空客公司成功的機翼設計Ⅱ——A320、A330/A340、A350及A380機翼設計

江永泉 /

(上海飛機設計研究院，上海201210)

0 引言

在《空客公司成功的機翼設計Ⅰ》中討論了A300、A310和A300-600飛機的機翼空氣動力設計。本文主要討論A320、A330/A340、A350和A380飛機的機翼空氣動力設計，然后對空中客車各民機型號的增升裝置和翼尖裝置進行討論和比較。

1 A320機翼設計特點

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

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

(2)第一次在大型民用飛機上采用主動陣風載荷系統(tǒng)。

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

(4)用U形電纜導管替代電纜導管，以改進電鋼索的檢修和維護性，在飛機操縱回路里保持基本防護裝置來抵抗電磁干擾。

(5)在第二代結(jié)構(gòu)和機翼活動面中廣泛采用非金屬材料。

A320飛機是空中客車工業(yè)公司在上世紀80年代末期推出的全新機種，在推出A320之前，空客公司已經(jīng)有了研制A300和A310的經(jīng)驗，以機翼為例，A300是1969年開始設計的，遵循當時流行的“尖峰翼型”設計思想。空客主要依靠風洞試驗來發(fā)展A300的機翼氣動布局，到1976年底開始設計A310時，由于CFD(Computational fluid dynamics,計算流體動力學)的發(fā)展，主要依靠計算機程序設計了機翼氣動布局，取得了圖1的成果。由圖中A310和A300機翼厚度分布的比較可以看出，相對于A300，機翼的總體特性有了很大的改善。達到這一進步，風洞試驗幾乎沒有起什么作用。A310布局發(fā)展風洞試驗主要是解決機翼和其他部件的干擾影響。

圖1 A310與A300機翼設計水平的比較[1]

A320的機翼是英國負責設計的，由于A320的設計使用速度比A300、A310略低(MMo=0.82，巡航速度Ma=0.79～0.80)，機翼后掠角為25°。圖2表示機翼研究范圍以得到燃油和機翼重量之間的最佳權(quán)衡。當時的機翼代號為W5，是后來A320 W6機翼的先驅(qū)。

圖2 機翼權(quán)衡研究[2]

由于上世紀70年代的燃油價格上漲，特別進行了對燃油價格敏感的參數(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，25°后掠角，AR=9.5時其DOC接近最佳值(對500 n mile航段營運而言)。

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

在A320飛機的氣動布局發(fā)展中，1976年針對優(yōu)化的結(jié)果設計了W5機翼，并首次采用跨聲速小擾動(TSP)理論得到設計壓力分布。W5機翼的幾何形狀及中段翼剖面的典型壓力分布見圖4。根部相對厚度增加到15%，機翼內(nèi)段具有非直母線構(gòu)型特點。

圖4 W5機翼形狀和典型壓力分布[2]

1977年英國的RAE(Royal Aeronautical Establishment，英國皇家航空研究中心)有了著名的VGK程序，將改進的無黏全速勢方法與迭代的邊界層解結(jié)合起來可給出非常精確的預計，從而大大減少了對二維翼剖面試驗的需求，并可用計算機設計和迅速評價具有多種形式的壓力分布。在此基礎上發(fā)展了具有低阻和良好抖振性能的W6機翼的翼型。在設計基本翼型時，作了很多努力，盡量減少后加載，加大前加載，圖5表示相對于W5機翼所作的更改，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。機翼最大厚度更靠后，因此大大增加機翼后梁處結(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機翼的翼根、機翼后緣轉(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。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CL=0.5時的阻力曲線，從圖看出這兩種飛機的曲線十分相似，因為這兩種飛機的機翼參數(shù)極相近，說明這兩種飛機設計是高水平的。

1993年，比A320更重更長的A321開始試飛。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彎度，見圖11，這使其性能恢復到A320的水平。

圖5 機翼W6和W5主要特點的比較[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)襟翼的修形機翼[3]

