三角翼的空氣動力特性

三角翼的空氣動力特性第一頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六三角翼的空氣動力特性介紹三角翼的亞音速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、跨音速超音速空氣動力特性對比2/58第二頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六§2—3三角翼的空氣動力特性

三角翼飛機(jī)最早出現(xiàn)于上世紀(jì)五十年代。三角翼，顧名思義，其平面形狀呈三角形，也可以說是后緣平直的后掠翼。三角翼的展弦比(λ)與前緣后掠角()之間，有下式關(guān)系：

比如,則λ=2.31；則后掠角大于60°，展弦比小于2.31，前緣尖銳或比較尖銳的三角翼，稱為細(xì)長三角翼或小展弦比三角翼。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(jī)翼剛度比后掠翼更強(qiáng)，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。

第三頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六一、三角翼的亞音速空氣動力特性細(xì)長三角翼在小迎角(比如)下，或前緣比較圓鈍的三角翼在小迎角下，一部分空氣從下表面繞過前緣(或是側(cè)緣)而迅速分離。這種分離，并不象低速飛機(jī)那樣，招致升力下降、阻力增大，而是部分彌補(bǔ)了三角翼亞音速氣動特性的不足。氣流從后掠角很大的前緣分離，隨即卷起渦面形成螺旋形穩(wěn)定的脫體渦，向后流去，如圖3—2—30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表面，產(chǎn)生向外的側(cè)向流動，并在接近機(jī)翼后緣的地方脫離機(jī)翼，形成尾渦，沿下洗流方向流去。第四頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六上表面流譜如圖3—2—30所示，在小迎角下，氣流僅在一部分前緣產(chǎn)生分離，O點(diǎn)為渦面從前緣開始分離的點(diǎn)，OA為脫體渦重新附著于上表面的跡線，OB為脫體渦從上表面重新分離的跡線。這樣，在上表面，有兩種氣流。在脫體渦附著線OA內(nèi)側(cè)，是附著流，氣流基本上平行于遠(yuǎn)前方來流方向。在附著線OA外側(cè)，OB線內(nèi)側(cè)這一區(qū)域，是脫體渦流，氣流向外偏斜，強(qiáng)烈加速。隨著迎角增大，分離點(diǎn)逐漸向前移動；脫體渦增強(qiáng)，附著線OA也跟著迅速向內(nèi)側(cè)移動。OB線也同時向內(nèi)側(cè)移動，但移動較慢。即是說，氣流分離加劇，形成更為強(qiáng)烈的脫體渦。待迎角增大到一定程度，整個上表面基本上處于脫體渦控制之下。圖3—2—31畫出了后掠角為55°的三角翼(厚弦比6％)上表面在不同迎角下的脫體渦范圍。前緣尖銳的薄翼面，脫體渦一開始就從整個前緣拖出。前緣比較圓鈍，脫體渦先從翼尖附近開始，然后隨著迎角增大而逐漸內(nèi)移，如圖3—2—32所示。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離點(diǎn)內(nèi)移的現(xiàn)象。圖3—2—33指出了脫體渦.激波、激波失速分離邊界隨M數(shù)、迎角以及展弦比而變化的大體輪廓。第五頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六后掠翼或一般的三角翼，在氣流尚未分離的引角下，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7飛機(jī)就是這樣，參見圖3—1—15所示。而細(xì)長三角翼具有不尋常的升力特性，其不同點(diǎn)為：升力系數(shù)曲線的斜率比大展弦比機(jī)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，如圖3—2—34所示。其所以如此，是因?yàn)樯τ蓛刹糠纸M成。一部分是翼面的附著流(整個下表面和部分上表面)所產(chǎn)生的升力，叫做“位流升力”，其變化與迎角成線性關(guān)系。另一部分是上表面脫體渦所產(chǎn)生的升力，叫“渦升力”，其變化與迎角成非線性關(guān)系。

第六頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六脫體渦具有增大上表面吸力，使升力增大的作用。因?yàn)槊擉w渦從前緣連續(xù)產(chǎn)生，形成穩(wěn)定的低壓區(qū)，上表面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3—2—35是一個展弦比為1的三角翼，在20°迎角下的各個橫斷面上壓強(qiáng)分布圖。它說明了上表面在脫體渦所復(fù)蓋的區(qū)域，吸力很大。據(jù)理論分析結(jié)果：細(xì)長三角翼的升力系數(shù)()與迎角()之間的關(guān)系，如下式所示：

