邊條翼

邊條翼是50年代中期出現的一種新型機翼，一些第三代戰鬥機採用了這種設計。在中等後掠角（後掠角25度～45度左右）的機翼根部前緣處，加裝一後掠角很大的細長翼（後掠角65度～85度）所形成的複合機翼，稱為邊條翼。在邊條翼中，原後掠翼稱為基本翼，附加的細長前翼部分稱為邊條。邊條翼的氣動特點是，在亞、跨音速範圍內，當迎角不大時，氣流就從邊條前緣分離，形成一個穩定的前緣脱體渦，在前緣脱體渦的誘導作用下，不但可使基本翼內翼段的升力有較大幅度的增加，還使外翼段的氣流受到控制，在一定的迎角範圍內不發生無規則的分離，從而提高了機翼的臨界迎角和抖振邊界，保證飛機具有良好的亞、跨音速氣動特性。在超音速狀態下，由於加裝邊條後，使內翼段部分的相對厚度變小，機翼的等效後掠角增大，可明顯降低激波阻力。另外，邊條的存在，還可使飛機在跨音速和超音速飛行時的全機焦點後移量減小，導致飛機的配平阻力降低。因此，這種機翼也具有良好的超音速氣動特性。邊條翼的缺點是，在小迎角範圍內，其升阻特性不如無邊條的基本翼好；它的力矩特性也不理想，力矩曲線隨迎角的變化呈非線性。在亞聲速下，其失速的本質是迎角過大，導致脱體渦破裂。與一般大展弦比機翼失速原因不一樣。

在2004年珠海航展上，中國洪都飛機公司展出的L-15（練－15）新型高機動性超音速高級教練機模型引起了廣泛關注，特別是它的機翼形狀——在機翼靠近機身前緣處有一片圓弧形翼面，它是幹什麼用的呢？這片翼面西方國家稱為前緣延伸條（LEX），中國稱之為“機翼邊條”或“前緣邊條”。它是60年代中期美國諾斯羅普公司對F-5戰鬥機進行改進以提高其機動性時發明的。20世紀50年代末該公司研製的T-38“禽爪”教練機由於具有良好氣動特性與防螺旋性能，被美空軍廣泛應用。1963年他們擬將其改進為輕型戰鬥機（後正式編號F-5A）。這種改進型飛機與T-38在氣動外形上的差別在於加裝了一對小的前緣邊條，即在翼根前緣加了一個不大的三角形面積。當時這樣做主要是為改善機體橫截面的分佈，使之更符合面積律的要求，減小跨音速時的激波阻力。但結果驚奇地發現，採用邊條翼設計不僅減小了飛機跨音速時的波阻，而且大迎角時升力還增加10%左右，大大改善了飛機的瞬時轉彎性能。後來進一步研究發現，這種升力增量是由邊條翼前緣產生的渦流影響了機翼翼面氣流所致。

從空氣動力特性的角度出發，機翼設計的主要目標是產生升力，為此要儘量避免翼面的氣流分離。而在高速戰鬥機的設計中，為了減少空氣壓縮性帶來的副作用（如波阻），要求機翼的後掠角增大、厚弦比減小，但這樣一來會使翼面的氣流容易分離。面對這些問題，空氣動力學家們經過探索，先後提出了一系列改善飛機大迎角特性提高機動能力的措施，例如採用前、後緣襟翼，機翼錐形扭曲等。

50年代末，通過對大後掠角小展弦比三角翼的研究表明：飛機在低速飛行時，前緣較尖的機翼可以使氣流沿着整個前緣分離，從而形成一個相當穩定的前緣渦系。這個渦系可以順着機翼向後流動，將能量帶入大迎角狀態下已經分離或即將分離的翼表面附面層內，推遲翼面上的氣流分離，使低速飛行時的機翼升力增加，同時大後掠角三角翼超音速時的波阻也比較小。這就是説，可利用前緣渦來改善機翼背面氣流的流動狀態，達到大迎角時提高升力的目的（由此可見空氣動力學的複雜性，氣流分離也不一定全是壞事）。這個由於前緣渦產生的升力，就稱為“渦致升力”或“旋渦升力”。所以三角翼（後發展為雙三角翼）曾經廣泛作為戰鬥機的機翼形狀。

當年諾斯羅普公司改進T-38時的發現使人們瞭解，邊條翼也可以在一定程度上產生這種附加的升力。1966年諾斯羅普公司設計了YF-17參加競爭美國空軍輕型戰鬥機研製項目，其機翼就採用中等後掠角加上比F-5A飛機更大的邊條翼。它既可以在亞音速時有良好機動性，也可在大迎角時產生更強的旋渦系，增升作用更大。

YF-17與YF-16試飛競爭失敗後，美海軍選其作為輕型艦載機原理樣機，並在其基礎上重新設計一種新飛機。1975年新飛機正式編號為F-18，後來又增加對地攻擊功能，統稱為F/A-18。對於F/A-18來説，採用大邊條翼所帶來的好處是：一、在大迎角時可以產生如上述的前緣渦系（邊條翼產生的渦系稱為邊條渦），增加大仰角升力；二、它安裝在機身兩側的發動機進氣口上，可起導流作用，使進入進氣道的空氣更穩定；三、由於它在主機翼的最前面，減少了跨音速時升力中心（焦點）的移動，使得大過載下的超音速配平阻力下降。如果沒有它，焦點移動較大，需要用更大的水平尾翼偏角來配平，會產生額外阻力。

