展弦比機翼在保證產(chǎn)生升力所需要的機翼面積的情況下，可以使機翼的弦長加長，而

9、使機翼的展長縮短。弦長較長就可以在翼型最大厚度不變的情況下，減小翼型的相對厚度，使氣流在翼型表面加速緩慢，從而提高臨界馬赫數(shù)。另外，機翼展長縮短使沿機翼前、后緣產(chǎn)生的激波也縮短了，氣流流過機翼時要穿透的激波長度減小了，波阻自然也減小了。小展弦比機翼也有不足之處，在低速飛行時，它的誘導阻力大，起飛著陸性能也不太好。 除了小展弦比機翼外，超音速飛機還可以采用大后掠機翼和三角形機翼。4.渦流發(fā)生器和翼刀（1）渦流發(fā)生器渦流發(fā)生器是利用漩渦從外部氣流中將能量帶進附面層，加快附面層內(nèi)氣流流動，防止氣流分離的裝置。它的構(gòu)造是一種低展弦比小翼段，垂直地安裝在它們起作用的氣動力面上，可以成對交錯排列，也可以單個地都按一個方向排列。但小翼段都應與來流形成一定的迎角。當氣流以一定的迎角流過小翼段時，在一側(cè)加速，另一側(cè)減速，在小翼段兩側(cè)造成壓力差，因而在小翼段的端部生成了很強的翼尖漩渦（見圖3-47）。這些漩渦將外部氣流中的高能量氣流帶入附面層，加快了附面層內(nèi)器流流動，有效的抑制附面層分離。圖3-47 渦流發(fā)生器渦流發(fā)生器可以安裝在低速飛機的氣動面上，起到防止附面層分離和增升的效果，也可以用在高亞音速和跨音速飛機上，防止或減弱激波誘導的附面層分離，推遲波阻的急劇增加和減緩波阻增加的趨勢，改善飛機