主题：大飞机从707到340没有多大变化，未来是音速巡航？ -- intools

大型飞机气动设计

Aerodyamic Design of Large Aircraft

　　 □空军指挥学院 田　宇

　　摘 要：介绍了大型飞机气动设计中的机翼设计、机身设计、增升装置设计、小翼设计、尾翼设计、机翼机身整流设计、机翼发动机干扰设计中需注意的问题，着重介绍了机翼设计中的翼型设计部分。

　　关 键 词：尖峰翼型　超临界翼型　整流设计飞机的气动布局是指飞机的各个主要空气动力翼面，如机翼，尾翼等是如何布置的。我们看任何一架飞机首先会注意到的是它的气动布局，它是飞机总体布局的一个重要组成部分。战斗机气动设计主要侧重于机动性和隐身性（第四代战斗机的要求），为了达到相应的要求，不同的设计师可以设计出截然不同的气动外形；而大型飞机，如军用的轰炸机、运输机、预警机、加油机，民航的客机和货机气动设计则主要侧重于起降性能、经济性以及安全性。虽然大型客机的设计研究已经出现了很多大胆的气动布局形式，如：飞翼式、多体式、连翼式、鸭式等，但还没有哪一种已经投入市场。如今大多数大飞机都采用下单翼翼吊式正常布局形式。下面简单谈一谈使这种气动布局拥有最佳的巡航效率（K＝Ma×（L/D））、起降性能及安全性（失速性能）的气动设计。

　　一、机翼设计

　　机翼设计的好坏直接决定了气动设计的成败，因此机翼设计是非常重要的。机翼设计包括超临界翼型设计、机翼平面形状设计和最佳弯扭设计。

　　 1. 翼型的选择及设计

　　机翼翼型的设计影响着飞机的巡航速度、起飞着陆性能、失速速度、操纵品质（特别是接近失速的时候）和空气动力效率。翼型按使用的速度范围，可分为低速翼型、亚声速翼型、跨声速翼型和超声速翼型。

　　（1）低速翼型

　　低速翼型使得飞机升阻比大、最大升力系数高、最小阻力系数低、失速过程和缓。低速翼型的外形特点是头部丰满，最大厚度靠前，它包括NACA 四位数字翼型和NACA 五位数字翼型。

　　 NACA 四位数字翼型的中弧线和厚度分布是用严格的数学表达式给出的，它不是低阻翼型，但其阻力随升力的增长是相当缓慢的，力矩随升力的变化也比较平缓，如NACA0012。

　　 NACA五位数字翼型的最大弯度位置前移会使最大升力系数提高，最小阻力系数降低，NACA 四位数字翼型的中弧线方程限制了这种前移，而NACA五位数字翼型中弧线方程能比四位数字翼型最大弯度位置更靠前，如NACA23015。

　　 NACA四位数字和五位数字修改翼型是在NACA四位数字和五位数字翼型族的基础上修改中弧线、前缘半径或最大厚度位置得到的一族翼型，例如NACA0012－34。

　　（2）亚声速层流翼型

　　亚声速翼型与低速翼型没有本质的差别，只是由于速度的提高，需要进一步降低最小阻力系数，提高临界马赫数。

　　 NACA6族翼型。NACA65为标准翼型，而NACA63，NACA64为修改翼型，如NACA65，3－215

　　 NACA先后有NACA1～8族系列翼型，其中NACA6族翼型是最成功的，它的外形特点是前缘半径较小，最大厚度靠后。在小迎角亚声速飞行时，其摩擦阻力比普通翼型（四位和五位数字翼型）的小。特别是NACA6族翼型能在一个有限的升力系数范围内，形成阻力下陷，使其最小阻力远小于四位和五位数字翼型。但是，NACA6族翼型非设计状态性能不佳，对翼面光滑程度要求较高，且对雷诺数较敏感，后缘很薄，增加了结构设计和制造上的困难。但是改进了的NACA 6Ａ族翼型，克服了这些缺点，所以应用较为广泛。NACA6族翼型在跨声速翼型未出现之前，主要用于提高临界马赫数 。

