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1、三角翼的空气动力特性,介绍三角翼的亚音速跨音速和超音速空气动力特性,三角翼的亚音速空气动力特性,三角翼的亚音速、跨音速超音速空气动力特性对比,2/58,23 三角翼的空气动力特性,三角翼飞机最早出现于上世纪五十年代。三角翼，顾名思义，其平面形状呈三角形，也可以说是后缘平直的后掠翼。三角翼的展弦比()与前缘后掠角()之间，有下式关系：比如,则=2.31；则 后掠角大于60，展弦比小于2.31，前缘尖锐或比较尖锐的三角翼，称为细长三角翼或小展弦比三角翼。三角翼和后掠翼一样，以其大后掠角，而具有良好的超音速气动特性。而且机翼刚度比后掠翼更强，适用于超音速飞行。但亚音速飞行，由于展弦比小，其气动特性较
2、差。,一、三角翼的亚音速空气动力特性 细长三角翼在小迎角(比如)下，或前缘比较圆钝的三角翼在小迎角下，一部分 空气从下表面绕过前缘(或是侧缘)而迅速分离。这种分离，并不象低速飞机那样，招致升力下降、阻力增大，而是部分弥补了三角翼亚音速气动特性的不足。气流从后掠角很大的前缘分离，随即卷起涡面形成螺旋形稳定的脱体涡，向后流去，如图3230所示。脱体涡是从前缘发出的，所以也称前缘涡。脱体涡接着重新附着于上表面，产生向外的侧向流动，并在接近机翼后缘的地方脱离机翼，形成尾涡，沿下洗流方向流去。,上表面流谱如图3230所示，在小迎角下，气流仅在一部分前缘产生分离，O点为涡面从前缘开始分离的点，OA为脱体涡
3、重新附着于上表面的迹线，OB为脱体涡从上表面重新分离的迹线。这样，在上表面，有两种气流。在脱体涡附着线OA内侧，是附着流，气流基本上平行于远前方来流方向。在附着线OA外侧，OB线内侧这一区域，是脱体涡流，气流向外偏斜，强烈加速。随着迎角增大，分离点逐渐向前移动；脱体涡增强，附着线OA也跟着迅速向内侧移动。OB线也同时向内侧移动，但移动较慢。即是说，气流分离加剧，形成更为强烈的脱体涡。待迎角增大到一定程度，整个上表面基本上处于脱体涡控制之下。图3231画出了后掠角为55的三角翼(厚弦比6)上表面在不同迎角下的脱体涡范围。前缘尖锐的薄翼面，脱体涡一开始就从整个前缘拖出。前缘比较圆钝，脱体涡先从翼尖
4、附近开始，然后随着迎角增大而逐渐内移，如图3232所示。后掠翼在迎角增大的过程中，也会出现脱体涡和脱体涡前缘分离点内移的现象。图3233指出了脱体涡.激波、激波失速分离边界随M数、迎角以及展弦比而变化的大体轮廓。,后掠翼或一般的三角翼，在气流尚未分离的引角下，升力系数随迎角的增大而直线增长，升力系数与迎角表现为线性变化关系。例如歼7飞机就是这样，参见图3115所示。而细长三角翼具有不寻常的升力特性，其不同点为：升力系数曲线的斜率比大展弦比机翼小得多；其随迎角的变化呈现非线性，升力系数的增长比迎角更快一些，如图3234所示。其所以如此，是因为升力由两部分组成。一部分是翼面的附着流(整个下表面和部
5、分上表面)所产生的升力，叫做“位流升力”，其变化与迎角成线性关系。另一部分是上表面脱体涡所产生的升力，叫“涡升力”，其变化与迎角成非线性关系。,脱体涡具有增大上表面吸力，使升力增大的作用。因为脱体涡从前缘连续产生，形成稳定的低压区，上表面正处于脱体涡低压之下，所以吸力很大。迎角大，低压区吸力也大，所以升力增大更多。图3235是一个展弦比为1的三角翼，在20迎角下的各个横断面上压强分布图。它说明了上表面在脱体涡所复盖的区域，吸力很大。据理论分析结果：细长三角翼的升力系数()与迎角()之间的关系，如下式所示：在很小的迎角下，上式可写成,式中第一项是位流升力，第二项是涡升力；与 均为常值，其大小取决
