三角翼的空气动力特性

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。
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
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
有下式关系： •
4 1 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
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 。
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 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。
Байду номын сангаас
•
气流从后掠角很大的前缘分离，随即卷起涡面形
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
• 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。
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
根流前向缘切开 面始AA的' 的马空赫气锥，之还内未，接如触：前图缘3—的2时—候3，7所就示已
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。
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：
C
y
)
Cy K p sin a cos2 KN cosasin2
• 在很小的迎角下，上式可写成
•
Cy K p KN 2
•
式中第一项是位流升力，第二项是涡升力；K p与 Kn
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。
•
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
•
•
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
•
(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
•
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。
•
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。
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
机翼在小迎角时也保持了较大升力系数斜率。
• 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 30 ~ 50 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
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。
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( 30 ~ 50 )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
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
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§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，
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
• 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—
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2 为~ 3
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。
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。
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