鴨式氣動布局是什么？

【專家解說】：高低速性能好 　　採用後尾式和無尾式氣動佈局的普通高速飛機(jī)，由於種種原因，其低速性能往往不佳。而鴨式佈局則可以滿足戰(zhàn)鬥機(jī)對高、低速。性能的要求。因為這種佈局能很好地兼顧高速飛機(jī)所需的細(xì)長體外形和飛機(jī)實現(xiàn)短距起落所需的高配平升力係數(shù)。這是因為：一方面，細(xì)長鴨式佈局在由亞聲速過渡到超聲速時，其焦點移動而引起的安定度增量比後尾式要小，這對高速機(jī)動飛行是有利的。另一方面，在大迎角進(jìn)場或飛行時，它又能產(chǎn)生比後尾式和無尾式飛機(jī)高得多的配平升力。這說明它亦適合低速飛行。 　　配平升力高 　　圖一是靜安定度的後尾式、無尾式和鴨式飛機(jī)縱向配平方式的示意圖。飛機(jī)在空中做定常水準(zhǔn)飛行時，其重力與升力，推力和阻力是相等的，全機(jī)力矩也是平衡的。為獲得配平力殲一10A用的鴨式佈局方案雖然在中國早期殲一9概念中曾有過體現(xiàn)，但其中涉及的諸多技術(shù)問題是在殲一lO上獲得了最終的完美解決劉應(yīng)華攝矩，無尾式及後尾式飛機(jī)需要付出一定的升力代價。在飛行中，機(jī)翼的升力Y及全機(jī)零升力矩Mzo對飛機(jī)重心要產(chǎn)生一個低頭力矩。為平衡這個力矩，無尾式飛機(jī)要上偏升降襟翼，後尾式飛機(jī)要上偏轉(zhuǎn)升降舵，以便產(chǎn)生一個負(fù)升力去配平，致使全機(jī)升力下降。當(dāng)然，小迎角飛行時平尾的負(fù)荷不大，它付出的升力代價也很小。但是當(dāng)飛機(jī)以大迎角飛行，並採取增升措施時(例如放襟翼)形勢就惡化了。因為增升時會帶來很大的附加低頭力矩。為配平這些附加力矩，平尾後緣必須上偏很大的角度，這將使增升效果顯著降抵。倘若機(jī)翼採用高度增升的方法。有時連配平都很困難了，只好在平尾上採取高度增加負(fù)升力的措施。國外不乏這方面的例子。美國的F一4飛機(jī)由於在後緣襟翼上採取了附面層控制技術(shù)，使低頭力矩增加很多，結(jié)果尾翼在配平時已接近失速，只好對平尾進(jìn)行修改，使前緣上翹，將翼型變?yōu)榉磸澏鹊?。而日本的PS一1水上飛機(jī)則是在尾翼下表面吹氣以增加負(fù)升力。後尾式佈局尚且如此，無尾式飛機(jī)配平高升力就更困難了。 　　相比之下，鴨式佈局比後尾式及無尾式佈局優(yōu)越之處在於：其抬頭俯仰力矩可由飛機(jī)重心前的正升力面(鴨翼)提供。這真是一舉兩得：既提供了配平力矩，又增加了升力。那麼為什麼以前人們很少採用鴨式佈局呢?這是因為常規(guī)的鴨式飛機(jī)有三大缺點： 　　(1)前翼對主翼存在著強(qiáng)烈的下洗，使主翼升力降低。儘管前翼的升力是正的，彌補(bǔ)了部分升力損失，但配平時的總升力不見得比後尾式高很多。 　　(2)鴨式佈局配平問題不好解決。一般情況下。鴨翼的負(fù)荷要比尾翼大，往往為尾翼的3～4倍。因為把鴨翼放到前面，全機(jī)焦點隨之前移，重心也需向前調(diào)整。這樣鴨翼離重心的位置近，力臂短，使它的配平能力受到限制。再加上主翼對前翼有上洗，在大迎角時前翼容易先失速。這對起飛著陸和大迎角機(jī)動來說是不利的。直到上世紀(jì)60年代末瑞典人研製成功Saab一37飛機(jī)後，這些缺點才得到了一定程度的克服。作為M數(shù)為2一級的飛機(jī)，Saab一37沒有採用複雜的增升措施就使起降距離縮短N(yùn)400多米，達(dá)到了短距起落的要求。這一成就引起了國際上的廣泛注意。Saab一37採用的是近距耦合鴨式佈局，利用前後翼間脫體渦的有利干擾實現(xiàn)了高升力。(3) 由於脫體渦在主翼面上的生成、發(fā)展、破裂和漂移對飛機(jī)的升力和縱橫向的力矩特性影響很大，使得縱向力矩曲線出現(xiàn)極嚴(yán)重的非線性化，並導(dǎo)致了飛機(jī)的操穩(wěn)品質(zhì)變差。為了解決這一問題，常規(guī)鴨式佈局飛機(jī)不得不增大飛機(jī)的安定度，以求得縱向力矩曲線變得較直。這樣一來，飛機(jī)的配平阻力增大，前翼的配平能力減小，導(dǎo)致飛機(jī)的機(jī)動性和起降性能變差。 　　