A380,歼7机翼分析

空客A380

空中客车A380是迄今世界上正在生产之中的尺寸最大、客/货容量最高的喷气客机。A380飞机由法、德、英和西班牙等国飞机制造商共同研制。其中法国制造驾驶舱、中机身、发动机挂架并负责总装；德国提供前中机身、后机身、垂直安定面和方向舵；英国制造机翼主壁板、前轮和刹车以及襟翼导轨梁；西班牙负责生产机翼/机身整流罩、机腹整流罩和固定水平尾翼、水平尾翼前后缘和翼肋以及机翼翼肋。

下图为商用飞机机翼机翼盒主要结构

一般而言：运输机上多数采用上单翼（便于装货），而空客A380属于运输机它被称为空中巨无霸。空客在A380在设计中不仅解决了巨型结构尺寸所带来的一些工程技术问题，而且采用大量的新型结构材料，减轻了结构重量，并在整体设计中率先对机体进行计算流体力学设计（CFD）和优化。A380巨大的机翼从翼根到翼尖足足有36.6米长，根部弦长为17.7米，比A320一侧机翼的翼展还要长。面对这样的巨型升力面，设计人员在机翼设计过程中，除了要考虑上述FAA提出的80米见方的机场空间限制之外，在机翼尺寸和外形设计中还要考虑很多其他限制条件造成的影响。例如，机翼的根梢比要受到机翼面积和翼根弦长两方面的约束限制。而后者本身又需要满足FAA提出的飞机两个舱门之间的最大间距不得超过18.3米的规定。这样一来，A380的应急出口需设在上层舱的前门，应急逃离滑梯必须位于机翼前、后缘的上面。在这些限制条件下，机翼最终的面积为845

平方米，比目前的波音747的524平方米大了很多。A380机翼的襟翼和缝翼设计，要达到使A380能以低于140节速度进场的性能目标。同时，最终确定的机翼尺寸要使之具有能够承受1.3g以上的抖振发生裕度。前缘襟翼两段前缘下偏装置是在设计的后期才增加的，前缘襟翼下偏的角度位置是由翼根的位置确定，为了有助于改善飞机的起飞性能，目前这种新的前缘襟翼装置已经取代了空客最初设计的3.6米长的内侧机翼边条。A380机翼与早期空客飞机的设计上有所不同，A380的大部分翼肋都与机翼的后梁垂直连接，几乎一直到翼根处也是如此。在辅助梁之后，翼肋开始出现沿纵向朝翼根偏斜，靠近翼根处的翼肋的长度大约为2.5米。空客对A380机翼前缘部位的构架和翼肋进行了创新设计，专门设计的翼肋可以充当翼根处空间较大的前缘结构的支撑部件。

基于CFD设计技术，A380机翼沿翼展方向不断改变机翼弯度和扭转角度，从而进一步减少2％的阻力，并减少了发动机吊舱对机翼干扰阻力。A380机翼的升阻比提高了8％；马赫数灵活性提高了33％。机翼位于飞机35％到40％之间的中心范围处，比以前客机的位置都靠后。机翼1/4弦长后掠角为34.46°，在每侧的两台发动机之间段变为35.73°，在机翼外缘段为33.5°。这符合空客在A380设计中提出的尽可能增加翼根的后掠角，减少外翼的后掠角的设计思想。把后掠角定在30°～35°之间，比747略小，比777略大。

在A380结构设计中，复合材料的用量排在第二位，占飞机结构总重的22%。A380是第一种采用CFRP复合材料中央翼盒的大型商业飞机。与采用铝合金材料相比，这种中央翼盒的重量将减轻1.5吨。A380的中央翼盒重约8.8吨，其中复合材料用量占5.3吨。采用CFRP复合材料制造中央翼盒的关键技术挑战是解决复杂的翼根结合处的制造难题和解决部件厚度较大的问题，因为该部件的最大厚度甚至达到45毫米。

在A380机翼设计过程中，设计人员也采取了很多减轻结构重量的技术措施。对机翼中央翼盒所做的大量减重措施包括：翼盒上、下蒙皮壁板，前、中、后梁等都采用复合材料制造；上梁、地板支柱和机体的主框支撑结构使用铝材。A380中央翼盒段中所用的大部分复合材料都是碳纤维增强材料，所用的铝合金材料种类多达7000多种。为达到减重的目的，A380机翼有25％的翼肋由凯夫拉复合材料制成，在这种大型飞机的机翼上用如此大比例的复合材料翼肋，在空客的飞机制造史上还是史无前例的。机翼的前缘由热塑性材料制成，机翼的三段副翼、八块挠流片和外侧襟翼则由凯夫拉材料制成，内侧襟翼由常规铝制蒙皮和桁条组成，并作为两段机头下偏装置。

歼-7型战斗机

歼-7型战斗机是中国空军和海军航空兵目前装备规模最大的战斗机之一。该机依靠本身所具有的飞行性能好、轻小灵活、低成本、高效率率和使用维护简单等技术特点，在中国海、空军战斗机装备系统中一直占据着相当重要的位置。歼-7已于2006年停产。歼-7战斗机型号众多，主要有：I型、Ⅱ型、Ⅲ型、ⅢA 型、B型、M型、E型、G型、P型、PG型和教练型歼教7等。

