江永泉 /

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

0 引言

在《空客公司成功的機(jī)翼設(shè)計(jì)Ⅰ》中討論了A300、A310和A300-600飛機(jī)的機(jī)翼空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)。本文主要討論A320、A330/A340、A350和A380飛機(jī)的機(jī)翼空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)，然后對(duì)空中客車(chē)各民機(jī)型號(hào)的增升裝置和翼尖裝置進(jìn)行討論和比較。

1 A320機(jī)翼設(shè)計(jì)特點(diǎn)

A300、A310和A300-600飛機(jī)都采用經(jīng)典操縱系統(tǒng)，隨著數(shù)字化電子技術(shù)的出現(xiàn)，飛機(jī)的主操縱系統(tǒng)就采用電傳操縱。A320飛機(jī)是最早采用電傳操縱的民用飛機(jī)：

(1)所有操縱面作動(dòng)系統(tǒng)全部電信號(hào)控制，作為飛機(jī)電傳操縱概念的一部分。

(2)第一次在大型民用飛機(jī)上采用主動(dòng)陣風(fēng)載荷系統(tǒng)。

(3)采用小型高載荷傳動(dòng)裝置，高壽命傳動(dòng)系統(tǒng)的低維修作動(dòng)筒來(lái)取代外露螺旋作動(dòng)筒。

(4)用U形電纜導(dǎo)管替代電纜導(dǎo)管，以改進(jìn)電鋼索的檢修和維護(hù)性，在飛機(jī)操縱回路里保持基本防護(hù)裝置來(lái)抵抗電磁干擾。

(5)在第二代結(jié)構(gòu)和機(jī)翼活動(dòng)面中廣泛采用非金屬材料。

A320飛機(jī)是空中客車(chē)工業(yè)公司在上世紀(jì)80年代末期推出的全新機(jī)種，在推出A320之前，空客公司已經(jīng)有了研制A300和A310的經(jīng)驗(yàn)，以機(jī)翼為例，A300是1969年開(kāi)始設(shè)計(jì)的，遵循當(dāng)時(shí)流行的“尖峰翼型”設(shè)計(jì)思想?？湛椭饕揽匡L(fēng)洞試驗(yàn)來(lái)發(fā)展A300的機(jī)翼氣動(dòng)布局，到1976年底開(kāi)始設(shè)計(jì)A310時(shí)，由于CFD(Computational fluid dynamics,計(jì)算流體動(dòng)力學(xué))的發(fā)展，主要依靠計(jì)算機(jī)程序設(shè)計(jì)了機(jī)翼氣動(dòng)布局，取得了圖1的成果。由圖中A310和A300機(jī)翼厚度分布的比較可以看出，相對(duì)于A300，機(jī)翼的總體特性有了很大的改善。達(dá)到這一進(jìn)步，風(fēng)洞試驗(yàn)幾乎沒(méi)有起什么作用。A310布局發(fā)展風(fēng)洞試驗(yàn)主要是解決機(jī)翼和其他部件的干擾影響。

圖1 A310與A300機(jī)翼設(shè)計(jì)水平的比較[1]

A320的機(jī)翼是英國(guó)負(fù)責(zé)設(shè)計(jì)的，由于A320的設(shè)計(jì)使用速度比A300、A310略低(MMo=0.82，巡航速度Ma=0.79～0.80)，機(jī)翼后掠角為25°。圖2表示機(jī)翼研究范圍以得到燃油和機(jī)翼重量之間的最佳權(quán)衡。當(dāng)時(shí)的機(jī)翼代號(hào)為W5，是后來(lái)A320 W6機(jī)翼的先驅(qū)。

圖2 機(jī)翼權(quán)衡研究[2]

由于上世紀(jì)70年代的燃油價(jià)格上漲，特別進(jìn)行了對(duì)燃油價(jià)格敏感的參數(shù)研究，圖3表示，直接使用成本DOC(Direct Operating Costs)和燃油隨機(jī)翼展弦比AR(Aspect Ratio)的變化，所研究的航段有500 n mile(1 n mile=1852 m)和200 n mile兩種。研究中假定，出于飛機(jī)操縱品質(zhì)的考慮，展弦比隨后掠角的變化有一極限。如果用現(xiàn)代增穩(wěn)技術(shù)，則不再構(gòu)成限制。由圖3可見(jiàn)，25°后掠角，AR=9.5時(shí)其DOC接近最佳值(對(duì)500 n mile航段營(yíng)運(yùn)而言)。

注：巡航馬赫數(shù)=0.78。圖3 展弦比和后掠角對(duì)直接使用成本和優(yōu)化設(shè)計(jì)耗油的影響[2]

在A320飛機(jī)的氣動(dòng)布局發(fā)展中，1976年針對(duì)優(yōu)化的結(jié)果設(shè)計(jì)了W5機(jī)翼，并首次采用跨聲速小擾動(dòng)(TSP)理論得到設(shè)計(jì)壓力分布。W5機(jī)翼的幾何形狀及中段翼剖面的典型壓力分布見(jiàn)圖4。根部相對(duì)厚度增加到15%，機(jī)翼內(nèi)段具有非直母線構(gòu)型特點(diǎn)。

圖4 W5機(jī)翼形狀和典型壓力分布[2]

1977年英國(guó)的RAE(Royal Aeronautical Establishment，英國(guó)皇家航空研究中心)有了著名的VGK程序，將改進(jìn)的無(wú)黏全速勢(shì)方法與迭代的邊界層解結(jié)合起來(lái)可給出非常精確的預(yù)計(jì)，從而大大減少了對(duì)二維翼剖面試驗(yàn)的需求，并可用計(jì)算機(jī)設(shè)計(jì)和迅速評(píng)價(jià)具有多種形式的壓力分布。在此基礎(chǔ)上發(fā)展了具有低阻和良好抖振性能的W6機(jī)翼的翼型。在設(shè)計(jì)基本翼型時(shí)，作了很多努力，盡量減少后加載，加大前加載，圖5表示相對(duì)于W5機(jī)翼所作的更改，上翼面壓力分布相似，激波更弱更后，以減小激阻和改善抖振邊界。機(jī)翼最大厚度更靠后，因此大大增加機(jī)翼后梁處結(jié)構(gòu)高度和襟翼厚度，在減輕結(jié)構(gòu)重量的同時(shí)還使零升力矩減小，降低配平阻力和尾翼載荷。

圖6給出了A320機(jī)翼的翼根、機(jī)翼后緣轉(zhuǎn)折處和翼梢的剖面形狀。圖7為放大了的外翼翼型。較薄的前緣和較厚的后緣區(qū)顯而易見(jiàn)。從翼根剖面也看得出比A310有更大的前加載。圖8和圖9給出了機(jī)翼的展向厚度分布和扭轉(zhuǎn)分布。

