第二讲 变弯机翼

航空先进技术第二讲变弯机翼三.变弯度机翼(任务自适应机翼)•变弯度机翼是一种有柔性的前缘和后缘，翼面为连续、光滑、没有开缝或滑动接头的机翼。该机翼的外形及弯度可根据任务需要而改变，故亦称“任务自适应机翼”或“自适应机翼”。•变弯度机翼的翼型由内部联动装置来控制，使其能随飞行高度、飞行M数、机翼后掠角和所需要的升力变化而变化，其目的是改变机翼表面的气流流动情况，减少分离，使其在每一个飞行状态下都能获得最大的升阻比和升力系数，以改善飞机的气动特性。YF-23变弯机翼YF-23变弯机翼1．直接升力控制•变弯度机翼通过改变机翼表面弯度而不需改变机翼迎角，就能使飞机的升力发生变化。•因此，可以使飞机在不改变姿态角，亦即不需通过杆、舵，改变飞机姿态情况下增加飞机的升力。这种产生升力的方式，称之为直接升力控制。•变弯度机翼是直接升力控制的一种重要控制形式。通过直接升力控制，可以大大改善飞机的机动性能。通常，机翼翼型的上表面凸起较多而下表面比较平直，再加上有一定的迎角。这样，从前缘到后缘，上翼面的气流流速就比下翼面的流速快；上翼面的静压也就比下翼面的静压低，上下翼面间形成压力差，此静压差称为作用在机翼上的空气动力。垂直于相对气流方向的压力差的总和，就是升力。机翼升力的产生机翼升力的产生机翼升力的产生空气动力是分布力，其合力的作用点叫做压力中心。空气动力合力在垂直于气流速度方向上的分量就是机翼的升力。压力中心机翼表面上各个点的压力大小，可以用箭头长短来表示如图。箭头方向朝外，表示比大气压力低的吸力或叫负压力；箭头指向机翼表面，表示比大气压力高的正压力，简称压力。把各个箭头的外端用平滑的曲线连接起来，这就是用向量表示的机翼压力分布图。图上吸力用“-”表示，压力用“+”表示。机翼表面压力分布图2.15用向量法表示机翼压力分布AB机翼表面压力分布空气动力的分布随迎角的不同而变化，压力中心发生前后移动，因此，飞机升力的大小也随迎角的改变而变化。机翼升力的产生压力中心Yα=0压力中心Yα（B）（A）Y（流线谱）图2.16不同迎角下的机翼升力机翼升力的产生不同迎角下的机翼升力压力中心Y压力中心Y•α•α（C）（D）图2.16不同迎角下的机翼升力aa机翼升力的产生不同迎角下的机翼升力升力的计算公式：SvCYy）ρ（221式中：ρ为飞机所在高度处的空气密度；v为飞机的飞行速度；(1/2ρv2)为动压；S为机翼的面积(包括机身内的部分)；Cy为升力系数。图2-4圆柱体的流线谱图2.3翼剖面的流线谱一般翼型升力增加2．巡航弯度控制•变弯度机翼，可以通过精确的调整翼型，使飞机在巡航状态始终获得最大升阻比，从而增大飞机的航程。巡航定义•飞机完成起飞阶段进入预定航线后的飞行状态称为巡航•飞机发动机有着不同的工作状态，当发动机每公里消耗燃料最少情况下的飞行速度，称为巡航速度。飞机以多大的速度飞行，要根据飞机飞行的距离、所需的时间、载荷要求、飞行的安全性、发动机的耐久性和经济性，以及气候条件等情况确定的装有不同发动机的飞机，其巡航速度、巡航高度和航程是不一样的。3．机动载荷控制•机动飞行时，变弯度机翼可以通过机翼内外段弯度控制，使机翼内段弯度大于外段弯度，从而使机翼内段升力增加，外段升力减小，降低机翼弯矩。这样，一定强度的机翼结构，就可承受更大过载，使飞机具有更好的机动性能。而相对于一定的机动过载而言，采用变弯度技术的机翼，则可以大大减轻机翼的结构重量。机翼受力变形变弯度机翼受力情况4．减缓阵风载荷•飞机在遇到向上阵风时，变弯度机翼弯度自动减小，从而减小阵风引起的附加升力，减小飞机的颠簸，这样，既可提高飞机的乘座品质，又可提高飞机的疲劳寿命。5．横滚控制变弯度机翼可以通过左右机翼弯度控制来代替左右副翼偏转而进行横向滚转控制。例如，左翼弯度增大，右翼弯度减小，则左翼升力增大，右翼升力减小，飞机向右滚转。飞机横滚时的副翼副翼飞机横滚时的变弯度机翼升力大升力小•变弯度技术将在下一代先进技术战斗机上得到应用。有的资料指出，应用变弯度机翼，可以使飞机总重量下降10%，航程增大15％、升限提高25％，可用过载提高20％。•变弯度机翼的前期技术，为空战襟翼，或称机动襟翼。