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1、整理ppt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介绍三角翼的亚音速跨音速和超音速空气动力特性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空气动力特性三角翼的亚音速、跨音速三角翼的亚音速、跨音速超音速空气动力特性比照超音速空气动力特性比照 2/58整理ppt23 三角翼的空气动力特性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()与前缘后掠角()之间，有下式关系：比方 ,那么=2.31；那么 后掠角大于60，展弦比小于2.31，前缘锋利或比较锋利的三角翼，称
2、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。整理ppt 一、三角翼的亚音速空气动力特性一、三角翼的亚音速空气动力特性 细长三角翼在小迎角细长三角翼在小迎角(比方比方 )下，或前缘比下，或前缘比较圆钝的三角翼在小迎角下，一局部较圆钝的三角翼在小迎角下，一局部 空气从下外表空气从下外表绕过前缘绕过前缘(或是侧缘或是侧缘)而迅速别离。这种别离，并不象而迅速别离。这种别离，并不象低速飞机那样，招致升力下降、阻力增大，而是局部低速飞机那样，招致升力下降、阻力增大，而是局
3、部弥补了三角翼亚音速气动特性的缺乏。弥补了三角翼亚音速气动特性的缺乏。气流从后掠角很大的前缘别离，随即卷起涡面形气流从后掠角很大的前缘别离，随即卷起涡面形成螺旋形稳定的脱体涡，向后流去，如图成螺旋形稳定的脱体涡，向后流去，如图3230所所示。脱体涡是从前缘发出的，所以也称前缘涡。脱体示。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外表，产生向外的侧向流动，并涡接着重新附着于上外表，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。流方向流去。整理ppt 上外表流谱如图上外表流谱如图3230所示，在小迎角
4、下，气流仅在一局所示，在小迎角下，气流仅在一局部前缘产生别离，部前缘产生别离，O点为涡面从前缘开始别离的点，点为涡面从前缘开始别离的点，OA为脱体涡为脱体涡重新附着于上外表的迹线，重新附着于上外表的迹线，OB为脱体涡从上外表重新别离的迹为脱体涡从上外表重新别离的迹线。这样，在上外表，有两种气流。在脱体涡附着线线。这样，在上外表，有两种气流。在脱体涡附着线OA内侧，内侧，是附着流，气流根本上平行于远前方来流方向。在附着线是附着流，气流根本上平行于远前方来流方向。在附着线OA外外侧，侧，OB线内侧这一区域，是脱体涡流，气流向外偏斜，强烈加线内侧这一区域，是脱体涡流，气流向外偏斜，强烈加速。随着迎角
5、增大，别离点逐渐向前移动；脱体涡增强，附着线速。随着迎角增大，别离点逐渐向前移动；脱体涡增强，附着线OA也跟着迅速向内侧移动。也跟着迅速向内侧移动。OB线也同时向内侧移动，但移动较线也同时向内侧移动，但移动较慢。即是说，气流别离加剧，形成更为强烈的脱体涡。待迎角增慢。即是说，气流别离加剧，形成更为强烈的脱体涡。待迎角增大到一定程度，整个上外表根本上处于脱体涡控制之下。图大到一定程度，整个上外表根本上处于脱体涡控制之下。图3231画出了后掠角为画出了后掠角为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脱体涡范围。角下的脱体涡范围。前缘锋利的薄翼面，脱体涡一开始就从整个
6、前缘拖出。前缘比前缘锋利的薄翼面，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，如图移，如图3232所示。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别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别离点内移的现象。图离点内移的现象。图3233指出了脱体涡指出了脱体涡.激波、激波失速别激波、激波失速别离边界随离边界随M数、迎角以及展弦比而变化的大体轮廓。数、迎角以及展弦比而变化的大体轮廓。整理ppt 后掠翼或一般的三角翼，在气流尚未别离的引角下，后掠翼或一般的三角翼，在
7、气流尚未别离的引角下，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。例如歼现为线性变化关系。例如歼7飞机就是这样，参见图飞机就是这样，参见图3115所示。所示。而细长三角翼具有不寻常的升力特性，其不同点为：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，的变化呈现非线性，升力系数的增长比迎角更快一些，如图如图3234所示。其所以如此，是因为升力由两局部所示。其所以如此，是因为升力由两局部
8、组成。一局部是翼面的附着流组成。一局部是翼面的附着流(整个下外表和局部上外整个下外表和局部上外表表)所产生的升力，叫做所产生的升力，叫做“位流升力，其变化与迎角成位流升力，其变化与迎角成线性关系。另一局部是上外表脱体涡所产生的升力，叫线性关系。另一局部是上外表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。涡升力，其变化与迎角成非线性关系。整理ppt 脱体涡具有增大上外表吸力，使升力增大的作用。脱体涡具有增大上外表吸力，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，上因为脱体涡从前缘连续产生，形成稳定的低压区，上外表正处于脱体涡低压之下，所以吸力很大。迎角大，外表正处
