基本介紹
- 中文名：邊條翼構型
- 外文名：Strake wing configuration
- 設計基礎：常規後掠翼或三角翼布局
- 作用：改善大迎角時的氣動特性
- 優點：具有良好的超音速氣動特性
- 缺點：不適於低速、亞音速小迎角情況
背景,作用,邊條外形設計,氣動布局,優缺點,
背景
戰鬥機上邊條翼的採用是一項成功地利用脫體渦提高飛機性能的氣動設計技術。它的出現與傳統的飛機設計存在不少局限性有很大關係。60年代出現的一些先進戰鬥機的飛行速度已經達到2倍甚至3倍音速。如美國的F-4，F-104，F-105，F-106以及蘇聯的米格-21等。3倍音速的則有SR-71和米格-25等。這些飛機從空戰的角度看存在許多嚴重的不足，一是由於採用後掠翼或三角翼導致飛機的低速性能較差，升阻比低；二是在大迎角飛行時，容易出現失速，極大地影響了機動性；三是橫側穩定性較差。為克服常規後掠翼戰鬥機的缺陷，變後掠翼飛機應運而生。但變後掠翼也存在大迎角飛行時容易失速和機動性差的問題。在這種情況下，邊條翼布局出現了。這是脫體渦流型在戰鬥機上的首次成功運用。
作用
邊條翼是在常規後掠翼或三角翼布局基礎上，在機翼前緣翼根部延伸出一對貼近機身的狹長、尖前緣、大後掠(通常在70°~80°)翼片。通常邊條都設計成與機身和主翼完全融合的形式。邊條翼所起的作用正像“協和”式飛機的尖前緣一樣，它在一定的迎角下即開始出現氣流分離，形成很強的脫體渦拖向主翼面上方，從而可產生脫體渦附加升力。對戰鬥機來說，邊條翼的採用能極大地改善飛機性能，克服了常規後掠翼、變後掠翼飛機的不足。具體作用如下：
邊條翼為機身與機翼的聯接處
邊條翼為機身與機翼的聯接處①協調不同速度範圍對機翼形狀要求的矛盾。在高速巡航情況下，邊條翼的作用不明顯。在低速下，邊條翼產生的旋渦可以使主翼面產生很大的渦升力。在一定的迎角範圍，升力可比常規後掠翼增加25%~100%，大大改善了飛機的低速特性。
②大幅度減小波阻。在超音速飛行時，邊條翼使激波強度大為減弱，從而提高了整個機翼的氣動效率。實驗表明，邊條翼可以使配平阻力減少大約20%。
③提高機動性。通常，飛機機翼在超過一定的迎角時，氣流不可避免地出現分離，升力係數會大大下降，從而出現失速現象。利用邊條翼產生的脫體渦，會對基本翼產生有利的干擾，使邊界層內氣流動能增加，從而增強其抗拒分離的能力。實驗表明，邊條翼可把基本翼的失速角提高近10°，把最大升力係數提高60%，這就大大提高了飛機的大迎角機動飛行能力。
④改善飛機的穩定性一常規機翼的分離屬不穩定分離，受迎角、馬赫數、雷諾數的影響很大，而邊條翼的前緣是一種穩定的三元渦，分離線基本固定在前緣?因此隨迎角的變化，邊條翼上始終是一種以脫體渦流動為主的流態，從而使氣動力的變化比較和緩，機動飛行時的穩定性也將得到改善。
自60年代末開始，美國通過系統研究逐步使邊條翼設計得以成熟。第一架成功地採用邊條翼並結合主動控制技術的是F-16戰鬥機，大大提高了各方面性能，是當今性能最好的作戰飛機之一。接著，美國利用邊條翼技術研製出了F/A-18戰鬥機，它是兼有攻擊能力的艦載飛機，制空作戰能力也十分突出。它的機動能力極強，被譽為目前大迎角機動能力最強的飛機。蘇聯在70年代末發展的米格-29和蘇-27也採用了邊條翼，大大提高了機動性，縮小了蘇聯戰鬥機長期以來機動性方面與美國的差距。一般認為，邊條翼布局是未來戰鬥機的標準模式。美國第4代先進戰鬥機F-22就採用了邊條翼布局，其超音速巡航能力以及敏捷性是前所未有的。
