這將迅速減小升力和突然增大阻力。為了提高臨界馬赫數(shù)，減弱激波強(qiáng)度，60 年代后期，一
種新的稱之為“超臨界翼型”被人們?cè)O(shè)計(jì)出來。這種翼型的特征是，上表面較平坦，下表面后
段彎曲較大，并向上內(nèi)凹，頭部半徑較大，如圖6.6 所示。
圖6.5 翼型的跨音速流場(chǎng)與激波
超臨界翼型的氣動(dòng)特性從圖上可看出，在跨音速流時(shí)，激波強(qiáng)度明顯減弱，并靠近翼型的
后緣位置。超臨界翼現(xiàn)已廣泛應(yīng)用于現(xiàn)代運(yùn)輸機(jī)和客機(jī)上。這種翼型也被用于設(shè)計(jì)超臨界機(jī)動(dòng)
戰(zhàn)斗機(jī)的試驗(yàn)中。 附面層加厚與分離
M∞> M臨界
超臨界
普通
超臨界翼型
普通翼型
圖6.6 普通翼型與超臨界翼型的外形及跨音速壓力分布的比較
二、機(jī)翼的平面形狀設(shè)計(jì)
機(jī)翼平面幾何形狀參數(shù)有機(jī)翼的面積、展弦比、根梢比、后掠角等，如圖6.7 所示。
（一）展弦比λ
機(jī)翼的展弦比λ = l 2 / S 。l ——機(jī)翼的展長(zhǎng)， S ——機(jī)翼的面積。
λ 的大小，對(duì)機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力系數(shù)、零升阻力系數(shù)和升力線斜率等方面的氣動(dòng)
特性都有影響。
xi C 0 x C αy
C
對(duì)于低速飛機(jī)誘導(dǎo)阻力在機(jī)翼阻力中占一定的比例，不可忽視。Cxi 與λ 成反比，增大機(jī)
翼的展弦比可以降低誘導(dǎo)阻力和增大升阻比，這對(duì)提高飛機(jī)的升限和加大飛機(jī)的航程都是有利
的。
· 76 ·
圖6.7 機(jī)翼平面形狀的幾何參數(shù)定義
機(jī)翼的面積— S
機(jī)翼的展長(zhǎng)— l
展弦比λ = l 2 / S
根梢比η
后掠角χ
l /2
高速飛機(jī)的阻力中，波阻占很大的比例。減小機(jī)翼的展弦比，可使阻力系數(shù)明顯降低。
Cx ~ M 曲線隨λ 的變化如圖6.8 所示。
因此，對(duì)于超音速飛機(jī)，應(yīng)采用較小的展弦比。這主要是因?yàn)椋瑴p小λ 可以使臨界M 數(shù)提
高，延緩激波的產(chǎn)生，減弱激波的強(qiáng)度，從而使波阻降低。
λ 對(duì)機(jī)翼升力系數(shù)曲線的斜率也有明顯的影響。αy
C λ 減小， 也減小。如αy
C Cy ~α 曲線
隨λ 的變化圖6.9 所示。
圖6.8 不同展弦比機(jī)翼的Cx ~ M 曲線 圖6.9 不同展弦比機(jī)翼的Cy ~ α 曲線
由圖6.9 也可以看出，當(dāng)機(jī)翼的λ 減小時(shí)，臨界攻角和著陸攻角也隨之增大很多。因此，
實(shí)際上要在著陸時(shí)利用其所能提供的值是比較困難的，要受到起落架高度的限制。
Cxmax
λ 減小，可以防止大攻角時(shí)翼尖失速，減小從亞音速到超音速過程中，氣動(dòng)焦點(diǎn)的移動(dòng)量，
這對(duì)改善高速飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性和操縱性是有利的。但減小λ ，由于降低了飛機(jī)橫滾阻尼特性，
又對(duì)飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性和操縱性產(chǎn)生不利的影響。
· 77 ·
此外，減小展弦比，會(huì)使機(jī)翼根部的彎矩減小，結(jié)構(gòu)重量減輕，并且在機(jī)翼面積相同的情
況下，機(jī)翼的弦長(zhǎng)和厚度的絕對(duì)尺寸加大，使機(jī)翼的結(jié)構(gòu)高度增大，這對(duì)承力構(gòu)件的布置和內(nèi)
部容積的利用都是有利的。
總的來說，對(duì)于亞音速飛機(jī)宜采用較大的λ ，一般在6～8 左右，最大甚至超過10。對(duì)于
超音速飛機(jī)，約在3～5 左右，有的小到2 左右。
中國航空網(wǎng) www.k6050.com
航空翻譯 www.aviation.cn
本文鏈接地址：飛機(jī)總體設(shè)計(jì)(26)
