阻力是飛行的大敵，阻力的反面就是節(jié)油。對于斤斤計(jì)較的民航界來說，降低阻力就等于裝進(jìn)口袋的白花花的銀兩。對于空軍來說，降低阻力則意味著更遠(yuǎn)的航程或者更大的載彈量，這是可能決定戰(zhàn)斗命運(yùn)的大事。航空科技的歷史充滿了征服阻力的努力，流線型概念就是從航空科技開始的。時(shí)至今日，絕大多數(shù)客機(jī)、運(yùn)輸機(jī)的基本外形大同小異，正是因?yàn)橐呀?jīng)高度優(yōu)化的結(jié)果，要進(jìn)一步降低阻力，人們常常有潛力挖盡的感慨。但新技術(shù)正在涌現(xiàn)，可能改變飛機(jī)減阻。

傳統(tǒng)客機(jī)、運(yùn)輸機(jī)采用圓筒形機(jī)體，截面如果不是純圓形，也是近似圓形，或者大小兩個(gè)圓形疊加起來的葫蘆形(如波音747和空客A380)，但平順的圓桶在中段與機(jī)翼對接的部位，通常有顯著的隆起。在波音707時(shí)代，這個(gè)隆起還不顯著;現(xiàn)代客機(jī)如空客A350的這個(gè)隆起已經(jīng)非常顯眼了。從結(jié)構(gòu)上來說，機(jī)體與機(jī)翼對接并不需要有如此之大的隆起，波音707時(shí)代的結(jié)構(gòu)技術(shù)還不如現(xiàn)在，就沒有這樣顯著的隆起。這是為了符合跨音速面積律而采用的。

　　早期的波音707中機(jī)身相對平直，沒有明顯隆起

相比之下，現(xiàn)代的空客A350中機(jī)身有明顯隆起，這是面積律的需要

飛機(jī)前飛時(shí)，對前方空氣產(chǎn)生壓縮，壓力波向前方一層一層按音速傳遞，好比千層酥一樣。速度越快，千層酥越緊密。亞音速飛行時(shí)，前方空氣有序“閃開”。超音速飛行時(shí)，千層酥已經(jīng)壓實(shí)了，形成激波。這個(gè)空氣受到強(qiáng)力壓縮后形成的高密度層在理論上密度可以達(dá)到無窮大，好比虛擬的石墻一樣。激波通常是錐形的，速度越快，錐形越尖銳;但速度正好在音速時(shí)，錐形就展開了，像平面墻一樣。超音速飛行時(shí)，飛機(jī)像頂風(fēng)打傘一樣“頂著”激波錐飛行，速度越大，激波錐越尖銳，阻力反而越小。正好跨音速飛行時(shí)，激波還不成錐，只是與飛行方向垂直的虛擬“石墻”，阻力反而最大。這就是所謂的音障。民航客機(jī)在高亞音速巡航，但局部氣流已經(jīng)達(dá)到音速，正好是音障肆虐的速度段。

在50年代，人們發(fā)現(xiàn)了跨音速面積律，也就是說，為了是跨音速阻力最小化，飛行器的形狀不是太要緊，要緊的是沿縱軸的橫截面積要均勻變化。徹底的直筒子的橫截面積是一致的，當(dāng)然符合面積律。但加上機(jī)翼后，中機(jī)身短的橫截面積就突然增大了，破壞了面積律。寬厚、較大后掠和較小展弦比的后掠機(jī)翼還容易做到面積律，但較小后掠、較高展弦比才能提高機(jī)翼升阻比，減阻節(jié)油，這就只有用中機(jī)身隆起來做到面積律了。

不過較小后掠對于高亞音速巡航不利。機(jī)翼通過翼型對機(jī)翼上表面氣流加速，上下表面氣流的速度差導(dǎo)致壓力差，這樣形成升力。機(jī)翼后掠可以降低與機(jī)翼前緣相垂直的法向氣流速度分量，推遲達(dá)到音速和形成激波。但與同樣翼展的平直翼相比，后掠翼的結(jié)構(gòu)重量大，翼面積大，摩擦阻力也大，還有翼尖失速問題。常規(guī)翼型通過半水滴形的形狀，形成上下表面的氣流速度差。機(jī)翼上表面氣流加速即使產(chǎn)生升力的源泉，也是氣流提前達(dá)到音速導(dǎo)致激波阻力的禍?zhǔn)住４鸢甘浅�臨界翼。