在很小的迎角下，上式可寫成

第七頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六

式中第一項(xiàng)是位流升力，第二項(xiàng)是渦升力；與均為常值，其大小取決于展弦比。圖3—2—36表明了按上式計(jì)算的結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的比較。當(dāng)迎角增大到一定程度，脫體渦在機(jī)翼上表面后緣發(fā)生破碎，變得不規(guī)則，這會使流譜發(fā)生變化。迎角進(jìn)步增大，破碎點(diǎn)向前移動，能量進(jìn)一步耗散，渦升力減小。再后，出現(xiàn)失速，升力相應(yīng)下降。臨界迎角可高達(dá)。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。因?yàn)槠痫w、著陸，增大迎角或迎角過大，勢必影響飛行員的視界，還會造成機(jī)身尾部擦地。例如殲7飛機(jī)起飛的著陸迎角，不超過，遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于臨界迎角。為此，有的超音速飛機(jī)將機(jī)頭向下折轉(zhuǎn)，改善視界。同時，加高起落架，防止機(jī)尾擦地。

第八頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六二、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在超音速氣流中的壓強(qiáng)分布如何，要看是亞音速前緣，還是超音速前緣而定。

(一)三角翼在亞音速前緣情況下的壓強(qiáng)分布

在亞音速前絳情況下，三角翼的前緣處于自翼根前緣開始的馬赫錐之內(nèi)，如：圖3—2—37所示

流向切面的空氣，還未接觸前緣的時候，就已經(jīng)受到機(jī)翼中段前緣OA段各點(diǎn)的擾動影響，因而沿途壓強(qiáng)是逐漸發(fā)生變化的，不致產(chǎn)生激彼。只在機(jī)身頭部和機(jī)身、機(jī)翼結(jié)合部位的轉(zhuǎn)角處才產(chǎn)生激波。第九頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六所以，三角翼在亞音速前緣情況下的壓強(qiáng)分布，與亞音速氣流情況下的壓強(qiáng)分布大體類似。對于前緣圓鈍的翼面來說，也是上表面前緣附近吸力很高，而沿翼弦往后吸力逐漸降低。圖3—2—38給出了薄平板三角翼亞音速前緣情況下的上下表面壓強(qiáng)差分布情況。該圖表明，機(jī)翼前緣附近，上下表面的壓強(qiáng)差，比中部后緣壓強(qiáng)差大得多。其所以如此，是因?yàn)樵趤喴羲偾熬壍那闆r下，氣流仍是從前緣下表面的駐點(diǎn)開始分為上下兩股，繞過前緣流向上表面；流速增大，吸力增大；而在下表面駐點(diǎn)附近，流速減慢，壓強(qiáng)增大。因此，機(jī)翼前緣附近上下表面的壓強(qiáng)差很大。

第十頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六對于飛行速度超過音速不多的某些超音飛機(jī)來說，盡管飛行速度已經(jīng)超過音速，但機(jī)翼前緣仍屬于亞音速前緣。這類飛機(jī)的機(jī)翼通常仍是用圓鈍前緣反而可以降低阻力。如果用尖銳前緣，雖然流速快，上表面吸力高，但前緣部分由向前的吸力所占據(jù)的面積并不大(圖3—2—39a)，所以，向前的吸力并不大。相反，用圓鈍前緣，雖然流速稍慢，上表面吸力較低，但因向前的吸力所占據(jù)的面積比較大(圖3—2—39b)，形成向前的總吸力比較大，由此可以降低阻力。(二)三角翼在超音速前緣情況下壓強(qiáng)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始的馬赫錐之外，如圖3—2—40所示。第十一頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六空氣流至機(jī)翼前緣時，并未受到翼根部分前緣對氣流擾動的任何影響，而能一直不受影響地流到機(jī)翼前緣。這就不會像在亞音速前緣情況下那樣，有空氣從下表面繞前緣流向上表面，而在上表面前端形成很大吸力的現(xiàn)象。在此種超音速前緣情況下，機(jī)翼表面靠近前緣部分的壓強(qiáng)分布，與在超音速氣流中翼切面的壓強(qiáng)分布類似，不論是上表面前緣附近或下表面前緣附近，壓強(qiáng)分布都是均勻的。因而機(jī)翼前緣附近上下表面的壓強(qiáng)差也是均勻分布的，如圖3—2—40b所示。在超音速前緣情況下，機(jī)翼前緣有前緣激波產(chǎn)生。因此，機(jī)翼一般用尖銳前緣，以減小在超音速飛行中的波阻。

