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本帖最后由 晨枫 于 2015-6-7 22:25 编辑
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# C* O6 V1 K/ \3 W! @# ]7 p* K9 v阻力是飞行的大敌，阻力的反面就是节油。对于斤斤计较的民航界来说，降低阻力就等于装进口袋的白花花的银两。对于空军来说，降低阻力则意味着更远的航程或者更大的载弹量，这是可能决定战斗命运的大事。航空科技的历史充满了征服阻力的努力，流线型概念就是从航空科技开始的。时至今日，绝大多数客机、运输机的基本外形大同小异，正是因为已经高度优化的结果，要进一步降低阻力，人们常常有潜力挖尽的感慨。但新技术正在涌现，可能改变飞机减阻。0 A- \0 }& g" U- o" G
0 }$ K ]# u$ k- S# ~2 i* Q传统客机、运输机采用圆筒形机体，截面如果不是纯圆形，也是近似圆形，或者大小两个圆形叠加起来的葫芦形（如波音747和空客A380），但平顺的圆桶在中段与机翼对接的部位，通常有显著的隆起。在波音707时代，这个隆起还不显著；现代客机如空客A350的这个隆起已经非常显眼了。从结构上来说，机体与机翼对接并不需要有如此之大的隆起，波音707时代的结构技术还不如现在，就没有这样显著的隆起。这是为了符合跨音速面积律而采用的。& [, ^$ G. R" b
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早期的波音707中机身相对平直，没有明显隆起
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: @, C g9 O, z% V6 X相比之下，现代的空客A350中机身有明显隆起，这是面积律的需要, C# S/ G/ p: s+ D$ S+ Y
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飞机前飞时，对前方空气产生压缩，压力波向前方一层一层按音速传递，好比千层酥一样。速度越快，千层酥越紧密。亚音速飞行时，前方空气有序“闪开”。超音速飞行时，千层酥已经压实了，形成激波。这个空气受到强力压缩后形成的高密度层在理论上密度可以达到无穷大，好比虚拟的石墙一样。激波通常是锥形的，速度越快，锥形越尖锐；但速度正好在音速时，锥形就展开了，像平面墙一样。超音速飞行时，飞机像顶风打伞一样“顶着”激波锥飞行，速度越大，激波锥越尖锐，阻力反而越小。正好跨音速飞行时，激波还不成锥，只是与飞行方向垂直的虚拟“石墙”，阻力反而最大。这就是所谓的音障。民航客机在高亚音速巡航，但局部气流已经达到音速，正好是音障肆虐的速度段。
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" f4 T# Z7 l& f+ Y在50年代，人们发现了跨音速面积律，也就是说，为了是跨音速阻力最小化，飞行器的形状不是太要紧，要紧的是沿纵轴的横截面积要均匀变化。彻底的直筒子的横截面积是一致的，当然符合面积律。但加上机翼后，中机身短的横截面积就突然增大了，破坏了面积律。宽厚、较大后掠和较小展弦比的后掠机翼还容易做到面积律，但较小后掠、较高展弦比才能提高机翼升阻比，减阻节油，这就只有用中机身隆起来做到面积律了。. F3 b0 Q# {: ]8 r: D' f$ m
3 b, O# U0 D9 a9 q& v) Z不过较小后掠对于高亚音速巡航不利。机翼通过翼型对机翼上表面气流加速，上下表面气流的速度差导致压力差，这样形成升力。机翼后掠可以降低与机翼前缘相垂直的法向气流速度分量，推迟达到音速和形成激波。但与同样翼展的平直翼相比，后掠翼的结构重量大，翼面积大，摩擦阻力也大，还有翼尖失速问题。常规翼型通过半水滴形的形状，形成上下表面的气流速度差。机翼上表面气流加速即使产生升力的源泉，也是气流提前达到音速导致激波阻力的祸首。答案是超临界翼。
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5 r6 R" D6 J7 u N7 C/ F! k传统机翼（左）和超临界翼（右）; H1 v$ w- S# H5 n' _% r
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超临界翼的剖面有点像尾巴下垂的短尾蝌蚪，或者说像特别肥厚而且上下差不多对称的普通翼型，但后部下半挖掉一勺。上下几乎对称使得上表面气流加速减少，延迟激波的产生。但后部下半向上挖掉一勺才是超临界翼的奥妙所在。由于下表面的压力依然较高，下表面气流到达上凹后，沿蝌蚪尾巴下垂弧线向后下方“甩出”，与上表面同样向后下方导出的气流汇合在一起，形成下洗气流，产生升力。与常规翼型相比，超临界翼较少利用上下翼面的速度差产生升力，而是更主要地利用下洗气流产生升力。减少加速意味着可以用较小的后掠角。另外，更加圆钝的前缘有利于气流吸附到机翼表面，减少气流分离，推迟进入失速。动力飞行说到底就是用阻力换升力的过程，机翼是飞机上产生升力的最主要装置，高升阻比的机翼是节油的关键，因此超临界翼在现代客机和运输机上已经必不可少了。