邊條外形設計
（1）設計方法。邊條的外形設計有兩種方法即經驗方法和理論方法。
（2）邊條外形對渦破裂位置的影響：
- 邊條渦在機翼後緣破裂的迎角(渦破裂不影響機翼流場時迎角的大小)；
- 邊條渦破裂後的發展(渦破裂在機翼上表面前移的速度)。
（3）面積變化。對三種不同面積的邊條研究結果表明：面積小的邊條渦的強度較低，旋渦在機翼後緣破裂的迎角也較小；而且在相同的迎角下，其破裂位置更靠前，三種邊條渦的外形相似，它們的渦破裂特性基本相同。在攻角約為40°時，渦的破裂位置對每種邊條均在邊條根弦的1/3左右(從邊條頂尖算起)。
（4）長細比變化。在戰鬥機設計時，邊條展長的選擇還受其他因素的影響。因此在邊條相對半展長受限制時，改變邊條長細比是一個辦法，但改變長細比的同時也帶來邊條面積的變化。邊條長細比減小導致旋渦在機翼後緣破裂的迎角也較小和旋渦破裂位置前移。當然這不完全是長細比的影響，還包括面積減小的影響。研究對比結果表明，邊條長細比是影響邊條氣動性能的一個重要參數，所以長細比較大些好。
（5）外形的影響。邊條外形的不同會帶來旋渦強度的變化和破裂點位置的差異，試驗研究的結果表明，流線形的邊條對旋渦的特性有好處。
- 目前，邊條翼理論設計方法尚不是一種完善的方法，用三維位流計算的邊條/機翼/機身組合體大迎角特性也不夠準確。可以利用理論方法給定不同參數計算出大量各種不同外形的邊條，經過初步分析篩選後，選用較好的邊條，再進行水洞和風洞實驗，可以減小實驗的工作量。
- 根據風洞實驗和水洞實驗的相關性研究，用水洞測出的旋渦特徵參數對不同邊條進行相對比較，結果是可信的。由於水洞實驗更為簡便，在水洞中進行篩選實驗更為經濟。
- 影響邊條性能最主要參數是面積，其次是邊條的長細比，要得到好的邊條性能，首先要有一定大小的邊條面積，在面積確定後要選用較大的長細比的邊條。
- 可在一種面積比較大的性能較好的邊條基礎上，用不同的修形方法減小面積，可能在攻角低於30°的範圍內，得到性能相近或更好的邊條。在攻角大於30°的大迎角範圍內主要取決於邊條面積。
- 尖拱形邊條比反彎形邊條的性能好。
氣動布局
氣動布局的要求是 ：
(1)選擇邊條翼和其他氣動布局部件的幾何參數以保證大迎角時的升力增量，並在中小迎角時減小阻力提高空氣動力效率。
(2)匹配邊條和尾翼布局以保證必要的縱向穩定性和操縱性。
優缺點
邊條翼是七十年代出現的超音速殲擊機新機種所採用的一種機翼。現代超音速殲擊機，除了應有合乎要求的超膏速飛行性能外，還必須有優越的跨音速格鬥機動性。加裝邊條後，在亞、跨音速範圍內，當迎角不大時，氣流就從邊條前緣分離，形成流動穩定的前絕渦，在它的誘導作用下，不但內翼部分升力增加，外翼氣流也受到控制，使之不發生無規則的分離。可見，在邊條翼上存在著兩種流型：內翼是前緣渦流型，外翼是附著流流型，因此，邊條翼也稱為“混合流型機翼”或“混合機翼”。邊條翼的這種流動特點，提高了機翼的臨界迎角和抖振邊界，保證飛機具有良好的亞、跨音速氣動特性。
在超音速情況下，由於內翼部分相對厚度小，後掠角大，其減阻作用可以使整個邊條翼的零升阻力接近細長翼的水平。此外，還由於從亞音速到超音速，邊條翼的空氣動力中心變化小，使配平阻力減小。所以，邊條翼也具有良好的超音速氣動特性。
邊條翼在氣動特性上也有其弱點。例如，在低速和亞、跨音速小迎角情況下，它的升力和阻力特性不如相同面積的無邊條翼好，力矩隨迎角變化不呈線性等。後者可以套用隨控布局技術加以解決。