第十二頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六(三)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，如同薄平板機(jī)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。(四)三角翼的跨、超音速阻力特性

圖3—2—41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M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M效比較大。所以，零升阻力系數(shù)在更大的M效才開始增長，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7飛機(jī)的零升阻力系數(shù)隨M數(shù)的變化，如圖3—2—42所示。

第十三頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六三、邊條翼空氣動力特性簡介邊條機(jī)翼是以中等后掠()和中等展弦比機(jī)翼作為基礎(chǔ)，在機(jī)翼根部前緣向前延伸，形成一個后掠角很大(大于70°)的細(xì)長前翼，如圖3—2—43所示。通常稱作為基礎(chǔ)的機(jī)翼部分為基本翼，稱細(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)于基本翼，見圖3—2—44。其原因是在低、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)生脫體渦。在脫體渦的誘導(dǎo)下，不但內(nèi)翼部分對升力的貢獻(xiàn)增大了，而且還在上翼面造成一種有規(guī)律的流動，控制了外翼上的氣流，使其不容易產(chǎn)生大迎角下的氣流分離，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，整個機(jī)翼在小迎角時也保持了較大升力系數(shù)斜率。第十四頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六四、雙三角翼空氣動力特性簡介邊條翼的基本翼前緣后掠角一般在之間，如果后掠角再增大，在小迎角時，基本翼前緣也會產(chǎn)生前緣分離旋渦。這樣的基本翼和大后掠角的邊條組成的小組合機(jī)翼稱之為雙三角翼。雙三角翼的翼面氣流流動形態(tài)較為復(fù)雜，如圖3—2—45。迎角較小時，從邊條和基本翼前緣分離產(chǎn)生兩個單純的前緣渦；迎角稍大，這兩個旋轉(zhuǎn)方向相同、渦軸夾角不大、渦之間的距離又較小的前緣渦，在本身相互誘導(dǎo)下，開始接近和繞轉(zhuǎn)(見圖3—2—45)。在迎角為范圍內(nèi)，兩渦的繞轉(zhuǎn)點(diǎn)就從后緣發(fā)展到前緣，外形上形成一個渦。第十五頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六雙三角翼，由于邊條前緣渦的存在和影響，使基本翼前渦的強(qiáng)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。由于以上原因，雙三角翼的氣動特性有明顯改進(jìn)。圖3—2—46是雙三角翼和57°后掠角的基本翼升力系數(shù)曲線。圖中看出小迎角時，升力系數(shù)隨迎角變化基本上是一致的，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)曲線有一個鮮明的特點(diǎn)，即在大迎角時，升力系數(shù)曲線的斜率有一個突降點(diǎn)。這是由于大迎角時雙三角翼的旋渦從機(jī)翼后緣破裂后，其破裂點(diǎn)隨迎角增加迅速前移造成的。超音速飛行時，M數(shù)的增加對渦有抑制和推舉的作用，雙三角冀和邊條翼一樣，超音速時渦并不起增升作用。見圖3—2—47。第十六頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六圖3-2-15空氣流過后掠翼的情形第十七頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六圖3-2-30細(xì)長三角翼上表面脫體渦第十八頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六圖3-2-31不同仰角下的上表面脫體渦范圍第十九頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六圖3-2-32脫體渦內(nèi)移(a)前沿渦（b）局部前沿渦第二十頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六圖3-2-33前緣渦、激波和分離邊隨的變化第二十一頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六圖3-2-34細(xì)長三角翼的非線性升力特點(diǎn)第二十二頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六圖3-2-35細(xì)長三角翼各橫斷面的展向壓力分布第二十三頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六圖３－２－３６細(xì)長三角翼的升力特性—按(3-2-6)式計(jì)算結(jié)果----渦升力·實(shí)驗(yàn)結(jié)果第二十四頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六圖３－２－３７壓音速前緣情況下的流動情形第二十五頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六圖３－２－３８三角翼在壓音速前緣情況的壓強(qiáng)差分布第二十六頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六圖３－２－３９機(jī)翼前緣處的吸力第二十七頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六圖３－２－４０三角翼在超音速情況下的壓強(qiáng)差分布第二十八頁，共三十五頁，編輯于2023年，星期六圖３－２－４１三角翼的阻力系數(shù)的變化