姜偉華

（南京航空航天大學(xué)金城學(xué)院，南京 211100）

B747飛機(jī)空氣動(dòng)力特性研究

姜偉華

（南京航空航天大學(xué)金城學(xué)院，南京 211100）

波音747是世界上第一款寬體民用飛機(jī)，是在上個(gè)世紀(jì)六十年代末由美國(guó)波音公司推出的大型商用寬體客/貨運(yùn)輸機(jī)。作為先進(jìn)的民用飛機(jī)在設(shè)計(jì)過程中是離不開空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)的，而飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性是分析和計(jì)算飛機(jī)性能的重要依據(jù)，也是分析飛機(jī)平衡性、穩(wěn)定性以及操縱原理的重要基礎(chǔ)。

B747飛機(jī)；空氣動(dòng)力；特性

1 B747飛機(jī)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)及參數(shù)

1.1 設(shè)計(jì)特點(diǎn)

波音747的機(jī)翼懸臂式下單翼，外翼相對(duì)厚度為8%，翼根部相對(duì)厚度為13.44%，1/4弦線后掠角為37.5°。機(jī)翼的內(nèi)側(cè)是高速副翼，外側(cè)是低速副翼。采用三縫后退式襟翼，每側(cè)機(jī)翼上表面有擾流片，每側(cè)機(jī)翼前緣有前緣襟翼，尾翼為全動(dòng)水平尾翼。

1.2 部分設(shè)計(jì)參數(shù)

B747飛機(jī)部分設(shè)計(jì)參數(shù)（表1）。

表1 B747飛機(jī)部分設(shè)計(jì)參數(shù)

2 B747飛機(jī)空氣動(dòng)力特性分析

2.1 有限翼展的空氣動(dòng)力特性

（1）有限翼展的升力特性。取一段絲線，一端系上一個(gè)小棉球，將其放在處于風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段正迎角機(jī)翼的翼尖處。氣流流過機(jī)翼時(shí)，小球?qū)⑿D(zhuǎn)起來，連同絲線形成一個(gè)旋轉(zhuǎn)椎體。從機(jī)翼后面往前看，左翼尖小球順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，右翼尖小球逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，該現(xiàn)象說明了翼尖漩渦的出現(xiàn)。機(jī)翼左右翼尖后緣出現(xiàn)的漩渦叫做翼尖渦。

分析翼尖渦形成的原因，當(dāng)機(jī)翼處于正迎角，產(chǎn)生升力時(shí)，翼面的下表面壓力高于上表面，在壓差的作用下，下表面氣流繞過翼尖流向上表面，從而使下翼面流線從將機(jī)翼對(duì)稱面向翼尖傾斜，上翼面的則相反，由于上下翼氣流在后緣處具有不同流向、空氣的粘性作用以及漩渦的相互作用，漩渦面在翼后不遠(yuǎn)處卷成兩個(gè)大渦索，從而形成漩渦，并且在機(jī)翼后面形成了一個(gè)渦流面，并很快卷成兩束翼尖渦向后延伸出去。

由于翼尖渦的作用，機(jī)翼范圍內(nèi)誘導(dǎo)出了一個(gè)向下的速度為下洗速度（W），如圖1所示，流過機(jī)翼的空氣沿下洗速度和相對(duì)氣流速度（V）合速度方向流動(dòng)，且向下傾斜，這種氣流稱為下洗流（V′），傾斜角為下洗角（ε）。

綜上所示，有限翼展在中小迎角下的升力特性可歸納為：

1）同一迎角下展弦比越小的機(jī)翼，它的升力系數(shù)值也越小。這是因?yàn)檎瓜冶仍叫?，下洗越?qiáng)，所以有效迎角和升力系數(shù)值也就越小。

2）有限翼展的升力系數(shù)曲線斜率隨展弦比的減小而降低。有限翼展機(jī)翼的下洗角并非恒定，其隨著迎角（升力系數(shù)）的增加而成比例增大，機(jī)翼迎角每增加一度，有效迎角增加不到一度。展弦比越小下洗影響越大。有效迎角增加越少升力系數(shù)曲線斜率越低。

