飛機(jī)機(jī)電設(shè)備維修《高速飛機(jī)氣動(dòng)外形的特點(diǎn)》

高速飛機(jī)氣動(dòng)外形的特點(diǎn)亞音速飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)一定要小于飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)。所以，為了提高亞音速飛機(jī)的飛行速度，就必須提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)，使飛機(jī)的飛行速度盡量向音速靠近，這種飛機(jī)就稱為高亞音速飛機(jī)。對(duì)于要進(jìn)行超音速飛行的飛機(jī)，在氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)上要改善飛機(jī)的跨音速空氣動(dòng)力特性，減小波阻，使之能很快通過(guò)跨音速區(qū)域進(jìn)入超音速飛行。所以，高速飛機(jī)氣動(dòng)外形變化的主要目的就是提高臨界馬赫數(shù)、改善飛機(jī)的跨音速空氣動(dòng)力特性和減小波阻。1采用薄翼型高速飛機(jī)的機(jī)翼應(yīng)采用相對(duì)厚度比較小〔即比較扁平的〕、最大厚度點(diǎn)位置向后移，大約為50%的薄翼型。Xc從式〔2-5〕可以知道，飛機(jī)的升力與升力系數(shù)C和飛L行速度的平方成正比。低亞音速飛機(jī)的飛行速度比較小，為了得到足夠的升力，一般采用相對(duì)厚度、相對(duì)彎度比較大，最大厚度點(diǎn)靠前，大約30%的翼型，如圖2-42所示，這種翼型可Xc以使氣流很快加速到最大速度，在低速飛行時(shí)得到比較大的升力系數(shù)C。L圖3-42低速翼型對(duì)于高速飛機(jī)來(lái)說(shuō)，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)C，而是要提高臨界馬赫數(shù)和減小波阻。L翼型的相對(duì)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(jī)的臨界馬赫數(shù)和飛機(jī)的最大平飛速度。另外，進(jìn)入跨音速飛行后，產(chǎn)生的激波波阻會(huì)隨著翼型相對(duì)厚度的增加而增大，所以，采用薄翼型對(duì)減小跨音速飛行的波阻也是非常有利的。在前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Xc40%~50%，上翼面氣流加速比較緩慢，壓力分布比較平坦，對(duì)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(jī)采用教多大的翼型。對(duì)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(dòng)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?yàn)樯弦砻姹容^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(qiáng)度大大降低，并且局部激波的位置靠后，可以緩和激波誘導(dǎo)地點(diǎn)附面層別離，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(dòng)特性也比較好。圖3-43超臨界翼型和古典翼型的比較〔〕古典翼型〔b〕超臨界翼型超音速飛機(jī)的機(jī)翼翼型應(yīng)該采用前緣尖削、相對(duì)厚度更小即更薄的翼型〔見圖3-8〔ij〕〕。超音速飛行時(shí)在尖削的前緣會(huì)形成激波，有利于減小波阻。翼型相對(duì)厚度的減小也會(huì)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(jī)翼〔1〕后掠機(jī)翼的作用采用后掠機(jī)翼可以提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)，并可以減小波阻。我們可以把后掠機(jī)翼想象成一個(gè)平直機(jī)翼向后掠一個(gè)角度〔χ〕安裝在機(jī)身上〔見圖3-44〕。氣流以速度ν流過(guò)平直機(jī)翼時(shí)，速度ν垂直機(jī)翼前緣，整個(gè)速度ν都沿著翼弦方向流過(guò)，速度的大小發(fā)生了變化，以用來(lái)產(chǎn)生升力。所以整個(gè)速度ν對(duì)產(chǎn)生升力都是有效的。但對(duì)后掠機(jī)翼情況就不同了。由于氣流速度ν的方向不與機(jī)翼前緣垂直，可以將速度ν分解為垂直機(jī)翼前緣的速度ν?和平行機(jī)翼前緣的速度ν?。;?cos〔見圖3-44?沿機(jī)翼前緣平行的方向流動(dòng)，速度?sin大小不發(fā)生變化，對(duì)產(chǎn)生升力不起作用。只有速度ν?在流過(guò)機(jī)翼的過(guò)程中，速度的大小不斷地發(fā)生變化，引起機(jī)翼外表壓力分布的變化，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(fēng)νcosχ，使這局部速度加速到當(dāng)?shù)氐囊羲?