4610X-101-223空气动力非对称翼型低速翼型,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2-42),前缘半径比较小,最大厚度的位置靠后,Xc约为40%~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较多的翼型。

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。这种翼声速线弱激波分离区,型有较大的前缘半径,kL翼面比较平坦,后部略较大。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,可以缓和激波诱导的附面层分离,从而大大减小跨音速激波的阻力。与层流翼型相比,它的跨音速气动特性也比较好。

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2-8(i)、(j))。超音速飞行时在尖削的前缘会形成斜激波,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。

后掠机翼,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将一个平直机翼向后掠一个角度(x)安装在机身上(见图2-43)。气流以速度″流过平直机翼时,速度锣垂直机翼前缘,整个速度r都沿着翼弦方向流过,速度的大小发生变化罗以用来产生升力。所以整个速度″对产生升力都是有效的。但对后掠机翼情况就不同了。由于气流速度秒的方向不与机翼前缘垂直,可以将速度v分解为垂直机翼前缘的速度钞1和平行机翼前缘的速度v2o=v cos X;v2=v six/(见图2-44)。o2沿机翼前缘平行的方向流动,速度大小不发生变化,对产生升力不起作用。只有速度o1在流过机翼的过程中,速度的大小不断地发生变化,引起机翼表面压力分布的变化,是产生升心前移,造成机头自动上仰9迎角增大,附面层进一步分离,最后导致飞机大迎角失速。翼梢部位的附面层先分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不足。

后掠机翼结构的受力形式不好。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,一般都在30°左右,主要是用来提高临界马赫数。

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,入可达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)。当机翼展弦比人(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。

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,可以使翼型的弦长加长。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,使气流在翼型表面加速缓慢,从而提高临界马赫数。另外,机翼展长缩短使沿杌翼前、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,波阻自然也就小了。

小展弦比机翼也有不足之处,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。

涡流发生器和翼刀,涡流发生器涡流发生进附面层,加快附面层内越过,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旋涡(见图2-47)。这些旋涡将外部气流中的高能量气流带人附面层,加快了附面层内气流流动,有效地抑制附面层分离。

涡流发生器可以安装在低速飞机的气动力面上,起到防止附面层分离和增升的效果,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分离,推迟波阻的急剧增加和减缓波阻增加的趋势,改善飞机的跨音速空气动力特性。

翼刀是一种较窄的刀条,平行于飞机的对称面,垂直地安装在机翼的表面上(见图2-48)。在小迎角飞行时,翼下影响升力沿展向的分布,在迎角比较大,特别是接近临界迎角时,翼刀起到了阻止后掠翼附面层气流谄展向流动,防止翼梢部位附面层分离,改善后掠翼失速特性的作用。