|
20世纪60年代初，为了提高亚声速商用飞机的效率，需要尽量延迟阻力激增马赫数。1967年，美国国家航空航天局（NASA）兰利研究中心的理查德?惠特科姆（Richard T.Whitcomb）提出了“超临界翼型”。这种翼型属于双凸翼型的一种，看起来像一个倒置的层流翼型，即下表面鼓起，而上表面较为平坦。 今天我们就聊聊超临界翼型。 在给定的来流马赫数下，在翼型上表面总存在某一点，其当地速度为上表面的最大值。在这一点上，当地速度总是随着来流马赫数的增加而持续增加。当该点的当地马赫数达到1时，对应的来流马赫数称为临界马赫数Macr。临界马赫数取决于外形的几何形状和迎角。对于给定的翼型，临界马赫数通常随着迎角的增加而降低。 随着来流马赫数超过Macr，在翼型表面有不止一个点的当地速度超过声速，将会出现一块当地马赫数大于1的区域。由于翼型后面的流动马赫数必须等于来流马赫数（亚声速），超声速区最终以一道激波结束。对于普通翼型，这将诱导出显著的流动分离，导致阻力系数的迅速增加。翼型表面形成的激波一方面将导致流动分离、升力损失和阻力的增加，另一个方面，由于机翼发生分离后其表面脱落的非定常湍流会引起平尾的抖振现象。 对于超临界翼型，大量减小上表面中间区域曲线的曲率将降低激波的强度和影响范围，因此激波阻力相应地减小了，更重要的是分离大大地推迟了。由于减小了上表面的曲率，升力将有所损失，这将由超临界翼型后段的大弯度来补充。超临界翼型能大大提高临界马赫数和阻力发散马赫数。 超临界机翼具有以下3方面优势： （1）在机翼厚度比和后掠角不变的情况下，可以将阻力激增马赫数提高0.05。在不增加结构重量的情况下提高飞机速度，可以降低飞机的直接运营成本。上述成果是在燃油消耗几乎相同的条件下获得的。 （2）对于给定的阻力激增马赫数和后掠角，可以采用较厚的机翼（会使翼型阻力有所增加），增加机翼容积，也可以显著降低机翼重量，或者提高机翼展弦比。 （3）对于给定的阻力激增马赫数和厚度比，可以减少机翼后掠角，从而提高最大升力和起飞、着陆状态的升阻比，提高设计巡航升力系数，并且对于给定的展弦比，可以减轻机翼重量。 当然，超临界机翼也有缺点，机翼后部弯度大，导致低头力矩过高，于是需要提高尾翼载进行配平，进而导致增大所需的机翼升力，而随着升力增大，阻力激增马赫数会显著减小，从而部分丧失超临界机翼的阻力激增马赫数提高带来的好处。其他缺点还包括：后部上下表面存在陡峭的逆压梯度，机翼后部相对较薄，结构设计困难，增升装置安装不便。
部分内容摘自：《民用客机发展演变》、《飞机的性能、稳定性、动力学与控制》 |
|
|
