基本介紹
- 中文名：跨音速翼型
- 外文名：transonic airfoil
- 適用對象：跨音速飛機
- 分類：超臨界翼型、尖峰翼型
- 一級學科：航空科技
- 二級學科：飛行原理
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超臨界翼型
簡介
一般翼型在超臨界狀態下，翼表面的超音速流將形成激波，隨著馬赫數增加，激波的尺寸和強度猛增，損失加大。激波後的壓力陡增引起附面層分離，增加氣流紊流度，使阻力劇增，升力驟降，力矩猛烈波動，並發生抖振。若不採取措施，將導致飛行危機。
超臨界翼型的形狀見圖，翼型頭部比較豐滿，消除了前緣的負壓峰，使氣流不致過早達到音速。上表面中部比較平坦，有利於減小激波強度，後部向下彎曲，有利於緩和激波誘導的附面層分離。為了彌補上表面平坦而引起的升力不足，下表面後部有一個向里凹進去的反曲段，使後部升力增加，稱為後部載入。後緣上下表面相切，可緩和上表面的壓力恢復。在跨音速飛行時，這種翼型上雖有激波，但強度不大，甚至接近無激波狀態。
NASA超臨界翼型發展
二十世紀60年代到70年代在NASA內部集中力量發展了具有二位跨音速紊流流動病能提高阻力發散馬赫數的實用翼型，同時該翼型能夠保持可接受的低速最大勝利和失速特性，這就是所謂的超臨界機翼。這種建立在帶有等熵再壓縮的局部超音速流概念上的獨特翼型形狀的特點是：具有大的前緣半徑，在上表面中部區域減小曲率，同時具有大的後彎度。
NASA超臨界翼型的發展至少經歷了三個階段。
階段1超臨界機翼的典型代表是開縫超臨界機翼。該翼型的3/4弦長附近的上下表面之間開了一條縫，以給上下表面層增加能量和延遲分離。其上表面大部分區域保持著超音速流，當超過臨界馬赫數後具有良好的亞音速阻力增長特性。
階段2超臨界機翼設計是在上面提到的設計準則基礎上設計的。每一翼型的設計條件是通過指定最大厚度和升力係數而讓馬赫數“浮動”來建立的，以便翼型能達到一般設計和非設計壓力分布。該階段所有的設計均假定在3%弦長處達到全紊流。
階段3超臨界機翼是在階段2的基礎上發展的。當階段2的超臨界翼型提出後，人們擔心超臨界翼型的後緣半徑太大而不能獲得很好的低速特性，以及翼型的低頭力矩太大和翼型後緣剪頭的結構空間不夠大。階段3的發展就是為了結局這些問題。
尖峰翼型
一種跨音速翼型。其壓力分布在上表面前部具有明顯的負壓峰，故名尖峰翼型。起初，為了提高臨界馬赫數，常設計翼型上表面具有均勻的壓力分布，避免負壓峰，使氣流均勻加速。這樣的翼型稱平頂翼型。平頂翼型可以提高臨界馬赫數，’但很有限，當超過臨界馬赫數時，激波的不利影響迅速增長。尖峰翼型的前部有一個負壓峰，氣流經過前緣很快加速到超音速，一出現超音速區，但只要設計得當，翼面上發生的膨脹波經音速線反射而形成壓縮波(壓縮波回到翼面上再反射仍為壓縮波)，氣流經過壓縮波接近等熵地減速擴壓，最後經過一道很弱的激波變成亞音速流，從而避免了激波所引起的嚴重損失及其他有害現象。尖峰翼型與平頂翼型的比較見圖。尖蜂翼型的臨界馬赫數雖然不高，但激波失速馬赫數很高，可以使用於該馬赫數以前的超臨界狀態。對尖峰翼型改形，也可得到後部載入的尖峰翼型(參見超臨界翼型)。
尖峰翼型
