防止机翼紊流技术

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1、防止机翼紊流技术防止机翼表面的气流变为紊流是 80 年代新技术。方法是在机翼表面用电子束加工出成千上万的 微小浅孔，每平方厘米达 125 万个。它们有效地吸收了紊流，使气流在微孔区以及在其后的一段距 离上保持平流状态，降低了阻力，提高了升阻比。实验表明，这一技术的短距离飞行可节省燃料 1215，远距离飞行时可节省燃料达25。图）在风洞试验中机翼表面形成的紊流航空空气动力学研究与发展 （一）人类对空气动力特性的认知和不断深入的探讨、研究，是人类从实现早期的飞天梦想，到今天 追求更快、更高飞行理想的基础理论。100 多年来，航空界空气动力学专家、学者对提高飞机空气 动力特性的不断深入研究和认知，已

2、经为世界航空器的发展进步作出了巨大的贡献。 从尖前缘薄翼型到钝前缘较厚翼型1919 年以前世界上设计的飞机基本都采用具有尖前缘的薄翼型，其最大相对厚度不超过 6%。 这主要由于当时航空界少量可用的翼型数据都是在模型试验雷诺数比实际飞机飞行雷诺数低得多的 风洞试验条件下得出的。在这种低速小风洞中，带有小前缘半径的薄翼型模型在试验中能得到了较高的最大升力和高升 阻比。另外，试验结果显示出的模型机翼附面层的转捩点也很靠后（实际上真实飞机薄机翼附面层 的转捩点接近前缘），机翼大部分面积是层流，因此阻力小。后来，德国近代航空流体力学奠基人普朗特的研究表明，当试验雷诺数接近飞机飞行雷诺数时， 带钝前缘的较

3、厚翼型空气动力特性更优越。它不但可获得较高的最大升力，更重要的是还能将失速 推迟到更大的迎角状态。除上述气动力优点外，厚翼型对早期民用飞机来说还具有能提高机翼结构 强度、减少支柱数量、减轻飞机重量，减小飞机总阻力的优势，同时厚翼型还能为机载燃油、主起 落架收起，机械操纵系统提供更大的空间。因此，普朗特对于钝前缘厚翼型的研究，对后来的客机 设计具有深远的影响。许多 20 年代设计的客机，如三发动机的福特型和福克型单翼客机都采用了厚 翼型。20 年代初,美国 NACA 用搜集到的世界上各种根据风洞试验得出的翼型的气动特性进行了对比研 究。结果发现，由于试验条件不同（主要是试验雷诺数不同），会导致试

4、验数据产生很大变化，尤其 会对最大升力系数产生很大影响。1922 年美国在兰利实验室创建了压力达 25 个大气压的变密度、高雷诺数风洞。该风洞能进行 接近飞行雷诺数的模型试验。NACA在19291934年间，共设计、研究和试验了 100多种翼型，建 立很大的数据库，并在1933年首次出版了可供设计师参考应用的翼型手册，很受欢迎。30年代诞生的DC-1就用了 NACA2215翼型。在五位数字系列的翼型中，NACA23012很出名，与 早期厚翼型的克拉克Y翼型比较，其最大升力系数高8%左右，最小阻力系数约低20%，在全世界得 到广泛应用。英国对发现钝前缘厚翼型的优点比较晚，直到 1939 年才发展

5、了用于单翼机的 RAF32 翼型。前苏联在19201936年间研究出B、BS、PII和D等系列厚翼型，安-2飞机选用PII系列中的翼型。 层流附面层附面层概念是普朗特1904 年提出的，但直到1924 年才通过试验证实了层流附面层的存在，并 发现层流附面层具有最小的摩擦阻力。当时飞机的机翼基本都采用带肋或拉紧的布蒙皮、波纹状轻金属、翘曲的胶合板或多用大量圆 头铆钉连接，所以其表面经常很粗糙或外形不准确。英国国家物理实验室的试验表明，采用粗糙布 蒙皮的机翼阻力比光滑机翼阻力大70%。在 30 年代后期, 当单机翼飞机（采用收放式起落架）开始替代双机翼飞机之后，飞机设计师们开 始把注意力转移到如何