圖10給出了A320-200的高速阻力特性，以及波音737-800當(dāng)CL=0.5時(shí)的阻力曲線，從圖看出這兩種飛機(jī)的曲線十分相似，因?yàn)檫@兩種飛機(jī)的機(jī)翼參數(shù)極相近，說(shuō)明這兩種飛機(jī)設(shè)計(jì)是高水平的。

1993年，比A320更重更長(zhǎng)的A321開(kāi)始試飛。為了防止高、低速性能惡化，在襟翼區(qū)延伸了后緣并在襟翼后緣增加了一點(diǎn)彎度，見(jiàn)圖11，這使其性能恢復(fù)到A320的水平。

圖5 機(jī)翼W6和W5主要特點(diǎn)的比較[2]

圖6 空客A320翼根、后緣轉(zhuǎn)折和翼梢的翼型[3]

圖7 空客A320外翼翼型[3]

圖8 空客A320的展向厚度分布[3]

圖9 空客A320的機(jī)翼扭轉(zhuǎn)[3]

圖10 空客A320-200和波音737-800的高速阻力特性[3]

圖11 A321有雙縫內(nèi)襟翼的修形機(jī)翼[3]

2 A330/A340機(jī)翼設(shè)計(jì)特點(diǎn)

上世紀(jì)80年代中期，當(dāng)A300和A310在航線上使用時(shí)，A320已開(kāi)始設(shè)計(jì)。這時(shí)，空客的戰(zhàn)略重點(diǎn)放在較高能力的遠(yuǎn)程區(qū)域市場(chǎng)，一方面增加雙發(fā)飛機(jī)的能力，以改善已經(jīng)引人注目的A300-600的經(jīng)濟(jì)性，另一方面提高遠(yuǎn)程飛機(jī)空中客車(chē)在區(qū)域市場(chǎng)的競(jìng)爭(zhēng)能力。其中波音公司用波音747和遠(yuǎn)程的波音767派生型差不多壟斷了這個(gè)市場(chǎng)。為打破市場(chǎng)壟斷，需要有較大和較遠(yuǎn)程的飛機(jī)加入空客家族，1987年空客提出并開(kāi)始設(shè)計(jì)雙發(fā)的A330和四發(fā)的A340飛機(jī)。

A330/A340的機(jī)翼是共用的——機(jī)翼結(jié)構(gòu)布局、發(fā)動(dòng)機(jī)位置、氣動(dòng)力設(shè)計(jì)和系統(tǒng)布置等得到最大共用。

對(duì)比A300-600，A330增加了30%的座位，與A300-600R比有相同的航程。A340-300與A330尺寸相同，但A340比A330重45 t，原因在于多兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)和燃油重量，使航程比A330多2000 n mile。A340-200有稍短機(jī)身，減少33個(gè)座位，多出了大約800 n mile航程，使得A340像波音747家族那樣有相同的航程。

盡管A300/A340飛機(jī)的設(shè)計(jì)能力只有早期波音747的80%，其機(jī)翼面積也只有波音747的65%，但實(shí)際上它們的翼展相同。A330/A340設(shè)計(jì)采用了大展弦比，大翼展不但減小起飛阻力，也減小巡航阻力。這也是空客家族機(jī)翼至今所具有的最大后掠角，這是考慮到A330/A340具有較高的巡航速度和5000 n mile航程的需要。與原麥道MD11的35°和波音747的37.5°的機(jī)翼后掠角相比，A330/A340的機(jī)翼30°的后掠角還算是中等的。也就是空客所有機(jī)翼的特點(diǎn)是具有中等后掠角。下表是空客家族的機(jī)翼后掠角、展弦比和翼型相對(duì)厚度與波音747飛機(jī)、MD11飛機(jī)相應(yīng)參數(shù)的比較。

表1 幾種飛機(jī)的機(jī)翼四分之一弦線后掠角、展弦比和翼型厚度的比較

A310、A320、A340與波音747、MD11等飛機(jī)的機(jī)翼后掠角與翼型厚度的比較，如圖12所示。

圖12 幾種民用飛機(jī)的機(jī)翼平均相對(duì)厚度與四分之一弦線后掠角的關(guān)系[4]

這個(gè)時(shí)期研究的翼型稱(chēng)為超臨界翼型，如圖13所示。其特點(diǎn)是：上表面大部分比較平坦，有利于減弱激波強(qiáng)度；為彌補(bǔ)上表面平坦引起的升力不足，下表面后部有一段向里凹進(jìn)去的反彎段，使局部厚度減小，升力增加，稱(chēng)為“后加載”。

圖13 空中客車(chē)設(shè)計(jì)的幾種型號(hào)所采用的翼型壓力分布曲線[4]

圖13講述了翼剖面形狀發(fā)展的幾個(gè)階段。首先為VC10、“三叉戟”到A300飛機(jī)發(fā)展的先進(jìn)的跨聲速翼剖面，在激波前出現(xiàn)較大的載荷后，并體現(xiàn)出了后加載的概念。緊接著A310機(jī)翼翼剖面設(shè)計(jì)。使激波進(jìn)一步后移，并有更大的后加載，大大提高了機(jī)翼所產(chǎn)生的升力。這種機(jī)翼的優(yōu)越性是在給定的后掠角和相對(duì)厚度下，可獲得更大的速度，或者說(shuō)在給定的阻力發(fā)散馬赫數(shù)下機(jī)翼可有較小的后掠角或更大的相對(duì)厚度，因?yàn)楦蟮哪繕?biāo)是要儲(chǔ)存更多的燃油。通過(guò)選擇更大的翼型相對(duì)厚度，機(jī)翼重量還可相對(duì)減輕，因?yàn)樵陲w行中彎矩最大的機(jī)翼，其根部能采用更大的結(jié)構(gòu)高度，從而可采用較小面積的機(jī)翼，減少燃油消耗，最終達(dá)到降低使用成本的目的。

A300、A310、A320和A340飛機(jī)的四種機(jī)翼的平面形狀、參數(shù)特點(diǎn)和增升裝置形式見(jiàn)圖14。

圖14 四種機(jī)翼的參數(shù)特點(diǎn)和增升裝置形式的比較[5]

用Ma(L/D)max值來(lái)衡量機(jī)體的氣動(dòng)力效率，從A300起，Ma(L/D)max就比較理想，由于運(yùn)用了先進(jìn)技術(shù)，使得A330/A340的Ma(L/D)max比A300要大40%(見(jiàn)圖15)，這對(duì)A330/A340飛機(jī)的遠(yuǎn)程巡航特別有利。

圖15 空中客車(chē)家族機(jī)體空氣動(dòng)力效率比較——40%改進(jìn)[5]

