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大家好

我是岳奎志

本次课程为其余的飞机气动布局

飞机气动布局主要是指飞机的外部形状

包括各部件的形状及相互搭配关系

通常指机翼 平尾 垂尾等形状与布置

在本次课里

其余的飞机气动布局主要有边条翼 无尾

自适应机翼 翼身融合体等气动布局

本次课主要以军用飞机为背景

介绍其余的飞机气动布局

为此在上本次课之初

先明确一下学习目标

一共有四条

分别是

1 分析边条翼气动布局的特点

2 分析无尾气动布局的特点

3 分析自适应机翼气动布局的特点

4 分析翼身融合体气动布局的特点

当您明确本次课的学习目标之后

接下来要学什么内容

您就清楚了吧

在讲本次课主要内容之前

先出一个小问题

考察一下您对其余的飞机气动布局的认知储备情况

这个问题就是

边条翼气动布局有什么特点

如果您不清楚

没关系

通过本次课

这个问题将得以解决

通过本次课

刚才制定的学习目标也将得以实现

首先介绍边条翼气动布局

边条翼是一种组合机翼

它是由中等后掠角 中等展弦比的基本翼

和位于翼根前部的大后掠角 小展弦比

尖前缘的边条组成

采用边条翼气动布局的舰载机

代表型号有美国的F/A-18E/F超级大黄蜂战斗攻击机

俄罗斯的MiG-29K舰载机等等

边条翼气动布局在舰载机大家族中非常受欢迎

这是因为

边条翼能显著改善飞机大迎角时的气动特性

下面首先分析边条翼的空气流动特点

在边条翼的基本翼部分上

空气动力呈现附着流型

如图所示

附着流型

就是在中等后掠角和展弦比的基本翼上

气流附着在机翼表面上

到后部才分离

附着流型的特点就是

小迎角下升阻特性好

大迎角下气流易分离

在边条翼的边条部分上

边条使空气产生脱体涡流型

脱体涡是主要产生在

大后掠角小展弦比机翼上的气流

在F/A-18E/F战斗攻击机上

脱体涡蔓延到整个边条和基本翼的翼根上

如图所示

脱体涡能产生较大的涡升力

但是在小迎角下由于前缘气流分离

失去了前缘吸力

因而压差阻力大

涡升力提高大迎角下的升力系数曲线斜率

但是在小迎角时压差阻力大

所以在边条翼的气动布局上

基本翼产生附着流型

边条产生脱体涡流型

这两种流型就组成混合流型

边条翼使飞机的升力系数Cy提高

在亚声速范围内

在不太大的迎角下

气流从边条前缘分离

产生强烈的脱体涡

而机翼外侧部分保持附着流型

在分析完边条翼的空气流动特点后

下面再分析一下

边条翼的空气动力特性

首先 介绍亚 跨声速范围内飞行

在中等以上迎角范围内

边条尖前缘产生脱体涡

形成低压区

增加了涡升力

内翼压力小

抑制外翼边界层的展向流动

由于脱体涡的诱导

增加外翼边界层气流的动能

抑制外翼的气流分离

下面通过图表分析一下

边条翼的空气动力特性

在此明确一下概念范围

边条翼包括边条和基本翼

基本翼就是常见的机翼

边条翼和基本翼的亚 跨声速升力特性对比情况

如图所示

在此图中

横坐标表示迎角变化范围

注意图中曲线所在横轴的刻度范围

纵坐标表示升力系数

从此图可知

在相同速度下

边条翼比基本翼的最大升力系数要大

临界迎角要大

随着速度的增大

基本翼的抖动迎角增大

最大升力系数提高

边条翼和基本翼的升阻比K

随升力系数Cy变化情况

如图所示

在相同的速度 相同的升力系数下

边条翼比基本翼的升阻比大

无论是基本翼还是边条翼

在相同升力系数下

在亚声速范围内

随着速度的增加

升阻比增加

在超声速范围内

随着速度的增加

升阻比减小

原因是出现了激波

而且激波产生的激波阻力非常大

边条翼和基本翼的最大升力系数

与抖动升力系数对比分析情况

如图所示

在飞行速度相同情况下

边条翼比基本翼的最大升力系数大

边条翼比基本翼的抖动升力系数也大

无论是边条翼

还是基本翼

在高亚声速范围内

抖动升力系数都是先减小后增大

由此可见

在亚 跨声速范围内飞行时