歼-7 是一种设计紧凑、气动外形良好的轻型单发战斗机。采用了三角形机翼、后掠尾翼、细长机身、机头进气的总体布局。主翼前缘后掠很大、后缘基本垂直于机身中线、平面形状很接近三角形的机翼就称为三角翼。世界各国超音速战斗机采用三角翼的很多，说明它的有些特点对超音速飞行是有好处的。从机翼的几何形状可以看出，与一般的后掠翼相比，由于三角翼的平均翼弦比较长，在机翼面积相同的情况下，其机翼的相对厚度就比较小，机翼前缘后掠角大（一般都为50～60度), 可以降低超音速阻力。同时，这种机翼的刚性好，绝对厚度比较大，使它的机翼翼梁可以做得相对高而轻，总的结构重量可以减轻。因此，采用三角形机翼可以满足战斗机速度和机动性两方面的综合要求。我国的歼七就是在米格-21的基础上改进而成的，也采用了三角翼设计。

三角翼在空气动力上的优点，除了超音速阻力小外，还有大迎角失速特性好（不容易突然失速），从亚音速过渡到超音速时，机翼压力中心后移量少，对舵面平衡能力的要求较低，有助于减小超音速配平阻力。这种机翼在空气动力上的缺点是，机翼展弦比小，在亚音速和大迎角飞行时的诱导阻力（即直接随升力变大而增加的阻力）偏大，最大升阻比低，对航程很不利；其升力线斜率不高（即随着迎角的增加，升力系数增加较慢），起降状态时可用的升力较小，作机动动作时，需要较大的迎角，使飞行员的前方视界变差。特别是对于用机械操纵，而不是电传操纵的无尾三角翼飞机，由于不能用襟翼（放襟翼后难以取得平衡），起降滑跑距离都很长。

国产歼七的改进型歼七E和出口型称F-7MG，都采用了双三角机翼和前、后缘机动襟翼，飞机性能明显提高。一定程度上可满足现代空战的要求，飞机的航程明显增加，起降性能进一步改善，起飞和着陆滑跑距离更短。与原歼七M 战斗机相比，F-7MG的中、低空机动性能也有明显提高。

大后掠切尖三角形中单翼，翼展7.15 米，翼面积23.0 平方米，前缘后掠角57 度，后缘垂直于机身轴线，下反角2 度。采用对称翼型，机翼根部相对厚度5%，翼尖相对厚度4.2%，翼根弦长 5.97 米，翼尖弦长0.46 米，展弦比2.22，尖削比12.5，安装角0 度，没有设置前缘扭转角。三角机翼的最大特点是具有良好的超音速性能，其不但延续了后掠翼在高速飞行方面的优势，而且由于它的后掠角大、根梢比大且展弦比小，因此机翼大部分面积靠近根部，气动压力中心的内移使机翼根部的弯矩和扭矩也相应减小，而翼根部的弦长又要比一般的后掠翼大很多，因此在达到同样强度和刚度的条件下比后掠机翼付出的重量代价要小得多，可以在很大程度上改善大后掠翼对机翼强度和刚度的苛刻要求。另一方面还可以采用阻力更小、更薄的翼型，在较大超音速情况下机翼前缘形成的是斜激波，激波的强度较小，因而波阻也较小，有利于降低超音速飞行阻力。而对于小相对厚度的前缘尖削机翼，在满足飞行阻力要求的前提下就没有必要采用更大的前缘后掠角。除了超音速阻力小外，三角翼在大迎角条件下的失速特性好，不容易突然出现失速，机翼只有在较大的迎角下气流才会严重分离。迎角大于临

界迎角时升力系数下降较少，飞机的上仰力矩也小，只要飞行员在操纵上不犯严重错误，三角翼飞机一般是不容易进入失速和尾旋的。而且从亚音速过渡到超音速时机翼的气动压力位置变化也较小，对舵面平衡能力的要求也较低，对减小超音速配平阻力很有好处，非常适合超音速飞行，采用三角翼使歼-7 飞机得以在发动机推力并不是很大的情况下飞行速度达到了M2.0 以上，升限也超过了20,000 米。为了阻止机翼上表面附着面层向翼尖的堆积而引起失速，左、右机翼上表面靠近外侧处各安装了一个小翼刀来进行阻挡，以减缓翼尖气流分离。

但凡事有利则有弊，三角翼尽管超音速性能很好，但是在亚音速飞行时的气动性能却较差。由于机翼的展弦比小，三角翼最大的缺点是在亚音速飞行时的诱导阻力较大、升阻比较小，飞机稳定盘旋性能不足，对亚音速巡航和跨音速机动飞行都不利。起降时可用的升力较小，起飞着陆性能也不好，所需要的跑道比较长。事实上歼-7 飞机的机翼并非是纯粹的三角翼，而是翼尖进行了切角，这是因为亚音速飞行时采用三角翼在气动上不合算，三角翼切尖后减小展弦比显著、因而使升力线斜率降低。这种影响在亚音速下效果更为明显，可以对减少超音速下阻力与提高亚音速下升阻比之间进行了一定程度的平衡。而在七十年代开始研制的第三代战斗机不再一味追求高空高速飞行能力而更加注重亚音速机动能力，因此就很少单纯的使用三角翼了。