6、于展弦比。图3236表明了按上式计算的结果与实验结果的比较。当迎角增大到一定程度，脱体涡在机翼上表面后缘发生破碎，变得不规则，这会使流谱发生变化。迎角进步增大，破碎点向前移动，能量进一步耗散，涡升力减小。再后，出现失速，升力相应下降。临界迎角可高达。三角翼虽然有这样大的临界迎角，但起飞、着陆，还很难得到充分利用。因为起飞、着陆，增大迎角或迎角过大，势必影响飞行员的视界，还会造成机身尾部擦地。例如歼7飞机起飞的着陆迎角，不超过，远远小于临界迎角。为此，有的超音速飞机将机头向下折转，改善视界。同时，加高起落架，防止机尾擦地。,二、三角翼的跨、超音速空气动力特性 空气以超音速流过三角翼的流动情形和三
7、角翼在超音速气流中的压强分布如何，要看是亚音速前缘，还是超音速前缘而定。(一)三角翼在亚音速前缘情况下的压强分布 在亚音速前绦情况下，三角翼的前缘处于自翼根前缘开始的马赫锥之内，如：图32 37所示流向切面 的空气，还未接触前缘的时候，就已经受到机翼中段前缘OA段各点的扰动影响，因而沿途压强是逐渐发生变化的，不致产生激彼。只在机身头部和机身、机翼结合部位的转角处才产生激波。,所以，三角翼在亚音速前缘情况下的压强分布，与亚音速气流情况下的压强分布大体类似。对于前缘圆钝的翼面来说，也是上表面前缘附近吸力很高，而沿翼弦往后吸力逐渐降低。图3238给出了薄平板三角翼亚音速前缘情况下的上下表面压强差分布
8、情况。该图表明，机翼前缘附近，上下表面的压强差，比中部后缘压强差大得多。其所以如此，是因为在亚音速前缘的情况下，气流仍是从前缘下表面的驻点开始分为上下两股，绕过前缘流向上表面；流速增大，吸力增大；而在下表面驻点附近，流速减慢，压强增大。因此，机翼前缘附近上下表面的压强差很大。,对于飞行速度超过音速不多的某些超音飞机来说，尽管飞行速度已经超过音速，但机翼前缘仍属于亚音速前缘。这类飞机的机翼通常仍是用圆钝前缘反而可以降低阻力。如果用尖锐前缘，虽然流速快，上表面吸力高，但前缘部分由向前的吸力所占据的面积并不大(图3239a)，所以，向前的吸力并不大。相反，用圆钝前缘，虽然流速稍慢，上表面吸力较低，但
9、因向前的吸力所占据的面积比较大(图3239b)，形成向前的总吸力比较大，由此可以降低阻力。(二)三角翼在超音速前缘情况下压强分布在超音速前缘情况下，三角翼的前缘处于自翼根前缘开始的马赫锥之外，如图3240所示。,空气流至机翼前缘时，并未受到翼根部分前缘对气流扰动的任何影响，而能一直不受影响地流到机翼前缘。这就不会像在亚音速前缘情况下那样，有空气从下表面绕前缘流向上表面，而在上表面前端形成很大吸力的现象。在此种超音速前缘情况下，机翼表面靠近前缘部分的压强分布，与在超音速气流中翼切面的压强分布类似，不论是上表面前缘附近或下表面前缘附近，压强分布都是均匀的。因而机翼前缘附近上下表面的压强差也是均匀分
