空氣動力學(xué)第二十九講ppt課件

1、三角翼的空氣動力特性三角翼的空氣動力特性 引見三角翼的亞音速引見三角翼的亞音速跨音速和超音速空氣動力特性跨音速和超音速空氣動力特性 三角翼的亞音速空氣動力特性三角翼的亞音速空氣動力特性三角翼的亞音速、跨音速三角翼的亞音速、跨音速超音速空氣動力特性對比超音速空氣動力特性對比 2/5823 三角翼的空氣動力特性三角翼的空氣動力特性 三角翼飛機最早出現(xiàn)于上世紀(jì)五十年代。三角翼，顧名思義，其平面外形呈三角形，也可以說是后緣平直的后掠翼。三角翼的展弦比()與前緣后掠角( )之間，有下式關(guān)系： 比如 ,那么=2.31； 那么 后掠角大于60，展弦比小于2.31，前緣鋒利或比較鋒利的三角翼，稱為細(xì)長三角翼或

2、小展弦比三角翼。 三角翼和后掠翼一樣，以其大后掠角，而具有良好的超音速氣動特性。而且機翼剛度比后掠翼更強，適用于超音速飛行。但亞音速飛行，由于展弦比小，其氣動特性較差。 60 7507. 1tg14 一、三角翼的亞音速空氣動力特性一、三角翼的亞音速空氣動力特性 細(xì)長三角翼在小迎角細(xì)長三角翼在小迎角(比如比如 )下，或前緣下，或前緣比較圓鈍的三角翼在小迎角下，一部分比較圓鈍的三角翼在小迎角下，一部分 空氣從下外空氣從下外表繞過前緣表繞過前緣(或是側(cè)緣或是側(cè)緣)而迅速分別。這種分別，并不而迅速分別。這種分別，并不象低速飛機那樣，招致升力下降、阻力增大，而是部象低速飛機那樣，招致升力下降、阻力增大，

3、而是部分彌補了三角翼亞音速氣動特性的缺乏。分彌補了三角翼亞音速氣動特性的缺乏。 氣流從后掠角很大的前緣分別，隨即卷起渦面構(gòu)氣流從后掠角很大的前緣分別，隨即卷起渦面構(gòu)成螺旋形穩(wěn)定的脫體渦，向后流去，如圖成螺旋形穩(wěn)定的脫體渦，向后流去，如圖3230所示。脫體渦是從前緣發(fā)出的，所以也稱前緣渦。脫所示。脫體渦是從前緣發(fā)出的，所以也稱前緣渦。脫體渦接著重新附著于上外表，產(chǎn)生向外的側(cè)向流動，體渦接著重新附著于上外表，產(chǎn)生向外的側(cè)向流動，并在接近機翼后緣的地方脫離機翼，構(gòu)成尾渦，沿下并在接近機翼后緣的地方脫離機翼，構(gòu)成尾渦，沿下洗流方向流去。洗流方向流去。42 上外表流譜如圖上外表流譜如圖3230所示，在小

4、迎角下，氣流僅在一部所示，在小迎角下，氣流僅在一部分前緣產(chǎn)生分別，分前緣產(chǎn)生分別，O點為渦面從前緣開場分別的點，點為渦面從前緣開場分別的點，OA為脫體為脫體渦重新附著于上外表的跡線，渦重新附著于上外表的跡線，OB為脫體渦從上外表重新分別的為脫體渦從上外表重新分別的跡線。這樣，在上外表，有兩種氣流。在脫體渦附著線跡線。這樣，在上外表，有兩種氣流。在脫體渦附著線OA內(nèi)側(cè)，內(nèi)側(cè)，是附著流，氣流根本上平行于遠(yuǎn)前方來流方向。在附著線是附著流，氣流根本上平行于遠(yuǎn)前方來流方向。在附著線OA外外側(cè)，側(cè)，OB線內(nèi)側(cè)這一區(qū)域，是脫體渦流，氣流向外偏斜，劇烈加線內(nèi)側(cè)這一區(qū)域，是脫體渦流，氣流向外偏斜，劇烈加速。隨著