A330/A340飛機(jī)的Ma(L/D)max大的原因之一是在高巡航時(shí)機(jī)翼采用變彎度技術(shù)(見(jiàn)圖16)。

注：原先的飛機(jī)的阻力極曲線如曲線ABC。A330/A340用如B1-B-B2的極曲線開(kāi)創(chuàng)了更高效的時(shí)代。圖16 機(jī)翼變彎度工作原理[5]

圖16表示了變彎度的工作原理。在每一個(gè)襟翼滑軌的導(dǎo)軌內(nèi)會(huì)發(fā)現(xiàn)不是一根而是兩根滑軌，它們的外形截然不同。一根滑軌導(dǎo)向襟翼的頭部，而另一根滑軌導(dǎo)向襟翼后面的一個(gè)點(diǎn)，這樣，這兩根滑軌就決定了襟翼的位置和偏角。襟翼開(kāi)始時(shí)的運(yùn)動(dòng)是直接向后，襟翼的下表面仍然與機(jī)翼的下表面對(duì)準(zhǔn)，因此，除了增大有效弦長(zhǎng)和機(jī)翼面積之外沒(méi)有任何其他影響。但繼續(xù)運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致稍有改變，增大了彎度，襟翼的頭部仍處在機(jī)翼的翼型(或襟翼艙)之內(nèi)。然后再運(yùn)動(dòng)就帶來(lái)突然的變化：襟翼停止了轉(zhuǎn)變但猛向下運(yùn)動(dòng)，偏離主機(jī)翼，以給出低阻力高升力狀態(tài)。襟翼行程的最后一部分將主滑輪向下推，使頭部滑輪向上，以迅速轉(zhuǎn)動(dòng)到高偏度，最終準(zhǔn)備進(jìn)行著陸。

從圖16也可看出，原先的機(jī)翼必須按特定條件下(如B點(diǎn))最佳的升阻比設(shè)計(jì)。在任何其他情況下，阻力急劇增大，使得阻力極曲線可能會(huì)沿著如A-B-C這樣的曲線變化。對(duì)于A330/A340，空客公司能使機(jī)翼的彎度從起飛到著陸都在變化，因此，阻力始終都非常接近理想的最小值(曲線B1-B-B2)。變彎度至少有2%的空氣動(dòng)力效率增益，在顫振開(kāi)始方面還有大約1%的改進(jìn)。

A330/A340的翼型先進(jìn)程度介于A300和A310之間。A300的翼型在當(dāng)時(shí)來(lái)說(shuō)是先進(jìn)的，把維持上表面前部的超聲速(超臨界)流動(dòng)的概念結(jié)合在一起，并且后部彎度可增加升力；從波阻損失來(lái)說(shuō)沒(méi)有帶來(lái)不可接受的阻力。A310、A320和A330/A340都具有先進(jìn)翼剖面，A310和A330/A340的翼型明顯相似，A320翼型上表面的曲率也與它們相似，不同的是A320的翼型下表面向外凸出，翼型的這種特點(diǎn)主要是為了在這樣小的飛機(jī)上獲得足夠的后梁高度。A320的后梁高度典型地與A310的相近。在如此大的A330/A340飛機(jī)上，翼剖面回到了A310的形狀，然而后梁高度仍然低于A300，見(jiàn)圖17。

圖17 四種機(jī)翼翼剖面形狀比較[5]

圖18和圖19分別表示翼根剖面和外翼剖面?；疽硇洼^薄，都有后加載，而機(jī)翼前部一直到翼根都較厚，可盡量增加機(jī)翼扭力盒中可貯燃油的容積。

圖18 空客A340機(jī)翼根部剖面[3]

圖19 空客A340機(jī)翼外側(cè)翼型[3]

20世紀(jì)90年代產(chǎn)生了對(duì)大高載遠(yuǎn)航程改型的需求，為此研究了兩種改型，A340-500及A340-600。兩種飛機(jī)的機(jī)翼都在前梁和前緣間增加了一個(gè)插入段如圖20所示。這使基本油量增加了38%，翼展也增加了3.20 m。

圖20 A340-500/600機(jī)翼[3]

(1)A340-200/300飛機(jī)的參數(shù)：

機(jī)翼1/4弦線后掠角30°；

機(jī)翼展長(zhǎng)為60.4 m；

機(jī)翼面積為350 m2。

(2)A340-500/600飛機(jī)的參數(shù)：

機(jī)翼1/4弦線后掠角為31.1°；

機(jī)翼展長(zhǎng)為63.6 m；

機(jī)翼面積為437 m2。

A340-500/600系列飛機(jī)在A340-200/300系列飛機(jī)的基礎(chǔ)上機(jī)翼面積增加20%，每側(cè)機(jī)翼翼展增加1.6 m，并在此基礎(chǔ)上增加1.61 m高的翼梢小翼。

空客A330/A340現(xiàn)有的基本型號(hào)如下(MTOW，maximum take-off weight，最大起飛重量)：

A330-200 MTOW=230 t

A330-300 MTOW=230 t

A340-200 MTOW=275 t

A340-300 MTOW=275 t

A340-500 MTOW=372 t

A340-600 MTOW=368 t

與早期機(jī)翼相比，A330/A340飛機(jī)燃油消耗減少且航程增加。在早期的機(jī)翼基礎(chǔ)上，A330/A340利用先進(jìn)的空氣動(dòng)力學(xué)以減小機(jī)翼后掠和增加機(jī)翼厚度，有助于減小結(jié)構(gòu)重量和復(fù)雜性?？湛蜋C(jī)翼的基本高速設(shè)計(jì)原理是由英國(guó)國(guó)家研究院幾個(gè)團(tuán)隊(duì)合作完成的，他們利用的黏性全位流方法對(duì)空中客車(chē)成功的機(jī)翼設(shè)計(jì)作出了很大的貢獻(xiàn)。

3 A380(2005年首飛)機(jī)翼設(shè)計(jì)特點(diǎn)

空客A380(-800)有下列設(shè)計(jì)特性：最大起飛重量(MTOW)=560 t(1 235 000 lb)；最大巡航高度=43 000 ft(1 ft≈0.30 m)；機(jī)翼參考面積SW=845 m2；最大使用馬赫數(shù)MMo=0.89；巡航馬赫數(shù)=0.85。

全機(jī)身長(zhǎng)度雙層艙，最大載客量840人，30分鐘可爬至35 000 ft高度，8到12個(gè)艙門(mén)可同時(shí)開(kāi)啟，使登機(jī)更便捷。

空客A380是世界上最大的客機(jī)，這一個(gè)龐然大物不但讓許多民眾為之贊嘆，連各界設(shè)計(jì)師、工程師、建筑師都無(wú)法抗拒它的魅力，它可說(shuō)是21世紀(jì)，產(chǎn)自歐洲的最非凡成就。它不但代表了一個(gè)全新的航空年代，同時(shí)也是世界上科技含量最高與最環(huán)保的飛機(jī)。

