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

高速飛機(jī)氣動外形的特點(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)。對于要進(jìn)行超音速飛行的飛機(jī)，在氣動外形設(shè)計上要改善飛機(jī)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(jìn)入超音速飛行。所以，高速飛機(jī)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(jī)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(jī)的機(jī)翼應(yīng)采用相對厚度比較小〔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，一般采用相對厚度、相對彎度比較大，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，在低速飛行時得到比較大的升力系數(shù)C。L圖3-42低速翼型對于高速飛機(jī)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)C，而是要提高臨界馬赫數(shù)和減小波阻。L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(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?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、相對厚度更小即更薄的翼型〔見圖3-8〔ij〕〕。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(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)翼想象成一個平直機(jī)翼向后掠一個角度〔χ〕安裝在機(jī)身上〔見圖3-44〕。氣流以速度ν流過平直機(jī)翼時，速度ν垂直機(jī)翼前緣，整個速度ν都沿著翼弦方向流過，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ν對產(chǎn)生升力都是有效的。但對后掠機(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，速度?sin大小不發(fā)生變化，對產(chǎn)生升力不起作用。只有速度ν?在流過機(jī)翼的過程中，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，臨界馬赫數(shù)大約可以提高8%。圖3-44流過平直機(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)翼的跨音速空氣動力特性，減小波阻。由于機(jī)翼向后掠一個角度，在機(jī)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(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，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。②后掠機(jī)翼的失速特性不好。氣流流過后掠機(jī)翼時，由于平行機(jī)翼前緣的分速度νsinχ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，會帶來兩個主要問題：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，就會是機(jī)翼壓力中心前移，造成機(jī)頭自動上仰，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的另一個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(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，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)翼的弦長加長，而使機(jī)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，使氣流在翼型外表加速緩慢，從而提高臨界馬赫數(shù)。另外，機(jī)翼展長縮短使沿機(jī)翼前、后緣產(chǎn)生的激波也縮短了，氣流流過機(jī)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(jī)翼也有缺乏之處，在低速飛行時，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，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(yīng)與來流形成一定的迎角。當(dāng)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(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，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，改善飛機(jī)