三角翼的空氣動(dòng)力特性介紹三角翼的亞音速跨音速和超音速空氣動(dòng)力特性三角翼的亞音速空氣動(dòng)力特性三角翼的亞音速、跨音速超音速空氣動(dòng)力特性對(duì)比2/58§2—3三角翼的空氣動(dòng)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(shuō)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(zhǎng)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(dòng)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(dòng)特性較差。

一、三角翼的亞音速空氣動(dòng)力特性細(xì)長(zhǎng)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(guò)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(dòng)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(dòng)，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。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(kāi)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(lái)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(dòng)；脫體渦增強(qiáng)，附著線OA也跟著迅速向內(nèi)側(cè)移動(dòng)。OB線也同時(shí)向內(nèi)側(cè)移動(dòng)，但移動(dòng)較慢。即是說(shuō)，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(gè)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(kāi)始就從整個(gè)前緣拖出。前緣比較圓鈍，脫體渦先從翼尖附近開(kāi)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(guò)程中，也會(huì)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。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(zhǎng)，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(jiàn)圖3—1—15所示。而細(xì)長(zhǎng)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(zhǎng)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(gè)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。

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(gè)展弦比為1的三角翼，在20°迎角下的各個(gè)橫斷面上壓強(qiáng)分布圖。它說(shuō)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(zhǎng)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

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(huì)使流譜發(fā)生變化。迎角進(jìn)步增大，破碎點(diǎn)向前移動(dòng)，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(guò)大，勢(shì)必影響飛行員的視界，還會(huì)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(guò)，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(shí)，加高起落架，防止機(jī)尾擦地。

二、三角翼的跨、超音速空氣動(dòng)力特性

空氣以超音速流過(guò)三角翼的流動(dòng)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(kāi)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(shí)候，就已經(jīng)受到機(jī)翼中段前緣OA段各點(diǎn)的擾動(dòng)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。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(duì)于前緣圓鈍的翼面來(lái)說(shuō)，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(kāi)始分為上下兩股，繞過(guò)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。

對(duì)于飛行速度超過(guò)音速不多的某些超音飛機(jī)來(lái)說(shuō)，盡管飛行速度已經(jīng)超過(guò)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(kāi)始的馬赫錐之外，如圖3—2—40所示。空氣流至機(jī)翼前緣時(shí)，并未受到翼根部分前緣對(duì)氣流擾動(dòng)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(huì)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。

(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(kāi)始增長(zhǎng)，零升阻力系數(shù)增長(zhǎng)的趨勢(shì)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。

三、邊條翼空氣動(dòng)力特性簡(jiǎn)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(gè)后掠角很大(大于70°)的細(xì)長(zhǎng)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(zhǎng)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(jiàn)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(huì)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(duì)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(dòng)，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(gè)機(jī)翼在小迎角時(shí)也保持了較大升力系數(shù)斜率。四、雙三角翼空氣動(dòng)力特性簡(jiǎn)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(shí)，基本翼前緣也會(huì)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(dòng)形態(tài)較為復(fù)雜，如圖3—2—45。迎角較小時(shí)，從邊條和基本翼前緣分離產(chǎn)生兩個(gè)單純的前緣渦；迎角稍大，這兩個(gè)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(kāi)始接近和繞轉(zhuǎn)(見(jiàn)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(gè)渦。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(dòng)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(shí)，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(lái)。雙三角翼的升力系數(shù)曲線有一個(gè)鮮明的特點(diǎn)，即在大迎角時(shí)，升力系數(shù)曲線的斜率有一個(gè)突降點(diǎn)。這是由于大迎角時(shí)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(shí)，M數(shù)的增加對(duì)渦有抑制和推舉的作用，雙三角冀和邊條翼一樣，超音速時(shí)渦并不起增升作用。見(jiàn)圖3—2—47。圖3-2-15空氣流過(guò)后掠翼的情形圖3-2-30細(xì)長(zhǎng)三角翼上表面脫體渦圖3-2-31不同仰角下的上表面脫體渦范圍圖3-2-32脫體渦內(nèi)移(a)前沿渦（b）局部前沿渦圖3-2-33前緣渦、激波和分離邊隨的變化圖3-2-34細(xì)長(zhǎng)三角翼的非線性升力特點(diǎn)圖3-2-35細(xì)長(zhǎng)三角翼各橫斷面的展向壓力分布圖３－２－３６細(xì)長(zhǎng)三角翼的升力特性—按(3-