A380機(jī)翼采用先進(jìn)的層流設(shè)計(jì)，使阻力減小10%，是客機(jī)中最省油的一種飛機(jī)，每一位乘客平均每100 km將會(huì)消耗掉3 L的油。而現(xiàn)今最普通的家庭轎車(chē)，同樣的路程卻需要8 L燃油。每15年，世上的交通數(shù)量將倍增，所以空客公司所面臨的挑戰(zhàn)就是需要?jiǎng)?chuàng)造出一架能承載更多乘客以及飛行更遠(yuǎn)的客機(jī)，同時(shí)也希望能降低噪聲與碳排放。A380客機(jī)所產(chǎn)生的噪聲只有波音747-400客機(jī)的一半，A380飛機(jī)的噪聲設(shè)計(jì)要求比國(guó)際民航組織(ICAO)附件16第四章的要求低12 EPN dB。而強(qiáng)大的續(xù)航能力使它從倫敦直飛悉尼，這是長(zhǎng)達(dá)15 000 km的距離。還有，它的艙內(nèi)噪聲很小，是世界上最安靜的客艙，這才是最重要的。機(jī)身是采用最先進(jìn)的輕物質(zhì)——占全機(jī)身的25%為碳纖維復(fù)合材料和3%為玻璃纖維增強(qiáng)鋁材料。后機(jī)身采用混合壓力防水壁。除此之外，A380用最先進(jìn)的金屬材料要裝，使得維修和清潔簡(jiǎn)便。另一項(xiàng)創(chuàng)新科技是以減輕重量為目的采用5 000 lb/ft2高壓水力系統(tǒng)，這遠(yuǎn)比普通客機(jī)中的3 000 lb/ft2系統(tǒng)更輕盈與更有效。加強(qiáng)壓力就等于減小水的液體容量，所需的水管與水力零件將變得更小。采用高壓液壓系統(tǒng)提高操縱效率，同時(shí)降低系統(tǒng)的體積和重量。其他工業(yè)生產(chǎn)里的創(chuàng)新技術(shù)也被應(yīng)用于此，像鐳射光焊接能減少鉚釘?shù)男枨螅M(jìn)而增強(qiáng)防銹功能?？湛凸拘判氖愕乇ＷCA380將會(huì)是航空界里擁有最新科技、最強(qiáng)的安全性、最低的操作費(fèi)用、最簡(jiǎn)便的操作系統(tǒng)與最舒適服務(wù)的客機(jī)。

空客A380飛機(jī)是史無(wú)前例的環(huán)保巨人。這不僅僅得益于其高效的設(shè)計(jì)和新一代發(fā)動(dòng)機(jī)的采用，也源于空客公司降低其產(chǎn)品對(duì)環(huán)境影響的承諾。涵蓋空中客車(chē)的每一家工廠和每一件產(chǎn)品，空中客車(chē)是航空業(yè)率先滿(mǎn)足嚴(yán)格的ISO14001環(huán)保管理標(biāo)準(zhǔn)的制造商。A380在她生命周期的每一階段都是更環(huán)保的飛機(jī)。空中客車(chē)A380，優(yōu)雅的綠色巨人。

圖21、圖22和圖23給出了A380飛機(jī)的機(jī)翼平面形狀、根部和外翼翼型。注意外翼后緣區(qū)很薄。

圖21 空客A380機(jī)翼平面形狀[3]

圖22 空客A380翼根剖面[3]

圖23 空客A380外翼剖面[3]

圖24和圖25給出了A380飛機(jī)機(jī)翼的展向厚度分布和扭轉(zhuǎn)分布。

圖24 空客A380機(jī)翼厚度的展向分布[3]

圖25 空客A380機(jī)翼扭轉(zhuǎn)的展向分布[3]

4 A350機(jī)翼設(shè)計(jì)特點(diǎn)

A350的設(shè)計(jì)不僅全面?zhèn)鞒辛薃330/A340的成功設(shè)計(jì)和使用中長(zhǎng)期積累的豐富經(jīng)驗(yàn)，還充分吸收了A380設(shè)計(jì)中許多新理念和新技術(shù)，同時(shí)也融進(jìn)了更新的設(shè)計(jì)理念和獨(dú)特技術(shù)，再次演繹了空中客車(chē)工業(yè)公司不斷創(chuàng)新的精神。

4.1 眾多的創(chuàng)新技術(shù)

空中客車(chē)工業(yè)公司提出，A350將是一款全新的面向21世紀(jì)未來(lái)市場(chǎng)的250座級(jí)中型中遠(yuǎn)程客機(jī)，主要優(yōu)勢(shì)將體現(xiàn)在：(1)飛機(jī)機(jī)體重量輕、阻力小；(2)燃油效率增長(zhǎng)超過(guò)15%；(3)乘客舒適性大幅度提高；(4)采用領(lǐng)先技術(shù)，使維修成本減少15%；(5)航程增加到15 170 km，生產(chǎn)效率提高33%，并繼續(xù)保持與空客飛機(jī)家族的高度通用性。

與A330飛機(jī)相比，A350飛機(jī)的技術(shù)提升范圍涉及方方面面，包括先進(jìn)空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)，如阻力更低的新機(jī)翼，主動(dòng)載荷緩和技術(shù)；先進(jìn)結(jié)構(gòu)，如由CFRP(碳纖維增強(qiáng)塑料)制造的中央機(jī)翼翼盒，外翼翼盒等，先進(jìn)的材料如全鈦合金發(fā)動(dòng)機(jī)掛架等；先進(jìn)工藝，如采用激光焊接的鋁鋰合金機(jī)身壁板等。

4.2 全新的空氣動(dòng)力優(yōu)化設(shè)計(jì)

相比A330飛機(jī)，A350全機(jī)的空氣動(dòng)力布局作了全面改進(jìn)，例如采用納維爾斯托克斯密集的和快速的迭代的計(jì)算機(jī)流體動(dòng)力學(xué)，對(duì)機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)進(jìn)行了一體化設(shè)計(jì)，包括先進(jìn)的機(jī)翼翼型設(shè)計(jì)，機(jī)翼、襟翼導(dǎo)軌整流罩和翼梢小翼的一體化設(shè)計(jì)(見(jiàn)圖26所示)和突風(fēng)載荷緩和的設(shè)計(jì)，從而使機(jī)翼空氣動(dòng)力效率得到了優(yōu)化，這里要指出的是A350飛機(jī)投入航線使用的機(jī)翼翼尖采用大后掠上翹翼尖(見(jiàn)圖27)，同時(shí)通過(guò)安裝在機(jī)翼下的大發(fā)動(dòng)機(jī)短艙設(shè)計(jì)，消除了干擾阻力，以及通過(guò)仔細(xì)設(shè)計(jì)機(jī)翼——機(jī)身聯(lián)接處的過(guò)渡整流罩，減小了機(jī)翼與機(jī)身之間的干擾阻力。