傳統(tǒng)機(jī)翼(左)和超臨界翼(右)

超臨界翼的剖面有點(diǎn)像尾巴下垂的短尾蝌蚪，或者說像特別肥厚而且上下差不多對稱的普通翼型，但后部下半挖掉一勺。上下幾乎對稱使得上表面氣流加速減少，延遲激波的產(chǎn)生。但后部下半向上挖掉一勺才是超臨界翼的奧妙所在。由于下表面的壓力依然較高，下表面氣流到達(dá)上凹后，沿蝌蚪尾巴下垂弧線向后下方“甩出”，與上表面同樣向后下方導(dǎo)出的氣流匯合在一起，形成下洗氣流，產(chǎn)生升力。與常規(guī)翼型相比，超臨界翼較少利用上下翼面的速度差產(chǎn)生升力，而是更主要地利用下洗氣流產(chǎn)生升力。減少加速意味著可以用較小的后掠角。另外，更加圓鈍的前緣有利于氣流吸附到機(jī)翼表面，減少氣流分離，推遲進(jìn)入失速。動(dòng)力飛行說到底就是用阻力換升力的過程，機(jī)翼是飛機(jī)上產(chǎn)生升力的最主要裝置，高升阻比的機(jī)翼是節(jié)油的關(guān)鍵，因此超臨界翼在現(xiàn)代客機(jī)和運(yùn)輸機(jī)上已經(jīng)必不可少了。

機(jī)翼下表面高壓氣流向上表面卷過去，形成翼尖渦流。圖中中線象征虛擬的截面積為零的機(jī)身，這是為了簡化氣動(dòng)分析

　　這是更加詳盡的機(jī)翼壓力分布

翼尖渦流拖帶在翼尖之后，形成可觀的阻力

在起飛速度時(shí)，已經(jīng)有顯著的翼尖渦流

氣象條件合適的話，可以看到可觀的翼尖渦流

　　翼尖小翼對降低翼尖渦流的作用

翼尖小翼不可能消除翼尖渦流，只能降低渦流強(qiáng)度，其中小翼形狀及與機(jī)翼的融合很有講究，否則會(huì)引起額外的附加阻力

翼尖小翼可以減少翼尖渦流，是很流行的減阻技術(shù)。機(jī)翼的下表面壓力高于上表面壓力，這個(gè)壓差產(chǎn)生升力，但這個(gè)壓差也在翼尖造成橫向的自下而上、自外而內(nèi)的渦卷。翼尖渦卷帶動(dòng)空氣，含有很大的能量。翼尖渦卷對于飛機(jī)的升力和推力沒有作用，而這能量最終來自于推進(jìn)的動(dòng)力，所以形成阻力。翼尖小翼像垂直豎起的墻，減少渦卷的形成，達(dá)到減阻的目的。翼尖小翼的另一個(gè)解釋是相當(dāng)于擴(kuò)展了有效翼展，更大的翼展意味著可以降低速度而達(dá)到同樣的升力，達(dá)到減阻目的。用航空術(shù)語來說，就是通過更大的展弦比來提高升阻比，從而降低誘導(dǎo)阻力。

早期的翼尖小翼就是翼尖上簡單的垂直小翼，但翼尖小翼的額外重量要求對機(jī)翼作額外加強(qiáng)，小翼本身的重量也間接增加了阻力。更有甚者，垂直的小翼和水平的機(jī)翼的轉(zhuǎn)角處容易形成不利氣動(dòng)干擾，處理不好會(huì)帶來額外阻力。所以早期翼尖小翼的應(yīng)用毀譽(yù)參半，尤其是很多在現(xiàn)有設(shè)計(jì)上“硬性嫁接”的翼尖小翼，時(shí)尚和美觀因素多于氣動(dòng)上的益處。波音737NG上的翼尖小翼與機(jī)翼圓滑對接，減少了不利氣動(dòng)干擾的影響，同時(shí)略微外傾，更加有利于產(chǎn)生升力，號(hào)稱在長途航線上可以降低油耗4%。由于翼尖渦卷具有很大的橫向流動(dòng)速度分量，小翼的縱向局部真實(shí)速度降低，容易進(jìn)入失速，大大降低小翼的效果。空客A320“經(jīng)典型”的翼尖小翼則同時(shí)向上和向下延展，進(jìn)一步減少翼尖渦卷，降低翼尖小翼失速的影響。