5、迎角增大，分別點逐漸向前挪動；脫體渦加強，附著線速。隨著迎角增大，分別點逐漸向前挪動；脫體渦加強，附著線OA也跟著迅速向內(nèi)側(cè)挪動。也跟著迅速向內(nèi)側(cè)挪動。OB線也同時向內(nèi)側(cè)挪動，但挪動較線也同時向內(nèi)側(cè)挪動，但挪動較慢。即是說，氣流分別加劇，構(gòu)成更為劇烈的脫體渦。待迎角增慢。即是說，氣流分別加劇，構(gòu)成更為劇烈的脫體渦。待迎角增大到一定程度，整個上外表根本上處于脫體渦控制之下。圖大到一定程度，整個上外表根本上處于脫體渦控制之下。圖3231畫出了后掠角為畫出了后掠角為55的三角翼的三角翼(厚弦比厚弦比6)上外表在不同迎上外表在不同迎角下的脫體渦范圍。角下的脫體渦范圍。 實驗闡明，前緣鋒利的薄翼面，脫體

6、渦一開場就從整個前緣實驗闡明，前緣鋒利的薄翼面，脫體渦一開場就從整個前緣拖出。前緣比較圓鈍，脫體渦先從翼尖附近開場，然后隨著迎角拖出。前緣比較圓鈍，脫體渦先從翼尖附近開場，然后隨著迎角增大而逐漸內(nèi)移，如圖增大而逐漸內(nèi)移，如圖3232所示。所示。 應(yīng)該指出，后掠翼在迎角增大的過程中，也會出現(xiàn)脫體渦和應(yīng)該指出，后掠翼在迎角增大的過程中，也會出現(xiàn)脫體渦和脫體渦前緣分別點內(nèi)移的景象。圖脫體渦前緣分別點內(nèi)移的景象。圖3233指出了脫體渦指出了脫體渦.激波、激波、激波失速分別邊境隨激波失速分別邊境隨M數(shù)、迎角以及展弦比而變化的大體輪廓。數(shù)、迎角以及展弦比而變化的大體輪廓。 我們知道，后掠翼或普通的三角翼，

7、在氣流尚未分我們知道，后掠翼或普通的三角翼，在氣流尚未分別的引角下，升力系數(shù)隨迎角的增大而直線增長，升力別的引角下，升力系數(shù)隨迎角的增大而直線增長，升力系數(shù)與迎角表現(xiàn)為線性變化關(guān)系。例如殲系數(shù)與迎角表現(xiàn)為線性變化關(guān)系。例如殲7飛機就是這飛機就是這樣，參見圖樣，參見圖3115所示。所示。 而細(xì)長三角翼具有不尋常的升力特性，其不同點為：而細(xì)長三角翼具有不尋常的升力特性，其不同點為：升力系數(shù)曲線的斜率比大展弦比機翼小得多；其隨迎角升力系數(shù)曲線的斜率比大展弦比機翼小得多；其隨迎角的變化呈現(xiàn)非線性，升力系數(shù)的增長比迎角更快一些，的變化呈現(xiàn)非線性，升力系數(shù)的增長比迎角更快一些，如圖如圖3234所示。其所以

8、如此，是由于升力由兩部所示。其所以如此，是由于升力由兩部分組成。一部分是翼面的附著流分組成。一部分是翼面的附著流(整個下外表和部分上整個下外表和部分上外表外表)所產(chǎn)生的升力，叫做所產(chǎn)生的升力，叫做“位流升力，其變化與迎角位流升力，其變化與迎角成線性關(guān)系。另一部分是上外表脫體渦所產(chǎn)生的升力，成線性關(guān)系。另一部分是上外表脫體渦所產(chǎn)生的升力，叫叫“渦升力，其變化與迎角成非線性關(guān)系。渦升力，其變化與迎角成非線性關(guān)系。 脫體渦具有增大上外表吸力，使升力增大的作脫體渦具有增大上外表吸力，使升力增大的作用。由于脫體渦從前緣延續(xù)產(chǎn)生，構(gòu)成穩(wěn)定的低壓區(qū)，用。由于脫體渦從前緣延續(xù)產(chǎn)生，構(gòu)成穩(wěn)定的低壓區(qū)，上外表正處