10、布的，如图3240b所示。在超音速前缘情况下，机翼前缘有前缘激波产生。因此，机翼一般用尖锐 前缘，以减小在超音速飞行中的波阻。,(三)三角翼的跨、超音速升力特性 在亚音速前缘情况下，三角翼和后掠翼一样，加上展弦比比较小，所以升力系数和升力系数斜率都比较小。在超音速前缘情况下，如同薄平板机翼在超音速气流中一样，三角翼的升力系数和升力系数斜率也是比较小的。(四)三角翼的跨、超音速阻力特性 图3241画出了后掠角和展弦比都不同的三角翼的零升阻力系数随飞行M数的变化曲线。从曲线上可以看出，后掠角比较小、展弦比比较小的三角翼，临界M效比较大。所以，零升阻力系数在更大的M效才开始增长，零升阻力系数增长的趋
11、势比较缓和，最大零升阻力系数也比较小。歼7飞机的零升阻力系数随M数的变化，如图3242所示。,三、边条翼空气动力特性简介 边条机翼是以中等后掠()和中等展弦比机翼作为基础，在机翼根部前缘向前延伸，形成一个后掠角很大(大于70)的细长前翼，如图3243所示。通常称作为基础的机翼部分为基本翼，称细长前翼部分为边条。边条翼在很大迎角范围内，升力特性都优于基本翼，见图3244。其原因是在低、亚、跨音速范围内，气流在不大的迎角下就会从边条前缘产生脱体涡。在脱体涡的诱导下，不但内翼部分对升力的贡献增大了，而且还在上翼面造成一种有规律的流动，控制了外翼上的气流，使其不容易产生大迎角下的气流分离，从而提高了临
12、界迎角和最大升力系数。又由于有小后掠角中等展弦比的主翼，整个机翼在小迎角时也保持了较大升力系数斜率。,四、双三角翼空气动力特性简介 边条翼的基本翼前缘后掠角一般在 之间，如果后掠角再增大，在小迎角时，基本翼前缘也会产生前缘分离旋涡。这样的基本翼和大后掠角的边条组成的小组合机翼称之为双三角翼。双三角翼的翼面气流流动形态较为复杂，如图3245。迎角较小时，从边条和基本翼前缘分离产生两个单纯的前缘涡；迎角稍大，这两个旋转方向相同、涡轴夹角不大、涡之间的距离又较小的前缘涡，在本身相互诱导下，开始接近和绕转(见图3245)。在迎角为 范围内，两涡的绕转点就从后缘发展到前缘，外形上形成一个涡。,双三角翼，
13、由于边条前缘涡的存在和影响，使基本翼前涡的强度和稳定性都有所提高，使双三角翼上的涡系破裂明显推迟。由于以上原因，双三角翼的气动特性有明显改进。图3246是双三角翼和57后掠角的基本翼升力系数曲线。图中看出小迎角时，升力系数随迎角变化基本上是一致的，但大迎角下边条的增升效果明显地表现出来。双三角翼的升力系数曲线有一个鲜明的特点，即在大迎角时，升力系数曲线的斜率有一个突降点。这是由于大迎角时双三角翼的旋涡从机翼后缘破裂后，其破裂点随迎角增加迅速前移造成的。超音速飞行时，M数的增加对涡有抑制和推举的作用，双三角冀和边条翼一样，超音速时涡并不起增升作用。见图3247。,图3-2-15 空气流过后掠翼的
14、情形,图3-2-30 细长三角翼上表面脱体涡,图3-2-31不同仰角下的上表面脱体涡范围,图3-2-32脱体涡内移,(a)前沿涡,（b）局部前沿涡,图3-2-33前缘涡、激波和分离边随 的变化,图3-2-34 细长三角翼的非线性升力特点,图3-2-35 细长三角翼各横断面的展向压力分布,图细长三角翼的升力特性,按(3-2-6)式计算结果,-涡升力,实验结果,图压音速前缘情况下的流动情形,图三角翼在压音速前缘情况的压强差分布,图机翼前缘处的吸力,图三角翼在超音速情况下的压强差分布,图三角翼的阻力系数的变化,图3-2-42 歼7飞机的零件阻力系数,的变化,图边条翼,图边条翼升力系数曲线,图双三角翼流态,图双三角翼和基本翼的升力系数曲线,图双三角翼和基本翼的升力线斜率随数变化,