　　若干種不同的翼尖小翼，右為最新的“鯊翅”小翼

　　A320采用這樣的上下小翼

　　波音737NG的融合小翼

　　波音737MAX的雙羽小翼

　　雙彎刀小翼

　　盒式或環(huán)形小翼

　　S形小翼

2012年之后，空客在新的A320上推出“鯊魚翅”小翼，外形與波音737NG的翼尖融合小翼驚人地相似，以至于引來專利侵權(quán)官司。空客版的“鯊魚翅”號(hào)稱可以比現(xiàn)有的翼尖小翼節(jié)油4%，或者增加185公里航程，或者增加450公斤載重量。更重要的是，2010年后下線的A320的翼尖結(jié)構(gòu)已經(jīng)預(yù)留接頭，只需要簡單換裝，就可以采用新的“鯊魚翅”小翼。更早的A320要換裝的話，需要一點(diǎn)結(jié)構(gòu)改裝，但也是可以換裝的。與此同時(shí)，波音最新的773MAX推出“雙羽”小翼，相當(dāng)于把737NG的翼尖融合小翼增加了空客A320那樣的下小翼。波音號(hào)稱比翼尖融合小翼進(jìn)一步節(jié)油1.6%。波音還推出“雙彎刀”小翼，與“雙羽”相似，但小翼前緣像土耳其彎刀一樣是弧線的，進(jìn)一步降低阻力。波音號(hào)稱“雙彎刀”小翼比翼尖融合小翼進(jìn)一步降低油耗2%。

更進(jìn)一步的是盒式小翼，這相當(dāng)于把傳統(tǒng)的單片式小翼用一個(gè)矩形“隧道”來代替，上下的水平翼面相當(dāng)于雙翼，成為額外的機(jī)翼翼面，產(chǎn)生升力。左右的垂直翼面中，內(nèi)側(cè)的垂直部分相當(dāng)于大型翼刀，阻止因?yàn)闄C(jī)翼后掠而導(dǎo)致的上表面氣流橫向流動(dòng)，降低升力損失;外側(cè)的垂直部分相當(dāng)于傳統(tǒng)翼尖小翼，阻止翼尖氣流渦卷。盒式小翼雖然結(jié)構(gòu)部件更多，但頂端的“橫梁”對結(jié)構(gòu)起到加強(qiáng)作用，降低了傳統(tǒng)翼尖小翼的結(jié)構(gòu)加強(qiáng)要求，實(shí)際上減輕了結(jié)構(gòu)重量。與盒式小翼相似的是環(huán)形小翼，這事實(shí)上不是完全的環(huán)形，更像融合小翼在翼尖繼續(xù)向內(nèi)側(cè)圓滑彎曲，并繼續(xù)延續(xù)向下，直至與機(jī)翼結(jié)合。與盒式小翼相比，環(huán)形小翼在受力和降低不利氣動(dòng)干擾方面更加有利。

比較折中的是S形翼尖小翼，從正面看，好像一個(gè)向外彎曲的鉤子。翼尖小翼減少翼尖渦卷的繞流，但翼尖小翼本身在自己的翼尖也有渦卷繞流，自外而內(nèi)，自上而下。這也形成阻力，盡管強(qiáng)度已經(jīng)比原來的機(jī)翼翼尖阻力降低很多。在小翼翼尖再增加向外的“小小翼”，可以降低這個(gè)阻力。從外形上看，這就像斜躺著的S。這也可以看成環(huán)形小翼的內(nèi)側(cè)一半。與盒式或者環(huán)形小翼相比，S形小翼比較簡單，但結(jié)構(gòu)和受力設(shè)計(jì)依然比“雙羽”或者“雙彎刀”設(shè)計(jì)復(fù)雜。

