超臨界翼型：大飛機(jī)翅膀上的秘密

2017-06-12 by:CAE仿真在線來(lái)源:互聯(lián)網(wǎng)

最近,國(guó)產(chǎn)大飛機(jī)C919首飛成功,引起了人們對(duì)大飛機(jī)的關(guān)注。今天就來(lái)聊一下大飛機(jī)機(jī)翼上最重要的技術(shù)之一——超臨界翼型技術(shù)。

眾所周知,當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過(guò)當(dāng)?shù)匾羲俚臅r(shí)候,頭部會(huì)形成激波,由于氣流流過(guò)激波后壓力大幅增加,使得超音速飛行的阻力大大高于亞音速飛行的阻力。

這是不是意味著飛機(jī)以亞音速飛行的時(shí)候,就不出現(xiàn)激波呢?不是的。氣流流過(guò)飛機(jī)機(jī)身和機(jī)翼的時(shí)候,流場(chǎng)中某些局部的流速要高于來(lái)流的流速。因此,雖然亞音速來(lái)流的流動(dòng)馬赫數(shù)小于1,但是流場(chǎng)中某些局部的流動(dòng)馬赫數(shù)可能已經(jīng)大于1,即出現(xiàn)局部超音速流動(dòng)。圖1展示了亞音速來(lái)流條件下NACA2412翼型周圍的流動(dòng)情況(計(jì)算機(jī)數(shù)值模擬的結(jié)果)。NACA2412是典型的低速翼型,著名的賽斯納172飛機(jī)(圖2)就采用了該翼型?？梢钥闯?當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)等于0.4的時(shí)候,全流場(chǎng)均為亞音速流動(dòng);而當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)增加到0.7的時(shí)候,翼型上表面局部的流速增大到超過(guò)了當(dāng)?shù)匾羲?出現(xiàn)了局部超音速流動(dòng);局部超音速區(qū)的后方有一道激波,波后恢復(fù)為亞音速流動(dòng)。由于局部超音速區(qū)壓力顯著降低,所以相當(dāng)于對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生了一個(gè)負(fù)的推力,這使得翼型的阻力系數(shù)大大增加。(當(dāng)然,在更細(xì)致的分析中,要分析翼型所有表面的受力,而不僅僅是分析局部超音速區(qū),有興趣的讀者可以閱讀參考文獻(xiàn)[1]。)

(a) 來(lái)流馬赫數(shù)=0.4,壓力分布

(b) 來(lái)流馬赫數(shù)=0.4,馬赫數(shù)分布

(d) 來(lái)流馬赫數(shù)=0.7,馬赫數(shù)分布

圖1 亞音速來(lái)流條件下NACA2412翼型周圍的流動(dòng)情況。攻角=3°

圖2 賽斯納172。世界上產(chǎn)量最大的飛機(jī)。巡航速度226km/h,約合馬赫數(shù)Ma=0.2

有些人會(huì)認(rèn)為,飛機(jī)在飛行馬赫數(shù)超過(guò)1的時(shí)候阻力會(huì)急劇增大。其實(shí),由于上述的阻力驟增現(xiàn)象,當(dāng)飛機(jī)的速度達(dá)到高亞音速范圍的時(shí)候(馬赫數(shù)Ma約0.7~0.8),就會(huì)遇到阻力急劇增大的現(xiàn)象,這就是所謂的“音障”。為了提高阻力驟增馬赫數(shù),上世紀(jì)60年代開始逐步發(fā)展出超臨界翼型(supercritical airfoil)技術(shù),其關(guān)鍵人物是美國(guó)蘭利研究中心的空氣動(dòng)力學(xué)家理查德·惠特科姆(圖3)。

圖3 理查德·惠特科姆(1921-2009)

惠特科姆于1921年2月21日生于美國(guó)伊利諾伊州伊萬(wàn)斯頓,1943年畢業(yè)于馬薩諸塞州伍斯特理工學(xué)院,其后參加美國(guó)國(guó)家航空咨詢委員會(huì),在蘭利研究中心工作,從事飛機(jī)減阻和激波譜的研究。他提出的“超臨界翼型”技術(shù)是20世紀(jì)60年代空氣動(dòng)力學(xué)研究方面最重要的進(jìn)展之一。

除了超臨界翼型,他的另一個(gè)重要貢獻(xiàn)是在20世紀(jì)50年代初發(fā)現(xiàn)和提出跨音速面積律理論,指出噴氣飛機(jī)的機(jī)身在機(jī)翼連接處采用向內(nèi)收縮的蜂腰形可以大幅度減小飛機(jī)的阻力。這個(gè)理論為以后的飛機(jī)設(shè)計(jì)和飛行實(shí)踐所證實(shí),惠特科姆也因此榮獲科利爾航空獎(jiǎng)。

與常規(guī)翼型相比,超臨界翼型在外形上發(fā)生了很大的變化(圖4)。其上表面曲率較小,比較平坦,與人們印象中的上凸下平的常規(guī)機(jī)翼剖面完全相反。由于上表面平坦,雖然仍然存在局部超音速流動(dòng)和激波,但是無(wú)法造成負(fù)推力,因此其阻力系數(shù)比常規(guī)翼型大為減小。與圖1(d)相比可以看出,在升力系數(shù)大致相同的條件下,阻力系數(shù)降低了一半還多。不僅如此,從圖中還可以看出,超臨界翼型比常規(guī)翼型更厚;事實(shí)上,如果常規(guī)翼型做成這樣的厚度,會(huì)在更低的飛行馬赫數(shù)下發(fā)生阻力驟增現(xiàn)象。所以,超臨界翼型技術(shù)的運(yùn)用使得機(jī)翼可以做得更厚,而更厚的機(jī)翼使得機(jī)翼的強(qiáng)度條件得到改善,展弦比可以做得更大,從而減小誘導(dǎo)阻力。

(a) 壓力分布

(b) 馬赫數(shù)分布

圖4 超臨界翼型NASA SC(2)-0714的繞流。來(lái)流馬赫數(shù)Ma=0.7。

超臨界翼型的出現(xiàn)使得高亞音速飛機(jī)的巡航速度可以從原來(lái)的Ma=0.7~0.8增加到Ma=0.9~0.95,或者在保持原來(lái)Ma約0.8的條件下大幅降低阻力,從而大幅降低油耗,增加航程;所以超臨界翼型被提出來(lái)之后在運(yùn)輸機(jī)和旅客機(jī)上迅速得到了應(yīng)用。較早的應(yīng)用例子有空客的A300(圖5)和波音757(圖6)等。

圖5 空客A300。1972年首飛。巡航馬赫數(shù)0.78(約833km/h)

圖6 波音757。1982年首飛。巡航馬赫數(shù)0.8(約854km/h)

順便說(shuō)一句,有些人把機(jī)翼產(chǎn)生升力的原因解釋為“機(jī)翼的形狀是上凸下平,當(dāng)空氣流過(guò)機(jī)翼表面時(shí),機(jī)翼上表面的流速比下表面快;根據(jù)伯努利定理,流速越快靜壓越小,機(jī)翼上下表面所形成的壓力差就導(dǎo)致了升力”。這個(gè)說(shuō)法的后半句是正確的,但是前半句是錯(cuò)誤的。從超臨界翼型的廣泛使用可以看出,機(jī)翼剖面的形狀不一定是上凸下平的,而且有時(shí)候采用相反的形狀(上平下凸)反而會(huì)讓飛機(jī)的性能更好。

作者非常感謝北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院的研究生劉麗媛。她閱讀了本文的初稿并提出了很多修改意見(jiàn)。

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