機翼彎度

機翼彎度

機翼彎度(wing camber)表現在機翼剖面的彎曲程式,平直翼的機翼彎度一般為零。多段翼型中襟翼、縫翼等翼面的控制可以改變機翼彎度,從而一定程度上提高升阻比,改善飛機機動性能。

機翼彎度控制

圖1 圖1

機翼彎度控制又稱為“任務適應機翼”。它是主動控制技術功能之一。通過控制系統控制機翼前緣和後緣機動襟翼等,使機翼剖面彎度依飛行任務的需要連續編號,以達到提高升阻比、改善飛機機動性能的目的。前後緣機動襟翼利用柔性玻璃纖維製成,多段鉸接連線,可使機翼彎度連續平滑地改變,能更有效地提高升阻比。

對機翼彎度控制較為頻繁的機翼,有自適應機翼,其原理就是通過改變機翼彎度適應飛行環境改善飛機機動性能。

自適應機翼

簡介

自適應機翼亦稱變彎度機翼,它是一種有柔性的前緣和後緣,翼面為連續、光滑、沒有開縫或滑動接頭的機翼。該機翼的外形及彎度可根據任務需要而致變。

自適應機翼的翼型由內部聯動裝置來控制,使其能隨飛行高度、Ma、後掠角和所需要的升力變化而變化,其目的是改變機翼表面流動情況,減少分離,使其在每一個飛行狀態下都能獲得最大的升阻比和升力係數,以改善其氣動性能。

主要功能

自適應機翼的主要功能有:

直接升力控制。自適應機翼通過改變機翼表面彎度而不需改變機翼迎角,就能使飛機的升力發生變化,因此,可使飛機在不改變姿態的情況下,改變飛行高度。

巡航彎度控制。通過精確地調整翼型,使飛機獲得最大升阻比,從而提高航程。

機動載荷控制。機動飛行時,通過機翼內外段彎度控制,使機翼內段彎度大於外側彎度,從而降低機翼彎矩。這樣,一定強度的機翼結構,就可承受更大過載,使殲擊機具有良好的機動性能,而相對於一定的機動過載而言,則可以減輕機翼的結構重量。

減緩陣風載荷。在遇到向上陣風時,變彎度機翼外側翼段彎度自動減小,從而減小陣風引起的附加升力,減小低空飛行時的顛簸,同時亦可提高飛機的疲勞壽命。

橫滾控制。通過左右機翼彎度控制,代替左右副翼偏轉造成左右升力不同而進行橫滾控制。例如,左翼彎度比右翼大,則左翼升力大於右翼,飛機右滾。

1.

直接升力控制。自適應機翼通過改變機翼表面彎度而不需改變機翼迎角,就能使飛機的升力發生變化,因此,可使飛機在不改變姿態的情況下,改變飛行高度。

2.

巡航彎度控制。通過精確地調整翼型,使飛機獲得最大升阻比,從而提高航程。

3.

機動載荷控制。機動飛行時,通過機翼內外段彎度控制,使機翼內段彎度大於外側彎度,從而降低機翼彎矩。這樣,一定強度的機翼結構,就可承受更大過載,使殲擊機具有良好的機動性能,而相對於一定的機動過載而言,則可以減輕機翼的結構重量。

4.

減緩陣風載荷。在遇到向上陣風時,變彎度機翼外側翼段彎度自動減小,從而減小陣風引起的附加升力,減小低空飛行時的顛簸,同時亦可提高飛機的疲勞壽命。

5.

橫滾控制。通過左右機翼彎度控制,代替左右副翼偏轉造成左右升力不同而進行橫滾控制。例如,左翼彎度比右翼大,則左翼升力大於右翼,飛機右滾。

相關套用

圖2 圖2

變彎度機翼將在下一代先進技術戰鬥機上得到套用。有資料之處,套用變彎度機翼可使飛機總重下降10%,航程增大15%,升限提高25%,可用過載提高20%。變彎度機翼(自適應機翼)的前期技術為空戰襟翼,或稱機動襟翼,該技術目前已在戰鬥機上得到套用。機動襟翼通常由前緣機動襟翼和後緣襟翼兩部分組成:該襟翼與普通襟翼最大的區別在於,它不僅僅是在飛機起飛著陸時使用,還能根據飛行狀態(飛行Ma和迎角)自動偏轉,以F-5E為例,在起飛和降落時,前襟下偏24°,後襟下偏20°;中速機動時,前襟下偏24°,後襟下偏8°;超聲速時前後襟都處於0°狀態(右圖)。隨著主動控制技術的提高,F-14和F-16等飛機上的機動襟翼,已做到可根據Ma和迎角自動連續調節。

機動襟翼的基本原理同變彎度技術相同,亦即利用機動襟翼,改變機翼的彎度,改善機翼表面的氣流特性,延緩氣流分離,從而提高升阻比,增大最大升力係數,因而可提高可用過載,增大航程和升限。

相關詞條

熱門詞條

聯絡我們