9、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。图低压区吸力也大，所以升力增大更多。图3235是是一个展弦比为一个展弦比为1的三角翼，在的三角翼，在20迎角下的各个横断面迎角下的各个横断面上压强分布图。它说明了上外表在脱体涡所复盖的区上压强分布图。它说明了上外表在脱体涡所复盖的区域，吸力很大。域，吸力很大。据理论分析结果：细长三角翼的升力系数据理论分析结果：细长三角翼的升力系数()与迎角与迎角()之间的关系，如下式所示：之间的关系，如下式所示：在很小的迎角下，上式可写成在很小的迎角下，上式可写成 整理ppt 式中第一项为哪一项位流升力，第二项是涡升力；式中第一项为哪一
10、项位流升力，第二项是涡升力；与与 均为常值，其大小取决于展弦比。图均为常值，其大小取决于展弦比。图3236说明说明了按上式计算的结果与实验结果的比较。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，脱体涡在机翼上外表后缘发当迎角增大到一定程度，脱体涡在机翼上外表后缘发生破碎，变得不规那么，这会使流谱发生变化。迎角进生破碎，变得不规那么，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，
11、但起飞、着陆，三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。例如歼地。例如歼7飞机起飞的着陆迎角，不超过飞机起飞的着陆迎角，不超过 ，远，远远小于临界迎角。为此，有的超音速飞机将机头向下折远小于临界迎角。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。转，改善视界。同时，加高起落架，防止机尾擦地。整理ppt 二、三角翼的跨、超音速空气动力特性二、三角翼的跨、超音速空气动力特
12、性 空气以超音速流过三角翼的流动情形和三角翼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。缘，还是超音速前缘而定。(一一)三角翼在亚音速前缘情况下的压强分布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：根前缘开始的马赫锥之内，如：图图32 37所示所示流向切面流向切面 的空气，还未接触前缘的时候，就已的空气，还未接触前缘的时候，就已经受到机翼中段前缘经受到机翼中段前缘OA段各点的扰动影响，因而
13、沿段各点的扰动影响，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。身头部和机身、机翼结合部位的转角处才产生激波。整理ppt所以，三角翼在亚音速前缘情况下的压强分布，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，也是上外表前缘附近吸力前缘圆钝的翼面来说，也是上外表前缘附近吸力很高，而沿翼弦往后吸力逐渐降低。图很高，而沿翼弦往后吸力逐渐降低。图3238给出了薄平板三角翼亚音速前缘情况下的上下给出了薄平板三角
14、翼亚音速前缘情况下的上下外表压强差分布情况。该图说明，机翼前缘附近，外表压强差分布情况。该图说明，机翼前缘附近，上下外表的压强差，比中部后缘压强差大得多。上下外表的压强差，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，气流仍是从前缘下外表的驻点开始分为上下两股，流仍是从前缘下外表的驻点开始分为上下两股，绕过前缘流向上外表；流速增大，吸力增大；而绕过前缘流向上外表；流速增大，吸力增大；而在下外表驻点附近，流速减慢，压强增大。因此，在下外表驻点附近，流速减慢，压强增大。因此，机翼前缘附近上下外表的压强差很大。机翼前缘附近上下外表的压强差很
15、大。整理ppt 对于飞行速度超过音速不多的某些超音飞机来说，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。如果用锋利前缘，虽然流速快，上外表以降低阻力。如果用锋利前缘，虽然流速快，上外表吸力高，但前缘局部由向前的吸力所占据的面积并不吸力高，但前缘局部由向前的吸力所占据的面积并不大大(图图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，用圆钝前缘，虽然流速稍慢，上外表吸力较低，但
16、因用圆钝前缘，虽然流速稍慢，上外表吸力较低，但因向前的吸力所占据的面积比较大向前的吸力所占据的面积比较大(图图3239b)，形，形成向前的总吸力比较大，由此可以降低阻力。成向前的总吸力比较大，由此可以降低阻力。(二二)三角翼在超音速前缘情况下压强分布在超音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，如图马赫锥之外，如图3240所示。所示。整理ppt空气流至机翼前缘时，并未受到翼根局部前缘对气流扰空气流至机翼前缘时，并未受到翼根局部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，有空气从下外表绕就不会像在亚音速前缘情况下那样，有空气从下外表绕前缘流向上外表，而在上外表前端形成很大吸力的现象。前缘流向上外表，而在上外表前端形成很大吸力的现象。在此种超音速前缘情况下，机翼外表靠近前缘局部的压在此种超音速前缘情况下，机翼外表靠近前缘局部的压强分布，与在超音速气流中翼切面的压强分布类似，不强分布，与在超音速气
