试谈亚音速飞机机翼上的三维流动/二维流动与节能减排

北京航空航天大学教授李成智先生在他的《驭气乘风——空气动力学与航空工业》一书中说“如果机翼翼展无限长，则不存在诱导阻力。在实际的有限翼展情况下，展弦比越大，诱导阻力越小。但是，大翼展会带来重量大、结构强度低、其它阻力大的缺点。其它各种机翼设计方法都不能解决小展弦比带来的诱导阻力大的问题。试验表明，飞机诱导阻力约占巡航阻力的40%，降低诱导阻力对提高巡航经济性具有重要意义，而增大展弦比又有一定的限度。为了克服这些难以协调的矛盾，必须另寻新途径解决诱导阻力。”对此，有人会问：为什么是这样的呢？一言以蔽之曰：因为只有无限长机翼上的空气流动才是二维流动，而有限长机翼上空气流动都是三维流动，与二维流动不同，三维流动必然产生翼尖涡流和由此形成的诱导阻力；一切维持三维流动而求根本解决诱导阻力之举，无异于舍本求末，隔靴搔痒。

早在1897年，英国科学家兰彻斯特对现代机翼空气动力学曾作过奠基性的贡献。他发现一切有限翼展机翼上的空气流动都是三维流动，只有无限翼展机翼上的空气流动才是二维的，二维的流动不存在诱导阻力。库塔和儒可夫斯基以及空气动力学的集大成者普朗特，虽然在兰彻斯特的基础上作了进一步的发展，但他们都没有能够逃出实际有限翼展机翼上的空气流动必然是三维流动的理论束缚，因此都把作为第三维流动的翼稍涡流（见图1）和由此引起的诱导阻力看作是升力的代价，是升致阻力，是不可回避的，并且是与升力的平方成正比，与翼展的平方成反比的。传承这些理论直到今天，已逾百年。以致有限翼展机翼上的三维流动格局至今在世界上依然如故，没有根本改变。

客观地说，有限翼展机翼上的三维流动格局，在没有人为施力干预的情况下，的确是必然的，不可回避的；然后随着时间的推移，人们似乎意识到人为施力干预的力量。但是，至今让我们看到的人为施力干预的尝试，只不过是向外远伸翼稍，并把翼稍折叠起来，借以被动阻挡翼稍涡流以减轻其害的“翼稍小翼“。即使航空成就在世界上名列前茅的波音空客，在这方面的尝试也不过如此。显然，这种尝试充其量不过是变相的翼展的延长，据说只节能20%，没有多大效果，治标而不能治本，谈不上涉及三维减一维等于二维的治本之道。

据说，这类人为施力干预的努力很早就已经开始了。

美国工程师克劳德·帕特森曾设计过“翼尖涡轮机”。如图2所示，它有四个垂直的叶片，在翼尖涡流的驱动下旋转。据说它“不但降低了飞行阻力，还可用来发电或带动液压泵，压气机和空气泵，在波音747宽体客机上安装翼尖涡轮机还可获得300千瓦功率的能量，以支持机上电子设施的用电。”①

同上述“翼尖涡轮机”相似，我国空军一些研究单位研制的“翼尖涡轮”，如图3所示，这种“翼尖涡轮”“可使平均阻力系数下降6%，在有利巡航迎角范围内，可使全机升阻比提高5-15%以上。②

然而，经过长时期的探索，实际应用中应用较普遍的还是“翼稍小翼”。设计这种装置的基本思路是用阻挡或分散翼尖涡流的方法，减少其对机翼的有害干扰，降低由它造成的诱导阻力。“中国大百科全书”《航空航天》第541而记载：“风洞实验和飞行试验结果表明，翼稍小翼能使全机诱导阻力减小20-35%，相当于升阻比提高7%”。

