三角翼的空气动力特性

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。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。•607507.1tg14•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。4~2•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，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。•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。•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：•在很小的迎角下，上式可写成•22sincoscossinaKaKCNpyyC2NpyKKC•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向下折转，改善视界。同时，加高起落架，防止机尾擦地。•40~35pKnK10~9二、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。只在机身头部和机身、机翼结合部位的转角处才产生激波。'AA•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3—2—38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3—2—39a)，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，但因向前的吸力所占据的面积比较大(图3—2—39b)，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3—2—40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布的，如图3—2—40b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3—2—41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3—2—42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3—2—43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3—2—44。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。50~30•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3—2—45。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3—2—45)。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。3~250~30双三角翼，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3—2—46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3—2—47。图3-2-15空气流过后掠翼的情形图３－２－４０三角翼在超音速情况下的压强差分布