事物總是有正反兩個方面，邊條翼除有利因素外，造成的不利之處是：由於旋渦氣流的分離特性，會使小迎角時的阻力增加（採用機動襟翼和適當的翼剖面可以補償一部分）；同時處在渦流流場中的部分翼面容易產生抖振，引起結構疲勞。所以邊條翼也不是越大越好。

除F/A-18外，成功採用邊條翼設計的還有美國F-16、俄羅斯的米格-29和蘇-27等，它們都是80年代以來在氣動設計上最有特色和大迎角機動性十分突出的優秀戰鬥機。

採用中等後掠翼加大邊條翼是第三代高機動性戰鬥機的典型設計，但如何決定邊條翼的形狀及面積大小卻很有講究。首先它的前緣後掠角要大，一般為70～80°。前緣有直線形、折線形、拱弧形和S形等多種不同選擇。F-18為了減少大面積拱弧形邊條引起過大的氣動中心移動，就採用了S形邊條翼。此外，邊條翼的形狀一定要結合駕駛艙位置及機翼上下側的機身橫切面面積，精心安排，使之符合面積律的要求。前緣邊條的彎度要與機翼彎度協調才能減少亞音速和超音速的誘導阻力。基本機翼的彎度設計一般是既顧及超音速持續機動的需要而又不過分降低加速性能，比如再採用機動襟翼（即不僅在起降狀態，在空中作機動動作時也可以使用的襟翼）。這樣。就可充分發揮彎度、邊條和機動襟翼三者的綜合效果，使飛機有更廣闊的使用範圍，特別是在大迎角範圍內可獲得更加滿意的性能。

L-15採用類似於美國F/A-18的大邊條加中等後掠角上單翼。這樣的設計可充分發揮邊條翼的作用，使L-15獲得接近新一代戰鬥機那樣好的大迎角飛行特性和盤旋機動性，滿足高級飛行訓練的需要。

邊條翼是七十年代出現的超音速殲擊機新機種所採用的一種機翼。現代超音速殲擊機，除了應有合乎要求的超音速飛行性能外，還必須有優越的跨音速格鬥機動性。加裝邊條後，在亞、跨音速範圍內，當迎角不大時，氣流就從邊條前緣分離，形成流動穩定的前絕渦，在它的誘導作用下，不但內翼部分升力增加，外翼氣流也受到控制，使之不發生無規則的分離。可見，在邊條翼上存在着兩種流型：內翼是前緣渦流型，外翼是附着流流型，因此，邊條翼也稱為“混合流型機翼”或“混合機翼”。邊條翼的這種流動特點，提高了機翼的臨界迎角和抖振邊界，保證飛機具有良好的亞、跨音速氣動特性。

在超音速情況下，由於內翼部分相對厚度小，後掠角大，其減阻作用可以使整個邊條翼的零升阻力接近細長翼的水平。此外，還由於從亞音速到超音速，邊條翼的空氣動力中心變化小，使配平阻力減小。所以，邊條翼也具有良好的超音速氣動特性。

邊條翼在氣動特性上也有其弱點。例如，在低速和亞、跨音速小迎角情況下，它的升力和阻力特性不如相同面積的無邊條翼好，力矩隨迎角變化不呈線性等。後者可以應用隨控佈局技術加以解決。 ^[2] 

主機翼前面的鴨翼尺寸一般比較大且靠近機翼，但與機翼是分開的，利用大迎角下鴨翼產生的脱體旋渦流過機翼上翼面時產生的有利干擾而導致升力增加（與邊條翼的原理類似）。但鴨翼平面位置通常不與機翼在同一平面上，一般將鴨翼水平位置設計在機翼上方，這時上翼面脱體渦與機翼相互干擾更加有利。除了與機翼相對位置的不同，邊條翼在大迎角時比鴨翼可產生更大的升力優勢，因為前面的尾渦更貼近主機翼上表面。而鴨翼在中等迎角時產生的附加升力比細長形的邊條大。另一方面，鴨翼是可操縱改變安裝角的，其脱體渦不但受攻角影響，而且與操縱偏角有關。其次，鴨翼除了產生脱體渦及對主翼有利干擾之外，還對飛機起配平的操縱作用。如鴨翼可改進飛機迅速拉起的機動性。但鴨式會減小縱向穩定性或本身就不穩定，這將由主動飛行控制技術來保證穩定飛行。 ^[3] 

氣動佈局的要求是：

(1)選擇邊條翼和其他氣動佈局部件的幾何參數以保證大迎角時的升力增量，並在中小迎角時減小阻力提高空氣動力效率。

(2)匹配邊條和尾翼佈局以保證必要的縱向穩定性和操縱性。 ^[4] 

邊條翼的發展經歷了三個階段：

一，初始階段，這時邊條翼不管是協和客機的S形，F18的波浪形，還是蘇二七的三角形，都是後掠角很大，很細長，面積相當小，因為當時對邊條的研究還不夠透徹，所以不敢過於冒進。

二，以F18EF哥特式大邊條為代表，邊條面積大，拉出的脱體渦流強勁。但這種大邊條不適合高速，一般在2馬赫以下，所以在四代重型機中沒有找到它的影子。

三，以F22為代表的，邊條與機身、進氣道融為一體。在F22上找不到傳統意義上的邊條翼，可它的進氣口上沿，進氣道與上表面之間的稜就行使着邊條的作用，卻沒有多付出一點的重量代價，的確是非常優秀的設計。