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: f9 K* ], Q7 b; e& d机翼下表面高压气流向上表面卷过去，形成翼尖涡流。图中中线象征虚拟的截面积为零的机身，这是为了简化气动分析
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这是更加详尽的机翼压力封闭4 o; R0 Z G Y5 o1 ^! m; Y/ H r
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翼尖涡流拖带在翼尖之后，形成可观的阻力
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" a. G3 i$ H3 ]' B在起飞速度时，已经有显著的翼尖涡流
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气象条件合适的话，可以看到可观的翼尖涡流( R( g) W" s- g, ~2 b7 f
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翼尖小翼对降低翼尖涡流的作用
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* }9 p4 T$ Q; I$ u, \+ f' D! u翼尖小翼不可能消除翼尖涡流，只能降低涡流强度，其中小翼形状及与机翼的融合很有讲究，否则会引起额外的附加阻力
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翼尖小翼可以减少翼尖涡流，是很流行的减阻技术。机翼的下表面压力高于上表面压力，这个压差产生升力，但这个压差也在翼尖造成横向的自下而上、自外而内的涡卷。翼尖涡卷带动空气，含有很大的能量。翼尖涡卷对于飞机的升力和推力没有作用，而这能量最终来自于推进的动力，所以形成阻力。翼尖小翼像垂直竖起的墙，减少涡卷的形成，达到减阻的目的。翼尖小翼的另一个解释是相当于扩展了有效翼展，更大的翼展意味着可以降低速度而达到同样的升力，达到减阻目的。用航空术语来说，就是通过更大的展弦比来提高升阻比，从而降低诱导阻力。
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, r4 ]- `/ h' {早期的翼尖小翼就是翼尖上简单的垂直小翼，但翼尖小翼的额外重量要求对机翼作额外加强，小翼本身的重量也间接增加了阻力。更有甚者，垂直的小翼和水平的机翼的转角处容易形成不利气动干扰，处理不好会带来额外阻力。所以早期翼尖小翼的应用毁誉参半，尤其是很多在现有设计上“硬性嫁接”的翼尖小翼，时尚和美观因素多于气动上的益处。波音737NG上的翼尖小翼与机翼圆滑对接，减少了不利气动干扰的影响，同时略微外倾，更加有利于产生升力，号称在长途航线上可以降低油耗4%。由于翼尖涡卷具有很大的横向流动速度分量，小翼的纵向局部真实速度降低，容易进入失速，大大降低小翼的效果。空客A320“经典型”的翼尖小翼则同时向上和向下延展，进一步减少翼尖涡卷，降低翼尖小翼失速的影响。
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若干种不同的翼尖小翼，右为最新的“鲨翅”小翼8 k5 L9 z* ]4 H$ K3 @
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A320采用这样的上下小翼 Y+ [& r8 i/ A9 n
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波音737NG的融合小翼; E/ ^. [( F9 Q! t, \# \
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5 ]& t- ~: |1 ~# y9 U波音737MAX的双羽小翼
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3 s2 i- ^. U+ C) g; J5 v& H双弯刀小翼
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* E2 p9 B# w, a( E盒式或环形小翼8 R! K3 I) y: h) ~1 Y& E1 x