（2）有限翼展機(jī)翼的失速特性。B747飛機(jī)采用的是后掠梯形翼，至于梯形機(jī)翼，翼梢下洗角小，有效迎角大，首先會(huì)在翼梢附近發(fā)生氣流分離，因機(jī)翼失速總是從某個(gè)局部開始，然后蔓延到全翼，所以當(dāng)局部剖面的氣流已嚴(yán)重分離，其余大部分剖面并未失速，機(jī)翼升力系數(shù)還能隨迎角增加而增大，不過機(jī)翼的升力系數(shù)曲線斜率下降了。我們將局部出現(xiàn)嚴(yán)重氣流分離、升力系數(shù)曲線斜率顯著下降時(shí)的迎角稱為抖動(dòng)迎角。迎角從抖動(dòng)迎角增加到另一更大迎角時(shí)，機(jī)翼表面分離區(qū)進(jìn)一步擴(kuò)大，整個(gè)機(jī)翼升力系數(shù)達(dá)到最大值，此時(shí)迎角為機(jī)翼臨界迎角，升力系數(shù)為機(jī)翼的最大升力系數(shù)，此時(shí)在增大迎角，機(jī)翼的升力系數(shù)開始急速下降，機(jī)翼開始失速。

2.2 后掠翼的空氣動(dòng)力特性

由于B747飛機(jī)機(jī)采用1/4弦線后掠角為37.5°的后掠翼，其主要起減阻的作用，下面將詳細(xì)討論后掠翼的空氣動(dòng)力特性。

（1）后掠翼的低速空氣動(dòng)力特性。經(jīng)實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，空氣流過后掠翼時(shí)，從平面看流線將左右傾斜成S形，原因如下：

氣流流過后掠翼，其流速方向與機(jī)翼前緣既不平行也不垂直，可分解為兩個(gè)分速：一個(gè)是平行分速（Vt），在空氣流過機(jī)翼表面的過程中，平行分速基本不變；另一個(gè)垂直分速（Vn），同空氣以垂直分速流過一個(gè)平直翼一樣，垂直分速不斷發(fā)生變化。平行分速和垂直分速與前緣后掠角的關(guān)系是Vn=Vcosχ，Vt=Vsinχ。

在教學(xué)中對(duì)基礎(chǔ)工業(yè)工程的課程內(nèi)容加以重組與凝練，提出了六大教學(xué)專題內(nèi)容，從而形成基礎(chǔ)工業(yè)工程的教學(xué)體系。第一，基本概念部分。介紹基礎(chǔ)工業(yè)工程的基本概念、發(fā)展歷程、研究?jī)?nèi)容及體系結(jié)構(gòu)。第二，生產(chǎn)系統(tǒng)簡(jiǎn)介部分。介紹機(jī)械制造系統(tǒng)的組成和工藝過程等。第三，分析技術(shù)與方法部分。介紹程序分析、操作分析和動(dòng)作分析的技術(shù)與方法。第四，作業(yè)測(cè)定技術(shù)與方法部分。介紹時(shí)間研究、工作抽樣、預(yù)定時(shí)間標(biāo)準(zhǔn)法等作業(yè)測(cè)定技術(shù)以及工時(shí)定額的理論與方法。第五，現(xiàn)場(chǎng)管理技術(shù)與方法部分。介紹現(xiàn)場(chǎng)管理的基本概念、5S管理、目視管理、定置管理、異常管理與防錯(cuò)法等。第六，現(xiàn)代工業(yè)工程方法部分。介紹價(jià)值流圖、精益生產(chǎn)方式、看板管理等。

設(shè)有一個(gè)無限長(zhǎng)的平直翼，空氣以流速Vn流過機(jī)翼，若此時(shí)機(jī)翼以Vt向右運(yùn)動(dòng)，平行于翼展的相對(duì)氣流不會(huì)使機(jī)翼的氣動(dòng)特性發(fā)生變化。這χ種情況同空氣以流速V流過無限翼展斜置翼一樣，這樣，后掠角為的無限翼展后掠翼的升阻力特性，就可以利用無限長(zhǎng)直機(jī)翼的升阻力特性來求得。經(jīng)推導(dǎo)，后掠翼升阻力特性（用Cyχ，Cxχ表達(dá)）與對(duì)應(yīng)直機(jī)翼的升阻力特性（用Cy，Cx表達(dá)）之間表達(dá)式為