2 A330/A340機翼設計特點

上世紀80年代中期，當A300和A310在航線上使用時，A320已開始設計。這時，空客的戰(zhàn)略重點放在較高能力的遠程區(qū)域市場，一方面增加雙發(fā)飛機的能力，以改善已經(jīng)引人注目的A300-600的經(jīng)濟性，另一方面提高遠程飛機空中客車在區(qū)域市場的競爭能力。其中波音公司用波音747和遠程的波音767派生型差不多壟斷了這個市場。為打破市場壟斷，需要有較大和較遠程的飛機加入空客家族，1987年空客提出并開始設計雙發(fā)的A330和四發(fā)的A340飛機。

A330/A340的機翼是共用的——機翼結(jié)構(gòu)布局、發(fā)動機位置、氣動力設計和系統(tǒng)布置等得到最大共用。

對比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，原因在于多兩臺發(fā)動機和燃油重量，使航程比A330多2000 n mile。A340-200有稍短機身，減少33個座位，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飛機的設計能力只有早期波音747的80%，其機翼面積也只有波音747的65%，但實際上它們的翼展相同。A330/A340設計采用了大展弦比，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°的機翼后掠角相比，A330/A340的機翼30°的后掠角還算是中等的。也就是空客所有機翼的特點是具有中等后掠角。下表是空客家族的機翼后掠角、展弦比和翼型相對厚度與波音747飛機、MD11飛機相應參數(shù)的比較。

表1 幾種飛機的機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等飛機的機翼后掠角與翼型厚度的比較，如圖12所示。

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

這個時期研究的翼型稱為超臨界翼型，如圖13所示。其特點是：上表面大部分比較平坦，有利于減弱激波強度；為彌補上表面平坦引起的升力不足，下表面后部有一段向里凹進去的反彎段，使局部厚度減小，升力增加，稱為“后加載”。

圖13 空中客車設計的幾種型號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)展的幾個階段。首先為VC10、“三叉戟”到A300飛機發(fā)展的先進的跨聲速翼剖面，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機翼翼剖面設計。使激波進一步后移，并有更大的后加載，大大提高了機翼所產(chǎn)生的升力。這種機翼的優(yōu)越性是在給定的后掠角和相對厚度下，可獲得更大的速度，或者說在給定的阻力發(fā)散馬赫數(shù)下機翼可有較小的后掠角或更大的相對厚度，因為更大的目標是要儲存更多的燃油。通過選擇更大的翼型相對厚度，機翼重量還可相對減輕，因為在飛行中彎矩最大的機翼，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翼，減少燃油消耗，最終達到降低使用成本的目的。

A300、A310、A320和A340飛機的四種機翼的平面形狀、參數(shù)特點和增升裝置形式見圖14。

圖14 四種機翼的參數(shù)特點和增升裝置形式的比較[5]

用Ma(L/D)max值來衡量機體的氣動力效率，從A300起，Ma(L/D)max就比較理想，由于運用了先進技術(shù)，使得A330/A340的Ma(L/D)max比A300要大40%(見圖15)，這對A330/A340飛機的遠程巡航特別有利。

圖15 空中客車家族機體空氣動力效率比較——40%改進[5]

A330/A340飛機的Ma(L/D)max大的原因之一是在高巡航時機翼采用變彎度技術(shù)(見圖16)。

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

圖16表示了變彎度的工作原理。在每一個襟翼滑軌的導軌內(nèi)會發(fā)現(xiàn)不是一根而是兩根滑軌，它們的外形截然不同。一根滑軌導向襟翼的頭部，而另一根滑軌導向襟翼后面的一個點，這樣，這兩根滑軌就決定了襟翼的位置和偏角。襟翼開始時的運動是直接向后，襟翼的下表面仍然與機翼的下表面對準，因此，除了增大有效弦長和機翼面積之外沒有任何其他影響。但繼續(xù)運動導致稍有改變，增大了彎度，襟翼的頭部仍處在機翼的翼型(或襟翼艙)之內(nèi)。然后再運動就帶來突然的變化：襟翼停止了轉(zhuǎn)變但猛向下運動，偏離主機翼，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)動到高偏度，最終準備進行著陸。

