基本介紹
- 中文名：薄翼型
- 外文名：fine profile
- 所屬領域：航空航天
- 缺點：失速特性很差
- 特點：馬赫數靠近1
- 影響：導致穩定性和操縱性差
特性,薄翼型理論,氣動特性,
特性
翼型的相對厚度直接影響到阻力、升力、失速特性，甚至結構重量。相對厚度對亞聲速飛行的影響是阻力隨相對厚度增加而增大，這主要是由氣流的分離造成的；對最大升力與失速特性的影響主要來自於翼型前緣的形狀；相對厚度對結構重量的影響是由於薄翼結構高度小需付出更大的重量代價，統計表明，結構重量與相對厚度的平方根成反比。
用於超聲速飛行的翼型有菱形、六面形以及雙弧形。由於飛機要在低速到高速的整個範圍內使用，翼型的選用必須兼顧低速與高速特性。採用後掠翼可使超聲速飛機飛行時保持亞聲速前緣，所以大多數超聲速飛機採用小鈍頭的亞聲速翼型。
靠近翼面的氣流，通過激波後，將偏轉到與前緣處翼型的切線方向一致，隨後氣流沿翼型表面的流動相當於繞凸曲面的流動，通過一系列膨脹波而連續膨脹。從翼型前部所發出的膨脹波，將與頭部激波相交，激波強度受到削弱，使激波相對於來流傾角逐漸減小，最後退化為馬赫波。
當上下翼面的超音速氣流流到翼型的後緣時，由於上下氣流的指向不一致(兩者之差為後緣角)，且壓強一般也不相等，故根據來流迎角情況，在後緣上下必產生兩道斜激波(或一道斜激波和一組膨脹波)，以使在後緣會合的氣流具有相同的指向(近似地認為等於前方來流的方向)和相等的壓強。後緣激波同佯也要被翼面的膨脹波所削弱，最後退化為馬赫波。
翼面壓強在激波後為最大，以後沿翼面經一系列膨脹波而順流逐漸下降。由於翼面前半部的壓強大於後半部的壓強，因而翼面上壓強的合力，在來流的方向將有一向後的分力。此即波阻力，簡稱波阻。
當翼型處於小的正迎角時，由於上翼面前緣的切線相對於來流所組成的凹角，較下翼面的為小，故上翼面的激波較下翼面的為弱，其波後馬赫數較下翼面為大，波後壓強較下翼面為低，所以上翼面的壓強將小於下翼面的壓強，壓強的合力在與來流相垂直的方向上將有一分力，此即升力。
薄翼型理論
理想不可壓流體流過一個翼型，如果除迎角不大以外翼型的厚度和彎度也很小，流場是小擾動位流場，所以翼面上的邊界條件以及壓強係數可以線化，厚度、彎度和迎角的影響可以分開考慮。翼型的這種位流解法在空氣動力學上稱為薄翼型理論。
氣動特性
亞聲速流繞薄翼型的流動特點
圖為低速不可壓流與亞聲速可壓流繞翼型流場的大致情況。其中，虛線為低速不可壓流動的流線，實線為亞聲速可壓流動的流線。從圖上看到，兩者的流動圖畫並無本質差別，所不同的是，在翼型上、下流管收縮處，亞聲速可壓流的流線在豎向受到的擾動的擴張，要比低速不可壓流的流線大，為了解釋這個問題，不妨取AA`，BB`兩流線之問的流管用一維等熵流動的原理進行分析。
薄翼型亞聲速的繞流圖畫，與不可壓流的繞流圖畫相比，在流動性質上並無本質不同，僅在數量之間具有一定的差別。當比較可壓流線化方程與不可壓流拉普拉斯方程時，發現兩者僅相差一個常數因子，因此數學上可通過適當的坐標變換，將線化方程化為拉普拉斯方程，並將邊界條件和壓強係數進行相應變換，以建立兩流場間的聯繫，這樣就把求解線化方程滿足邊界條件的問題變為求解拉普拉斯方程滿足邊界條件的問題。
超聲速流繞薄翼型的流動特點
在超聲速風洞實驗中觀察到，超聲速氣流流過物體時，如果物體頭部鈍粗．在物體前面將產生一道脫體激波。由於脫體激波中有一段強度較大的正激波，物體將承受較大的激波阻力。因此，為了減小激波阻力，超聲速翼型前緣最好做成尖的，如菱形、四邊形和雙弧形等。現以雙弧形翼型為例，來說明翼型超聲速繞流的特點。
如果迎角a小於翼型前緣半頂角，則氣流流過這樣的翼型時，在前緣處相當於繞凹角流動，因此在前緣處將產生兩道附體的斜激波。由於上、下翼面氣流相對於來流的偏轉角不同，所以上、下翼面的激波強度和傾角也不相同。
靠近翼面的氣流通過斜激波後，將偏轉到與前緣處翼型的切線方向一致，隨後氣流沿翼型表面的流動相當於繞凸曲面的流動，通過一系列膨脹波而連續膨脹。從翼型前部所發生的膨脹波，將與頭部激波相交，並削弱激波，使激波相對於來流傾角逐漸減小，最後退化為馬赫波。當上、下翼面的超聲速流流到翼型的後緣時，由於上、下氣流的指向不一致(兩者之差為後緣角)，且壓強一般也不相等，根據來流迎角情況，在後緣上、下會產生兩道斜激波，或一道激波和一組膨脹波，以使後緣匯合的氣流具有相同的指向(近似地認為等於前方來流方向)和相等的限強。後緣激波同樣地也要被翼面上的膨脹波所削弱．最後退化為馬赫波。
翼面壓強在激波後為最大，以後沿翼面經一系列膨脹波，而順流逐漸下降，由於翼面前半段壓強高於後半段壓強，因而翼面上壓強的合力在來流方向將有一分力。因為這種阻力是由於激波出現而成的，故稱為波阻。
當翼型處於小的正迎角時，由於上翼面前緣切線相對於來流所組成的凹角比下翼面的大，放上翼面的激波較下翼面的弱，其波後的馬赫數上翼面較大，波後壓強較下翼面低，所以上翼面的壓強將小於下翼面的壓強，壓強的合力在與來流向垂直的方向上將有一分力，即升力。