圖26 A350飛機(jī)先進(jìn)的空氣動(dòng)力特征

圖27 A350飛機(jī)的機(jī)翼翼尖采用大后掠上翹翼尖

A350飛機(jī)還沿用了A380飛機(jī)內(nèi)段機(jī)翼縫翼前緣的下垂設(shè)計(jì)，使低速阻力減小了3%；并通過(guò)新設(shè)計(jì)的飛機(jī)尾部，提高了飛機(jī)的飛行效率并全面改善了低速大迎角性能。

近年來(lái)，空中客車(chē)工業(yè)公司研制的新型客機(jī)A350的機(jī)翼也像A340飛機(jī)的機(jī)翼那樣巡航時(shí)采用了變彎度技術(shù)(利用襟翼不同偏度)，圖28表現(xiàn)了A350飛機(jī)的機(jī)翼采用變彎度給氣動(dòng)特性(如升阻比)帶來(lái)的好處。圖28(a)表示不同襟翼偏度所形成的變彎度技術(shù)。圖28(b)為對(duì)應(yīng)襟翼偏三個(gè)角度時(shí)極曲線優(yōu)化所帶來(lái)的性能改善。圖28(c)為內(nèi)、外襟翼自動(dòng)地偏轉(zhuǎn)以適應(yīng)起飛和巡航構(gòu)型，在巡航時(shí)偏很小角度。圖28(d)為偏襟翼達(dá)到的臨界載荷控制，可使飛機(jī)重量減小。

圖28 A350飛機(jī)機(jī)翼變彎度和不同的襟翼偏度

4.3 先進(jìn)的結(jié)構(gòu)技術(shù)

A350飛機(jī)60%的主結(jié)構(gòu)采用了先進(jìn)材料，其中復(fù)合材料占37%，鈦合金占9%，鋁鋰合金占23%，鋁合金占11%，鋼材占14%，新材料的使用使飛機(jī)的重量減少8 t。

5 翼根修形

由于后掠機(jī)翼本身的流動(dòng)特點(diǎn)，使得翼根區(qū)和翼尖區(qū)出現(xiàn)三維效應(yīng)，即等壓線垂直于來(lái)流，這實(shí)際上削弱了機(jī)翼的后掠效應(yīng)，降低了阻力發(fā)散馬赫數(shù)。為了提高巡航速度，必須對(duì)翼根區(qū)和翼尖區(qū)的翼剖面設(shè)計(jì)更加重視。空客對(duì)翼根三維效應(yīng)的處理方法，主要措施有二點(diǎn)。

圖29 三叉戟2B飛機(jī)翼根反高彎度翼型

沿展向翼剖面的厚度采用非線性分布，其作用是降低干擾阻力，提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)，增加裝油容積。

在研制A310時(shí)，由于當(dāng)時(shí)CFD的發(fā)展，利用計(jì)算機(jī)程序設(shè)計(jì)了機(jī)翼的氣動(dòng)力外形，得到了如圖1的成果。

由圖1中A310和A300的機(jī)翼厚度沿展向分布與阻力發(fā)散邊界的比較可以看出，A310根部翼型相對(duì)厚度為0.206，A300為0.138，所以，相對(duì)于A300，A310的總體特性有了很大的改善。A310的這種設(shè)計(jì)對(duì)減輕機(jī)翼重量和加大燃油容積都十分有利。圖1(中)表示了阻力發(fā)散時(shí)的升力系數(shù)與Ma數(shù)的關(guān)系，厚度較大的A310機(jī)翼能產(chǎn)生更大的升力。阻力發(fā)散邊界對(duì)民用飛機(jī)設(shè)計(jì)非常重要，因?yàn)樗鼘?shí)際上確定了飛機(jī)的使用限制條件。

A320飛機(jī)的翼根翼型的相對(duì)厚度達(dá)到15%，機(jī)翼內(nèi)段具有非直母線構(gòu)型(見(jiàn)圖4所示)。所以，從翼根控制翼型到平面形狀轉(zhuǎn)折處控制翼型之間的機(jī)翼采用非直母線構(gòu)型，使機(jī)翼沿展向很快從大厚度翼根翼型(具有小的正彎度甚至負(fù)彎度)過(guò)渡到該機(jī)翼選定的高氣動(dòng)效率的基本翼型，以克服翼根小正彎度或負(fù)彎度對(duì)升力的不利影響，并使阻力也有大幅度降低。

2)翼—身連接處的整流。

注：圖中數(shù)字為A310翼根整流相對(duì)A300阻力減小的百分?jǐn)?shù)。圖30 A310翼根整流最佳化——相對(duì)A300阻力減小[1]

A300和A310都為下單翼民用運(yùn)輸機(jī)，機(jī)翼下表面與機(jī)身表面成鈍角，所以下翼面基本不要整流。由于上翼面后部收縮很快，而且與機(jī)身表面相交成銳角，因而在機(jī)翼上表面有范圍比較大且向后延伸的后部整流。由于A310的翼根翼型厚度比A300的大，因而A310飛機(jī)的翼根采用了大整流，減阻效果也比A300的好。

6 翼尖減阻裝置設(shè)計(jì)

常規(guī)翼尖上下翼面的壓力差在翼尖周?chē)鷱南乱砻嬷辽弦砻嬲T導(dǎo)出一個(gè)很強(qiáng)的交叉渦流，也就是三維機(jī)翼翼尖附近是一個(gè)畸變的流場(chǎng)，在翼尖附近形成一個(gè)很強(qiáng)的翼尖渦。結(jié)果降低了靠近翼尖的升力，并使誘導(dǎo)阻力增加。

1)空客A300-600、A310、A320和A380飛機(jī)的翼尖加裝渦擴(kuò)散器

(1)渦擴(kuò)散器的氣動(dòng)力原理。渦擴(kuò)散器定列幾點(diǎn)降低阻力：減少和控制交叉流，減弱翼尖渦，改進(jìn)翼尖的升力分布。

獨(dú)特的大后掠三角翼的渦擴(kuò)散器可確保巡航時(shí)，渦擴(kuò)散器上不產(chǎn)生激波(可以避免波阻損失)，所有飛行條件下的氣流品質(zhì)良好。

渦擴(kuò)散器的幾何尺寸保證低速區(qū)阻力降低(到第二扇形區(qū))與巡航時(shí)相同。

如果在展弦比較大的A300-600、A310-300、A320和A380飛機(jī)的機(jī)翼翼尖加裝翼梢小翼就會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼根部的彎曲力矩增加，使結(jié)構(gòu)重量代價(jià)增大，故在這些飛機(jī)的機(jī)翼翼尖的翼剖面最大厚度以后只安裝了比翼梢小翼小得多的大后掠三角翼的渦擴(kuò)散器，它主要起抑制翼梢渦的作用。