從圖16也可看出，原先的機翼必須按特定條件下(如B點)最佳的升阻比設計。在任何其他情況下，阻力急劇增大，使得阻力極曲線可能會沿著如A-B-C這樣的曲線變化。對于A330/A340，空客公司能使機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%的空氣動力效率增益，在顫振開始方面還有大約1%的改進。

A330/A340的翼型先進程度介于A300和A310之間。A300的翼型在當時來說是先進的，把維持上表面前部的超聲速(超臨界)流動的概念結(jié)合在一起，并且后部彎度可增加升力；從波阻損失來說沒有帶來不可接受的阻力。A310、A320和A330/A340都具有先進翼剖面，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，翼型的這種特點主要是為了在這樣小的飛機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飛機上，翼剖面回到了A310的形狀，然而后梁高度仍然低于A300，見圖17。

圖17 四種機翼翼剖面形狀比較[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，而機翼前部一直到翼根都較厚，可盡量增加機翼扭力盒中可貯燃油的容積。

圖18 空客A340機翼根部剖面[3]

圖19 空客A340機翼外側(cè)翼型[3]

20世紀90年代產(chǎn)生了對大高載遠航程改型的需求，為此研究了兩種改型，A340-500及A340-600。兩種飛機的機翼都在前梁和前緣間增加了一個插入段如圖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機翼[3]

(1)A340-200/300飛機的參數(shù)：

機翼1/4弦線后掠角30°；

機翼展長為60.4 m；

機翼面積為350 m2。

(2)A340-500/600飛機的參數(shù)：

機翼1/4弦線后掠角為31.1°；

機翼展長為63.6 m；

機翼面積為437 m2。

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

空客A330/A340現(xiàn)有的基本型號如下(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

與早期機翼相比，A330/A340飛機燃油消耗減少且航程增加。在早期的機翼基礎上，A330/A340利用先進的空氣動力學以減小機翼后掠和增加機翼厚度，有助于減小結(jié)構(gòu)重量和復雜性。空客機翼的基本高速設計原理是由英國國家研究院幾個團隊合作完成的，他們利用的黏性全位流方法對空中客車成功的機翼設計作出了很大的貢獻。

3 A380(2005年首飛)機翼設計特點

空客A380(-800)有下列設計特性：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。

全機身長度雙層艙，最大載客量840人，30分鐘可爬至35 000 ft高度，8到12個艙門可同時開啟，使登機更便捷。

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

A380機翼采用先進的層流設計，使阻力減小10%，是客機中最省油的一種飛機，每一位乘客平均每100 km將會消耗掉3 L的油。而現(xiàn)今最普通的家庭轎車，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)就是需要創(chuàng)造出一架能承載更多乘客以及飛行更遠的客機，同時也希望能降低噪聲與碳排放。A380客機所產(chǎn)生的噪聲只有波音747-400客機的一半，A380飛機的噪聲設計要求比國際民航組織(ICAO)附件16第四章的要求低12 EPN dB。而強大的續(xù)航能力使它從倫敦直飛悉尼，這是長達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。機身是采用最先進的輕物質(zhì)——占全機身的25%為碳纖維復合材料和3%為玻璃纖維增強鋁材料。后機身采用混合壓力防水壁。除此之外，A380用最先進的金屬材料要裝，使得維修和清潔簡便。另一項創(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)，這遠比普通客機中的3 000 lb/ft2系統(tǒng)更輕盈與更有效。加強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)也被應用于此，像鐳射光焊接能減少鉚釘?shù)男枨?，進而增強防銹功能。空客公司信心十足地保證A380將會是航空界里擁有最新科技、最強的安全性、最低的操作費用、最簡便的操作系統(tǒng)與最舒適服務的客機。

空客A380飛機是史無前例的環(huán)保巨人。這不僅僅得益于其高效的設計和新一代發(fā)動機的采用，也源于空客公司降低其產(chǎn)品對環(huán)境影響的承諾。涵蓋空中客車的每一家工廠和每一件產(chǎn)品，空中客車是航空業(yè)率先滿足嚴格的ISO14001環(huán)保管理標準的制造商。A380在她生命周期的每一階段都是更環(huán)保的飛機。空中客車A380，優(yōu)雅的綠色巨人。

