飞机机电设备维修《高速飞机气动外形的特点》

高速飞机气动外形的特点亚音速飞机的飞行马赫数一定要小于飞机的临界马赫数。所以，为了提高亚音速飞机的飞行速度，就必须提高飞机的临界马赫数，使飞机的飞行速度尽量向音速靠近，这种飞机就称为高亚音速飞机。对于要进行超音速飞行的飞机，在气动外形设计上要改善飞机的跨音速空气动力特性，减小波阻，使之能很快通过跨音速区域进入超音速飞行。所以，高速飞机气动外形变化的主要目的就是提高临界马赫数、改善飞机的跨音速空气动力特性和减小波阻。1采用薄翼型高速飞机的机翼应采用相对厚度比较小〔即比较扁平的〕、最大厚度点位置向后移，大约为50%的薄翼型。Xc从式〔2-5〕可以知道，飞机的升力与升力系数C和飞L行速度的平方成正比。低亚音速飞机的飞行速度比较小，为了得到足够的升力，一般采用相对厚度、相对弯度比较大，最大厚度点靠前，大约30%的翼型，如图2-42所示，这种翼型可Xc以使气流很快加速到最大速度，在低速飞行时得到比较大的升力系数C。L图3-42低速翼型对于高速飞机来说，飞行速度大，为了得到足够的升力并不需要大的升力系数C，而是要提高临界马赫数和减小波阻。L翼型的相对厚度越小，上翼面的气流加速就越缓慢，速度增量就越小，可以有效地提高飞机的临界马赫数和飞机的最大平飞速度。另外，进入跨音速飞行后，产生的激波波阻会随着翼型相对厚度的增加而增大，所以，采用薄翼型对减小跨音速飞行的波阻也是非常有利的。在前面讲到的为了保持层流附面层而采用的层流翼型〔见图3-21〕，前缘半径比较小，最大厚度的位置靠后，约为Xc40%~50%，上翼面气流加速比较缓慢，压力分布比较平坦，对提高临界马赫数也有作用。所以层流翼型比较适合高亚音速飞行，是高亚音速飞机采用教多大的翼型。对提高临界马赫数有效并在跨音速区域中有较好空气动力特性的翼型是超临界翼型。这种翼型有较大的前缘半径，上翼面比较平坦，后部略向下弯〔见图3-43〔b〕〕。因为上翼面比较平坦，气流加速比较缓慢，所以他的临界马赫数比较大。一旦出现局部超音速区，超音速气流的膨胀加速也比较平缓，这就使得局部激波强度大大降低，并且局部激波的位置靠后，可以缓和激波诱导地点附面层别离，从而大大减小了跨音速激波的阻力。与层流翼型相比，它的跨音速气动特性也比较好。图3-43超临界翼型和古典翼型的比较〔〕古典翼型〔b〕超临界翼型超音速飞机的机翼翼型应该采用前缘尖削、相对厚度更小即更薄的翼型〔见图3-8〔ij〕〕。超音速飞行时在尖削的前缘会形成激波，有利于减小波阻。翼型相对厚度的减小也会使波阻大大减小。图中的菱形翼型减小波阻的效果最好。2后掠机翼〔1〕后掠机翼的作用采用后掠机翼可以提高飞机的临界马赫数，并可以减小波阻。我们可以把后掠机翼想象成一个平直机翼向后掠一个角度〔χ〕安装在机身上〔见图3-44〕。气流以速度ν流过平直机翼时，速度ν垂直机翼前缘，整个速度ν都沿着翼弦方向流过，速度的大小发生了变化，以用来产生升力。所以整个速度ν对产生升力都是有效的。但对后掠机翼情况就不同了。由于气流速度ν的方向不与机翼前缘垂直，可以将速度ν分解为垂直机翼前缘的速度ν₁和平行机翼前缘的速度ν₂。;₁cos〔见图3-44₂沿机翼前缘平行的方向流动，速度₂sin大小不发生变化，对产生升力不起作用。只有速度ν₁在流过机翼的过程中，速度的大小不断地发生变化，引起机翼外表压力分布的变化，是产生升力的有效速度。这样。经翼型加速的速度只是气流的一部风νcosχ，使这局部速度加速到当地的音速，气流的速度ν就可以比平直机翼更提高一些。