(2)渦擴(kuò)散器的優(yōu)點(diǎn)。升力線斜率明顯小于一般中等展弦比的梯形翼梢小翼，而引起的機(jī)翼根部彎曲力矩較小。

高升力條件下氣流分離時(shí)，有較好的失速特性。大后掠小三角翼的渦擴(kuò)散器在高升力時(shí)產(chǎn)生逐漸增強(qiáng)的前緣渦，不會(huì)引起飛機(jī)操縱特性突然變化。

渦擴(kuò)散器的前緣呈圓形，后緣為楔形。沿機(jī)翼弦平面有一個(gè)向后延伸的“紡錘體”，它一方面用于抑制翼梢漩渦，另一方面可用來(lái)裝翼梢燈。渦擴(kuò)散器與翼梢小翼相比，非設(shè)計(jì)狀態(tài)有較好的減阻效果。側(cè)風(fēng)進(jìn)場(chǎng)時(shí)，渦擴(kuò)散器本身不會(huì)出現(xiàn)失速現(xiàn)象。

歐洲空中客車(chē)公司對(duì)大后掠小三角翼的渦擴(kuò)散器進(jìn)行了使飛機(jī)在遠(yuǎn)程巡航條件下阻力最小的優(yōu)化設(shè)計(jì)，對(duì)它的彎度、扭轉(zhuǎn)、梢根比、前后位置、左右撇角等參數(shù)作了各種組合試驗(yàn)。圖31所示為裝在A310-300、A320和A380飛機(jī)機(jī)翼翼尖的面積較大的具有復(fù)合后掠角的改進(jìn)型渦擴(kuò)散器，在給定飛行高度上它的表面摩擦阻力較小。上、下翼面前緣后掠角不同是考慮到它們所處流場(chǎng)的速度不同。

圖31 不同飛行速度下改進(jìn)型渦擴(kuò)器的氣流流動(dòng)模型

(3) 渦擴(kuò)散器在空中客車(chē)飛機(jī)上的應(yīng)用。渦擴(kuò)散器裝在A300-600、A310、A320和A380飛機(jī)的機(jī)翼翼尖，如圖32所示。而A300-600的渦擴(kuò)散器如圖32(a)所示，而A310、A320和A380飛機(jī)機(jī)翼翼尖上裝的是如圖32(b)所示的改進(jìn)的具有復(fù)合后掠角的渦擴(kuò)散器。

圖32 裝在A300-600、A310-300、A320和A380飛機(jī)上的渦擴(kuò)散器形式

在A300-600飛機(jī)上，翼尖裝上小三角翼的渦擴(kuò)散器，在巡航飛行時(shí)可使飛機(jī)阻力降低15%，如圖33所示。

(4) 渦擴(kuò)散器的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)。圖34所示為A300-600、A310、A320和A380飛機(jī)的渦擴(kuò)散器的簡(jiǎn)單結(jié)構(gòu)形式。

圖33 A300-600飛機(jī)的渦擴(kuò)散器引起的阻力降低與升力系數(shù)的關(guān)系(飛行試驗(yàn)結(jié)果)

圖34 A300-600、A310-300、A320和A380飛機(jī)的渦擴(kuò)散器簡(jiǎn)單結(jié)構(gòu)形式

2)A340飛機(jī)加裝翼梢小翼

A340飛機(jī)的翼梢小翼在機(jī)翼設(shè)計(jì)時(shí)就被采用了，也就是采用機(jī)翼上翼梢小翼一體化設(shè)計(jì)(實(shí)際上A340飛機(jī)是把機(jī)翼襟翼滑軌整流罩翼梢小翼作為一體化設(shè)計(jì))如圖35所示，可使升阻比有較大提高。

(1) A340-200/300飛機(jī)的翼梢小翼參數(shù)

高度1.51 m；外傾角為31°30′；梢根比近似為0.31；前緣后掠角近似為60°；高度占機(jī)翼半翼展的比例為5%；面積占機(jī)翼面積的比例為1.45%。

(2) A340-500/600飛機(jī)的翼梢小翼參數(shù)

高度為1.61 m；外傾角為31°30′；梢根比近似為0.31；前緣后掠角近似為60°；高度占機(jī)翼半翼展的比例為5%；面積占機(jī)翼面積的比例為1.25%。

圖35 A340飛機(jī)的翼梢小翼側(cè)視圖及尺寸

翼梢小翼高度占機(jī)翼半翼展的比值和翼梢小翼面積占機(jī)翼面積的比值都小于統(tǒng)計(jì)值范圍?？罩锌蛙?chē)公司這樣選擇翼梢小翼參數(shù)避免了付出過(guò)高的結(jié)構(gòu)重量代價(jià)，當(dāng)然氣動(dòng)上的收益也較小。

A350飛機(jī)的機(jī)翼翼尖采用大后掠上翹翼尖的目的是在高亞聲速巡航時(shí)削弱梢激波提高臨界馬赫數(shù)，推遲失速，減小阻力。在低速時(shí)縮短起飛距離，提高爬升率，并降低油耗(如圖27所示)。

7 增升裝置設(shè)計(jì)

7.1 增升裝置

A300飛機(jī)的增升裝置由前緣縫翼和后緣襟翼組成。后緣襟翼包括主襟翼和后襟翼，后襟翼只能繞鉸鏈作旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。

A310飛機(jī)的增升裝置由前緣縫翼和后緣襟翼組成。后緣襟翼的內(nèi)側(cè)為雙縫襟翼，子翼和襟翼可作相對(duì)運(yùn)動(dòng)，在巡航時(shí)可收入機(jī)翼內(nèi)，使外形干凈。這里要指出的是，為了減小阻力，在起飛時(shí)為單縫襟翼，可提高爬升升阻比。著陸時(shí)為雙縫襟翼，可降低升阻比，并提高著陸升力系數(shù)。而外側(cè)機(jī)翼上采用單縫襟翼。A300與A310飛機(jī)的增升裝置如圖36所示。

圖36 A300和A310飛機(jī)的增升裝置

A300-600飛機(jī)的后緣襟翼在A300的后緣襟翼的基礎(chǔ)上作了改進(jìn)，去掉了后襟翼，并把A300后緣區(qū)的翼型作了更改，使其彎度更大，見(jiàn)圖37。

圖37 A300和A300-600飛機(jī)的后緣襟翼不同的比較

A300-600飛機(jī)的后緣襟翼后部增加的彎度所帶來(lái)的好處是：增加了內(nèi)側(cè)機(jī)翼的載荷，增加了內(nèi)側(cè)機(jī)翼后部區(qū)的載荷，降低了誘導(dǎo)阻力，改進(jìn)了抖動(dòng)邊界。

