超臨界翼型：大飛機翅膀上的秘密

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

最近,國產(chǎn)大飛機C919首飛成功,引起了人們對大飛機的關(guān)注。今天就來聊一下大飛機機翼上最重要的技術(shù)之一——超臨界翼型技術(shù)。

眾所周知,當(dāng)飛機的飛行速度超過當(dāng)?shù)匾羲俚臅r候,頭部會形成激波,由于氣流流過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以亞音速飛行的時候,就不出現(xiàn)激波呢?不是的。氣流流過飛機機身和機翼的時候,流場中某些局部的流速要高于來流的流速。因此,雖然亞音速來流的流動馬赫數(shù)小于1,但是流場中某些局部的流動馬赫數(shù)可能已經(jīng)大于1,即出現(xiàn)局部超音速流動。圖1展示了亞音速來流條件下NACA2412翼型周圍的流動情況(計算機數(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(圖2)就采用了該翼型?？梢钥闯?當(dāng)來流馬赫數(shù)等于0.4的時候,全流場均為亞音速流動;而當(dāng)來流馬赫數(shù)增加到0.7的時候,翼型上表面局部的流速增大到超過了當(dāng)?shù)匾羲?出現(xiàn)了局部超音速流動;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。由于局部超音速區(qū)壓力顯著降低,所以相當(dāng)于對機翼產(chǎn)生了一個負(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[1]。)

(a) 來流馬赫數(shù)=0.4,壓力分布

(b) 來流馬赫數(shù)=0.4,馬赫數(shù)分布

(d) 來流馬赫數(shù)=0.7,馬赫數(shù)分布

圖1 亞音速來流條件下NACA2412翼型周圍的流動情況。攻角=3°

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

有些人會認(rèn)為,飛機在飛行馬赫數(shù)超過1的時候阻力會急劇增大。其實,由于上述的阻力驟增現(xiàn)象,當(dāng)飛機的速度達到高亞音速范圍的時候(馬赫數(shù)Ma約0.7~0.8),就會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)鍵人物是美國蘭利研究中心的空氣動力學(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日生于美國伊利諾伊州伊萬斯頓,1943年畢業(yè)于馬薩諸塞州伍斯特理工學(xué)院,其后參加美國國家航空咨詢委員會,在蘭利研究中心工作,從事飛機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年代空氣動力學(xué)研究方面最重要的進展之一。

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

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和激波,但是無法造成負(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;事實上,如果常規(guī)翼型做成這樣的厚度,會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)的運用使得機翼可以做得更厚,而更厚的機翼使得機翼的強度條件得到改善,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)使得高亞音速飛機的巡航速度可以從原來的Ma=0.7~0.8增加到Ma=0.9~0.95,或者在保持原來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之后在運輸機和旅客機上迅速得到了應(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)

順便說一句,有些人把機翼產(chǎn)生升力的原因解釋為“機翼的形狀是上凸下平,當(dāng)空氣流過機翼表面時,機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,機翼上下表面所形成的壓力差就導(dǎo)致了升力”。這個說法的后半句是正確的,但是前半句是錯誤的。從超臨界翼型的廣泛使用可以看出,機翼剖面的形狀不一定是上凸下平的,而且有時候采用相反的形狀(上平下凸)反而會讓飛機的性能更好。

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。

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