[科普中国]-跨音速翼型

超临界翼型简介

美国NASA(国家航空和航宇局)惠特科姆(R.T.Whitcomb)在六十年代提出的一种适用于超临界马赫数飞行器的跨音速翼型。

一般翼型在超临界状态下，翼表面的超音速流将形成激波，随着马赫数增加，激波的尺寸和强度猛增，损失加大。激波后的压力陡增引起附面层分离，增加气流紊流度，使阻力剧增，升力骤降，力矩猛烈波动，并发生抖振。若不采取措施，将导致飞行危机。

超临界翼型的形状见图，翼型头部比较丰满，消除了前缘的负压峰，使气流不致过早达到音速。上表面中部比较平坦，有利于减小激波强度，后部向下弯曲，有利于缓和激波诱导的附面层分离。为了弥补上表面平坦而引起的升力不足，下表面后部有一个向里凹进去的反曲段，使后部升力增加，称为后部加载。后缘上下表面相切，可缓和上表面的压力恢复。在跨音速飞行时，这种翼型上虽有激波，但强度不大，甚至接近无激波状态。1

NASA超临界翼型发展二十世纪60年代到70年代在NASA内部集中力量发展了具有二位跨音速紊流流动病能提高阻力发散马赫数的实用翼型，同时该翼型能够保持可接受的低速最大胜利和失速特性，这就是所谓的超临界机翼。这种建立在带有等熵再压缩的局部超音速流概念上的独特翼型形状的特点是：具有大的前缘半径，在上表面中部区域减小曲率，同时具有大的后弯度。

就目前为止NASA超临界翼型的发展至少经历了三个阶段。

阶段1超临界机翼的典型代表是开缝超临界机翼。该翼型的3/4弦长附近的上下表面之间开了一条缝，以给上下表面层增加能量和延迟分离。其上表面大部分区域保持着超音速流，当超过临界马赫数后具有良好的亚音速阻力增长特性。

阶段2超临界机翼设计是在上面提到的设计准则基础上设计的。每一翼型的设计条件是通过指定最大厚度和升力系数而让马赫数“浮动”来建立的，以便翼型能达到一般设计和非设计压力分布。该阶段所有的设计均假定在3%弦长处达到全紊流。

阶段3超临界机翼是在阶段2的基础上发展的。当阶段2的超临界翼型提出后，人们担心超临界翼型的后缘半径太大而不能获得很好的低速特性，以及翼型的低头力矩太大和翼型后缘剪头的结构空间不够大。阶段3的发展就是为了结局这些问题。2

尖峰翼型一种跨音速翼型。其压力分布在上表面前部具有明显的负压峰，故名尖峰翼型。起初，为了提高临界马赫数，常设计翼型上表面具有均匀的压力分布，避免负压峰，使气流均匀加速。这样的翼型称平顶翼型。平顶翼型可以提高临界马赫数，’但很有限，当超过临界马赫数时，激波的不利影响迅速增长。尖峰翼型的前部有一个负压峰，气流经过前缘很快加速到超音速，一出现超音速区，但只要设计得当，翼面上发生的膨胀波经音速线反射而形成压缩波(压缩波回到翼面上再反射仍为压缩波)，气流经过压缩波接近等熵地减速扩压，最后经过一道很弱的激波变成亚音速流，从而避免了激波所引起的严重损失及其他有害现象。尖峰翼型与平顶翼型的比较见图。尖蜂翼型的临界马赫数虽然不高，但激波失速马赫数很高，可以使用于该马赫数以前的超临界状态。对尖峰翼型改形，也可得到后部加载的尖峰翼型(参见超临界翼型)。1