由以上三個(gè)公式可以看出，如果無限翼展后掠翼與無限翼展平直翼的法向迎角、垂直分速、法向弦長(zhǎng)、翼型均相同，那么后掠翼的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升力系數(shù)斜率都將小于平直翼。因此，后掠翼的低速空氣動(dòng)力特性不如平直翼好。而有限翼展后掠翼與無限翼，除翼根和翼尖部分有較大差別外其余部分均十分接近。

（2）后掠翼的亞聲速空氣動(dòng)力特性。在亞聲速階段，后掠翼的升力系數(shù)斜率同翼型一樣，隨飛行馬赫數(shù)的增加而增大。根據(jù)理論計(jì)算，在亞聲速階段，后掠翼的升力系數(shù)斜率由下式可以得到

式中，λ為展弦比；χ0.5為機(jī)翼1/2弦線的后掠角；。

在此階段，由于空氣壓縮性的影響，隨著飛行馬赫數(shù)的增加，機(jī)翼表面產(chǎn)生吸力的地方吸力更大，產(chǎn)生壓力的地方壓力更大，使得機(jī)翼上下表面的壓差增大，升力系數(shù)斜率增大。另外，在亞聲速階段，升力系數(shù)斜率還隨展弦比λ的增大而增大，隨后掠角χ的增大而減小。

2.3 B747飛機(jī)部分增升與減升、增（減）阻裝置介紹

B747飛機(jī)采用的增升減阻裝置主要有后退三開縫襟翼、克魯格襟翼、擾流板等。下面將將具體介紹其中一部分的原理與作用。

后退式開縫襟翼則是將上面兩種機(jī)翼結(jié)合起來。其特點(diǎn)是，能夠在襟翼向下偏轉(zhuǎn)增大相對(duì)彎度的同時(shí)，還能通過襟翼的向后滑動(dòng)增大機(jī)翼面積，因此增升效率比兩者單獨(dú)都高。

（2）前緣襟翼（克魯格襟翼）。前緣襟翼設(shè)置在機(jī)翼前緣，常用于高速飛機(jī)。因?yàn)楦咚亠w機(jī)一般采用前緣半徑較小的薄機(jī)翼，這種機(jī)翼在大迎角下容易在前緣就開始?xì)饬鞣蛛x，放下前緣襟翼，既能增加機(jī)翼剖面的相對(duì)彎度，又能減小前緣相對(duì)于氣流的角度，使氣流平順的流過，可以延遲氣流分離的產(chǎn)生，提高臨界迎角和最大升力系數(shù)。

B747飛機(jī)中使用的一種前緣襟翼，叫克魯格襟翼。它裝在機(jī)翼前緣根部，打開時(shí)向前下方翻轉(zhuǎn)，不僅能增大機(jī)翼面積，還能夠增大翼型彎度。所以有較好增升效果。

（3）飛機(jī)擾流板。擾流板（卸升板）是為了在飛機(jī)全收狀態(tài)（主要指增升裝置和起落架全收起的狀態(tài)）緊急下降中增加下降率、飛機(jī)下降速度低于極限速度、同時(shí)縮短著陸和中斷起飛距離而安裝的，具體作用如下：

1）副翼一側(cè)機(jī)翼的擾流板按規(guī)定角度打開，一側(cè)不動(dòng)可提高副翼在大迎角時(shí)的性能。

2）兩邊同時(shí)打開，可增加飛機(jī)的下降率。

3）兩邊擾流板隨過載的變化快速收放從而降低飛機(jī)的突風(fēng)載荷。

4）兩邊同時(shí)打開并上偏到最大角度，這樣在著陸接地后或中斷起飛地面滑跑時(shí)打開地面擾流板，從而破壞機(jī)翼上表面的平順流動(dòng)，使升力迅速減小，增大機(jī)輪與地面的摩擦阻力，同時(shí)增加空氣阻力，可使飛機(jī)迅速減速。

3 小結(jié)

本文僅僅介紹了部分B747飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性，還遠(yuǎn)遠(yuǎn)沒有完善。還需要不斷地學(xué)習(xí)了解，使自己更清楚的了解飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性，了解其中所凝聚的智慧。只有這樣才有可能不斷地進(jìn)步與發(fā)展。

10.16640/j.cnki.37-1222/t.2016.20.217