[科普中國(guó)]-阻力發(fā)散馬赫數(shù)

簡(jiǎn)介

阻力發(fā)散馬赫數(shù)的計(jì)算對(duì)飛航式武器設(shè)計(jì)，飛機(jī)副油箱設(shè)計(jì)是很重要的間題之一，而且當(dāng)前民航機(jī)正朝著寬機(jī)身結(jié)構(gòu)、高巡航速度發(fā)展，有關(guān)阻力發(fā)散馬赫數(shù)的估算也提到日程上來(lái)了。用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方法確定阻力發(fā)散馬赫數(shù)比較精確，但耗資太大。在初步選型設(shè)計(jì)階段往往需要既經(jīng)濟(jì)又迅速地計(jì)算出阻力發(fā)散馬赫數(shù)。

機(jī)翼是飛行器產(chǎn)生升力和阻力的主要部件，而構(gòu)成機(jī)翼的翼型對(duì)飛行器性能有很大影響。高亞音速飛行器在滿(mǎn)足特定位置翼型厚度的前提下，需保證其具有良好的高速巡航特性，同時(shí)具有較大的阻力發(fā)散馬赫數(shù)，確保飛行器在馬赫數(shù)0.85可以正常使用。

定義阻力發(fā)散馬赫數(shù)是指阻力系數(shù)隨自由流馬赫數(shù)變化時(shí)，阻力系數(shù)關(guān)于自由流馬赫數(shù)偏導(dǎo)數(shù)等于0.1時(shí)所對(duì)應(yīng)的馬赫數(shù)。1

阻力馬赫數(shù)相關(guān)因素分析圖（a）和圖（b）分別為巡航馬赫數(shù)Ma=0.78和Ma=0.84的民用客機(jī)在半翼展70%處的壓力系數(shù)分布，分別記為剖面A和剖面B。剖面A巡航狀態(tài)下壓力峰值約為-1.15、當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)為1. 17，剖面B巡航狀態(tài)下壓力峰值約為-1、當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)為1. 13。由此可見(jiàn)，雖然由于巡航馬赫數(shù)較高迫使剖面B的頭部峰值明顯低于剖面A，但當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)仍然維持在1. 1~1. 2之間，這與Burdges K P和Obert E在各自的文章中提到的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則一致，Obert E還進(jìn)一步指出了該準(zhǔn)則不僅有利于提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)，也有利于阻力蠕增特性，張宇飛在文章中指出如果當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)提高將使翼型向“尖峰”翼型方向發(fā)展。兩者都在頭部峰值以后激波之前維持了一定的逆壓梯度，這明顯有利于在巡航點(diǎn)消弱激波阻力。而且，在翼型固定升力系數(shù)條件下，頭部峰值隨馬赫數(shù)增加而降低，翼型中部壓力分布會(huì)逐漸抬高，這一趨勢(shì)也可通過(guò)對(duì)比圖(a)和圖(b)中巡航狀態(tài)和阻力發(fā)散狀態(tài)的壓力系數(shù)分布看出。如果波前沒(méi)有逆壓梯度，那么當(dāng)馬赫數(shù)增加到阻力發(fā)散狀態(tài)時(shí)波前將會(huì)有一定的順壓梯度，氣流在波前一直保持加速狀態(tài)，會(huì)造成波前馬赫數(shù)較高，激波強(qiáng)度較大。而逆壓梯度區(qū)的存在會(huì)控制波前當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增加，進(jìn)而控制了激波強(qiáng)度的增加，有利于提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)。2

高阻力發(fā)散馬赫數(shù)機(jī)翼設(shè)計(jì)設(shè)計(jì)要求1）設(shè)計(jì)點(diǎn)1：設(shè)計(jì)速度為Ma=0.8，翼型阻力較基礎(chǔ)翼型減小，翼型的設(shè)計(jì)升力系數(shù)為0.12,翼型的雷諾數(shù)為：Rel；

2）設(shè)計(jì)點(diǎn)2：設(shè)計(jì)速度為Ma=0.65 ，翼型阻力較基礎(chǔ)翼型減小，翼型的設(shè)計(jì)升力系數(shù)為0.18翼型的雷諾數(shù)為：Re2；

3）翼型弦向77.8%處的相對(duì)厚度大于6.3%；

4）翼型在馬赫數(shù)0.85時(shí)可以正常使用。

在考慮特定位置絕對(duì)厚度的前提下，首先對(duì)設(shè)計(jì)點(diǎn)1、設(shè)計(jì)點(diǎn)2以及阻力發(fā)散馬赫數(shù)要求進(jìn)行權(quán)衡考慮，采用反設(shè)計(jì)程序優(yōu)化設(shè)計(jì)基礎(chǔ)翼型;按約束條件下的最小誘導(dǎo)阻力準(zhǔn)則，合理確定機(jī)翼設(shè)計(jì)狀態(tài)的最佳目標(biāo)展向升力分布，以及機(jī)翼各順流剖面的幾何扭轉(zhuǎn)角分布，按結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求配置厚度分布構(gòu)成初始機(jī)翼外形;計(jì)算初始機(jī)翼外形在設(shè)計(jì)狀態(tài)下的壓力分布及氣動(dòng)力特性，權(quán)衡不同設(shè)計(jì)點(diǎn)要求以及機(jī)翼的升阻特性、阻力發(fā)散特性，對(duì)翼型配置及扭轉(zhuǎn)角分布進(jìn)行適當(dāng)優(yōu)化，并對(duì)此機(jī)翼的氣動(dòng)性能進(jìn)行全面分析。

翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)基礎(chǔ)翼型滿(mǎn)足在弦向77.8%處6.3%的相對(duì)厚度，但是翼型的前緣鈍度較大且翼型最大厚度位置靠前。

圖1為基礎(chǔ)翼型設(shè)計(jì)點(diǎn)1壓力分布，該翼型在設(shè)計(jì)點(diǎn)1及較高馬赫數(shù)下激波較強(qiáng)，激波位置比較靠前，阻力發(fā)散馬赫數(shù)相對(duì)較小;圖2為基礎(chǔ)翼型設(shè)計(jì)點(diǎn)2壓力分布，在設(shè)計(jì)點(diǎn)2翼型上、下表面壓力分布會(huì)出現(xiàn)較大的負(fù)壓力峰值，轉(zhuǎn)挨點(diǎn)前移，層流附面層范圍較小，摩擦阻力相對(duì)較大。

根據(jù)特定位置所需的絕對(duì)厚度要求，在滿(mǎn)足絕對(duì)厚度的前提下，適當(dāng)?shù)臏p小內(nèi)翼翼型的相對(duì)厚度及前緣鈍度，并將最大厚度位置適當(dāng)后移，增加上下翼面的層流區(qū)范圍。通過(guò)優(yōu)化改進(jìn)設(shè)計(jì)，翼型表面壓力分布變得較為平坦，有利于減小激波強(qiáng)度及提高臨界馬赫數(shù)。翼根及翼稍處翼型后部適當(dāng)加大后加載程度以彌補(bǔ)翼型升力。3