圖21、圖22和圖23給出了A380飛機的機翼平面形狀、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飛機機翼的展向厚度分布和扭轉(zhuǎn)分布。

圖24 空客A380機翼厚度的展向分布[3]

圖25 空客A380機翼扭轉(zhuǎn)的展向分布[3]

4 A350機翼設計特點

A350的設計不僅全面?zhèn)鞒辛薃330/A340的成功設計和使用中長期積累的豐富經(jīng)驗，還充分吸收了A380設計中許多新理念和新技術(shù)，同時也融進了更新的設計理念和獨特技術(shù)，再次演繹了空中客車工業(yè)公司不斷創(chuàng)新的精神。

4.1 眾多的創(chuàng)新技術(shù)

空中客車工業(yè)公司提出，A350將是一款全新的面向21世紀未來市場的250座級中型中遠程客機，主要優(yōu)勢將體現(xiàn)在：(1)飛機機體重量輕、阻力小；(2)燃油效率增長超過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)保持與空客飛機家族的高度通用性。

與A330飛機相比，A350飛機的技術(shù)提升范圍涉及方方面面，包括先進空氣動力學設計，如阻力更低的新機翼，主動載荷緩和技術(shù)；先進結(jié)構(gòu)，如由CFRP(碳纖維增強塑料)制造的中央機翼翼盒，外翼翼盒等，先進的材料如全鈦合金發(fā)動機掛架等；先進工藝，如采用激光焊接的鋁鋰合金機身壁板等。

4.2 全新的空氣動力優(yōu)化設計

相比A330飛機，A350全機的空氣動力布局作了全面改進，例如采用納維爾斯托克斯密集的和快速的迭代的計算機流體動力學，對機翼空氣動力學進行了一體化設計，包括先進的機翼翼型設計，機翼、襟翼導軌整流罩和翼梢小翼的一體化設計(見圖26所示)和突風載荷緩和的設計，從而使機翼空氣動力效率得到了優(yōu)化，這里要指出的是A350飛機投入航線使用的機翼翼尖采用大后掠上翹翼尖(見圖27)，同時通過安裝在機翼下的大發(fā)動機短艙設計，消除了干擾阻力，以及通過仔細設計機翼——機身聯(lián)接處的過渡整流罩，減小了機翼與機身之間的干擾阻力。

圖26 A350飛機先進的空氣動力特征

圖27 A350飛機的機翼翼尖采用大后掠上翹翼尖

A350飛機還沿用了A380飛機內(nèi)段機翼縫翼前緣的下垂設計，使低速阻力減小了3%；并通過新設計的飛機尾部，提高了飛機的飛行效率并全面改善了低速大迎角性能。

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

圖28 A350飛機機翼變彎度和不同的襟翼偏度

4.3 先進的結(jié)構(gòu)技術(shù)

A350飛機60%的主結(jié)構(gòu)采用了先進材料，其中復合材料占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的重量減少8 t。

5 翼根修形

由于后掠機翼本身的流動特點，使得翼根區(qū)和翼尖區(qū)出現(xiàn)三維效應，即等壓線垂直于來流，這實際上削弱了機翼的后掠效應，降低了阻力發(fā)散馬赫數(shù)。為了提高巡航速度，必須對翼根區(qū)和翼尖區(qū)的翼剖面設計更加重視?？湛蛯σ砀S效應的處理方法，主要措施有二點。

圖29 三叉戟2B飛機翼根反高彎度翼型

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，由于當時CFD的發(fā)展，利用計算機程序設計了機翼的氣動力外形，得到了如圖1的成果。

由圖1中A310和A300的機翼厚度沿展向分布與阻力發(fā)散邊界的比較可以看出，A310根部翼型相對厚度為0.206，A300為0.138，所以，相對于A300，A310的總體特性有了很大的改善。A310的這種設計對減輕機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)散時的升力系數(shù)與Ma數(shù)的關(guān)系，厚度較大的A310機翼能產(chǎn)生更大的升力。阻力發(fā)散邊界對民用飛機設計非常重要，因為它實際上確定了飛機的使用限制條件。