9、于脫體渦低壓之下，所以吸力很大。迎角上外表正處于脫體渦低壓之下，所以吸力很大。迎角大，低壓區(qū)吸力也大，所以升力增大更多。圖大，低壓區(qū)吸力也大，所以升力增大更多。圖3235是一個展弦比為是一個展弦比為1的三角翼，在的三角翼，在20迎角下的各個迎角下的各個橫斷面上壓強分布圖。它闡明了上外表在脫體渦所復(fù)橫斷面上壓強分布圖。它闡明了上外表在脫體渦所復(fù)蓋的區(qū)域，吸力很大。蓋的區(qū)域，吸力很大。 據(jù)實際分析結(jié)果：細(xì)長三角翼的升力系數(shù)據(jù)實際分析結(jié)果：細(xì)長三角翼的升力系數(shù)( )與迎角與迎角( )之間的關(guān)系，如下式所示：之間的關(guān)系，如下式所示： 3116 在很小的迎角下，上式可寫成在很小的迎角下，上式可寫成 31

10、17 22sincoscossinaKaKCNpyyC2NpyKKC 式中第一項為哪一項位流升力，第二項是渦升力；式中第一項為哪一項位流升力，第二項是渦升力； 與與 均為常值，其大小取決于展弦比。圖均為常值，其大小取決于展弦比。圖3236闡明闡明了按上式計算的結(jié)果與實驗結(jié)果的比較。了按上式計算的結(jié)果與實驗結(jié)果的比較。 當(dāng)迎角增大到一定程度，脫體渦在機翼上外表后緣發(fā)當(dāng)迎角增大到一定程度，脫體渦在機翼上外表后緣發(fā)生破碎，變得不規(guī)那么，這會使流譜發(fā)生變化。迎角提生破碎，變得不規(guī)那么，這會使流譜發(fā)生變化。迎角提高增大，破碎點向前挪動，能量進一步耗散，渦升力減高增大，破碎點向前挪動，能量進一步耗散，渦升

11、力減小。再后，出現(xiàn)失速，升力相應(yīng)下降。臨界迎角可高小。再后，出現(xiàn)失速，升力相應(yīng)下降。臨界迎角可高達達 。 三角翼雖然有這樣大的臨界迎角，但起飛、著陸，三角翼雖然有這樣大的臨界迎角，但起飛、著陸，還很難得到充分利用。由于起飛、著陸，增大迎角或迎還很難得到充分利用。由于起飛、著陸，增大迎角或迎角過大，勢必影響飛行員的視界，還會呵斥機身尾部擦角過大，勢必影響飛行員的視界，還會呵斥機身尾部擦地。例如殲地。例如殲7飛機起飛的著陸迎角，不超越飛機起飛的著陸迎角，不超越 ，遠(yuǎn)，遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于臨界迎角。為此，有的超音速飛機將機頭向下折遠(yuǎn)小于臨界迎角。為此，有的超音速飛機將機頭向下折轉(zhuǎn)，改善視界。同時，加高起落架，防

12、止機尾擦地。轉(zhuǎn)，改善視界。同時，加高起落架，防止機尾擦地。 4035pKnK109 二、三角翼的跨、超音速空氣動力特性二、三角翼的跨、超音速空氣動力特性 空氣以超音速流過三角翼的流動情形和三角翼空氣以超音速流過三角翼的流動情形和三角翼在超音速氣流中的壓強分布如何，要看是亞音速前在超音速氣流中的壓強分布如何，要看是亞音速前緣，還是超音速前緣而定。緣，還是超音速前緣而定。 (一一) 三角翼在亞音速前緣情況下的壓強分布三角翼在亞音速前緣情況下的壓強分布 在亞音速前絳情況下，三角翼的前緣處于自翼在亞音速前絳情況下，三角翼的前緣處于自翼根前緣開場的馬赫錐之內(nèi)，如：圖根前緣開場的馬赫錐之內(nèi)，如：圖32 3