A310飛機(jī)的后緣襟翼的一套滑軌機(jī)構(gòu)分內(nèi)側(cè)和外側(cè)兩種，如圖38所示。

(a) A310飛機(jī)內(nèi)側(cè)襟翼

(b) A310飛機(jī)外側(cè)襟翼圖38 A310飛機(jī)襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)[6]

A320飛機(jī)的機(jī)翼后緣采用大后退單縫富勒襟翼，直線滑軌，增升效果較高。襟翼縫隙、重疊量和偏度之間的關(guān)系如圖39所示。

圖39 A320的襟翼偏度、縫隙和重疊量之間的關(guān)系[6]

A320飛機(jī)采用了低阻前緣縫翼，在起飛時(shí)具有較小縫隙，著陸時(shí)具有較大升力，如圖40所示。

圖40 低阻縫翼最佳化[7]

A320飛機(jī)的增升裝置是一個(gè)簡(jiǎn)單、高效、幾乎全翼展的前緣縫翼和展向連續(xù)的后緣單縫富勒襟翼。既能在起飛時(shí)具有高的升阻比和較大升力系數(shù)，又能在著陸狀態(tài)使CLmax>30。

翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的飛機(jī)要避免前緣縫翼打開(kāi)時(shí)與掛架碰撞，要在掛架兩側(cè)作密封處理，這樣可提高增升效果，減少升力損失。例如，像A320飛機(jī)，因發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的掛架把前緣縫翼分成兩段，使最大升力系數(shù)損失(約損失ΔCL=0.2)，后來(lái)在風(fēng)洞中進(jìn)行改進(jìn)試驗(yàn)研究，幾乎完全避免了這種損失(如圖41所示)。

A320飛機(jī)最終設(shè)計(jì)的襟翼采用富勒形式，經(jīng)試驗(yàn)懸臂梁系統(tǒng)可得到較高的CLmax和較低的型阻，最后改成懸臂梁支撐系統(tǒng)，導(dǎo)軌系統(tǒng)如圖42所示。

(a)A320前緣縫翼短艙掛架交接圖

(b)前緣縫翼/掛架連接方式的改進(jìn)方案圖41 短艙掛架與前緣縫翼交接處密封、不密封對(duì)升力系數(shù)的影響[7]

圖42 A320飛機(jī)的襟翼滑軌驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)(襟翼/滑輪架聯(lián)接)[7]

在1989年，空中客車(chē)工業(yè)公司對(duì)增加180～200座級(jí)的短中程飛機(jī)的市場(chǎng)需求作出反映，并決定在現(xiàn)存的150座的A320飛機(jī)和220座的A310飛機(jī)之間插入A320的加長(zhǎng)型定為A321飛機(jī)。

與A320相比，A321的機(jī)身在A320的前機(jī)身上加8個(gè)框，而在后機(jī)身加了5個(gè)框，這就增加有效商載36個(gè)座位和3個(gè)LD3集裝箱。這種加長(zhǎng)使得最大起飛和著陸重量增加13%。

A321飛機(jī)的氣動(dòng)力設(shè)計(jì)的主要目的是確定與A320有相同的起飛著陸性能和巡航性能。對(duì)于在A320上改成A321，要求引起的修改變化要最小。于是，修改放在機(jī)翼后梁以后的后緣襟翼上。也就是把A320飛機(jī)的機(jī)翼后緣向后延伸，而機(jī)翼翼尖弦長(zhǎng)保持不變，如圖11所示。這樣，機(jī)翼面積大約增加2.5%，把單縫富勒襟翼改為雙縫襟翼，但發(fā)動(dòng)機(jī)位置的后緣還是單縫富勒襟翼(為了避免噴流打襟翼)。A321飛機(jī)的起落性能與A320飛機(jī)相比較，對(duì)升力來(lái)說(shuō)，由于重量增加13%，則需要相同量級(jí)的使用升力。而后機(jī)身又增加了5個(gè)框，使得在起飛和著陸拉平時(shí)可允許的地面最大旋轉(zhuǎn)角大約減小2°，如圖43所示。

圖43 對(duì)加長(zhǎng)型飛機(jī)的升力要求[8]

概括所有要求的升力能力，由于減小了2°迎角，故要求增加大于13%的升力。

特別是可用攻角減小，就要求大幅增加在常值迎角下的升力系數(shù)(CL0)，這通過(guò)增加翼型彎度效率即通過(guò)后緣襟翼進(jìn)一步偏轉(zhuǎn)通常是能實(shí)現(xiàn)的。但是，對(duì)于A320飛機(jī)的單縫富勒襟翼來(lái)說(shuō)不能解決實(shí)際問(wèn)題。因?yàn)橹憰r(shí)偏度超過(guò)40°將在襟翼上引起氣流分離并使升力受到損失。如把單縫富勒襟翼改為雙縫襟翼，就允許襟翼有較大偏度而在襟翼表面上也不會(huì)發(fā)生氣流分離。

把單縫富勒襟翼改為雙縫襟翼其要求是使結(jié)構(gòu)更改最小。特別是要保持原A320飛機(jī)的滑軌支架和作動(dòng)筒系統(tǒng)。不過(guò)，A320的襟翼后部的剖面高度較厚，為改成雙縫襟翼帶來(lái)了方便。

圖44為由A320飛機(jī)的單縫富勒襟翼改為A321飛機(jī)的雙縫襟翼的詳圖。A321飛機(jī)的雙縫襟翼分為主襟翼和后襟翼，研究過(guò)后襟翼與襟翼總長(zhǎng)度之比及艙的長(zhǎng)度對(duì)型阻、升力效率和失速敏感性影響，其中包括有黏性的壓力分布計(jì)算，首先指出后襟翼弦長(zhǎng)占襟翼總弦長(zhǎng)的40%。艙的長(zhǎng)度應(yīng)該盡可能的大，但與后襟翼的效率相比，艙的長(zhǎng)度的影響還是較小的。所以，包括考慮艙的剛度，最后選定艙的長(zhǎng)度占襟翼總長(zhǎng)度的10%。

圖44 A320和A321飛機(jī)的襟翼的剖面比較[8]

從氣動(dòng)力觀點(diǎn)來(lái)看，A320飛機(jī)的后緣增升裝置的展向布置給出了一種最佳設(shè)計(jì)，因?yàn)榻笠碓谡瓜驔](méi)有分段，并且在整個(gè)偏度范圍內(nèi)，內(nèi)、外襟翼緊靠在一起，這就保證了升力的連續(xù)分布而對(duì)尾流及渦的影響只付出較小的代價(jià)。由于副翼下偏使展向升力分布得到進(jìn)一步改善。