解決的辦法之一是採用電傳操縱系統(tǒng)，放寬靜穩(wěn)定性。 　　利用脫體渦獲得高升力 　　人們通過實驗發(fā)現(xiàn)：45度以上的大後掠角薄翼在迎角很小時，氣流就從前緣分離，並卷成一脫體旋渦。此脫體渦的渦心壓力很低，由於上下壓力差的作用，使得翼面的升力有所提高。我們知道，三角翼總升力等於位流升力和渦升力之和。 　　位流升力是根據(jù)位流理論計算出來的升力。圖二中虛線代表總升力，而點劃線代表位流升力(圓圈為實驗點)，兩條線的差別就是理論渦升力?？梢姡伸队辛藴u升力，三角翼的升力線斜率和最大升力係數(shù)等均大大提高。如果把大後掠角的鴨翼和主翼近距耦合配置，便會產(chǎn)生有利干擾，而脫體渦的效率會更高，渦升力也更大。當(dāng)鴨翼置於主翼的前上方時，前翼脫體渦因進(jìn)入了主翼上表面的低壓區(qū)而有利於渦心的穩(wěn)定，延遲了旋渦的破裂並提高了前翼的失速迎角。 　　此外，前翼脫體渦不但在前翼上誘導(dǎo)出渦升力，而且它在掃過主翼上表面時也給主翼誘導(dǎo)出一個渦升力。前翼渦的存在還有助於控制在主翼上形成的前緣渦，而延遲了主翼的失速。由於主翼一方面受到前翼的下洗(內(nèi)翼段)，另一方面也受到前翼的上洗(外翼段)，所以使總的下洗量減輕。由於這些有利干擾的存在，近距耦合鴨式飛機(jī)在大迎角時升力較高，而失速迎角也較大(可達(dá)30度以上，而普通後尾式飛機(jī)的失速迎角只有十幾度)。這對於擴(kuò)大飛機(jī)的機(jī)動飛行範(fàn)圍和改善高速飛機(jī)的起降性能都具有重要意義。 在前後翼的相互干擾中，除了前翼對主翼的下洗為不利干擾外，其他均為有利干擾，這就使得近距耦合鴨式飛機(jī)比相同翼面積的普通鴨式飛機(jī)的升力大很多。在起飛狀態(tài)下，近距耦合鴨式飛機(jī)可比無尾三角翼飛機(jī)的升力係數(shù)高出一倍! 　　當(dāng)然，由於下洗的干擾量很大，在小迎角時有利干擾還不足以抵消不利干擾。即便是這樣，在小迎角時，近距耦合鴨式飛機(jī)的最大升阻比已相當(dāng)於同級後尾式飛機(jī)了。隨著迎角的增大，有利干擾量逐漸大於不利干擾量。當(dāng)迎角達(dá)到16度左右時，近距耦合鴨式飛機(jī)的有利干擾便超過了不利干擾，其全機(jī)升力係數(shù)已高於單獨前翼與單獨主翼升力係數(shù)之和，這是普通後尾式飛機(jī)所不能及的。因為對後尾式飛機(jī)來說。也存在主翼對尾翼的下洗問題，而且此不利干擾還隨迎角的增大而增大。即使讓尾翼也產(chǎn)生正升力，它的全機(jī)升力係數(shù)也始終低於兩個單獨翼面的升力係數(shù)之和。 　　擦地角大 　　鴨式佈局的飛機(jī)還有一個優(yōu)點：由於主翼在後面，機(jī)身尾部短，擦地角(機(jī)尾觸地的角度，由主輪和尾噴口之間的連線與地面水平線之間的夾角確定) 可以設(shè)計得比較大，這有利於飛機(jī)以較高的迎角(14度～18度)起降。而普通後尾式飛機(jī)的後機(jī)身較長，擦地角往往只有8度、9度。 　　近距耦合鴨式飛機(jī)也還存在著缺點：配平困難的矛盾沒有得到根本的解決，這就大大地限制了它的使用範(fàn)圍和性能的發(fā)揮。為了克服此矛盾，國內(nèi)外的飛機(jī)設(shè)計部門採取了一系列技術(shù)。例如採用展向吹氣或弦向吹氣的方法提高前翼的配平能力；或者採用電傳操縱系統(tǒng)和主動技術(shù)放寬飛機(jī)的靜安定餘度，把前翼從沉重的負(fù)擔(dān)中解放出來，並且利用前翼和主翼動翼面的協(xié)調(diào)動作去實現(xiàn)直接升力和直接側(cè)力控制。“陣風(fēng)”和“颱風(fēng)”及JAS 39等新一代採用鴨式氣動佈局的戰(zhàn)鬥機(jī)均裝有電傳操縱系統(tǒng)，可以實現(xiàn)主動控制，所以它比Saab-37更前進(jìn)了一步，氣動性能也大幅度提高。 　　新型鴨式飛機(jī)已經(jīng)在上世紀(jì)90年代嶄露頭角，而且在氣動上它們還大有潛力可挖?？梢灶A(yù)言，隨著二元噴口、複合材料、前掠、動力增升以及主動控制等新技術(shù)的應(yīng)用，鴨式飛機(jī)的性能將會有更大的提高。