13、7所示所示流向切面流向切面 的空氣，還未接觸前緣的時候，就曾的空氣，還未接觸前緣的時候，就曾經(jīng)遭到機翼中段前緣經(jīng)遭到機翼中段前緣OA段各點的擾動影響，因此沿段各點的擾動影響，因此沿途壓強是逐漸發(fā)生變化的，不致產(chǎn)生激彼。只在機途壓強是逐漸發(fā)生變化的，不致產(chǎn)生激彼。只在機身頭部和機身、機翼結(jié)合部位的轉(zhuǎn)角處才產(chǎn)生激波。身頭部和機身、機翼結(jié)合部位的轉(zhuǎn)角處才產(chǎn)生激波。AA 所以，三角翼在亞音速前緣情況下的壓強分布，所以，三角翼在亞音速前緣情況下的壓強分布，與亞音速氣流情況下的壓強分布大體類似。對于與亞音速氣流情況下的壓強分布大體類似。對于前緣圓鈍的翼面來說，也是上外表前緣附近吸力前緣圓鈍的翼面來說，也是

14、上外表前緣附近吸力很高，而沿翼弦往后吸力逐漸降低。圖很高，而沿翼弦往后吸力逐漸降低。圖3238給出了薄平板三角翼亞音速前緣情況下的上下給出了薄平板三角翼亞音速前緣情況下的上下外表壓強差分布情況。該圖闡明，機翼前緣附近，外表壓強差分布情況。該圖闡明，機翼前緣附近，上下外表的壓強差，比中部后緣壓強差大得多。上下外表的壓強差，比中部后緣壓強差大得多。其所以如此，是由于在亞音速前緣的情況下，氣其所以如此，是由于在亞音速前緣的情況下，氣流仍是從前緣下外表的駐點開場分為上下兩股，流仍是從前緣下外表的駐點開場分為上下兩股，繞過前緣流向上外表；流速增大，吸力增大；而繞過前緣流向上外表；流速增大，吸力增大；而在

15、下外表駐點附近，流速減慢，壓強增大。因此，在下外表駐點附近，流速減慢，壓強增大。因此，機翼前緣附近上下外表的壓強差很大。機翼前緣附近上下外表的壓強差很大。 對于飛行速度超越音速不多的某些超音飛機來說，對于飛行速度超越音速不多的某些超音飛機來說，雖然飛行速度曾經(jīng)超越音速，但機翼前緣仍屬于亞音雖然飛行速度曾經(jīng)超越音速，但機翼前緣仍屬于亞音速前緣。這類飛機的機翼通常仍是用圓鈍前緣反而可速前緣。這類飛機的機翼通常仍是用圓鈍前緣反而可以降低阻力。假設(shè)用鋒利前緣，雖然流速快，上外表以降低阻力。假設(shè)用鋒利前緣，雖然流速快，上外表吸力高，但前緣部分由向前的吸力所占據(jù)的面積并不吸力高，但前緣部分由向前的吸力所占

16、據(jù)的面積并不大大(圖圖3239a)，所以，向前的吸力并不大。相反，所以，向前的吸力并不大。相反，用圓鈍前緣，雖然流速稍慢，上外表吸力較低，但因用圓鈍前緣，雖然流速稍慢，上外表吸力較低，但因向前的吸力所占據(jù)的面積比較大向前的吸力所占據(jù)的面積比較大(圖圖3239b)，構(gòu)，構(gòu)成向前的總吸力比較大，由此可以降低阻力。成向前的總吸力比較大，由此可以降低阻力。 (二二) 三角翼在超音速前緣情況下壓強分布在超三角翼在超音速前緣情況下壓強分布在超音速前緣情況下，三角翼的前緣處于自翼根前緣開場音速前緣情況下，三角翼的前緣處于自翼根前緣開場的馬赫錐之外，如圖的馬赫錐之外，如圖3240所示。所示。 這闡明空氣流至機

