[科普中國(guó)]-低阻翼型

簡(jiǎn)介

翼型指飛機(jī)機(jī)翼或尾翼的橫剖面形狀。低阻層流翼型是為使翼表面的附面層保持大范圍的層流，借以減小阻力而設(shè)計(jì)的翼型。流線型良好的翼型在小迎角下的阻力主要是摩擦阻力，由于層流摩阻比紊流摩阻小，所以擴(kuò)大翼表面的層流區(qū)域，推遲轉(zhuǎn)捩可以減小翼型的最小阻力。例如在相同雷諾數(shù)(6×106)下，普通翼型NACA0012的最小阻力系數(shù)為0.0058，層流翼型NACA651-012的則僅為0.0040。翼表面的順壓流動(dòng)有利于保持層流，通過(guò)解析方法可以使翼型具有理想的壓力分布，從而保持大范圍的層流，成為低阻層流翼型。

低阻翼型外形特點(diǎn)是最大厚度靠后，前緣半徑較小，這意味最小壓力位置后移。由于理想的壓力分布只是在一定的迎角范圍(相應(yīng)于設(shè)計(jì)升力系數(shù)附近)內(nèi)才能實(shí)現(xiàn)，因此低阻特性也有范圍，超出這個(gè)范圍時(shí)，阻力將迅速增加(見(jiàn)右圖)。翼型厚度愈小，低阻范圍愈窄。為了保持層流，翼表面粗糙度必須很小，要求氣動(dòng)光滑，這給層流機(jī)翼的表面加工和維護(hù)帶來(lái)困難。實(shí)際飛行時(shí)，由于氣流的三維效應(yīng)以及發(fā)動(dòng)機(jī)、螺旋槳和其它部件的干擾，機(jī)翼的層流特性是很容易破壞的。

層流翼型的壓力分布比較平坦，一般不存在負(fù)壓峰，這對(duì)提高臨界馬赫數(shù)有利。所以層流翼型比較適合高亞音速飛行，是成功的亞音速翼型。目前仍在廣泛的使用中。1

層流減阻原理層流減阻技術(shù)包括控制層流減阻技術(shù)和自然層流減阻技術(shù)兩類。

控制層流減阻技術(shù)控制層流減阻技術(shù)的本質(zhì)是通過(guò)改變局部流動(dòng)來(lái)控制流體動(dòng)力，延緩氣流的分離，從而達(dá)到減小阻力的目的。在機(jī)翼表面加實(shí)體鼓包是常用的控制層流減阻方法。實(shí)體鼓包是一個(gè)凸起的形面，為了便于進(jìn)行加工和維護(hù)，實(shí)體鼓包一般加在機(jī)翼的上表面。實(shí)體鼓包的減阻原理是：在一定條件下它可以減小翼型上表面激波的強(qiáng)度，從而使總壓的損失降低。加裝實(shí)體鼓包是一種經(jīng)濟(jì)、有效、且加工維護(hù)方便的控制層流減阻技術(shù)。由于目前控制層流減阻技術(shù)還不夠成熟，且維護(hù)成本較高，在實(shí)際設(shè)計(jì)和生產(chǎn)中還無(wú)法得到廣泛的應(yīng)用。

自然層流減阻技術(shù)自然層流(Natural Laminar Flow, NLF)減阻技術(shù)是指通過(guò)對(duì)翼型以及機(jī)翼的優(yōu)化設(shè)計(jì)使得機(jī)翼表面附面層保持大面積的層流，從而達(dá)到減小阻力的目的。隨著近年來(lái)航空材料工藝和制造技術(shù)的發(fā)展，在設(shè)計(jì)出滿足飛機(jī)氣動(dòng)性能要求的翼型基礎(chǔ)上，加入自然層流減阻設(shè)計(jì)己經(jīng)能夠?qū)崿F(xiàn)。這樣便出現(xiàn)了氣動(dòng)性能更加優(yōu)良的自然層流翼型的概念，其優(yōu)良的氣動(dòng)特性預(yù)示了其光輝的應(yīng)用前景。2