边条翼比基本翼空气动力特性要好得多

分析完亚 跨声速范围内

边条翼的空气动力特性后

接下来再分析一下

超声速范围内的空气动力特性

由于边条翼的基本翼部分

机翼的前缘后掠角χ<45°

当飞行马赫数M>1.4

机翼变成超声速前缘

前缘吸力消失

产生激波阻力

激波阻力简称波阻

边条翼的波阻非常大

阻碍飞机超声速飞行

所以边条翼不适合大马赫数飞行

另外边条翼和基本翼的

零升阻力特性对比分析情况

如图所示

在跨声速和超声速范围内

都是小迎角飞行

在相同机翼面积情况下

基本翼的零升阻力系数比边条翼大

分析完边条翼气动布局之后

下面再介绍一下无尾气动布局

无尾气动布局是指采用没有水平尾翼的

气动布局形式

其代表型号为法国的幻影-2000战斗机

采用无尾气动布局的幻影-2000战斗机

它没有平尾 没有鸭翼

仅有机身 机翼和立尾

无尾气动布局的飞机升降操纵

靠机翼后缘的襟副翼操纵舵面

法国人采用无尾气动布局进行设计

和制造幻影-2000战斗机

是因为该气动布局具有以下特点

1 零升阻力较小

2 取消了水平尾翼

机身承力特性得到改善

机身结构简单 重量减轻

3 大M飞行时

速度性能较好

上升率较大

但是无尾气动布局的飞机起落性能较差

所以在世界军用飞机大家族中

并没有广泛应用

现代鼓励探索 鼓励创新

这样飞机大家族才能不断升级 进步

俗话说

问渠哪得清如许

唯有源头活水来

创新就是飞行器设计中的“活水”

自适应机翼就是一种新型的气动布局

自适应机翼亦称变弯度机翼

它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

飞机采用自适应机翼后

可以进行直接升力控制 巡航弯度控制

机动载荷控制 减缓阵风载荷控制

还可以进行横滚控制

这主要靠自动控制技术来实现

通俗的讲

简单的自适应机翼

就是在带“机动襟翼”的机翼上

加上柔性的蒙皮

机动襟翼就是机翼前边有前缘襟翼

后边有襟副翼

机动襟翼的工作原理

如动画所示

前缘襟翼的前缘可以向下弯曲

襟副翼的后缘可以向下 或向上弯曲

用来适应以及改变飞机的飞行状态

例如当飞机起飞 着陆时

自适应机翼的前缘襟翼向下偏转24度

襟副翼向下偏转20度

来适应低空 低速飞行

当飞机中速飞行时

自适应机翼的前缘襟翼向下偏转24度

襟副翼向下偏转8度

来适应中速飞行

当飞机亚声速飞行时

自适应机翼的前缘襟翼不偏转

襟副翼向下偏转8度

来适应亚声速飞行

当飞机超声速飞行时

自适应机翼的前缘襟翼不偏转

襟副翼也不偏转

来适应超声速飞行

自适应机翼气动布局比较复杂

对飞行控制技术要求非常高

导致机翼内部结构复杂

故障率偏高

又会导致机翼内部载油量减小

飞机作战半径减小

因此自适应机翼气动布局主要在验证机上使用

还没有大规模装备到飞机上

在飞机上大规模应用的气动布局

是翼身融合体气动布局

例如Su-27系列飞机

机身和机翼的上表面结合处

就采用了翼身融合体技术

B-2隐身轰炸机 X-47B飞翼无人验证机等等

上下表面都采用了翼身融合体技术

所谓的翼身融合体

就是机身与机翼圆滑过渡

融成一体

如图所示

飞机采用了翼身融合体技术后

不论从横截面

或从平面来看

很难分清机身与机翼的交接线

采用翼身融合体技术后

飞机带来的优势主要有

1 增大升力面积

减小了激波阻力和干扰阻力

改善升阻特性

2 机身两侧整流罩部分产生附加升力

半边机翼的压力中心内移

减小了机翼在大载荷时的弯曲力矩

改善受力情况

降低结构重量

3 扁宽的前体

在大迎角飞行中有横向流时

不出现气流分离现象

4 在翼身融合部位

有较大的内部容积可以利用

所以在三代机 四代机和五代机上

都大量采用翼身融合体气动布局技术

讲到这里

本次课程即将结束

下面进行一下小结

本次课程

分析了边条翼 无尾 自适应机翼

和翼身融合体等气动布局的特点

本次课程到此结束

谢谢