所以。后掠机翼可以提高飞机的临界马赫数。后掠角越大，提高临界马赫数的效果越明显。χ=30°时，临界马赫数大约可以提高8%。图3-44流过平直机翼和后掠机翼的气流速度〔〕平直机翼〔b〕后掠机翼采用后掠机翼还可以改善机翼的跨音速空气动力特性，减小波阻。由于机翼向后掠一个角度，在机翼前缘和后缘形成一个激波相对气流也向后倾斜一个角度，整个激波波面像一个箭头，以锐角对着气流〔见图3-45〕，这种形状的激波产生的波阻要比平时平直机翼上激波产生的波阻小一些。能起到减小波阻作用的后掠机翼后掠角都比较大，一般在35°~60°之间。图3-45大后掠角机翼上形成的箭头形斜激波面1-激波面2采用后掠机翼带来的问题①首先，后掠机翼的低速特性不好。与平直机翼相比，后掠机翼用来产生升力的有效速度减小了，升力系数和阻力系数也都减小了。这样在低速飞行时，就不能产生足够的升力，低速特性不如平直机翼好。起飞和着陆的速度大，滑跑距离长。②后掠机翼的失速特性不好。气流流过后掠机翼时，由于平行机翼前缘的分速度νsinχ沿着展向流动，使翼梢部位的附面层比翼根部位的厚，造成附面层别离首先在翼梢部位发生。附面层别离首先发生在翼梢部位，会带来两个主要问题：首先，由于机翼具有一定的后掠角，翼梢部位的附面层别离后，而翼根部位的附面层还没有别离，就会是机翼压力中心前移，造成机头自动上仰，迎角增大，附面层进一步别离，最后导致飞机大迎角失速。翼梢部位的附面层先别离带来的另一个问题是大大降低了副翼的操纵效率，造成飞机的横向操纵性能缺乏。③后掠机翼机构的受力形式不好。特别是机翼根部三角区的结构受力复杂，承受扭矩比较大，机翼后梁与机身的接头受力比较大。所以，高亚音速民用运输机采用的后掠机翼的后掠角不会太大，一般在30°左右，主要是用来提高临界马赫数。3小展弦比机翼为了减小诱导阻力，亚音速飞机通常采用大展弦比机翼，λ可达8~9。但进行跨音速和超音速飞行的飞机，展弦比大大减小，成为小展弦比机翼〔见图2-46〕。当机翼展弦比λ＜4时，飞机的临界马赫数可以得到较大的提高，跨音速飞行急剧增加的阻力也可以得到减缓。图3-46小展弦比战斗机小展弦比机翼在保证产生升力所需要的机翼面积的情况下，可以使机翼的弦长加长，而使机翼的展长缩短。弦长较长就可以在翼型最大厚度不变的情况下，减小翼型的相对厚度，使气流在翼型外表加速缓慢，从而提高临界马赫数。另外，机翼展长缩短使沿机翼前、后缘产生的激波也缩短了，气流流过机翼时要穿透的激波长度减小了，波阻自然也减小了。小展弦比机翼也有缺乏之处，在低速飞行时，它的诱导阻力大，起飞着陆性能也不太好。除了小展弦比机翼外，超音速飞机还可以采用大后掠机翼和三角形机翼。4涡流发生器和翼刀〔1〕涡流发生器涡流发生器是利用漩涡从外部气流中将能量带进附面层，加快附面层内气流流动，防止气流别离的装置。它的构造是一种低展弦比小翼段，垂直地安装在它们起作用的气动力面上，可以成对交错排列，也可以单个地都按一个方向排列。但小翼段都应与来流形成一定的迎角。当气流以一定的迎角流过小翼段时，在一侧加速，另一侧减速，在小翼段两侧造成压力差，因而在小翼段的端部生成了很强的翼尖漩涡〔见图3-47〕。这些漩涡将外部气流中的高能量气流带入附面层，加快了附面层内器流流动，有效的抑制附面层别离。图3-47涡流发生器涡流发生器可以安装在低速飞机的气动面上，起到防止附面层别离和增升的效果，也可以用在高亚音速和跨音速飞机上，防止或减弱激波诱导的附面层别离，推迟波阻的急剧增加和减缓波阻增加的趋势，改善飞机