A320飛機的翼根翼型的相對厚度達到15%，機翼內(nèi)段具有非直母線構(gòu)型(見圖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翼采用非直母線構(gòu)型，使機翼沿展向很快從大厚度翼根翼型(具有小的正彎度甚至負彎度)過渡到該機翼選定的高氣動效率的基本翼型，以克服翼根小正彎度或負彎度對升力的不利影響，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A300阻力減小的百分數(shù)。圖30 A310翼根整流最佳化——相對A300阻力減小[1]

A300和A310都為下單翼民用運輸機，機翼下表面與機身表面成鈍角，所以下翼面基本不要整流。由于上翼面后部收縮很快，而且與機身表面相交成銳角，因而在機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 翼尖減阻裝置設計

常規(guī)翼尖上下翼面的壓力差在翼尖周圍從下翼面至上翼面誘導出一個很強的交叉渦流，也就是三維機翼翼尖附近是一個畸變的流場，在翼尖附近形成一個很強的翼尖渦。結(jié)果降低了靠近翼尖的升力，并使誘導阻力增加。

1)空客A300-600、A310、A320和A380飛機的翼尖加裝渦擴散器

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

獨特的大后掠三角翼的渦擴散器可確保巡航時，渦擴散器上不產(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))與巡航時相同。

如果在展弦比較大的A300-600、A310-300、A320和A380飛機的機翼翼尖加裝翼梢小翼就會導致機翼根部的彎曲力矩增加，使結(jié)構(gòu)重量代價增大，故在這些飛機的機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散器，它主要起抑制翼梢渦的作用。

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

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

渦擴散器的前緣呈圓形，后緣為楔形。沿機翼弦平面有一個向后延伸的“紡錘體”，它一方面用于抑制翼梢漩渦，另一方面可用來裝翼梢燈。渦擴散器與翼梢小翼相比，非設計狀態(tài)有較好的減阻效果。側(cè)風進場時，渦擴散器本身不會出現(xiàn)失速現(xiàn)象。

歐洲空中客車公司對大后掠小三角翼的渦擴散器進行了使飛機在遠程巡航條件下阻力最小的優(yōu)化設計，對它的彎度、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。圖31所示為裝在A310-300、A320和A380飛機機翼翼尖的面積較大的具有復合后掠角的改進型渦擴散器，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的速度不同。

圖31 不同飛行速度下改進型渦擴器的氣流流動模型

(3) 渦擴散器在空中客車飛機上的應用。渦擴散器裝在A300-600、A310、A320和A380飛機的機翼翼尖，如圖32所示。而A300-600的渦擴散器如圖32(a)所示，而A310、A320和A380飛機機翼翼尖上裝的是如圖32(b)所示的改進的具有復合后掠角的渦擴散器。

圖32 裝在A300-600、A310-300、A320和A380飛機上的渦擴散器形式

在A300-600飛機上，翼尖裝上小三角翼的渦擴散器，在巡航飛行時可使飛機阻力降低15%，如圖33所示。

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

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

圖34 A300-600、A310-300、A320和A380飛機的渦擴散器簡單結(jié)構(gòu)形式

2)A340飛機加裝翼梢小翼

A340飛機的翼梢小翼在機翼設計時就被采用了，也就是采用機翼上翼梢小翼一體化設計(實際上A340飛機是把機翼襟翼滑軌整流罩翼梢小翼作為一體化設計)如圖35所示，可使升阻比有較大提高。

(1) A340-200/300飛機的翼梢小翼參數(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°；高度占機翼半翼展的比例為5%；面積占機翼面積的比例為1.45%。

(2) A340-500/600飛機的翼梢小翼參數(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°；高度占機翼半翼展的比例為5%；面積占機翼面積的比例為1.25%。

圖35 A340飛機的翼梢小翼側(cè)視圖及尺寸

翼梢小翼高度占機翼半翼展的比值和翼梢小翼面積占機翼面積的比值都小于統(tǒng)計值范圍?？罩锌蛙嚬具@樣選擇翼梢小翼參數(shù)避免了付出過高的結(jié)構(gòu)重量代價，當然氣動上的收益也較小。