在歼-7E 型的改进设计过程中，为了提高飞机亚、跨音速时的机动飞行性能，将原有的三角翼改为双三角翼，内翼段后掠角不变而外翼段的后掠角由原来的57 度减小到42 度，外侧后缘则由垂直于机身轴线改为前掠9 度37 分，相应地展弦比和机翼面积也都有所增加，进而大幅减小了所产生的诱导阻力。飞机的航程有了一定的增加，起落性能得到进一步改善，着陆所需要的滑跑距离更短。而在外侧前缘还采取了前缘锥形扭转设计，能进一步减小三角翼的诱导阻力，对增大亚音速航程和提高大迎角机动性都有明显的好处。因此双三角翼在兼顾高空超音速性能的同时，提高了中、低空机动性能，使飞机获得了良好的综合飞行能力。

与当时的F-102、F-106、幻影-3 等飞机所采用的另一种流行的无尾三角翼布局方式不同，米格-21 及歼-7 飞机采用的是有尾三角翼布局。尽管无尾三角翼飞机的升阻比更高，但由于机翼后缘非常靠后，在放下襟翼时将会产生较大的低头力矩，飞机着陆时难以取得平衡，故无法采用襟翼这种增升力装置，因此着陆滑跑距离变得较长，这对前线歼击机来说自然是相当不利的。另外无尾三角翼飞机着陆时必须保持比有尾飞机大得多的迎角，而大的迎角也使飞行员难以看到跑道，使着陆更为困难。因此经过权衡，米格-21 还是保留了水平尾翼而使机翼后缘可以采用襟翼，从而能保证飞机有较好的起落性能。歼-7 飞机的水平尾翼为大后掠角、低置、全动式，前缘后掠角为55 度。垂直尾翼前缘后掠角为60 度、方向舵偏转角左右各25 度。

水平尾翼相对机翼的位置对飞机的纵向稳定性及失速特性影响很大，如果尾翼进入机翼的尾流中将失去操纵能力，因此歼-7 飞机的平尾位置设置的较低，以避开机翼尾流的影响。大后掠全动尾翼采用斜轴布置，使转轴在亚音速和超音速压力之间，产生的铰接力矩可以明显减少，颤振特性较好。但从结构上斜轴布置重量较大，平尾传动装置的布置也较困难。

米格-21 及歼-7 飞机是通过大面积的垂直尾翼来保持高速飞行时的方向稳定性的。米格-21 的风洞试验表明，飞机的最大速度甚至可以达到M2.3 以上，但事实上当M 数大于1.25 以后，随着M 数的继续增大垂尾效率明显下降，飞机的方向安定性将逐渐变差，与亚音速飞行状态下相比其方向安定性将降低很多，飞机受到阵风等侧向扰动时就会发生侧滑角逐渐增加的发散运动，飞机容易因安定性恶化而进入危险的飞行状态，轻则难于操纵，重则会发生失控。因此在飞行员驾驶手册上明确规定了飞机在高空和高速飞行时最大速度不允许超过

M2.05，带副油箱飞行时的安定性则更差，最大允许速度还要相应更低。如果超过最大允许M 数会飞行会导致飞机失去方向安定性，侧滑角将迅速增大造成自动滚转并产生惯性离心力矩，使飞机滚转进一步加快，甚至反压驾驶杆也不能制止住飞机的滚转。而自动滚转加快后飞机的迎角和载荷会急剧增大而使飞机失速进入尾旋，如不及时改出就很容易造成发动机空中停车，严重时甚至可能超过最大允许载荷使机体结构破坏，歼-7 飞机服役过程中就曾出现过因此进入超音速失速或超音速颤振状态而导致飞机空中解体的严重事故。由于加大垂尾面积并不一定可以按比例地增大机的方向稳定性，因此不能毫无限制的加大，否则结构重量太重将会引起飞机性能的降低，因而米格-21 及歼-7 飞机还采用了在机身下面安装腹鳍来增大飞机的方向稳定性。由于腹鳍的展弦比小，刚性好，结构弹性变形可以忽略，与垂尾相比单位面积的结构重量要轻很多。此外在大迎角时腹鳍对方向稳定性的作用基本不随迎角的增加而减少，可保持效率不变。此外当飞机有侧滑时，由腹鳍和垂尾引起的滚转力矩正好相反能够抵消一部分。歼-7III 飞机由于加粗加大了前机身以及背鳍，相应的垂直尾翼的面积也随之加大，歼教-7 甚至还需要再增加一个腹鳍以保证飞机的方向稳定性。

F-7MG 歼七系列的最新改型。采用双三角形机翼（内翼后掠角57度，外翼后掠角42度），有前后缘机动襟翼，翼下有2对外挂梁，可以灵活地换装武器。