不過翼尖小翼在靠近翼尖的部位產(chǎn)生額外升力，這對減阻增升有好處，但翼根的彎折扭矩增大，需要額外加強(qiáng)，導(dǎo)致重量增加，部分抵消了減阻增升的好處。為了降低額外增加的彎折扭矩，另一種思路是在把翼尖小翼反一個(gè)方向，向下而不是向上，但在向下延伸的同時(shí)，向內(nèi)稍稍彎曲。這樣一方面阻止機(jī)翼下表面的橫向氣流越過翼尖繼續(xù)橫向流動(dòng)，產(chǎn)生翼尖渦卷，又使得橫向氣流的沖刷產(chǎn)生一定的向下的負(fù)升力，抵消部分靠近翼尖的額外升力，降低翼根的彎折扭矩，降低結(jié)構(gòu)加強(qiáng)要求。這樣降低了小翼增升的作用，但減阻作用依然保留。

但翼尖小翼只是傳統(tǒng)的筒-翼布局飛機(jī)減租的一部分。美國空軍研究所正在研究一系列新穎的技術(shù)，尤其是可以直接應(yīng)用于機(jī)體或者機(jī)翼表面的新技術(shù)，其中有些可以用于現(xiàn)有飛機(jī)的改裝。

　　層流(左)阻力較小，湍流(右)阻力較大

30年代曾流行過波紋板制作的機(jī)身，那時(shí)是為了在降低重量的同時(shí)增加機(jī)體剛性，但順著氣流方向的波紋結(jié)構(gòu)有利于理順機(jī)體表面氣流，促進(jìn)層流，降低阻力

機(jī)體表面的摩擦阻力是飛行阻力的一大來源，保持層流、降低湍流有利于降低摩擦阻力。空氣是有粘性的，粘性流體的流動(dòng)分層流狀態(tài)和湍流狀態(tài)。在層流狀態(tài)下，流動(dòng)分層有序，沒有漩渦或者回流;在湍流狀態(tài)下，就存在漩渦、回流、亂流現(xiàn)象。可以想象，漩渦、回流中的反向流動(dòng)必然增加阻力，所以減少湍流可以降低阻力。如果把平整的機(jī)體表面沿前進(jìn)方向做成波紋狀的紋理，就好像30年代老式客機(jī)一樣，可以理順機(jī)體表面的氣流，促進(jìn)層流。空客在1989年用一架A320做過試驗(yàn)，在70%的機(jī)體表面貼敷波紋塑料薄膜，紋路沿縱向展開，取得差不多2%的減阻效果。但塑料薄膜的耐久性不好，破損、剝落反而造成更大的表面不平整，引起湍流阻力。日常維護(hù)也不容易，要把波紋的紋理理順、對齊很不容易，但不理順、對齊則反而適得其反。這個(gè)方法沒有推廣。但現(xiàn)在有一種新方法，在機(jī)體噴漆的時(shí)候，直接形成波紋紋理，耐久性大大提高，使這個(gè)方法具有實(shí)用潛力。