该技术目前已在战斗机上得到应用。•机动襟翼的基本原理同变弯度技术相同，亦即利用机动襟翼，改变机翼弯度，改善机翼表面的气流特性，延缓气流分离，从而提高升阻比，增大最大升力系数。这样，就可提高飞机的可用过载，增强飞机的机动性，同时亦可增大航程和升限。在起飞和着陆时，前襟下偏24°，后襟下偏20°中速机动时，前襟下偏24°，后襟下偏8°在M=0.95以下的亚音速巡航时，前襟下偏0°，后襟下偏8°超音速时，前后襟翼都处于0°状态F-5E机动襟翼•我国新研制成的某型歼击机，也已应用了机动襟翼。而且也已做到可根据M数和迎角自动、连续调节。歼十起飞前缘襟翼前缘襟翼后缘襟翼歼十透视图枭龙降落前缘襟翼后缘襟翼飞豹襟翼四、翼身融合体•基本思想过去产生升力主要靠机翼，机身不产生升力或产生很小的升力，机身主要是产生阻力。把机身也利用上，让机身也提供升力。翼身融合体气动布局的特点是，机身与机翼光滑过渡，在飞机纵轴的最大截面处，机身与机翼完全融合而成为机翼的一个部分歼十翼身融合歼十翼身融合优点•1．增大了升力面，Cymax提高，有利于飞机机动性能的提高。•2．由于翼身融合在一起，干扰阻力大大减小，激波阻力也大为减小•3．升阻比增大，飞机性能特别是航程、机动性能改善极为明显。••4．翼身融合体由于机翼中间部分升力比重增加，压力中心内移，机翼在大载荷时的弯曲力矩降低，从而改善了结构受力情况，降低了结构重量。••5．在翼身融合部位，有较大的机内空间可以利用，例如，YF—12飞机，由于融合部位空间的增大，使燃油箱容积比原来增大50％，战术航程增大60％．•F—16飞机，由于采用翼身融合气动布局，使飞机机内容积增加6％。•如果要保持相同的容积而采用常规布局，机身就得加长1.67米，结构重量要增加145千克，并且还要增大垂尾面积(机身加长后，不稳定力矩增加)，从而使飞机阻力增大。F-16翼身融合苏-27翼身融合B-1翼身融合B-2火神轰炸机阵风五、近距耦合鸭式布局鸭子的翅膀在主翼的前面带有小翼。航空界把主翼(机翼)前配置有小翼(尾翼)的气动布局称为鸭式布局，前面的尾翼称前翼或鸭翼。优点•1．尾翼(鸭翼)不受机翼(主翼)的干扰，操纵效率高。•2．大迎角时正常式(机翼在前，尾翼在后的布局形式)飞机，平尾提供的升力为负升力，•这就减少了飞机的总升力，因而不利于飞机的起飞和着陆性能•(有人把正常式飞机称为挑式飞机，即机翼升力不仅要平衡飞机的重量，还要克服平尾的负升力)。•而鸭式飞机与此相反，尾翼提供的是正升力，从而使飞机总升力增大，•有利于减小飞机的起飞和着陆速度，改善起飞和着陆性能•(有人把鸭式飞机称之为抬式飞机，即前翼与主翼共同平衡飞机的重量)。•3．鸭式飞机配平阻力小，因而续航性能好。协和小鸭翼XB-70缺点•1．前翼无下洗影响，迎角大，出现分离早，往往比主翼早失速，因而不能充分发挥主翼作用，也不利于操纵。同时，大迎角飞行时，由于前翼失速，可能出现严重的“低头现象”。•2．主翼在前翼之后，受前翼干扰较大。例如，前翼产生的下洗，使主翼的有效迎角减小，升力减小。•3．垂尾装在主翼上，离重心近，稳定力矩小，而机头较长，机身不稳定力矩较大，因此，较难获得必要的方向稳定性。下洗气流图2-20翼尖涡流•下洗气流影响很大，有小飞机被大飞机的下洗气流影响而坠毁的鸭翼机翼鸭翼下洗气流的影响解决措施•近距耦合鸭式布局是指鸭式前翼与主翼距离特别短，使之两者产生有利耦合作用的一种鸭式布局优点•近距耦合鸭式布局中鸭翼与主翼间的水平距离和垂直距离都很小，往往只有鸭翼弦长的1／4。•鸭翼往往采用大后掠角与尖前缘。此时鸭翼产生的脱体涡(称为鸭翼涡)流经主翼时产生附加的涡升力，使主翼不仅不降低升力，反而使主翼升力增加。•由于间距很近，前翼也将受到主翼的上洗气流的影响而增加升力。•因此，采用这种近距耦合鸭式布局后，将使鸭式飞机鸭翼与主翼之间的不利干扰，变成有利干扰。•此外，它们之间相互影响结果，还将推迟整个飞机的失速。JAS-39JAS-39歼十阵风歼十歼-十四苏-33•飞机布局技术日新月异，下面欣赏一组独特的气动外形，非常漂亮，优美的空中雕塑。B-2协和F-16幻影-2000