6、在细节设计阶段尽可能减小飞机基本构形的阻力上。当飞机设计师们认识到蒙皮摩擦阻力的大小取决于附面层从层流到紊流的转捩位置，并希望让 机翼的蒙皮光滑到能产生足够的层流范围（He70飞机的机翼为20%）时，便开始进行大量降低表面 摩擦阻力可能性的研究。例如采用最合适的表面光洁度标准；通过改变翼剖面形状改变压力分布等。1936 年有人预测全层流机翼蒙皮可使蒙皮摩擦阻力减小到当时蒙皮阻力的 10%。但是当时的风 洞试验表明在机翼上存在大范围层流的可能性很小，而1937年琼斯在豪克哈特飞机上进行的飞行 试验都证实，机翼上确实在一定范围内是层流。风洞试验和试飞结果的矛盾引起NACA雅克布斯等人的关注，经研究

7、发现，由于当时风洞的气流 紊流度高于飞行时大气紊流度，导致风洞试验时模型附面层提前转捩。随后他们在NACA组建低紊流 度风洞，并于 1938 年投入使用和进行了卓有成效的减阻研究。雅克布斯提出应按预定压力分布确定翼型形状，这是一种认识上的突破。 层流翼型基本原理是在气流达到接近机翼后缘升压区之前，尽可能在更长的距离上继续加速， 就可以推迟转捩，也就是使机翼的最大相对厚度位于40%50%弦长处，以尽量后移最小压力点。NACA早期发展的层流翼型有NACA1系列、NACA2-5系列和NACA6系列。前苏联发展的层流翼型 有a AM C-5-18 等。虽然层流翼型被广泛应用，但当时并没达到应有的减阻效

8、果，这主要是由于层流的产生对机翼 表面光滑度要求很高，对有波浪机翼表面要求波长不大于15 厘米，波高低于1/1000 波长，但这已 超出当时的加工水平。另外，其所要求的光洁度很容易被寄生在机翼前缘的昆虫、尘土、雨雪和起 飞时溅在机翼前缘上的泥土破坏。机翼/机身气动干扰20 年代初期，设计人员为研究在机翼与机身结合处产生的气动干扰现象，曾进行过无数次机翼 相对机身上下位置的试验研究，特别是对阻力很大的下单翼布局做了详细研究。对于下（上）单翼布局，在机翼-机身结合处由于机身曲率和机翼向后缘相对厚度减小的影响， 形成快速发散流场，增强了原有的逆压梯度，加速气流分离，导致飞机阻力增加和升力减小。英国

9、和美国从1931 年开始进行的研究发现，在机翼-机身结合处加装整流罩后，由于增大了机翼根部的 相对厚度，减小了逆压梯度，几乎消除了机翼-机身间不利的气动干扰现象。诱导阻力关于升力涡理论，是航空界先驱者兰彻斯特在1894年提出的，遗憾的是，当时他不仅没能用语 言将之叙述清楚、而且缺乏严格的数学表达形式，更重要的是他的研究方法过于复杂，因此在当时 没有得到更多同行的理解。1914年普朗特和他的学生门克用清晰的数学理论表明了，由升力引起的阻力系数（诱导阻力系 数）与升力系数的平方成正比，与机翼的展弦比成反比，并指出，对于给定的展弦比，如果升力沿 展向成椭圆分布，则诱导阻力最小。这在当时其实是一个十分

10、重要的突破点。但由于当时诱导阻力只占飞机总阻力的 5%左右，而且兰彻斯特-普朗特的研究重点又放在大展 弦比机翼上，因此他们的涡理论在飞机设计上没引起足够的重视。后来随着这一理论在德国He70飞 机上的应用，才在美国和英国也得到推广。增升装置增升装置作为增加飞机升力的有效技术措施，在早期飞机设计中是一项具有突破性的关键技术。 主要包括：前缘缝翼19171919年间，英国的汗德莱佩季和德国的拉赫曼分别以不同的方式发现，采用机翼前缘 开缝装置能起到增升作用。当时对机翼前缘沿展向开缝的设计进行的试验结果很令人受鼓舞。试验表明，当气流通过在机翼前缘设计的缝隙中从机翼下表面流向上表面时，能降低机翼前缘 的