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S形小翼
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$ \# S; O2 M) M) ^8 u! v Z) x2012年之后，空客在新的A320上推出“鲨鱼翅”小翼，外形与波音737NG的翼尖融合小翼惊人地相似，以至于引来专利侵权官司。空客版的“鲨鱼翅”号称可以比现有的翼尖小翼节油4% ，或者增加185公里航程，或者增加450公斤载重量。更重要的是，2010年后下线的A320的翼尖结构已经预留接头，只需要简单换装，就可以采用新的“鲨鱼翅”小翼。更早的A320要换装的话，需要一点结构改装，但也是可以换装的。与此同时，波音最新的773MAX推出“双羽”小翼，相当于把737NG的翼尖融合小翼增加了空客A320那样的下小翼。波音号称比翼尖融合小翼进一步节油1.6%。波音还推出“双弯刀”小翼，与“双羽”相似，但小翼前缘像土耳其弯刀一样是弧线的，进一步降低阻力。波音号称“双弯刀”小翼比翼尖融合小翼进一步降低油耗2%。- P5 U5 r/ f9 T8 v
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更进一步的是盒式小翼，这相当于把传统的单片式小翼用一个矩形“隧道”来代替，上下的水平翼面相当于双翼，成为额外的机翼翼面，产生升力。左右的垂直翼面中，内侧的垂直部分相当于大型翼刀，阻止因为机翼后掠而导致的上表面气流横向流动，降低升力损失；外侧的垂直部分相当于传统翼尖小翼，阻止翼尖气流涡卷。盒式小翼虽然结构部件更多，但顶端的“横梁”对结构起到加强作用，降低了传统翼尖小翼的结构加强要求，实际上减轻了结构重量。与盒式小翼相似的是环形小翼，这事实上不是完全的环形，更像融合小翼在翼尖继续向内侧圆滑弯曲，并继续延续向下，直至与机翼结合。与盒式小翼相比，环形小翼在受力和降低不利气动干扰方面更加有利。
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比较折中的是S形翼尖小翼，从正面看，好像一个向外弯曲的钩子。翼尖小翼减少翼尖涡卷的绕流，但翼尖小翼本身在自己的翼尖也有涡卷绕流，自外而内，自上而下。这也形成阻力，尽管强度已经比原来的机翼翼尖阻力降低很多。在小翼翼尖再增加向外的“小小翼”，可以降低这个阻力。从外形上看，这就像斜躺着的S。这也可以看成环形小翼的内侧一半。与盒式或者环形小翼相比，S形小翼比较简单，但结构和受力设计依然比“双羽”或者“双弯刀”设计复杂。$ `1 m0 X! g; g
6 A2 U \) p0 z0 S0 }; x不过翼尖小翼在靠近翼尖的部位产生额外升力，这对减阻增升有好处，但翼根的弯折扭矩增大，需要额外加强，导致重量增加，部分抵消了减阻增升的好处。为了降低额外增加的弯折扭矩，另一种思路是在把翼尖小翼反一个方向，向下而不是向上，但在向下延伸的同时，向内稍稍弯曲。这样一方面阻止机翼下表面的横向气流越过翼尖继续横向流动，产生翼尖涡卷，又使得横向气流的冲刷产生一定的向下的负升力，抵消部分靠近翼尖的额外升力，降低翼根的弯折扭矩，降低结构加强要求。这样降低了小翼增升的作用，但减阻作用依然保留。) [& q$ y" @% x) @& f$ b
, P, z) V& \9 e" U0 J但翼尖小翼只是传统的筒-翼布局飞机减租的一部分。美国空军研究所正在研究一系列新颖的技术，尤其是可以直接应用于机体或者机翼表面的新技术，其中有些可以用于现有飞机的改装。* [- L" S1 ?: ~2 _# {9 T$ l* ], H
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4 N; W. g v$ j4 ^& V1 r层流（左）阻力较小，湍流（右）阻力较大
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30年代曾流行过波纹板制作的机身，那时是为了在降低重量的同时增加机体刚性，但顺着气流方向的波纹结构有利于理顺机体表面气流，促进层流，降低阻力) f1 o% d, D& s+ ?$ P. L9 h
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机体表面的摩擦阻力是飞行阻力的一大来源，保持层流、降低湍流有利于降低摩擦阻力。空气是有粘性的，粘性流体的流动分层流状态和湍流状态。在层流状态下，流动分层有序，没有漩涡或者回流；在湍流状态下，就存在漩涡、回流、乱流现象。可以想象，漩涡、回流中的反向流动必然增加阻力，所以减少湍流可以降低阻力。如果把平整的机体表面沿前进方向做成波纹状的纹理，就好像30年代老式客机一样，可以理顺机体表面的气流，促进层流。空客在1989年用一架A320做过试验，在70%的机体表面贴敷波纹塑料薄膜，纹路沿纵向展开，取得差不多2%的减阻效果。但塑料薄膜的耐久性不好，破损、剥落反而造成更大的表面不平整，引起湍流阻力。日常维护也不容易，要把波纹的纹理理顺、对齐很不容易，但不理顺、对齐则反而适得其反。这个方法没有推广。但现在有一种新方法，在机体喷漆的时候，直接形成波纹纹理，耐久性大大提高，使这个方法具有实用潜力。7 Y' k/ A i# q/ R1 e9 G) Z
