空气动力学第二十九讲ppt课件

1、三角翼的空气动力特性三角翼的空气动力特性 引见三角翼的亚音速引见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对比超音速空气动力特性对比 2/5823 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，其平面外形呈三角形，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： 比如 ,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，称为细长三角翼或

2、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 7507. 1tg14 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(比如比如 )下，或前缘下，或前缘比较圆钝的三角翼在小迎角下，一部分比较圆钝的三角翼在小迎角下，一部分 空气从下外空气从下外表绕过前缘表绕过前缘(或是侧缘或是侧缘)而迅速分别。这种分别，并不而迅速分别。这种分别，并不象低速飞机那样，招致升力下降、阻力增大，而是部象低速飞机那样，招致升力下降、阻力增大，

3、而是部分弥补了三角翼亚音速气动特性的缺乏。分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分别，随即卷起涡面构气流从后掠角很大的前缘分别，随即卷起涡面构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所示。脱体涡是从前缘发出的，所以也称前缘涡。脱所示。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外表，产生向外的侧向流动，体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，构成尾涡，沿下并在接近机翼后缘的地方脱离机翼，构成尾涡，沿下洗流方向流去。洗流方向流去。42 上外表流谱如图上外表流谱如图3230所示，在小

4、迎角下，气流仅在一部所示，在小迎角下，气流仅在一部分前缘产生分别，分前缘产生分别，O点为涡面从前缘开场分别的点，点为涡面从前缘开场分别的点，OA为脱体为脱体涡重新附着于上外表的迹线，涡重新附着于上外表的迹线，OB为脱体涡从上外表重新分别的为脱体涡从上外表重新分别的迹线。这样，在上外表，有两种气流。在脱体涡附着线迹线。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，剧烈加线内侧这一区域，是脱体涡流，气流向外偏斜，剧烈加速。随着

5、迎角增大，分别点逐渐向前挪动；脱体涡加强，附着线速。随着迎角增大，分别点逐渐向前挪动；脱体涡加强，附着线OA也跟着迅速向内侧挪动。也跟着迅速向内侧挪动。OB线也同时向内侧挪动，但挪动较线也同时向内侧挪动，但挪动较慢。即是说，气流分别加剧，构成更为剧烈的脱体涡。待迎角增慢。即是说，气流分别加剧，构成更为剧烈的脱体涡。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。 实验阐明，前缘锋利的薄翼面，脱体

6、涡一开场就从整个前缘实验阐明，前缘锋利的薄翼面，脱体涡一开场就从整个前缘拖出。前缘比较圆钝，脱体涡先从翼尖附近开场，然后随着迎角拖出。前缘比较圆钝，脱体涡先从翼尖附近开场，然后随着迎角增大而逐渐内移，如图增大而逐渐内移，如图3232所示。所示。 应该指出，后掠翼在迎角增大的过程中，也会出现脱体涡和应该指出，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别点内移的景象。图脱体涡前缘分别点内移的景象。图3233指出了脱体涡指出了脱体涡.激波、激波、激波失速分别边境随激波失速分别边境随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。 我们知道，后掠翼或普通的三角翼，

7、在气流尚未分我们知道，后掠翼或普通的三角翼，在气流尚未分别的引角下，升力系数随迎角的增大而直线增长，升力别的引角下，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。例如歼系数与迎角表现为线性变化关系。例如歼7飞机就是这飞机就是这样，参见图样，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

8、如此，是由于升力由两部所示。其所以如此，是由于升力由两部分组成。一部分是翼面的附着流分组成。一部分是翼面的附着流(整个下外表和部分上整个下外表和部分上外表外表)所产生的升力，叫做所产生的升力，叫做“位流升力，其变化与迎角位流升力，其变化与迎角成线性关系。另一部分是上外表脱体涡所产生的升力，成线性关系。另一部分是上外表脱体涡所产生的升力，叫叫“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。 脱体涡具有增大上外表吸力，使升力增大的作脱体涡具有增大上外表吸力，使升力增大的作用。由于脱体涡从前缘延续产生，构成稳定的低压区，用。由于脱体涡从前缘延续产生，构成稳定的低压区，上外表正处

