機翼扭曲

機翼扭曲（Wing distortion）也叫機翼扭轉，是一種比較常見的機翼設計為了降低誘導阻力改善升力分布，防止翼尖失速。機翼扭曲分為分為氣動扭轉和幾何扭轉。

在後掠機翼上，通常是將翼梢剖面相對根部剖面向下扭轉，使翼梢剖面迎角減小（負扭轉）。這樣，使翼梢部分升力降低,可防止翼梢先開始失速，稱為幾何扭轉。在有的機翼上，雖然各剖面翼弦在同一平面上（無幾何扭轉），但是沿展向採用了不同彎度的非對稱翼型。從空氣動力的角度來看，它實際上與幾何扭轉的作用相同，也起控制機翼展向升力分布的作用。這種情況稱為氣動扭轉。在實際機翼上，常見的是氣動扭轉，或兩者兼有。

基本介紹

• 中文名：機翼扭曲
• 外文名：Wing distortion
• 別名：機翼扭轉
• 分類：幾何扭轉、氣動扭轉
• 一級學科：航空科技
• 二級學科：航空器

幾何扭轉機翼

幾何扭轉機翼是指沿機翼展向各剖面（翼型）翼弦不在同一平面內，而相互間有一定扭轉角分布的機翼。（見圖1）。

圖1

如以 翼根弦為基準，翼梢弦因以幾何扭轉而使前緣向下，後緣向上，這種幾何扭轉稱為外洗或負扭轉；反之，稱為內洗或正扭轉（翼梢弦前緣向上，後緣向下情況）。通過幾何扭轉，可以改變沿展向各剖面的有效迎角，調整氣動載荷的展向分布，從而減小機翼誘導阻力以及改善機翼升力、縱向力矩特性等。例如，加大機翼的梢根比，增大機翼的後掠角都有促使機翼外翼部分翼面（剖面）有效迎角增加的作用，容易造成翼梢部分翼面發生氣流分離。為此，可採用適量的“外洗”扭轉，來減小該部分的有效迎角，避免過早出現氣流分離。

幾何扭轉角沿展向分布的影響

用面元法計算在亞臨界馬赫數和中等迎角時有何沒有幾何扭轉的超臨界機翼的結果表明，三維超臨界機翼設計時沿展向分布應採用負的幾何扭轉角。圖2中圖12-16所示為超臨界平面機翼1（χ=35°，λ=8.5）和在翼根、翼中（z=0.4）、翼尖各截面的幾何扭轉角度分別為 （機翼2）， （機翼3）， （機翼4）等多種機翼在Ma=0.8時的升力、俯仰力矩和誘導阻力隨迎角α的變化曲線，圖2中圖12-17所示為個記憶的環量分布，由圖2中圖12-17可見：

圖2

（1）由圖2中圖12-16，負的幾何扭轉可減小超臨界機翼的 值和低頭力矩並顯著改善大迎角時的縱向靜安定特性，但會引起 的增加而降低升力係數。

（2）由圖2中圖12-17，負的幾何扭轉減小翼尖截面和增大翼根截面的升力係數 值，形成升力係數沿翼展的有利分布，使環量分布更接近於橢圓分布，不僅減小了機翼的誘導阻力，提高了 值，也減小了機翼翼根的彎曲力矩。

（3）負的幾何扭轉可減小亞臨界馬赫數時的迎面阻力、臨界和超臨界馬赫數時的波阻，因此有扭轉比無扭轉的機翼具有更大的 值，沿翼展不同扭轉分布規律的翼身組合體試驗結構如圖3和圖4中12-19圖所示。還可看出，機翼中部有轉折的線性分布規律（機翼2）這一效果最明顯，如圖4中12-19圖所示，使值最大的翼尖最佳扭轉角為-4°，如圖4中12-19圖所示。

圖3

（4）負的幾何扭轉可延緩翼尖截面處的分離，改善飛機大迎角的失速特性，也提高了飛機抖振的CL允許值，如圖4中12-20圖所示。

氣動扭轉機翼

氣動扭轉機翼是指沿機翼展向各剖面（翼型）的零升力角不同，而相互間有一定氣動扭轉角分布的情況的機翼。

圖4

通過沿展向各剖面配置不同系列翼型或不同彎度的同一系列翼型，可以得到無幾何扭轉，但有氣動扭轉的機翼。這樣，也可以改善機翼的空氣動力性能，因為，外洗氣動扭轉具有外洗幾何扭轉同樣的氣動效果。

機翼通過氣動扭轉，可延緩翼面局部激波的產生和氣流分離，提高臨界馬赫數和抖振邊界。