空气动力学第二十九讲

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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§2—3三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(λ)与前缘后掠角()之间，有下式关系：比如,则λ=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

2、。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3—2—30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

3、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3—2—30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，

4、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3—2—31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。实验表明，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，脱体涡先从翼尖附近开始，然后随着迎角增大而逐渐内移，如图3—2—32所示。应该指出，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3—2—33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

5、大体轮廓。我们知道，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3—1—15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3—2—34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

6、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3—2—35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：（3—1—16）在很小的迎角下，上式可写成（3—1—17）式中第一项是位流升力，第二项是

7、涡升力；与均为常值，其大小取决于展弦比。图3—2—36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

8、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3—2—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