与以上所有这些旨在减少翼尖涡流的有害影响而设计制造的装置不同，“翼稍引射器”（见图4、图5）不是通过一个挡板去阻挡或分隔翼尖涡流，也不是利用安装在翼尖处的叶轮机去吸收或消耗翼尖涡流的能量，甚至用于发电。它是借助设于翼尖前缘的渐缩形喷管在飞机飞行时给予不可逃遁的空气分子巨大冲压能的同时，随即将这种压力能转换为速度能（即动能），使气流高速从喷口射出，并在喷口周围维持负压，来实现对翼稍处上翻气流的吸入和引射效果的。由于翼稍处由下上翻的气流被吸入引射排到翼尾，则被称为第三维流动的翼尖涡流不复存在，诱导阻力随之骤减，升阻比随之大大提高，飞机巡航时的油料消耗也相应大幅减少，因而其不加油飞行距离将大幅度延长。

从图（4）（5）可知，固接于飞机翼稍外侧的吸气管兼混合室2形似异径园筒管，其前缘一端内壁与渐缩形喷管1的进气口外壁固接，其后缘内壁则与缩放形扩压管（其收缩段极短）3的出口外壁密封固接，并使喷管1的尾部喷口与扩压管3的进气口同心相对，微微断开，由此该三管同心相连，并共处于同内侧机身中线平行的一条中线上，但该中线剖面外侧的吸气管2管壁上，根据翼稍外由下上翻气流的实际路径和气流流量的情况，均布吸气孔4，由该孔进入管内的园环形空腔，从前到后贯通，由此构成翼梢引射器。因吸管气与气体混合室共构，使其全重远比时髦的“翼梢小翼”轻巧。这对能够承受“翼梢小翼”这类翼尖载荷的飞机，自然不会对“翼梢引射器”产生排斥，因为除了重量轻巧以外，更诱人的当然还在于它的性能。如上所述，当机翼下面的高压气流沿翼梢向上翼面低压区流动过程中，设于翼梢的引射器会对其实施拦截，使之被吸入并引射到翼尾，因而，机翼上第三维流动还未形成就告消失；这与“翼梢小翼”以及“翼尖涡轮”等维持机翼上三维流动的被动式工作机理根本不同，所以能够从根本上最大限度解决诱导阻力的困扰。

实际上，用于亚音速飞机的“翼梢引射器”并不是什么神秘的东西，人们很早就已经给我们准备了制造它所必需的技术资料，只不过一直未能有意识地被加以利用而已。例如“亚声速度流动参数表”③，它是供我们设计制造渐缩形喷管的公知的依据之一。它告诉我们：在使喷管1出口气流达到音速前提下，若飞机从巡航速度转入短暂低速飞行，或如飞机起飞降落飞行时，自适应调控装置则使渐缩形喷管1的第二级按巡航速度基本级的锥度适度升出，以适应增大喷管进气口截面的需要，从而确保引射器稳定高效率的工作。

另外，作为“翼梢引射器”前身的轮船仓底污水疏导泵、锅炉注水器、污染车间污染空气诱导器④等，早已为广大群众公知，并公认其在人力难至的工作岗位上有上佳的表现和工作效率。所不同的是，飞机翼梢引射器的工质是用渐缩形喷管使之加速的高速空气；而它的前身，上述那三种引射器的工质则分别是压力水、压力蒸气和压缩空气等，并且这些工质的速度远小于音速，仅此而已。因为铁的事实证明，上述那三种引射器的表现是高效的，成功的，且其工作原理又与飞机翼梢引射器基本相同，故从侧面胜于雄辩地说明：飞机翼梢引射器的可行性不容置疑，完全可以用它轻松地将翼梢处由下上翻的气流吸入并引射排到翼尾，从而消除翼梢涡流，使有限翼展机翼上必然的三维流动变成可控制的二维流动。

诚然，如上所述的翼梢引射器，其工作环境气流复杂，能保证稳定可靠地工作，是因为它在浩瀚的空气海洋里高速飞过的每一瞬间，其渐缩形喷管1给予不可逃遁的空气分子巨大冲压能的同时，随即将这种压力能转换为速度能（即动能），使气流高速从喷口射出，由此，在吸入大量翼梢外上翻的高压气流并一起混合进入扩压管3后，又迅速将速度能转变为压力能，使自己排入大气中，这个依能量转换定律驱使的不息的工作过程，无疑是允许飞机飞行的大气环境中，任何不同方向的气流都无法干扰破坏得了的。除非大气中存在真空区并被碰上，果如此，不用说“翼梢引射器”难以正常工作，甚至飞机本身也会失去了依托，要栽跟斗。这充分证明“翼梢引射器”具有无可置疑的科学性和可靠性。