A350飛機的機翼翼尖采用大后掠上翹翼尖的目的是在高亞聲速巡航時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 增升裝置設計

7.1 增升裝置

A300飛機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)運動。

A310飛機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運動，在巡航時可收入機翼內(nèi)，使外形干凈。這里要指出的是，為了減小阻力，在起飛時為單縫襟翼，可提高爬升升阻比。著陸時為雙縫襟翼，可降低升阻比，并提高著陸升力系數(shù)。而外側(cè)機翼上采用單縫襟翼。A300與A310飛機的增升裝置如圖36所示。

圖36 A300和A310飛機的增升裝置

A300-600飛機的后緣襟翼在A300的后緣襟翼的基礎上作了改進，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，見圖37。

圖37 A300和A300-600飛機的后緣襟翼不同的比較

A300-600飛機的后緣襟翼后部增加的彎度所帶來的好處是：增加了內(nèi)側(cè)機翼的載荷，增加了內(nèi)側(cè)機翼后部區(qū)的載荷，降低了誘導阻力，改進了抖動邊界。

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

(a) A310飛機內(nèi)側(cè)襟翼

(b) A310飛機外側(cè)襟翼圖38 A310飛機襟翼運動機構(gòu)[6]

A320飛機的機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飛機采用了低阻前緣縫翼，在起飛時具有較小縫隙，著陸時具有較大升力，如圖40所示。

圖40 低阻縫翼最佳化[7]

A320飛機的增升裝置是一個簡單、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)動機短艙的飛機要避免前緣縫翼打開時與掛架碰撞，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，因發(fā)動機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)，后來在風洞中進行改進試驗研究，幾乎完全避免了這種損失(如圖41所示)。

A320飛機最終設計的襟翼采用富勒形式，經(jīng)試驗懸臂梁系統(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方案圖41 短艙掛架與前緣縫翼交接處密封、不密封對升力系數(shù)的影響[7]

圖42 A320飛機的襟翼滑軌驅(qū)動機構(gòu)(襟翼/滑輪架聯(lián)接)[7]

在1989年，空中客車工業(yè)公司對增加180～200座級的短中程飛機的市場需求作出反映，并決定在現(xiàn)存的150座的A320飛機和220座的A310飛機之間插入A320的加長型定為A321飛機。

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

A321飛機的氣動力設計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，修改放在機翼后梁以后的后緣襟翼上。也就是把A320飛機的機翼后緣向后延伸，而機翼翼尖弦長保持不變，如圖11所示。這樣，機翼面積大約增加2.5%，把單縫富勒襟翼改為雙縫襟翼，但發(fā)動機位置的后緣還是單縫富勒襟翼(為了避免噴流打襟翼)。A321飛機的起落性能與A320飛機相比較，對升力來說，由于重量增加13%，則需要相同量級的使用升力。而后機身又增加了5個框，使得在起飛和著陸拉平時可允許的地面最大旋轉(zhuǎn)角大約減小2°，如圖43所示。

圖43 對加長型飛機的升力要求[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)，這通過增加翼型彎度效率即通過后緣襟翼進一步偏轉(zhuǎn)通常是能實現(xiàn)的。但是，對于A320飛機的單縫富勒襟翼來說不能解決實際問題。因為著陸時偏度超過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飛機的滑軌支架和作動筒系統(tǒng)。不過，A320的襟翼后部的剖面高度較厚，為改成雙縫襟翼帶來了方便。

圖44為由A320飛機的單縫富勒襟翼改為A321飛機的雙縫襟翼的詳圖。A321飛機的雙縫襟翼分為主襟翼和后襟翼，研究過后襟翼與襟翼總長度之比及艙的長度對型阻、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算，首先指出后襟翼弦長占襟翼總弦長的40%。艙的長度應該盡可能的大，但與后襟翼的效率相比，艙的長度的影響還是較小的。所以，包括考慮艙的剛度，最后選定艙的長度占襟翼總長度的10%。

圖44 A320和A321飛機的襟翼的剖面比較[8]

