战斗机(jī)机翼的主(zhǔ)要作用是产生升力,以支持飞机在空(kōng)中飞行。它(tā)还起一定(dìng)的稳定和操纵(zòng)作用。根据机翼的(de)平(píng)面形状来区(qū)分,常用的有(yǒu)矩形翼、梯形翼、三角翼、双三(sān)角翼、箭(jiàn)形翼、边条翼(yì)等(děng)。
根据机(jī)翼在机身的前后位置及(jí)作用可(kě)分为主机翼、尾翼(平尾和垂尾(wěi)或倾斜尾翼)、前翼(yì){又称鸭翼(yì)}。而根据(jù)主(zhǔ)机翼与机身的角度(dù)不同来(lái)划分,又有前掠翼、后(hòu)掠翼和可变后掠翼。
现(xiàn)代飞(fēi)机一般都是(shì)单翼(yì)机,但历史上(shàng)也曾流(liú)行过双翼机( 两副机(jī)翼上下重叠)、三翼机和多翼机。根据(jù)单翼机(jī)的机翼与机身的连接(jiē)位置,可分(fèn)为下单翼(yì)、中单翼、上单(dān)翼和伞式上单(dān)翼(yì)(即机翼(yì)在(zài)机身(shēn)的上方,由一组撑杆将机翼(yì)和(hé)机身连接在一起)。
下面从各个不同角度(dù)来认识一下战斗机常用的几类机翼。
尾翼
尾翼是(shì)安装在飞机后部的(de)起稳定和操纵作用的装(zhuāng)置(zhì)。尾翼(yì)一般分为垂直(zhí)尾翼(yì)和水平尾翼。垂直尾翼由固定(dìng)的垂直安定面和(hé)可动(dòng)的方向舵组成,它在飞机上主要(yào)起方向安定和方向操纵(zòng)的作用。垂直尾翼(yì)简称垂尾或(huò)立(lì)尾。根(gēn)据(jù)垂尾的数(shù)目,飞(fēi)机可分为(wéi)单垂尾(wěi)、双(shuāng)垂(chuí)尾、三垂尾和四垂尾飞机。
现在双(shuāng)垂尾布(bù)局(jú)的(de)战(zhàn)斗机有些采用V形布局,例如美国的第四(sì)代战斗机F—22。水平(píng)尾(wěi)翼(yì)由固定的水平安(ān)定面和(hé)可动(dòng)的升降(jiàng)舵组(zǔ)成,它在飞(fēi)机土主要起纵向(xiàng)安定和(hé)俯仰操纵(zòng)的(de)作用。水平尾(wěi)翼可(kě)简称平尾。有的飞机为了提高俯(fǔ)仰(yǎng)操纵效率,采用的是(shì)全动平(píng)尾,即平尾没有(yǒu)水平安定面,整(zhěng)个翼面均(jun1)可偏转。
有一(yī)种特(tè)殊的 V字形尾翼,它既可以起垂直尾(wěi)翼的作用(yòng),也可以(yǐ)起水平尾翼的(de)作用。水平尾翼一般位于主机(jī)翼之后。但也有的飞机把(bǎ)“水(shuǐ)平(píng)尾翼”放在机翼之前,这种飞机称为鸭式飞机。此时,将(jiāng)前(qián)置(zhì)“水平尾(wěi)翼”称之为“前翼”或(huò)“鸭翼”。没有水平尾翼 (甚至(zhì)没有垂直尾翼) 的飞机(jī)称为无尾飞(fēi)机。这(zhè)种飞机的(de)俯仰操纵、方向操纵、滚转操纵(zòng)均由(yóu)机翼后缘的(de)活动翼面或发动机(jī)的(de)推力矢量喷管控制。
鸭翼
鸭(yā)式(shì)布局:座舱两侧有两个较小(xiǎo)的三(sān)角(后掠(luě))翼,后边是一个大的三角翼。比如中国的(de)歼10、歼20、欧洲EF2000都采(cǎi)用(yòng)鸭式布(bù)局,是(shì)一种十分适(shì)合于超音速空战的(de)气动布局。
早在二战(zhàn)前,前苏联(lián)已经发现(xiàn)如果将水平尾翼移到主翼之(zhī)前的机头两侧,就可以用较小(xiǎo)的翼(yì)面(miàn)来达到同样的(de)操纵(zòng)效能,而且前翼和(hé)机(jī)翼可以同时(shí)产生升力,而(ér)不像(xiàng)水平尾翼(yì)那样,平衡俯(fǔ)仰力矩多数情况下会产生负升(shēng)力。
早期的(de)鸭(yā)式布局飞(fēi)起来(lái)像一只鸭子,“鸭式布局(jú)”由此得名。采用鸭式布局的(de)飞机的(de)前翼(yì)称(chēng)为(wéi)“鸭翼”。战机的(de)鸭(yā)翼有(yǒu)两(liǎng)种,一种是不能操纵的(de),其功能(néng)是当飞机处(chù)在(zài)大迎角状态时加强(qiáng)机翼的前缘(yuán)涡流,改善飞机(jī)大迎角(jiǎo)状(zhuàng)态(tài)的(de)性能,也有利于飞机(jī)的短矩(jǔ)起降。