11、严重逆压梯度，使气流依附表面流动，从而将失速推迟到更大迎角，最大升力增加50%60%。在 20 年代前缘缝翼虽然受到普遍赞扬，但并未投入使用。30 年代，设计师才开始在双翼机的 薄机翼上采用了前缘缝翼。由于在单翼机的厚机翼上通常是缓和的后缘失速，一般不应用前缘缝翼。后缘襟翼后缘襟翼一般分为简单、开裂、开缝和富勒四种型式。简单襟翼是机翼后缘的一部分，需要时通过偏转增加机翼弯度而增加升力19131914 年，英国国家物理实验室首先得出了后缘襟翼的增升效果能达到30%的实验结果， 但同时实验也表明它存在着偏转时产生相当大阻力的缺点（阻力增加的百分比通常比升力增加的百 分比还要大）。开裂襟翼像一块薄板

12、紧贴在机翼后缘下面，当放下时，因增加机翼弯度和使襟翼与机翼后缘之 间形成低压区而增加升力，优点是在中等偏度时能产生较大的升力，而且产生的阻力较小，缺点是 大偏度时产生的阻力大。在汗德莱佩季发展的缝翼基础上形成的后缘单缝襟翼，当其放下时，一方面增加机翼弯度， 另一方面由于它与机翼间形成的缝隙使下表面气流吹向襟翼上表面，能推迟气流分离，因而增加了 升力。其优点是在获得高升力时产生的阻力较小，当偏转到60左右时仍有效。后来单缝襟翼发展 到双缝和三缝襟翼。1931 年由富勒提出的后退式襟翼（称富勒襟翼）是在机翼后缘下半部分的活动翼面。使用时， 襟翼沿下翼面安装的滑轨后退并下偏，由于其增加机翼弯度、增加

13、机翼面积和产生缝隙而有显著的 增升效果。缺点是增加滑轨阻力和产生较大的低头力矩。由于增升装置可显著改善飞机的起落性能，使民航客机可以按较高的翼载（较小的机翼面积） 进行设计，以降低飞机阻力，提高飞行速度。从 30年代开始普遍采用增升装置以来，螺旋桨客机（运 输机）的翼载随年代迅速增加（见图3）。另外，由于飞机提高翼载（减小机翼面积）后，着陆下滑时要进入较平的下滑轨迹，驾驶员不 易看清跑道，造成着陆困难。当放下襟翼后，因增大飞机阻力而增加下滑角，飞机能保持这种姿态直到很低的高度，然后很 快拉平接触地面，使飞机安全着陆。改善飞机气动力设计飞机的气动力设计技术在 20 年代进展缓慢，当时民航机的最大

14、升阻比还不到12。民航机的巡 航速度从1919年的110千米/时提高到1929年时的190千米/时，主要得益于发动机功率提高了80%， 气动力的贡献很小。1928 年剑桥大学琼斯教授利用蒙皮摩擦阻力和诱导阻力计算理想流线形飞机性能时指出，许多 飞机的阻力是其的理想阻力的23倍，最好的飞机效率（克服飞机蒙皮摩擦阻力和诱导阻力所需发 动机功率发动机安装功率，或飞机不可避免的阻力总阻力）为50%，最差的只有 30%左右。换言之， 如果飞机按流线形设计，当保持发动机功率不变时，飞机速度将增加95千米/小时。但许多制造厂 商和客户（特别是在英国）热衷于投资研制大功率发动机，以提高飞行速度。于是当时在航空

15、界引 发了是否需要通过采用流线型设计进一步提高飞行速度的争论。当时争论的焦点是：如果认定民航机的经济巡航速度不大于160 千米/小时，飞机的流线形设计 就降为次要地位；如果要使飞机飞得更快，那么减小飞机型阻就是主要的，工作重点是通过采用襟 翼减小机翼面积，改进飞机的流线形设计和采用可收放式起落架来降低型阻。当时美国和德国在改进飞机气动力方面下了较大功夫，英国则没能认识到采用综合气动力措施 对降低对发动机功率要求的重要作用。结果美国和德国研制出一系列接近理想流线形气动布局的飞 机，30 年代研制出的最好的民航机效率甚至达到了65%，将英国抛在后面。由于客机采用一系列措施，如利用埋头铆钉使飞机表面尽可能光滑、机身按流线形设计、采用 封闭式座舱、采用可收放式起落架、采用襟翼、在机翼机身结合处和发动机上加装整流装置等， 大大改进了气动力设计，使螺旋桨客机（运输机）的零升阻力系数随年代发展显著降低。因飞机的 零升阻力降低和采用大展弦比机翼（提高飞机升力和降低诱导阻力），使螺旋桨客机（运输机）的最 大升阻比随年代的发展也得到了明显提高。