另一個(gè)方法是可控蒙皮。原則上說，蒙皮形狀應(yīng)該圓整平順，但蒙皮外面的空氣流場很復(fù)雜，不僅受到機(jī)體形狀的影響，還受到飛行姿態(tài)和速度、高度等因素的影響。主動(dòng)改變蒙皮的凸起和凹陷可以控制局部邊界層(也稱附面層)的厚度和形狀，理順接近機(jī)體表面的氣流，延遲湍流的產(chǎn)生。采用柔性蒙皮和液壓作動(dòng)是傳統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)方法，但另一個(gè)更加新異的方法是采用記憶合金。記憶合金會(huì)可以根據(jù)特定外部條件而變形，比如說，溫度升高時(shí)，自動(dòng)延展;溫度下降時(shí)，自動(dòng)收縮。采用記憶合金之后，不僅可控蒙皮的作動(dòng)機(jī)構(gòu)極大地簡化、減輕重量，而且可以用于更大幅度的渦流發(fā)生器、擾流片等裝置。比如說，起飛著陸時(shí)速度較低，需要較大的尾翼面積才能提供足夠的控制力矩;但高速巡航時(shí)，很大的尾翼就成為阻力的來源。放寬靜穩(wěn)定性是一個(gè)過大尾翼面積的解決途徑，可控渦流則是另一個(gè)途徑，比如F-18的邊條就在大迎角時(shí)產(chǎn)生強(qiáng)烈渦流，掃過外傾的雙垂尾時(shí)，增加垂尾的氣動(dòng)功效，加強(qiáng)大迎角飛行的飛控能力。問題是，邊條或者其他形式的渦流發(fā)生裝置在正常巡航時(shí)生額外阻力。采用記憶合金制造邊條的話，就有可能按巡航要求設(shè)計(jì)較小的垂尾，在溫度較高的低空低速和起飛著陸條件下自動(dòng)“長”出來邊條，補(bǔ)償尾翼的氣動(dòng)功效;在寒冷的高空巡航時(shí)，自動(dòng)縮回去，減少阻力。另外，記憶合金也能按照壓力變化自動(dòng)變形。這樣的話，在蒙皮上氣動(dòng)壓力降低、局部氣流分離在即的時(shí)候，自動(dòng)鼓起來，推遲湍流的產(chǎn)生，這是記憶合金的另一種應(yīng)用。

巧妙利用材料或者涂層的化學(xué)性質(zhì)也可以改表局部氣流。比如說，空氣中是含有水分的。親水性表面可以有意識(shí)地把氣流“拉近”，疏水性表面可以有意識(shí)地把氣流“推遠(yuǎn)”。有意識(shí)地利用這種改變局部氣流走向的能力，可以補(bǔ)償因?yàn)榻Y(jié)構(gòu)或者其他考慮而不得已而為之的不利局部形狀造成的氣流畸變和阻力。

空氣中的壓力波以音速傳遞。所以在亞音速飛行時(shí)，前方氣流分層有序地向兩側(cè)“讓開”;但在超音速飛行時(shí)，飛行速度超過空氣中的壓力波傳遞速度，前方空氣不僅不會(huì)讓開，而且會(huì)擠壓在一起，形成像石墻一樣致密的激波。超音速飛機(jī)好像頂著一把無形的激波傘在空氣中前行，阻力可想而知。速度越高，激波錐越尖銳，所以飛機(jī)速度跨過音障之后，激波阻力反而隨速度下降。問題是高亞音速飛機(jī)在整體上飛行速度低于音速，但局部氣流速度是超過音速的，尤其在機(jī)翼前緣和機(jī)頭錐等前緣部位。這種低超音速的激波阻力最大，所以是高超音速為巡航速度的民航客機(jī)和軍用運(yùn)輸機(jī)的大敵。

好在音速不是固定的，而是隨空氣溫度升高而升高的。如果局部加熱空氣，使得局部音速提高到氣流速度以上，在理論上可以消除這樣的局部激波阻力，至少可以改變激波形成的位置和強(qiáng)度，達(dá)到降低激波阻力。加熱蒙皮不是好辦法，熾熱的蒙皮不僅造成結(jié)構(gòu)問題，還受限于空氣的導(dǎo)熱能力，難以實(shí)質(zhì)性地加熱前方空氣，而好不容易加熱的空氣早就由于氣流流動(dòng)而跑到并不需要加熱的機(jī)翼后方去了。必須采用等離子加熱。輕型等離子加熱裝置可以安裝在容易產(chǎn)生跨音速激波的部位，可以根據(jù)飛行條件的變化迅速加熱。洛克希德的研究表明，每一個(gè)等離子加熱裝置只需要幾千瓦的功率，對整個(gè)機(jī)翼前緣進(jìn)行等離子加熱處理的話，升阻比可以提高0.5-1%。在C-5“銀河”這樣的巨型運(yùn)輸機(jī)機(jī)翼前緣加裝一排等離子加熱裝置的話，重量代價(jià)為310磅(約140公斤)，消耗200千瓦的直流電力，改裝耗資25500美元。如果對整個(gè)C-5機(jī)隊(duì)改裝的話，在30年里，可望節(jié)約1000萬加侖(約3795萬升)然后，價(jià)值約5.4億美元。