原子飞机的空气动力外形

郑玉麟

目前的化学燃料的航空发动机，因为它们的燃料消耗量大，而使飞机的航程受到限制。如果装置一种轻便的原子反应堆在飞机上，那就可以只消耗极其少量的核子燃料，使飞机飞得又快又远。

关于原子飞机的动力装置和机体设计等问题，在国内外技术杂志上都有不少介绍。在这里我们想谈一下关于原子飞机的气动外形的选择问题，并联系到机翼、尾翼和机身等部分的安排，怎样能够获得需要的飞行性能和使飞行安全。

为了讨论方便，我们设想将设计一架重型旅客机。这架飞机计划装载200乘客和20吨货物，它的原子能反应堆和防护层结构等重量可能达到50吨左右，整架飞机的总重量可能达到120吨左右。这架飞机的特点是：尺寸大，重量大，预期它将以2200－2600公里/小时的速度(M=2.0－2.5)，在同温层的20公里高度，作不着陆的环球飞行。(注：M数是飞行速度与音速之比。)

图一所示是这种旅客机的典型的空气动力布局。这架飞机的飞行速度范围可分为：亚音速、跨音速和超音速等三个区域。

图1

亚音速区的飞行速度是从M数为零到临界M数(大约在M=0.8左右)。跨音速区的飞行速度约从M数0.8到1.3的范围，在接近飞机表面处出现超音速气流，并会产生激波。超音速区的飞行速度在我们这架飞机是从M数1.3到2.5，流过飞机的气流全部是超音速流。

要想提高飞行速度，特别是在超音速飞行时，除了尽力增加发动机推力外；改善飞机各部分的空气动力外形，改善它们的相互连接和相对位置，使阻力减到最小，是解决问题的关键。

机翼的平面形状和翼剖面

首先我们来研究飞机的升力面(机翼)的外形。机翼阻力的组成部分有：

(1)压差阻力；(2)摩擦阻力；(3)诱导阻力；(4)波阻力。

(1)(2)项合称为翼型阻力，是在空气动力实验室中用无限展长的机翼(二元的，即诱导阻力等于零)测量得出的。诱导阻力决定于机翼的展弦比、机翼的平面形状以及机翼的气动扭转，并且与升力系数的平方成正比。波阻是由激波而引起的。

在亚音速区内只有翼型阻力和诱导阻力；到跨音速区才出现波阻力。在跨音速区除阻力急剧增加外，还会出现升力降低，气动力中心的位移很大和飞机的稳定性与操纵性都变坏等不利现象。到超音速区波阻系数随着速度的增大而减小，激波的分布也变得稳定；但是，摩擦阻力系数却变得很大。

我们这架飞机的设计巡航速度范围既然是M=2.0－2.5，那么克服跨音速区内波阻急剧增加问题，以及解决进入超音速区域的飞行问题，就是我们努力的目标。那也就是设法减低飞机总阻力，使在超音速区中阻力减小到最低。

图2

减小飞机总阻力最有效的办法是减小飞机的尺寸，也就是增大飞机单位机翼面积和单位体积的载荷，飞机的表面和机翼面积都小了，摩擦阻力也就减小，飞机总阻力也因而减小了。

对于M=2.0－2.5的超音速的飞机来说，最理想的是采用小展弦比的平直机翼。在起飞着陆状态下，它有良好的流线特性；在超音速区内波阻很小。这是它比采用三角翼和后掠翼都为优越的地方。但是，在跨音速区内平直机翼的波阻增加较大，气动力中心发生较剧的位移，对稳定性和操纵性都不利。

为了减小平直机翼在跨音速区内的不良影响：首先必须尽量采用小展弦比，当速度增加时，其波阻系数增加得较稳定，且其最大值减小；其次应采用在短时间内增大推力的加速器，这不仅可以使跨音速区内的稳定性改善，还可在一定程度上降低飞机的激波损失。

适当的选择翼型和相对厚度，对于减小波阻也起着极大的作用。减小翼型相对厚度，在跨音速区内可使波阻系数的最大值降低；在超音速区内，波阻与相对厚度的平方成正比。因此，应极力减小机翼相对厚度，以降低超音速波阻。像我们所选择的小展弦比平直机翼，可采用相对厚度为3.5－4%的翼型，同时，目前已可能找到适当的材料来保证结构设计具有足够的强度和刚度。