关于飞机翼梢引射器的工作机理就说到这里。人们会问：它到底节能效果如何呢？总可以做一个大概的估计吧。

如上所说，因亚音速飞机翼面流体的能量守恒，其动压值越大，则其静压值越南小，两者之和等于常数，且因翼梢引射器的喷管出口气流静压远低于翼梢处由下上翻气流静压，以至翼梢引射器对于翼梢外上翻气流具有引射效应，使上下翼面两维流动之外，第三维流动还未形成便行将消失：按照李成智教授关于“诱导阻力的产生是气流由下向上绕过翼尖使吹向机翼的气流产生下洗速度造成的”这一定义，人们不难想到，既然机翼尖部由下向上的绕流已经逃不过被中途截断消除的结局，则吹向机翼的上下两维气流也就不存在产生下洗速度的前提了。而没有这个前提，诱导阻力自然也就成了无源之水和无本之本。但翼梢引射器虽然因此建立了功劳，却也为此付出了代价——这就是引射器本身的阻力。所以说诱导阻力并没有因翼尖涡流的消失而全部消失，只是大大减小了而已。但从”亚声速流动参数表“可知，”“飞机翼梢引射器”的主要阻力源——渐缩形喷管，其很小的进出口截面比值产生的迎风阻力，可能只占全部诱导阻力的20-30%，故其节能约为70-80%，远高于“翼梢小翼”的节能效果。具体说，比如从日本成田飞到美国洛杉矶，需要消耗燃料120吨，其中飞机诱导阻力通常占巡航总阻力的40%，消耗燃料达48吨，如果采用翼梢引射器，则可节省燃料33.6吨以上。然而，“翼梢引射器”的意义还远不止此：因为它使有限翼展机翼上的空气流动由三维减一维等于二维的梦想，变得可望而又可及，从而使小展弦比机翼的研发瓶颈得以突破；这样，减小飞机翼展以减轻机翼结构重量和降低机翼迎风阻力，进而使飞机巡航阻力进一步减小，最大限度提高飞机巡航的经济性，便成为可能。不免使人感到遗憾的是，翼梢引射器目前只适用于亚音速飞机，尚难适应跨马赫数飞行时的工作条件。好在亚音速区域是一个高价值区域，当今绝大部分运输机和商用大飞机以及以大飞机为平台的军用予警机、空中加油机、反潜机、电子侦察机等特种飞机包括一部分战役和战略巡航导弹，几乎都飞行在亚音速区间，并且都希望在不加燃料条件下大幅延长留空时间和飞行距离。尤其是作为未来中国航母舰载支援保障机的予警机、加油机、反潜机、电子战飞机等，更加青睐较大的航程和较长的留空时间，比如说运七改，由于其机体适中，传言可能被选为舰载支援保障机的平台。运七的最大油量航程为2420km，巡航速度为484km/h。在这个航速范围飞行的运七，其诱导阻力估计不会低于巡航阻力的40%，故采用“让飞机大幅节能减排的翼梢引射器”，对运七改非常重要，因为它使诱导阻力占巡航阻力的比重由原来的40%降至12%，故使航程和留空时间相应大幅增加。毫无疑问留空时间长，航程远，即可有效减少舰上值勤飞机的起飞架次，使航母的战斗值勤更加从容，大幅增加航母的战斗力。

可见，研发亚音速飞机翼梢引射器，将具有无可限量的使用前景。尽管研发过程中难免还有一些本文未有涉及的问题有待解决，毕竟这个充满希望的前景已经是展现在我们面前了，这难道还有什么疑问吗？

注：①“翼尖涡轮机”见《科学技术辞典·物理》第351页，1991年10月第一次印刷。

②变害为利的“翼尖涡轮”见《国际航空》杂志1996年9月刊第17页。

③“亚声速流动参数表”见[美]H·W·LIEPMANN 、A·ROSHKO合著《气体动力学基础》附表。

④见天津大学、哈尔滨建筑工程学院、西安冶金建筑学院、重庆建筑工程学院、太原工学院、湖南大学、同济大学合编的《供热通风——热工理论基础》（第162-163页）引射器工作原理。