從氣動力觀點來看，A320飛機的后緣增升裝置的展向布置給出了一種最佳設計，因為襟翼在展向沒有分段，并且在整個偏度范圍內(nèi)，內(nèi)、外襟翼緊靠在一起，這就保證了升力的連續(xù)分布而對尾流及渦的影響只付出較小的代價。由于副翼下偏使展向升力分布得到進一步改善。

開始設計時要求雙縫襟翼沿翼展也要連續(xù)而不分段，實際上，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)動機噴流的影響，在發(fā)動機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身和1號滑軌之間，而外側(cè)雙縫襟翼限制在機翼后緣轉(zhuǎn)折點與3號滑軌之間。A321飛機的雙縫襟翼的平面圖見圖45。

圖45 A321飛機的機翼平面形狀[8]

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

對整個構(gòu)型滿足氣動力要求可用縫隙、重疊量和主襟翼/后襟翼偏度來衡量的運動設計如圖47所示。

圖46 A321飛機的主襟翼/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機翼上的增升裝置是從A320的發(fā)展來的，有前緣縫翼和后緣單縫富勒襟翼，起飛和著陸時內(nèi)副翼下垂起到襟翼作用，又稱襟副翼。機械和熱空氣系統(tǒng)的設計發(fā)展在A320的基礎上作了改進，發(fā)展了A320的襟翼驅(qū)動系統(tǒng)，其先進性是重新布置了驅(qū)動連桿，特別是附加在后滑軌上的連桿，提供了一個強而便宜又易于維護的系統(tǒng)，這個運動要求仍是由氣動力專家提供的。

在A320的基礎上進一步變化的是內(nèi)側(cè)機翼上的前緣縫翼驅(qū)動，A320的導軌和齒桿是組合在一起的，A300和A310的滑軌和傳動裝置分成單獨支架和驅(qū)動裝置，對簡單安裝是特別合適的，雖然好處很多，但導軌的精加工是相當昂貴的。A330/A340內(nèi)側(cè)機翼是又大又簡單，并進一步提供了更大空間，可直截了當?shù)赜糜谑直鷻C械操作旋轉(zhuǎn)作動筒，有類似A310的概念，厚的內(nèi)側(cè)機翼的安裝低于支架滑軌的作動筒傳動裝置，為滾輪組裝提供了方便。A330/A340的滑軌——滑輪機構(gòu)如圖48所示。

圖48 A340飛機襟翼采用獨特的滑軌/支桿式運動形式[9]

7.2 襟翼滑軌整流罩

機翼上的襟翼滑軌整流罩對機翼的干擾也應重視。

圖49示出了A300和A310的襟翼滑軌整流罩對阻力和升力的影響。

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阻力的影響，與圖49(b)的A310的(3)對阻力影響趨向相同。整流罩(1)是A300的整流罩用到A310上，整流罩(2)加大了高度，減小了長度和厚度，整流罩(3)將后端延長。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CL<0.4時增力增加不多，但當CL>0.4以后阻力迅速下降，當CL>0.46以后，阻力減小。從對升力的影響看也是整流罩(2)最不好，見圖49(c)，減小機翼的升力。整流罩(3)最好，有增升作用，整流罩(3)的長度延長到機翼后緣以后，外形收縮緩和，所以，關(guān)鍵取決于整流罩在接近機翼后緣的延伸和形狀。在大升力系數(shù)時，機翼后部流動情況惡化，整流罩(3)能減小激波強度和減輕氣流分離。三種整流罩的影響主要是使機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，不同整流罩對機翼的激波強度也產(chǎn)生不同的影響。

A300的襟翼滑軌整流罩雖然“展開”時非常大，但在巡航時其阻力約為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，它們對升阻特性的影響這里就不一一贅述。

8 結(jié)束語

在詳細討論設計機翼時要給每一個部件以公道評價是不可能的。

盡管空中客車由英國宇航公司承擔的機翼全部設計工作分散在英國國內(nèi)的幾個地方。空中客車成功的機翼設計不能用小貢獻來度量，空中客車家族的確把前面“成功的機翼”的經(jīng)驗轉(zhuǎn)入后面要設計的機翼，這種成就不論是誰的貢獻都應感到自豪。