真正有可操纵鸭翼的战机目前有中国的歼10 、欧洲的EF-2000、法国的“阵风”和(hé)瑞典(diǎn)的JAS-39等。这些飞机(jī)的鸭翼除了用以产生涡(wō)流外,还用(yòng)于(yú)改善跨音速过程中安定性(xìng)骤降的(de)问题,同时也可减少配(pèi)平阻力、有利于超音(yīn)速空(kōng)战。在降(jiàng)落(luò)时(shí),鸭翼还可偏(piān)转(zhuǎn)一个很(hěn)大的负角(jiǎo),起减(jiǎn)速板的作用。
后掠翼
机翼各剖面沿展向后移的(de)机翼称为(wéi)后族翼,这种机翼(yì)的外形特点是(shì),其前(qián)缘和后缘均向后(hòu)掠。机翼后掠的程度用后掠角的大小来表示。
与(yǔ)平直(zhí)机翼相比(bǐ),后(hòu)掠翼的(de)气动特点(diǎn)是(shì)可(kě)增大机翼的临界(jiè)马赫数,并减小超音速飞(fēi)行时的(de)阻力。飞(fēi)机在飞(fēi)行中(zhōng),当(dāng)垂直于机(jī)翼(yì)前缘的气流(liú)流速接近音速时,机翼上(shàng)表面局部地区的气流(liú)受凸起的翼(yì)面的影响(xiǎng),其速(sù)度将会超过(guò)音速,出现(xiàn)局部激波,从而使飞行阻力急剧增加。
后掠(luě)翼由于(yú)可使垂直于机(jī)翼前缘的气流速度分量低于飞行(háng)速度,因而与平直机翼相(xiàng)比,只有在更高(gāo)的飞行速度(dù)情况下才会出(chū)现激波(bō)( 即提(tí)高了临界马赫数),从而推迟了(le)机翼面上激(jī)波的产生,即使出(chū)现(xiàn)激(jī)波,也有助于(yú)减弱激波强度,降低飞行阻力(lì)。后(hòu)掠角的(de)缺点是扭转(zhuǎn)刚度差、升力线斜率(lǜ)较(jiào)低、气流容易从翼梢处分离、亚音速飞行时诱导(dǎo)阻力较大等。
三角翼
平面形状为三(sān)角形(xíng)的机翼称为三角翼。与(yǔ)之相近的(de)有双三角翼和切角三角翼。目前常用的主要是略有切角的(de)三角翼。三角翼飞机出现于(yú)50 年(nián)代,其代表(biǎo)机(jī)型有美国的(de)F—102、前苏联的米格(gé)— 21、 法(fǎ)国(guó)的“幻(huàn)影”Ⅲ等。
大后(hòu)掠角三(sān)角(jiǎo)翼具(jù)有超音速阻(zǔ)力小、焦点随 M数变化(huà)小、结构刚度好等优(yōu)点,适合(hé)于超音速(sù)飞(fēi)行和机动飞行。三角翼的缺点是:在亚音速飞行状态,机翼的升力线斜率(lǜ)较低、诱导阻力(lì)较大、升阻比较小(xiǎo),从而影响飞机的航程和起(qǐ)降性能。
变后掠翼(yì)
后掠角在飞行中(zhōng)可以改变的机翼称之为(wéi)变后掠翼。在(zài)飞机(jī)的设计(jì)工作中,有(yǒu)一个不易克服的矛盾:要想提高飞行M数,必须选择大(dà)后(hòu)掠角、小(xiǎo)展弦(xián)比(bǐ)的机(jī)翼,以(yǐ)降低飞机(jī)的激(jī)波阻力,但(dàn)此(cǐ)类机(jī)翼在亚音速(sù)状态时升力较小,诱导阻力较大,效率不高。从空(kōng)气动力(lì)学的角度(dù)讲,要同时满足(zú)飞机(jī)对超(chāo)音速(sù)飞行(háng)、亚(yà)音速巡(xún)航和短矩起降的要求,最好是让机翼变后掠,用不同的后掠(luě)角(jiǎo)去适(shì)应不(bú)同的飞行状(zhuàng)态(tài)。
对变后(hòu)掠翼的研究,始于 40年代,但直到 60年代,才设计出实用的变后(hòu)掠翼(yì)飞(fēi)机。一般的(de)变后掠翼的内翼段(duàn)是固定的,外翼同内翼(yì)用铰链轴连接,通过液压助力器操纵外翼前后转(zhuǎn)动,以改变外翼段的后擦(cā)角和整个机翼(yì)的(de)展弦比。变后掠翼的缺(quē)点是,结构和操纵系统复杂,重量较大,不大适合轻(qīng)型飞机使用。美国的F—14战斗机是可变后掠(luě)翼(yì)的代表机(jī)型。