　　（3）跨声速翼型

　　跨声速翼型要求在临界流动状态下能减弱甚至消除上翼面的激波。尖峰翼型和超临界翼型是典型的跨声速翼型

　　尖峰翼型

　　尖峰翼型的特点是力图使翼型上表面的前部具有明显的负压峰。尖峰翼型的关键是表面设计得当，气流流过前缘急剧膨胀加速到超声速，出现局部超声速区。翼面上发生膨胀波经声速线反射形成压缩波并不聚焦而形成激波。气流在超声速区内能接近等熵地减速扩压，最后经过一道很弱的激波变成亚声速流，从而避免了由激波引起的严重损失。但是尖峰翼型的临界马赫数并不高，甚至亚临界的阻力比NACA低亚声速翼型还稍大些。尖峰翼型的突出优点在于提高了阻力发散马赫数Mdd，扩大了临界马赫数Mcr和阻力发散马赫数Mdd之间的区域，使翼型能在这个超临界状态区域内发挥良好的性能。

　　超临界翼型

　　超临界翼型的头部比较丰满，消除了前缘的负压峰使气流较晚达到声速；吸取了平顶翼型设计的优点，翼型上表面中部比较平坦；后部向下弯曲，有利于缓和激波诱导边界层分离。为了弥补上表面平坦引起的升力不足，下表面后部有一个向里凹进去的反曲段，使后部升力增加，因此超临界翼型比尖峰翼型有更高的临界马赫数和更大的超临界马赫数使用范围。超临界翼型能在同样的相对厚度下得到更高的阻力发散马赫数Mdd（*9驻Mcr＝0.04～0.05），而在同样的Mdd下相对厚度可以提高30％～50％，这样可以在不增加重量条件下，提高大飞机强度和刚度，增大展弦比和升阻比。

　　 2. 机翼平面形状设计

　　机翼平面形状设计包括后掠角设计、展弦比设计、梢根比设计、机翼平面面积设计。

　　机翼后掠角设计需要与翼型相对厚度设计相结合，要保证这种结合不会在巡航状态下出现强激波和大面积分离，同时还要考虑到气流由于后掠效应出现翼尖分离、气动中心的轴向位置变化并由此产生的纵向力矩以及与结构设计的相互协调。现有大型客机1/4弦线的后掠角一般在25°～35°之间。

　　在展弦比设计方面，总体上，随着展弦比的增大，升力线斜率、最大升力系数和升阻比增大，升致阻力减小；但是展弦比增大机翼重量会随之增大，翼根弯距增大。而对于给定机翼面积和翼型相对厚度的条件下，展弦比增大，则根弦减小，翼根绝对厚度减小，最终导致结构重量增加。因此展弦比的选择将是气动力和重量代价权衡的结果。

　　设计梢根比时，要尽可能使机翼展向升力分布呈椭圆形分布，因为椭圆形升力分布所产生的诱导阻力最小，但同时还得考虑展向升力分布所产生的翼根弯距。现有客机的梢根比一般在0.24～0.33之间。

　　机翼平面面积的确定主要是由最大起飞重量和相应的升力系数等确定的。

　　 3. 最佳弯扭设计

　　机翼最佳弯扭设计的指导思想是减小诱导阻力、满足纵向稳定性、上翼面等压线直线后掠以及计及弹性变形准则。由于机翼后掠，导致翼尖在受到气动力的作用下会产生绕刚心轴的负扭矩，而此时翼尖会由于气流的展向流动而失速，因此翼尖必须具有一定的负几何扭转角，但必须考虑到气动扭转。在翼根区，由于翼根受到机身的干扰，因此一般客机在翼根区选择的是阻力小升力大的小弯度甚至反弯度翼型，在展向则迅速过渡到升力系数较大的大弯度翼型，在这里还必须考虑到气动力产生的绕翼根的弯曲变形。

　　二、机身设计

　　机身设计主要分为机身横截面设计、机头设计和机身后体设计。

　　机身横截面面积在总体设计时已经确定，客机机身形状最好是圆形。因为圆形能够在同等面积下具有最小的浸润面积，而浸润面积的大小直接与摩擦阻力相关，而且圆截面机身的坐舱受压能力最强。但是由于内部布置的需要，一般将机身截面形状设计为复合8字形或椭圆形。