具有棱形翼型(见图二，6)的机翼在超音速区的波阻最小，但是在亚音速区内具有严重的缺点，Cymax(最大升力系数)很小，不利于起飞和着陆。对于我们的这架原子飞机来说，采用双弧形翼型(见图二、a)较好。

机身和发动机短舱的形状及机翼位置的安排

机身头部采用30°的圆锥体，这样在超音速区内可避免正激波的产生，同时在各个速度区的阻力也很小。机身中段可采用圆柱体，尾部略为收缩。

尽量加大机身的长细比(机身长度与机身剖面直径之比)使大于10，它的效果和减小机翼相对厚度的效果是一样的，这样可降低机身的波阻。

为了要减小机身的阻力，应使驾驶员座舱、天线罩等不突出于机身，而基本上保持机身的圆锥形头部和圆柱体外形。

动力装置的型式，如图一所示，在紧靠机身两侧是两台原子发动机，为了使反应堆和发动机间的热量传送系统简化，因此将它们放在紧贴着圆柱体机身两侧的位置上(见图一(a))。

平直机翼就从圆柱体机身两侧的原子发动机短舱向左右伸展，采取中单翼方案。这样可使机翼和机身与短舱干扰最小，比下单翼或上单翼的阻力都小。在超音速区内，这种中单翼机身组合体的机翼波阻甚至可能较单个机翼的波阻还要小。

另外，在机翼中部安装两台用化学燃料的喷气发动机，作起飞时的辅助动力，形成另外两个涡轮喷气式发动机短舱，如图一(b)所示。

水平尾翼和安定面的安排

飞机的纵向平衡和稳定，由于我们这架飞机气动布局的特点，将同时采取安置在飞机重心后的水平尾翼和在重心前的安定面。

由于我们要防护自反应堆放出的射线，须将反应堆放在机身的后段。同时飞机的重心位置也比较接近机尾，这样，如果单由水平尾翼来平衡，就会需要很大的面积；而且由于水平尾翼需要避开大攻角飞行时机翼的洗流，并避免在跨音速内处于扰动气流中，就不得不把水平尾翼装在垂直尾翼的较上部。这样就必须加重结构才能保证足够的刚度。

因此，我们若在机身前段同时安置一个可以操纵的安定面，就能发挥最大的效率。并且这个安定面也是升力面，所以可减小机翼的面积，从而减轻飞机的重量。为了尽量减小这个在机头的安定面的阻力和结构重量。采取了三角形式。

其他有关水平尾翼和安定面的空气动力特性，上述有关机翼的平面形状、翼剖面和相对厚度等各点，也都适用。

起飞和着陆性能

由于我们采用了小展弦比机翼，减小了翼剖面的相对厚度，这就使飞机的最大升力系数减小，同时单位翼载荷又增大，这些因素都会使起飞和着陆的速度增大，并增加滑跑长度。加大机身的长细比对起飞着陆的性能也有坏的影响。

所以，在设计工作中，在尽力设法改善飞机的跨音速和超音速气动力特性的同时，也应该考虑到保证飞机具有适当的起飞和着陆性能。

另外，一般反应堆都是按高空最大巡航速度所需功率来设计的，而起飞时需用最大功率。后者往往比前者要大过两三倍；如果原子发动机按起飞功率来设计，那么发动机重量会超过容许的范围。

这些在设计中给飞机起落所带来的缺点，可采用下列办法来补救。

一种办法是采用增升装置，如喷气襟翼、翼附面层控制等，来改善上述飞机的起飞和着陆性能；另一种办法是采用上面所说的小型化学燃料喷气发动机，在起飞时作为辅助动力。

喷气襟翼的装置是使喷气发动机的气体通过导管系从翼后缘的狭长缝向下吹出，这会改变机翼的流线并产生部分推力，大约可以获得比普通襟翼大三倍的升力系数。

翼附面层控制是在大攻角时将翼面涡流层以人工造成的气流吹除，也可利用喷气发动机的废气来完成这一任务。在吹除附面层时，流过上表面的气流移近机翼，使上表面气流的稀薄度增加，从而使升力系数和临界攻角显著增大。

以上举例概述了原子飞机气动外形的一般特点。在进行设计工作时，也像设计任何一架飞机一样，要根据具体情况规定的要求和各项几何与重量参数等，进行气动计算，来确定飞机的气动力外形和各部分的安排。