超临界翼型：大飞机翅膀上的秘密

2017-06-12 by:CAE仿真在线来源:互联网

最近,国产大飞机C919首飞成功,引起了人们对大飞机的关注。今天就来聊一下大飞机机翼上最重要的技术之一——超临界翼型技术。

众所周知,当飞机的飞行速度超过当地音速的时候,头部会形成激波,由于气流流过激波后压力大幅增加,使得超音速飞行的阻力大大高于亚音速飞行的阻力。

这是不是意味着飞机以亚音速飞行的时候,就不出现激波呢?不是的。气流流过飞机机身和机翼的时候,流场中某些局部的流速要高于来流的流速。因此,虽然亚音速来流的流动马赫数小于1,但是流场中某些局部的流动马赫数可能已经大于1,即出现局部超音速流动。图1展示了亚音速来流条件下NACA2412翼型周围的流动情况(计算机数值模拟的结果)。NACA2412是典型的低速翼型,著名的赛斯纳172飞机(图2)就采用了该翼型。可以看出,当来流马赫数等于0.4的时候,全流场均为亚音速流动;而当来流马赫数增加到0.7的时候,翼型上表面局部的流速增大到超过了当地音速,出现了局部超音速流动;局部超音速区的后方有一道激波,波后恢复为亚音速流动。由于局部超音速区压力显著降低,所以相当于对机翼产生了一个负的推力,这使得翼型的阻力系数大大增加。(当然,在更细致的分析中,要分析翼型所有表面的受力,而不仅仅是分析局部超音速区,有兴趣的读者可以阅读参考文献[1]。)

(a) 来流马赫数=0.4,压力分布

(b) 来流马赫数=0.4,马赫数分布

(d) 来流马赫数=0.7,马赫数分布

图1 亚音速来流条件下NACA2412翼型周围的流动情况。攻角=3°

图2 赛斯纳172。世界上产量最大的飞机。巡航速度226km/h,约合马赫数Ma=0.2

有些人会认为,飞机在飞行马赫数超过1的时候阻力会急剧增大。其实,由于上述的阻力骤增现象,当飞机的速度达到高亚音速范围的时候(马赫数Ma约0.7~0.8),就会遇到阻力急剧增大的现象,这就是所谓的“音障”。为了提高阻力骤增马赫数,上世纪60年代开始逐步发展出超临界翼型(supercritical airfoil)技术,其关键人物是美国兰利研究中心的空气动力学家理查德·惠特科姆(图3)。

图3 理查德·惠特科姆(1921-2009)

惠特科姆于1921年2月21日生于美国伊利诺伊州伊万斯顿,1943年毕业于马萨诸塞州伍斯特理工学院,其后参加美国国家航空咨询委员会,在兰利研究中心工作,从事飞机减阻和激波谱的研究。他提出的“超临界翼型”技术是20世纪60年代空气动力学研究方面最重要的进展之一。

除了超临界翼型,他的另一个重要贡献是在20世纪50年代初发现和提出跨音速面积律理论,指出喷气飞机的机身在机翼连接处采用向内收缩的蜂腰形可以大幅度减小飞机的阻力。这个理论为以后的飞机设计和飞行实践所证实,惠特科姆也因此荣获科利尔航空奖。

与常规翼型相比,超临界翼型在外形上发生了很大的变化(图4)。其上表面曲率较小,比较平坦,与人们印象中的上凸下平的常规机翼剖面完全相反。由于上表面平坦,虽然仍然存在局部超音速流动和激波,但是无法造成负推力,因此其阻力系数比常规翼型大为减小。与图1(d)相比可以看出,在升力系数大致相同的条件下,阻力系数降低了一半还多。不仅如此,从图中还可以看出,超临界翼型比常规翼型更厚;事实上,如果常规翼型做成这样的厚度,会在更低的飞行马赫数下发生阻力骤增现象。所以,超临界翼型技术的运用使得机翼可以做得更厚,而更厚的机翼使得机翼的强度条件得到改善,展弦比可以做得更大,从而减小诱导阻力。

(a) 压力分布

(b) 马赫数分布

图4 超临界翼型NASA SC(2)-0714的绕流。来流马赫数Ma=0.7。

超临界翼型的出现使得高亚音速飞机的巡航速度可以从原来的Ma=0.7~0.8增加到Ma=0.9~0.95,或者在保持原来Ma约0.8的条件下大幅降低阻力,从而大幅降低油耗,增加航程;所以超临界翼型被提出来之后在运输机和旅客机上迅速得到了应用。较早的应用例子有空客的A300(图5)和波音757(图6)等。

图5 空客A300。1972年首飞。巡航马赫数0.78(约833km/h)

图6 波音757。1982年首飞。巡航马赫数0.8(约854km/h)

顺便说一句,有些人把机翼产生升力的原因解释为“机翼的形状是上凸下平,当空气流过机翼表面时,机翼上表面的流速比下表面快;根据伯努利定理,流速越快静压越小,机翼上下表面所形成的压力差就导致了升力”。这个说法的后半句是正确的,但是前半句是错误的。从超临界翼型的广泛使用可以看出,机翼剖面的形状不一定是上凸下平的,而且有时候采用相反的形状(上平下凸)反而会让飞机的性能更好。

作者非常感谢北京航空航天大学航空科学与工程学院的研究生刘丽媛。她阅读了本文的初稿并提出了很多修改意见。

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