　　机头设计主要是考虑到机头雷达罩、驾驶舱、天窗玻璃外形光滑过渡要求和气动上避免分离产生阻力。前机身的长度直径比通常为2～2.5。

　　机身后体设计的准则是避免收缩太快而发生气流分离并避免起飞抬前轮时机尾擦地。一般后机身长度直径比为3～3.5，上翘角不超过6°～7°。

　　三、增升装置设计

　　增升装置的主要作用是在起飞和着陆时提供附加的机翼升力。现有前后缘增升装置的增升原理主要是增加翼型弯度、控制边界层流动和增加机翼有效面积。现有的前缘增升装置有前缘缝翼、克鲁格襟翼和前缘襟翼；后缘增升装置有开裂式襟翼、普通襟翼、单缝襟翼、双缝襟翼、三缝襟翼和富勒襟翼。前后缘增升装置的设计和选择应该根据不同起降要求以及与结构的协调设计，襟翼越复杂增升效果越明显，但结构重量和复杂度会增加。一般前后缘襟翼的展长、弦长、展向安装位置、相对厚度都需要根据相应的飞机的起降要求确定。一般情况下，起飞要求升力系数比着陆要小，而且着陆要求阻力系数较大，所以着陆时襟翼偏度较起飞要大，如双缝襟翼在起飞时只伸展为单缝形式，而着陆时全部展开为双缝形式。同时襟翼的安装形式和偏度还受翼吊发动机的影响。

　　四、小翼设计

　　翼梢小翼能够显著减小诱导阻力并提高升力。翼梢小翼减小诱导阻力的机理主要是增大了机翼的有效展弦比、耗散翼尖涡、翼面法向力有推力分量。小翼设计必须使其具有高升阻比和良好的失速特性，必须在机翼完全失速之后方能失速，以免小翼失速诱导机翼失速。小翼参数有高度、后掠角、梯形比、倾斜角、安装角，其中安装角对小翼性能影响最大，为了提供正推力分量，安装角一般为负。翼梢小翼的翼型选择也很重要，一般选择相对厚度比主翼小，弯度比主翼大的超临界翼型。在设计小翼时，还必须考虑到小翼自身的阻力和翼根弯距，以及结构增重效应。

　　波音的翼梢小翼是融合式的，空客的翼梢小翼是箭形的。

　　五、尾翼设计

　　尾翼设计的主要参数是尾翼的尾容量（力臂×面积）和平尾安装位置，以及机翼设计的所有参数。由于尾翼的作用是提供俯仰稳定性和操纵性，所以必须保证尾翼在任何设计状态下都具有良好的稳定性和过失速操纵性，还必须考虑到单发停车时垂尾的方向操纵性。平尾应避免受到机身和机翼的下洗气流的干扰。同时尾翼的设计必须以机翼设计为基本条件，在满足全机的俯仰和方向稳定性的同时尽量减小尾面积和配平阻力。

　　六、机翼机身整流设计

　　机翼机身连接处的整流对于现代大型客机的气动设计至关重要。因为起落架舱往往设在翼身连接处，并且翼根处是全机弯扭剪载荷最大处，所以除了满足气动上要求外，还要满足结构强度要求。

　　高亚声速时，翼身连接处由于气流的相互干扰会产生较强激波，并导致激波边界层干扰，使下翼面气流分离。而机翼翼根部分是整个机翼环量最集中的地方，翼根气流的分离会对全机的升阻特性产生恶劣的影响。

　　当采用翼吊式发动机时还必须避免翼身融合处与发动机之间形成收缩扩张形通道产生的激波。现有翼身整流外形都是通过CFD和风洞试验来设计的。

　　七、机翼发动机干扰设计

　　对于翼吊式发动机客机必须解决机翼发动机干扰问题，否则会损失发动机推力，增大阻力，还会降低机翼升阻比。发动机在机翼的安装位置还受到单发停车时偏航力矩大小、全机重心位置约束，并且应考虑到大迎角时避免喷流靠近安定面。确定展向安装位置时，还必须考虑发动机短舱安装相对于机翼的前后和上下位置和短舱安装角、内偏角，建议内偏为0～2°，安装角为1～3°。真实客机设计时必须通过一系列CFD计算和风洞试验的对比才能最终确定发动机安装位置。