空气动力学与热工基础 2—3三角翼的空气动力特性

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。
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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。
• 在很小的迎角下，上式可写成 • 2 C y K p K N
Kp 式中第一项是位流升力，第二项是涡升力； 与 Kn 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 35 ~ 40 。 • 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 9 ~ 10，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。
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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( C y ) 与迎角( )之间的关系，如下式所示： C y K p sin a cos 2 K N cos a sin 2
• 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。 •
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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。
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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 AA' 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。
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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。
§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： 1 4 • tg
• 比如 60 ,则λ=2.31； 75则 1.07 • 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。 •
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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 2 ~ 4 )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。