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:互聯網

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

眾所周知,當飛機的飛行速度超過當地音速的時候,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小于1,但是流場中某些局部的流動馬赫數可能已經大于1,即出現局部超音速流動。圖1展示了亞音速來流條件下NACA2412翼型周圍的流動情況(計算機數值模擬的結果)。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。可以看出,當來流馬赫數等于0.4的時候,全流場均為亞音速流動;而當來流馬赫數增加到0.7的時候,翼型上表面局部的流速增大到超過了當地音速,出現了局部超音速流動;局部超音速區的后方有一道激波,波后恢復為亞音速流動。由于局部超音速區壓力顯著降低,所以相當于對機翼產生了一個負的推力,這使得翼型的阻力系數大大增加。(當然,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,有興趣的讀者可以閱讀參考文獻[1]。)

(a) 來流馬赫數=0.4,壓力分布

(b) 來流馬赫數=0.4,馬赫數分布

(d) 來流馬赫數=0.7,馬赫數分布

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。世界上產量最大的飛機。巡航速度226km/h,約合馬赫數Ma=0.2

有些人會認為,飛機在飛行馬赫數超過1的時候阻力會急劇增大。其實,由于上述的阻力驟增現象,當飛機的速度達到高亞音速范圍的時候(馬赫數Ma約0.7~0.8),就會遇到阻力急劇增大的現象,這就是所謂的“音障”。為了提高阻力驟增馬赫數,上世紀60年代開始逐步發展出超臨界翼型(supercritical airfoil)技術,其關鍵人物是美國蘭利研究中心的空氣動力學家理查德·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年畢業于馬薩諸塞州伍斯特理工學院,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”技術是20世紀60年代空氣動力學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50年代初發現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。

與常規翼型相比,超臨界翼型在外形上發生了很大的變化(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,但是無法造成負推力,因此其阻力系數比常規翼型大為減小。與圖1(d)相比可以看出,在升力系數大致相同的條件下,阻力系數降低了一半還多。不僅如此,從圖中還可以看出,超臨界翼型比常規翼型更厚;事實上,如果常規翼型做成這樣的厚度,會在更低的飛行馬赫數下發生阻力驟增現象。所以,超臨界翼型技術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,從而減小誘導阻力。

(a) 壓力分布

(b) 馬赫數分布

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

超臨界翼型的出現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用。較早的應用例子有空客的A300(圖5)和波音757(圖6)等。

圖5 空客A300。1972年首飛。巡航馬赫數0.78(約833km/h)

圖6 波音757。1982年首飛。巡航馬赫數0.8(約854km/h)

順便說一句,有些人把機翼產生升力的原因解釋為“機翼的形狀是上凸下平,當空氣流過機翼表面時,機翼上表面的流速比下表面快;根據伯努利定理,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航空科學與工程學院的研究生劉麗媛。她閱讀了本文的初稿并提出了很多修改意見。

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