，氣流的速度ν就可以比平直機(jī)翼更提高一些。所以。后掠機(jī)翼可以提高飛機(jī)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。χ=30°時(shí)，臨界馬赫數(shù)大約可以提高8%。圖3-44流過(guò)平直機(jī)翼和后掠機(jī)翼的氣流速度〔〕平直機(jī)翼〔b〕后掠機(jī)翼采用后掠機(jī)翼還可以改善機(jī)翼的跨音速空氣動(dòng)力特性，減小波阻。由于機(jī)翼向后掠一個(gè)角度，在機(jī)翼前緣和后緣形成一個(gè)激波相對(duì)氣流也向后傾斜一個(gè)角度，整個(gè)激波波面像一個(gè)箭頭，以銳角對(duì)著氣流〔見圖3-45〕，這種形狀的激波產(chǎn)生的波阻要比平時(shí)平直機(jī)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(jī)翼后掠角都比較大，一般在35°~60°之間。圖3-45大后掠角機(jī)翼上形成的箭頭形斜激波面1-激波面2采用后掠機(jī)翼帶來(lái)的問題①首先，后掠機(jī)翼的低速特性不好。與平直機(jī)翼相比，后掠機(jī)翼用來(lái)產(chǎn)生升力的有效速度減小了，升力系數(shù)和阻力系數(shù)也都減小了。這樣在低速飛行時(shí)，就不能產(chǎn)生足夠的升力，低速特性不如平直機(jī)翼好。起飛和著陸的速度大，滑跑距離長(zhǎng)。②后掠機(jī)翼的失速特性不好。氣流流過(guò)后掠機(jī)翼時(shí)，由于平行機(jī)翼前緣的分速度νsinχ沿著展向流動(dòng)，使翼梢部位的附面層比翼根部位的厚，造成附面層別離首先在翼梢部位發(fā)生。附面層別離首先發(fā)生在翼梢部位，會(huì)帶來(lái)兩個(gè)主要問題：首先，由于機(jī)翼具有一定的后掠角，翼梢部位的附面層別離后，而翼根部位的附面層還沒有別離，就會(huì)是機(jī)翼壓力中心前移，造成機(jī)頭自動(dòng)上仰，迎角增大，附面層進(jìn)一步別離，最后導(dǎo)致飛機(jī)大迎角失速。翼梢部位的附面層先別離帶來(lái)的另一個(gè)問題是大大降低了副翼的操縱效率，造成飛機(jī)的橫向操縱性能缺乏。③后掠機(jī)翼機(jī)構(gòu)的受力形式不好。特別是機(jī)翼根部三角區(qū)的結(jié)構(gòu)受力復(fù)雜，承受扭矩比較大，機(jī)翼后梁與機(jī)身的接頭受力比較大。所以，高亞音速民用運(yùn)輸機(jī)采用的后掠機(jī)翼的后掠角不會(huì)太大，一般在30°左右，主要是用來(lái)提高臨界馬赫數(shù)。3小展弦比機(jī)翼為了減小誘導(dǎo)阻力，亞音速飛機(jī)通常采用大展弦比機(jī)翼，λ可達(dá)8~9。但進(jìn)行跨音速和超音速飛行的飛機(jī)，展弦比大大減小，成為小展弦比機(jī)翼〔見圖2-46〕。當(dāng)機(jī)翼展弦比λ＜4時(shí)，飛機(jī)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(jī)小展弦比機(jī)翼在保證產(chǎn)生升力所需要的機(jī)翼面積的情況下，可以使機(jī)翼的弦長(zhǎng)加長(zhǎng)，而使機(jī)翼的展長(zhǎng)縮短。弦長(zhǎng)較長(zhǎng)就可以在翼型最大厚度不變的情況下，減小翼型的相對(duì)厚度，使氣流在翼型外表加速緩慢，從而提高臨界馬赫數(shù)。另外，機(jī)翼展長(zhǎng)縮短使沿機(jī)翼前、后緣產(chǎn)生的激波也縮短了，氣流流過(guò)機(jī)翼時(shí)要穿透的激波長(zhǎng)度減小了，波阻自然也減小了。小展弦比機(jī)翼也有缺乏之處，在低速飛行時(shí)，它的誘導(dǎo)阻力大，起飛著陸性能也不太好。除了小展弦比機(jī)翼外，超音速飛機(jī)還可以采用大后掠機(jī)翼和三角形機(jī)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(jìn)附面層，加快附面層內(nèi)氣流流動(dòng)，防止氣流別離的裝置。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(dòng)力面上，可以成對(duì)交錯(cuò)排列，也可以單個(gè)地都按一個(gè)方向排列。但小翼段都應(yīng)與來(lái)流形成一定的迎角。當(dāng)氣流以一定的迎角流過(guò)小翼段時(shí)，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(qiáng)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(dòng)，有效的抑制附面層別離。圖3-47渦流發(fā)生器渦流發(fā)生器可以安裝在低速飛機(jī)的氣動(dòng)面上，起到防止附面層別離和增升的效果，也可以用在高亞音速和跨音速飛機(jī)上，防止或減弱激波誘導(dǎo)的附面層別離，推遲波阻的急劇增加和減緩波阻增加的趨勢(shì)，改善飛機(jī)