17、翼前緣時，并未遭到翼根部分前緣這闡明空氣流至機翼前緣時，并未遭到翼根部分前緣對氣流擾動的任何影響，而能不斷不受影響地流到機翼對氣流擾動的任何影響，而能不斷不受影響地流到機翼前緣。這就不會像在亞音速前緣情況下那樣，有空氣從前緣。這就不會像在亞音速前緣情況下那樣，有空氣從下外表繞前緣流向上外表，而在上外表前端構(gòu)成很大吸下外表繞前緣流向上外表，而在上外表前端構(gòu)成很大吸力的景象。在此種超音速前緣情況下，機翼外表接近前力的景象。在此種超音速前緣情況下，機翼外表接近前緣部分的壓強分布，與在超音速氣流中翼切面的壓強分緣部分的壓強分布，與在超音速氣流中翼切面的壓強分布類似，不論是上外表前緣附近或下外表前緣附近

18、，壓布類似，不論是上外表前緣附近或下外表前緣附近，壓強分布都是均勻的。因此機翼前緣附近上下外表的壓強強分布都是均勻的。因此機翼前緣附近上下外表的壓強差也是均勻分布的，如圖差也是均勻分布的，如圖3240b所示。所示。 在超音速前緣情況下，機翼前緣有前緣激波產(chǎn)生。在超音速前緣情況下，機翼前緣有前緣激波產(chǎn)生。因此，機翼普通用鋒利因此，機翼普通用鋒利 前緣，以減小在超音速飛行中前緣，以減小在超音速飛行中的波阻。的波阻。 (三三) 三角翼的跨、超音速升力特性三角翼的跨、超音速升力特性 在亞音速前緣情況下，三角翼和后掠翼一樣，加上在亞音速前緣情況下，三角翼和后掠翼一樣，加上展弦比比較小，所以升力系數(shù)和升力

19、系數(shù)斜率都比較小。展弦比比較小，所以升力系數(shù)和升力系數(shù)斜率都比較小。在超音速前緣情況下，好像薄平板機翼在超音速氣流中在超音速前緣情況下，好像薄平板機翼在超音速氣流中一樣，三角翼的升力系數(shù)和升力系數(shù)斜率也是比較小的。一樣，三角翼的升力系數(shù)和升力系數(shù)斜率也是比較小的。 (四四) 三角翼的跨、超音速阻力特性三角翼的跨、超音速阻力特性 圖圖3241畫出了后掠角和展弦比都不同的三角畫出了后掠角和展弦比都不同的三角翼的零升阻力系數(shù)隨飛行翼的零升阻力系數(shù)隨飛行M數(shù)的變化曲線。從曲線上可數(shù)的變化曲線。從曲線上可以看出，后掠角比較小、展弦比比較小的三角翼，臨界以看出，后掠角比較小、展弦比比較小的三角翼，臨界M效

20、比較大。所以，零升阻力系數(shù)在更大的效比較大。所以，零升阻力系數(shù)在更大的M效才開場效才開場增長，零升阻力系數(shù)增長的趨勢比較緩和，最大零升阻增長，零升阻力系數(shù)增長的趨勢比較緩和，最大零升阻力系數(shù)也比較小。殲力系數(shù)也比較小。殲7飛機的零升阻力系數(shù)隨飛機的零升阻力系數(shù)隨M數(shù)的變數(shù)的變化，如圖化，如圖3242所示。所示。 三、邊條翼空氣動力特性簡介三、邊條翼空氣動力特性簡介 邊條機翼是以中等后掠邊條機翼是以中等后掠( )和中等展弦和中等展弦比機翼作為根底，在機翼根部前緣向前延伸，構(gòu)成比機翼作為根底，在機翼根部前緣向前延伸，構(gòu)成一個后掠角很大一個后掠角很大(大于大于70)的細(xì)長前翼，如圖的細(xì)長前翼，如圖3

