4610X-101-223空氣動力非對稱翼型低速翼型,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2-42),前緣半徑比較小,最大厚度的位置靠后,Xc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較多的翼型。

對提高臨界馬赫數有效并在跨音速區域中有較好空氣動力特性的翼型是超臨界翼型。這種翼聲速線弱激波分離區,型有較大的前緣半徑,kL翼面比較平坦,后部略較大。一旦出現局部超音速區,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,可以緩和激波誘導的附面層分離,從而大大減小跨音速激波的阻力。與層流翼型相比,它的跨音速氣動特性也比較好。

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2-8(i)、(j))。超音速飛行時在尖削的前緣會形成斜激波,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。

后掠機翼,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,并可以減小波阻。我們可以把后掠機翼想象成將一個平直機翼向后掠一個角度(x)安裝在機身上(見圖2-43)。氣流以速度″流過平直機翼時,速度鑼垂直機翼前緣,整個速度r都沿著翼弦方向流過,速度的大小發生變化羅以用來產生升力。所以整個速度″對產生升力都是有效的。但對后掠機翼情況就不同了。由于氣流速度秒的方向不與機翼前緣垂直,可以將速度v分解為垂直機翼前緣的速度鈔1和平行機翼前緣的速度v2o=v cos X;v2=v six/(見圖2-44)。o2沿機翼前緣平行的方向流動,速度大小不發生變化,對產生升力不起作用。只有速度o1在流過機翼的過程中,速度的大小不斷地發生變化,引起機翼表面壓力分布的變化,是產生升心前移,造成機頭自動上仰9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,造成飛機的橫向操縱性能不足。

后掠機翼結構的受力形式不好。特別是機翼根部三角區的結構受力復雜,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,一般都在30°左右,主要是用來提高臨界馬赫數。

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,入可達8~9。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)。當機翼展弦比人(4時,飛機的臨界馬赫數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。

小展弦比機翼在保證產生升力所需要的機翼面積的情況下,可以使翼型的弦長加長。而使機翼的展長縮短。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。另外,機翼展長縮短使沿杌翼前、后緣產生的激波也縮短了,氣流流過機翼時要穿透的激波長度減小了,波阻自然也就小了。

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。

渦流發生器和翼刀,渦流發生器渦流發生進附面層,加快附面層內越過,它的構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,在一側加速,另一側減速,在小翼段兩側造成壓力差,因而在小翼段的端部生成了很強的翼尖旋渦(見圖2-47)。這些旋渦將外部氣流中的高能量氣流帶人附面層,加快了附面層內氣流流動,有效地抑制附面層分離。

渦流發生器可以安裝在低速飛機的氣動力面上,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,改善飛機的跨音速空氣動力特性。

翼刀是一種較窄的刀條,平行于飛機的對稱面,垂直地安裝在機翼的表面上(見圖2-48)。在小迎角飛行時,翼下影響升力沿展向的分布,在迎角比較大,特別是接近臨界迎角時,翼刀起到了阻止后掠翼附面層氣流諂展向流動,防止翼梢部位附面層分離,改善后掠翼失速特性的作用。