9、于脱体涡低压之下，所以吸力很大。迎角上外表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。图大，低压区吸力也大，所以升力增大更多。图3235是一个展弦比为是一个展弦比为1的三角翼，在的三角翼，在20迎角下的各个迎角下的各个横断面上压强分布图。它阐明了上外表在脱体涡所复横断面上压强分布图。它阐明了上外表在脱体涡所复盖的区域，吸力很大。盖的区域，吸力很大。 据实际分析结果：细长三角翼的升力系数据实际分析结果：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： 3116 在很小的迎角下，上式可写成在很小的迎角下，上式可写成 31

10、17 22sincoscossinaKaKCNpyyC2NpyKKC 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阐明阐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。迎角提生破碎，变得不规那么，这会使流谱发生变化。迎角提高增大，破碎点向前挪动，能量进一步耗散，涡升力减高增大，破碎点向前挪动，能量进一步耗散，涡升

11、力减小。再后，出现失速，升力相应下降。临界迎角可高小。再后，出现失速，升力相应下降。临界迎角可高达达 。 三角翼虽然有这样大的临界迎角，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。由于起飞、着陆，增大迎角或迎还很难得到充分利用。由于起飞、着陆，增大迎角或迎角过大，势必影响飞行员的视界，还会呵斥机身尾部擦角过大，势必影响飞行员的视界，还会呵斥机身尾部擦地。例如歼地。例如歼7飞机起飞的着陆迎角，不超越飞机起飞的着陆迎角，不超越 ，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

12、止机尾擦地。转，改善视界。同时，加高起落架，防止机尾擦地。 4035pKnK109 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场的马赫锥之内，如：图根前缘开场的马赫锥之内，如：图32 3

13、7所示所示流向切面流向切面 的空气，还未接触前缘的时候，就曾的空气，还未接触前缘的时候，就曾经遭到机翼中段前缘经遭到机翼中段前缘OA段各点的扰动影响，因此沿段各点的扰动影响，因此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。AA 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

14、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翼亚音速前缘情况下的上下外表压强差分布情况。该图阐明，机翼前缘附近，外表压强差分布情况。该图阐明，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，是由于在亚音速前缘的情况下，气其所以如此，是由于在亚音速前缘的情况下，气流仍是从前缘下外表的驻点开场分为上下两股，流仍是从前缘下外表的驻点开场分为上下两股，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

15、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大。 对于飞行速度超越音速不多的某些超音飞机来说，对于飞行速度超越音速不多的某些超音飞机来说，虽然飞行速度曾经超越音速，但机翼前缘仍属于亚音虽然飞行速度曾经超越音速，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。假设用锋利前缘，虽然流速快，上外表以降低阻力。假设用锋利前缘，虽然流速快，上外表吸力高，但前缘部分由向前的吸力所占据的面积并不吸力高，但前缘部分由向前的吸力所占

16、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)，构，构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场音速前缘情况下，三角翼的前缘处于自翼根前缘开场的马赫锥之外，如图的马赫锥之外，如图3240所示。所示。 这阐明空气流至机

17、翼前缘时，并未遭到翼根部分前缘这阐明空气流至机翼前缘时，并未遭到翼根部分前缘对气流扰动的任何影响，而能不断不受影响地流到机翼对气流扰动的任何影响，而能不断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，有空气从下外表绕前缘流向上外表，而在上外表前端构成很大吸下外表绕前缘流向上外表，而在上外表前端构成很大吸力的景象。在此种超音速前缘情况下，机翼外表接近前力的景象。在此种超音速前缘情况下，机翼外表接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，不论是上外表前缘附近或下外表前缘附近

18、，压布类似，不论是上外表前缘附近或下外表前缘附近，压强分布都是均匀的。因此机翼前缘附近上下外表的压强强分布都是均匀的。因此机翼前缘附近上下外表的压强差也是均匀分布的，如图差也是均匀分布的，如图3240b所示。所示。 在超音速前缘情况下，机翼前缘有前缘激波产生。在超音速前缘情况下，机翼前缘有前缘激波产生。因此，机翼普通用锋利因此，机翼普通用锋利 前缘，以减小在超音速飞行中前缘，以减小在超音速飞行中的波阻。的波阻。 (三三) 三角翼的跨、超音速升力特性三角翼的跨、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