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另一个方法是可控蒙皮。原则上说，蒙皮形状应该圆整平顺，但蒙皮外面的空气流场很复杂，不仅受到机体形状的影响，还受到飞行姿态和速度、高度等因素的影响。主动改变蒙皮的凸起和凹陷可以控制局部边界层（也称附面层）的厚度和形状，理顺接近机体表面的气流，延迟湍流的产生。采用柔性蒙皮和液压作动是传统的实现方法，但另一个更加新异的方法是采用记忆合金。记忆合金会可以根据特定外部条件而变形，比如说，温度升高时，自动延展；温度下降时，自动收缩。采用记忆合金之后，不仅可控蒙皮的作动机构极大地简化、减轻重量，而且可以用于更大幅度的涡流发生器、扰流片等装置。比如说，起飞着陆时速度较低，需要较大的尾翼面积才能提供足够的控制力矩；但高速巡航时，很大的尾翼就成为阻力的来源。放宽静稳定性是一个过大尾翼面积的解决途径，可控涡流则是另一个途径，比如F-18的边条就在大迎角时产生强烈涡流，扫过外倾的双垂尾时，增加垂尾的气动功效，加强大迎角飞行的飞控能力。问题是，边条或者其他形式的涡流发生装置在正常巡航时生额外阻力。采用记忆合金制造边条的话，就有可能按巡航要求设计较小的垂尾，在温度较高的低空低速和起飞着陆条件下自动“长”出来边条，补偿尾翼的气动功效；在寒冷的高空巡航时，自动缩回去，减少阻力。另外，记忆合金也能按照压力变化自动变形。这样的话，在蒙皮上气动压力降低、局部气流分离在即的时候，自动鼓起来，推迟湍流的产生，这是记忆合金的另一种应用。
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9 Q9 Z2 @7 x! a, `巧妙利用材料或者涂层的化学性质也可以改表局部气流。比如说，空气中是含有水分的。亲水性表面可以有意识地把气流“拉近”，疏水性表面可以有意识地把气流“推远”。有意识地利用这种改变局部气流走向的能力，可以补偿因为结构或者其他考虑而不得已而为之的不利局部形状造成的气流畸变和阻力。' S- K. e* I8 S: i' j) |% f. N4 I$ p
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空气中的压力波以音速传递。所以在亚音速飞行时，前方气流分层有序地向两侧“让开”；但在超音速飞行时，飞行速度超过空气中的压力波传递速度，前方空气不仅不会让开，而且会挤压在一起，形成像石墙一样致密的激波。超音速飞机好像顶着一把无形的激波伞在空气中前行，阻力可想而知。速度越高，激波锥越尖锐，所以飞机速度跨过音障之后，激波阻力反而随速度下降。问题是高亚音速飞机在整体上飞行速度低于音速，但局部气流速度是超过音速的，尤其在机翼前缘和机头锥等前缘部位。这种低超音速的激波阻力最大，所以是高超音速为巡航速度的民航客机和军用运输机的大敌。
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好在音速不是固定的，而是随空气温度升高而升高的。如果局部加热空气，使得局部音速提高到气流速度以上，在理论上可以消除这样的局部激波阻力，至少可以改变激波形成的位置和强度，达到降低激波阻力。加热蒙皮不是好办法，炽热的蒙皮不仅造成结构问题，还受限于空气的导热能力，难以实质性地加热前方空气，而好不容易加热的空气早就由于气流流动而跑到并不需要加热的机翼后方去了。必须采用等离子加热。轻型等离子加热装置可以安装在容易产生跨音速激波的部位，可以根据飞行条件的变化迅速加热。洛克希德的研究表明，每一个等离子加热装置只需要几千瓦的功率，对整个机翼前缘进行等离子加热处理的话，升阻比可以提高0.5-1%。在C-5“银河”这样的巨型运输机机翼前缘加装一排等离子加热装置的话，重量代价为310磅（约140公斤），消耗200千瓦的直流电力，改装耗资25500美元。如果对整个C-5机队改装的话，在30年里，可望节约1000万加仑（约3795万升）然后，价值约5.4亿美元。: _' P7 Q5 E" S
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雷达卡
发表于 2015-6-8 09:57:42
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