層流翼型的發(fā)展與應(yīng)用從1930年開始，一批空氣動(dòng)力學(xué)家在理論和試驗(yàn)研究的基礎(chǔ)上提出了層流翼型設(shè)計(jì)這一概念。層流翼型是指在正常使用的迎角范圍內(nèi)，翼型上表面的順壓梯度能保持到較大的弦長(zhǎng)范圍，而且沒(méi)有負(fù)壓力峰，使附面層流動(dòng)能保持較長(zhǎng)層流段的翼型。層流翼型的設(shè)計(jì)方法與超臨界翼型設(shè)計(jì)方法比較接近。美國(guó)航空咨詢委員會(huì)(National Advisory Committee for Aeronautics,NACA)在1945年左右發(fā)布了新的翼型族NACA1系-7系翼型，其中NACA6系層流翼型最為成功，在高速飛機(jī)上得到了廣泛的應(yīng)用。NACA 6系層流翼型的基本厚度分布是根據(jù)所需要的雷諾數(shù)、臨界馬赫數(shù)以及最大升力系數(shù)設(shè)計(jì)的，該系翼型的中弧線則是根據(jù)預(yù)定的載荷分布設(shè)計(jì)的。其設(shè)計(jì)思想是盡量使翼型上的最低壓力點(diǎn)向后靠，以加長(zhǎng)順壓梯度段的長(zhǎng)度，努力保持翼型的邊界層為層流，以達(dá)到降低翼型總摩擦阻力的目的。NACA6系和改進(jìn)的NACA 6A系層流翼型后來(lái)被廣泛應(yīng)用于高亞聲速飛機(jī)和超聲速飛機(jī)上。

本田公司研制出的Honda Jet型公務(wù)機(jī)，己經(jīng)成功的使用自然層流技術(shù)設(shè)計(jì)的機(jī)翼。大量的分析和風(fēng)洞試驗(yàn)表明，Honda Jet的NLF機(jī)翼實(shí)現(xiàn)了對(duì)機(jī)翼阻力的有效降低。在機(jī)翼表面的層流越大，其阻力變得越小。為了取得較大的層流，Honda Jet機(jī)翼采用了整體機(jī)翼成型技術(shù)，盡可能的減少了部件數(shù)量。此外，機(jī)翼的前緣結(jié)構(gòu)也能夠降低大約13.5%的阻力。

Aerion公司的Aerion SBJ是即將投入生產(chǎn)和使用的超聲速自然層流公務(wù)機(jī)，該公司的技術(shù)團(tuán)隊(duì)?wèi)?yīng)用自然層流技術(shù)設(shè)計(jì)出了無(wú)后掠超聲速機(jī)翼。技術(shù)主管特蕾西聲稱，他們?cè)O(shè)計(jì)的這種超聲速機(jī)翼，上表面層流覆蓋面積能達(dá)到70%，下表面能達(dá)到100%。這種設(shè)計(jì)方案的另外一個(gè)優(yōu)點(diǎn)在于，由于不采用后掠機(jī)翼，飛機(jī)低速氣動(dòng)性能要遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于大多數(shù)采用箭形機(jī)翼或者三角翼布局的超聲速商務(wù)公務(wù)機(jī)，這將大大縮短該飛機(jī)的起飛和著陸距離。采用層流機(jī)翼設(shè)計(jì)的該超聲速商務(wù)公務(wù)機(jī)僅需要1800米長(zhǎng)的跑道即可實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的起降。此外，飛機(jī)在起飛和著陸階段的低阻力性能還意味著它的動(dòng)力需求更低，起飛著陸時(shí)噪聲也更低。

歐洲TELFONA項(xiàng)目設(shè)計(jì)出了一個(gè)開創(chuàng)性的機(jī)翼，來(lái)評(píng)估歐洲跨聲速風(fēng)洞(EuropeanTransonic Wind tunnel, ETW)的湍流和噪聲對(duì)層流邊界層產(chǎn)生的影響。機(jī)翼的前緣后掠角為18°，設(shè)計(jì)馬赫數(shù)是0.78，設(shè)計(jì)雷諾數(shù)是2×10^7。第一步，設(shè)計(jì)了有限后掠機(jī)翼的2.5 D壓力分布。在迭代過(guò)程中，使用了FLOWer軟件的反向設(shè)計(jì)功能以及Schrauf的LILO層流邊界層穩(wěn)定性求解器，求出了滿足上述跨聲速層流翼型的設(shè)計(jì)要求。第二步，在反向設(shè)計(jì)循環(huán)中，2.5D壓力分布被用作全3D機(jī)翼的設(shè)計(jì)目標(biāo)。在機(jī)翼外形的反向設(shè)計(jì)過(guò)程中，考慮了機(jī)艙和整流罩的影響。設(shè)計(jì)的基本目標(biāo)是：在機(jī)翼30%到70%展長(zhǎng)之間，使等壓線平行于機(jī)翼當(dāng)?shù)叵揖€，以獲取一個(gè)可靠的轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。ETW實(shí)驗(yàn)在2008年進(jìn)行。2