19、系数斜率都比较小。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，好像薄平板机翼在超音速气流中在超音速前缘情况下，好像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。一样，三角翼的升力系数和升力系数斜率也是比较小的。 (四四) 三角翼的跨、超音速阻力特性三角翼的跨、超音速阻力特性 图图3241画出了后掠角和展弦比都不同的三角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翼的零升阻力系数随飞行M数的变化曲线。从曲线上可数的变化曲线。从曲线上可以看出，后掠角比较小、展弦比比较小的三角翼，临界以看出，后掠角比较小、展弦比比较小的三角翼，临界M效

20、比较大。所以，零升阻力系数在更大的效比较大。所以，零升阻力系数在更大的M效才开场效才开场增长，零升阻力系数增长的趋势比较缓和，最大零升阻增长，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。歼力系数也比较小。歼7飞机的零升阻力系数随飞机的零升阻力系数随M数的变数的变化，如图化，如图3242所示。所示。 三、边条翼空气动力特性简介三、边条翼空气动力特性简介 边条机翼是以中等后掠边条机翼是以中等后掠( )和中等展弦和中等展弦比机翼作为根底，在机翼根部前缘向前延伸，构成比机翼作为根底，在机翼根部前缘向前延伸，构成一个后掠角很大一个后掠角很大(大于大于70)的细长前翼，如图的细长前翼，如图3

21、243所示。通常称作为根底的机翼部分为根本翼，称所示。通常称作为根底的机翼部分为根本翼，称细长前翼部分为边条。细长前翼部分为边条。 边条翼在很大迎角范围内，升力特性都优于根边条翼在很大迎角范围内，升力特性都优于根本翼，见图本翼，见图3244。其缘由是在低、亚、跨音速。其缘由是在低、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脱体涡。在脱体涡的诱导下，不但内翼部分对升力的奉献增大了，而且还在上翼面呵斥一种有规律的的奉献增大了，而且还在上翼面呵斥一种有规律的流动，控制了外翼上的气流，使其不容易产生大迎

22、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别，从而提高了临界迎角和最大升力角下的气流分别，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坚持了较大升力系数斜率。机翼在小迎角时也坚持了较大升力系数斜率。 5030 四、双三角翼空气动力特性简介四、双三角翼空气动力特性简介 边条翼的根本翼前缘后掠角普通在边条翼的根本翼前缘后掠角普通在 之间，假设后掠角再增大，在小迎角时，根本翼之间，假设后掠角再增大，在小迎角时，根本翼前缘也会产生前缘分别旋涡。这样的根本翼和大前缘也会产生前缘分别旋涡。这样的根本翼和大

23、后掠角的边条组成的小组合机翼称之为双三角翼。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状较为复杂，如双三角翼的翼面气流流动形状较为复杂，如图图3245。迎角较小时，从边条和根本翼前。迎角较小时，从边条和根本翼前缘分别产生两个单纯的前缘涡；迎角稍大，这两缘分别产生两个单纯的前缘涡；迎角稍大，这两个旋转方向一样、涡轴夹角不大、涡之间的间隔个旋转方向一样、涡轴夹角不大、涡之间的间隔又较小的前缘涡，在本身相互诱导下，开场接近又较小的前缘涡，在本身相互诱导下，开场接近和绕转和绕转(见图见图3245)。在迎角为。在迎角为 范围范围内，两涡的绕转点就从后缘开展到前缘，外形上内，两

24、涡的绕转点就从后缘开展到前缘，外形上构成一个涡。构成一个涡。325030 双三角翼，由于边条前缘涡的存在和影响，使根双三角翼，由于边条前缘涡的存在和影响，使根本翼前涡的强度和稳定性都有所提高，使双三角翼上的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。由于以上缘由，双三角翼的气动特涡系破裂明显推迟。由于以上缘由，双三角翼的气动特性有明显改良。图性有明显改良。图3246是双三角翼和是双三角翼和57后掠角的后掠角的根本翼升力系数曲线。图中看出小迎角时，升力系数随根本翼升力系数曲线。图中看出小迎角时，升力系数随迎角变化根本上是一致的，但大迎角下边条的增升效果迎角变化根本上是一致的，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的特点，即