開(kāi)始設(shè)計(jì)時(shí)要求雙縫襟翼沿翼展也要連續(xù)而不分段，實(shí)際上，由于結(jié)構(gòu)限制，連續(xù)性的想法必須要改變。內(nèi)側(cè)雙縫襟翼只是部分的，為避免發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的影響，在發(fā)動(dòng)機(jī)位置仍然保持單縫富勒襟翼。由于制造上的困難，外側(cè)后襟翼的翼展變得短些。最后，內(nèi)側(cè)雙縫襟翼只限制在機(jī)身和1號(hào)滑軌之間，而外側(cè)雙縫襟翼限制在機(jī)翼后緣轉(zhuǎn)折點(diǎn)與3號(hào)滑軌之間。A321飛機(jī)的雙縫襟翼的平面圖見(jiàn)圖45。

圖45 A321飛機(jī)的機(jī)翼平面形狀[8]

A321飛機(jī)的主襟翼是由滑軌導(dǎo)引滑輪架支撐并由旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)作動(dòng)的。新的后襟翼是由四個(gè)鉸鏈連桿支撐，這直接由驅(qū)動(dòng)支桿作動(dòng)，如圖46所示。這個(gè)支桿與主襟翼滑輪架和后襟翼連桿支架共為耦合運(yùn)動(dòng)。主襟翼的最大偏度為36°，而后襟翼最大偏度為60°。

對(duì)整個(gè)構(gòu)型滿(mǎn)足氣動(dòng)力要求可用縫隙、重疊量和主襟翼/后襟翼偏度來(lái)衡量的運(yùn)動(dòng)設(shè)計(jì)如圖47所示。

圖46 A321飛機(jī)的主襟翼/后襟翼支架[8]

圖47 縫隙重疊量和主襟翼/后襟主偏度之間關(guān)系[8]

A330/A340機(jī)翼上的增升裝置是從A320的發(fā)展來(lái)的，有前緣縫翼和后緣單縫富勒襟翼，起飛和著陸時(shí)內(nèi)副翼下垂起到襟翼作用，又稱(chēng)襟副翼。機(jī)械和熱空氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)發(fā)展在A320的基礎(chǔ)上作了改進(jìn)，發(fā)展了A320的襟翼驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，其先進(jìn)性是重新布置了驅(qū)動(dòng)連桿，特別是附加在后滑軌上的連桿，提供了一個(gè)強(qiáng)而便宜又易于維護(hù)的系統(tǒng)，這個(gè)運(yùn)動(dòng)要求仍是由氣動(dòng)力專(zhuān)家提供的。

在A320的基礎(chǔ)上進(jìn)一步變化的是內(nèi)側(cè)機(jī)翼上的前緣縫翼驅(qū)動(dòng)，A320的導(dǎo)軌和齒桿是組合在一起的，A300和A310的滑軌和傳動(dòng)裝置分成單獨(dú)支架和驅(qū)動(dòng)裝置，對(duì)簡(jiǎn)單安裝是特別合適的，雖然好處很多，但導(dǎo)軌的精加工是相當(dāng)昂貴的。A330/A340內(nèi)側(cè)機(jī)翼是又大又簡(jiǎn)單，并進(jìn)一步提供了更大空間，可直截了當(dāng)?shù)赜糜谑直鷻C(jī)械操作旋轉(zhuǎn)作動(dòng)筒，有類(lèi)似A310的概念，厚的內(nèi)側(cè)機(jī)翼的安裝低于支架滑軌的作動(dòng)筒傳動(dòng)裝置，為滾輪組裝提供了方便。A330/A340的滑軌——滑輪機(jī)構(gòu)如圖48所示。

圖48 A340飛機(jī)襟翼采用獨(dú)特的滑軌/支桿式運(yùn)動(dòng)形式[9]

7.2 襟翼滑軌整流罩

機(jī)翼上的襟翼滑軌整流罩對(duì)機(jī)翼的干擾也應(yīng)重視。

圖49示出了A300和A310的襟翼滑軌整流罩對(duì)阻力和升力的影響。

圖49 襟翼滑軌整流罩的干擾影響

圖49(a)為A300的襟翼滑軌整流罩對(duì)阻力的影響，與圖49(b)的A310的(3)對(duì)阻力影響趨向相同。整流罩(1)是A300的整流罩用到A310上，整流罩(2)加大了高度，減小了長(zhǎng)度和厚度，整流罩(3)將后端延長(zhǎng)。整流罩(2)的阻力特征最不好，其阻力隨CL加大而迅速增加。整流罩(3)的阻力特性最好，當(dāng)CL<0.4時(shí)增力增加不多，但當(dāng)CL>0.4以后阻力迅速下降，當(dāng)CL>0.46以后，阻力減小。從對(duì)升力的影響看也是整流罩(2)最不好，見(jiàn)圖49(c)，減小機(jī)翼的升力。整流罩(3)最好，有增升作用，整流罩(3)的長(zhǎng)度延長(zhǎng)到機(jī)翼后緣以后，外形收縮緩和，所以，關(guān)鍵取決于整流罩在接近機(jī)翼后緣的延伸和形狀。在大升力系數(shù)時(shí)，機(jī)翼后部流動(dòng)情況惡化，整流罩(3)能減小激波強(qiáng)度和減輕氣流分離。三種整流罩的影響主要是使機(jī)翼下表面的壓力分布發(fā)生變化，在巡航條件下，升力系數(shù)較大，不同整流罩對(duì)機(jī)翼的激波強(qiáng)度也產(chǎn)生不同的影響。

A300的襟翼滑軌整流罩雖然“展開(kāi)”時(shí)非常大，但在巡航時(shí)其阻力約為CD=0.000 7，等于面積相同的平板浸濕表面阻力，只占巡航阻力的4%。

A320和A330/A340也都是用與A300和A310相似的整流罩外形，它們對(duì)升阻特性的影響這里就不一一贅述。

8 結(jié)束語(yǔ)

在詳細(xì)討論設(shè)計(jì)機(jī)翼時(shí)要給每一個(gè)部件以公道評(píng)價(jià)是不可能的。

盡管空中客車(chē)由英國(guó)宇航公司承擔(dān)的機(jī)翼全部設(shè)計(jì)工作分散在英國(guó)國(guó)內(nèi)的幾個(gè)地方?？罩锌蛙?chē)成功的機(jī)翼設(shè)計(jì)不能用小貢獻(xiàn)來(lái)度量，空中客車(chē)家族的確把前面“成功的機(jī)翼”的經(jīng)驗(yàn)轉(zhuǎn)入后面要設(shè)計(jì)的機(jī)翼，這種成就不論是誰(shuí)的貢獻(xiàn)都應(yīng)感到自豪。