边条翼
边条翼是 50 年代中期出现的一种新型(xíng)机翼,一些第三代高机动战斗机采用了这(zhè)种机(jī)翼,像美国的F—18和中(zhōng)巴合研的“枭龙”都(dōu)采用(yòng)边条翼(yì)。
在飞机中等后掠角(后掠角 25度~45度左右) 的(de)机翼根部前缘处,加装一后掠(luě)角很大(dà)的细长翼(后掠角(jiǎo)65度~85度) 所形成的复合(hé)机翼,称为边条翼。在(zài)边条翼(yì)中,原后掠翼称为基本翼,附加的(de)细长前翼部分(fèn)称为(wéi)边(biān)条。
边条翼的气动(dòng)特点是,在亚、跨音速范围内,当迎角不大时,气流就从边条前缘(yuán)分离(lí),形成一个稳定的前缘脱(tuō)体涡,在前缘脱体涡的诱导作用下,不但可使基本翼内翼段的升力有较大幅度的增加(jiā),还使外翼(yì)段的气流受到(dào)控制,在一(yī)定的迎角范围内不发生无(wú)规(guī)则的分离,从(cóng)而提高了机翼的临界迎角(jiǎo)和抖振边界,保证(zhèng)飞(fēi)机具有良(liáng)好(hǎo)的亚、跨音速气动(dòng)特性。在(zài)超音速(sù)状(zhuàng)态下,由(yóu)于加装边条(tiáo)后,使内(nèi)翼段部分的相对厚(hòu)度变小,机翼的等效后掠角增大(dà),可明显降(jiàng)低(dī)激波阻力。
另外,边条的存在,还可(kě)使飞机在跨(kuà)音(yīn)速和超音速飞行时的(de)全机焦点(diǎn)后移量减小,导致(zhì)飞机(jī)的配平阻力降低(dī)。因此,这种机翼也具有良好的超音速气动特(tè)性。边条翼的缺点是,在小迎角范围(wéi)内,其升阻(zǔ)特性不如无(wú)边(biān)条的(de)基本翼好;它的(de)力矩(jǔ)特性也不理想,力矩曲(qǔ)线(xiàn)随(suí)迎角(jiǎo)的变(biàn)化呈非线性。
翼(yì)身(shēn)融(róng)合(hé)
一般的翼身组(zǔ)合体是由机翼(yì)与机身两个(gè)部件接合而成的。在机翼与机(jī)身(shēn)的交接处,机身的侧面与机翼(yì)表面(miàn)构成直角(或(huò)接近于直(zhí)角),这样(yàng)的组合,由于浸润面积(jī)大,阻力(lì)也较大。
为了减少翼(yì)身组合体的阻力,有些飞机在机翼与机(jī)身的交(jiāo)接(jiē)处增装了(le)整流带( 亦称整流包(bāo)皮),使二者间圆(yuán)滑过渡。在设计上,整流带一般是不承受载荷(hé)的(de),但在飞行时,它很难(nán)不受气动(dòng)力的影响,因(yīn)此,往往会发生变(biàn)形(xíng)等问(wèn)题。
后(hòu)来(lái),研究人(rén)员(yuán)根据翼身整(zhěng)流带(dài)的优(yōu)缺点,提出(chū)了翼身(shēn)融合体(tǐ)的概念(niàn),即(jí)把(bǎ)飞(fēi)行器的(de)机翼和机身合成一(yī)体来(lái)设计制造(zào),二(èr)者之间(jiān)没有明显的界限。翼身融合体的优点(diǎn)是结构重量(liàng)轻(qīng)、内部(bù)容积大、气动阻力小,可使飞机的飞行性能有较大改善。
后来还发现(xiàn),由于消除了机翼与(yǔ)机身交接处的直(zhí)角(jiǎo),翼身融合(hé)体也有助于(yú)减小飞机的雷(léi)达(dá)反(fǎn)射截(jié)面积,改(gǎi)善隐身性能(néng)。这一设计的典(diǎn)型(xíng)代表是法国(guó)的“阵风”战斗机。翼身融合体的(de)缺(quē)点是:外形复杂,设(shè)计(jì)和制造比较困难。
前掠翼
另外,还有一(yī)些战斗(dòu)机采用了前掠翼技(jì)术,与后(hòu)掠翼相反(fǎn),前掠翼的外形特(tè)点是前缘和后缘均向前掠。这(zhè)种战机目前仅仅停留于(yú)验证(zhèng)阶段。

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