21、243所示。通常稱作為根底的機翼部分為根本翼，稱所示。通常稱作為根底的機翼部分為根本翼，稱細(xì)長前翼部分為邊條。細(xì)長前翼部分為邊條。 邊條翼在很大迎角范圍內(nèi)，升力特性都優(yōu)于根邊條翼在很大迎角范圍內(nèi)，升力特性都優(yōu)于根本翼，見圖本翼，見圖3244。其緣由是在低、亞、跨音速。其緣由是在低、亞、跨音速范圍內(nèi)，氣流在不大的迎角下就會從邊條前緣產(chǎn)生范圍內(nèi)，氣流在不大的迎角下就會從邊條前緣產(chǎn)生脫體渦。在脫體渦的誘導(dǎo)下，不但內(nèi)翼部分對升力脫體渦。在脫體渦的誘導(dǎo)下，不但內(nèi)翼部分對升力的奉獻增大了，而且還在上翼面呵斥一種有規(guī)律的的奉獻增大了，而且還在上翼面呵斥一種有規(guī)律的流動，控制了外翼上的氣流，使其不容易產(chǎn)生大迎

22、流動，控制了外翼上的氣流，使其不容易產(chǎn)生大迎角下的氣流分別，從而提高了臨界迎角和最大升力角下的氣流分別，從而提高了臨界迎角和最大升力系數(shù)。又由于有小后掠角中等展弦比的主翼，整個系數(shù)。又由于有小后掠角中等展弦比的主翼，整個機翼在小迎角時也堅持了較大升力系數(shù)斜率。機翼在小迎角時也堅持了較大升力系數(shù)斜率。 5030 四、雙三角翼空氣動力特性簡介四、雙三角翼空氣動力特性簡介 邊條翼的根本翼前緣后掠角普通在邊條翼的根本翼前緣后掠角普通在 之間，假設(shè)后掠角再增大，在小迎角時，根本翼之間，假設(shè)后掠角再增大，在小迎角時，根本翼前緣也會產(chǎn)生前緣分別旋渦。這樣的根本翼和大前緣也會產(chǎn)生前緣分別旋渦。這樣的根本翼和大

23、后掠角的邊條組成的小組合機翼稱之為雙三角翼。后掠角的邊條組成的小組合機翼稱之為雙三角翼。 雙三角翼的翼面氣流流動形狀較為復(fù)雜，如雙三角翼的翼面氣流流動形狀較為復(fù)雜，如圖圖3245。迎角較小時，從邊條和根本翼前。迎角較小時，從邊條和根本翼前緣分別產(chǎn)生兩個單純的前緣渦；迎角稍大，這兩緣分別產(chǎn)生兩個單純的前緣渦；迎角稍大，這兩個旋轉(zhuǎn)方向一樣、渦軸夾角不大、渦之間的間隔個旋轉(zhuǎn)方向一樣、渦軸夾角不大、渦之間的間隔又較小的前緣渦，在本身相互誘導(dǎo)下，開場接近又較小的前緣渦，在本身相互誘導(dǎo)下，開場接近和繞轉(zhuǎn)和繞轉(zhuǎn)(見圖見圖3245)。在迎角為。在迎角為 范圍范圍內(nèi)，兩渦的繞轉(zhuǎn)點就從后緣開展到前緣，外形上內(nèi)，兩

24、渦的繞轉(zhuǎn)點就從后緣開展到前緣，外形上構(gòu)成一個渦。構(gòu)成一個渦。325030 雙三角翼，由于邊條前緣渦的存在和影響，使根雙三角翼，由于邊條前緣渦的存在和影響，使根本翼前渦的強度和穩(wěn)定性都有所提高，使雙三角翼上的本翼前渦的強度和穩(wěn)定性都有所提高，使雙三角翼上的渦系破裂明顯推遲。由于以上緣由，雙三角翼的氣動特渦系破裂明顯推遲。由于以上緣由，雙三角翼的氣動特性有明顯改良。圖性有明顯改良。圖3246是雙三角翼和是雙三角翼和57后掠角的后掠角的根本翼升力系數(shù)曲線。圖中看出小迎角時，升力系數(shù)隨根本翼升力系數(shù)曲線。圖中看出小迎角時，升力系數(shù)隨迎角變化根本上是一致的，但大迎角下邊條的增升效果迎角變化根本上是一致的，但大迎角下邊條的增升效果明顯地表現(xiàn)出來。雙三角翼的升力系數(shù)曲線有一個鮮明明顯地表現(xiàn)出來。雙三角翼的升力系數(shù)曲線有一個鮮明的特點，即在大迎角時，升力系數(shù)曲線的斜率有一個突的特點，即