角翼的空氣動力特性(編輯修改稿)
2025-06-19 21:44 本頁面
【文章內(nèi)容簡介】 2?? Npy KKC ?? ? 式中第一項是位流升力，第二項是渦升力； 與 均為常值，其大小取決于展弦比。 圖 3— 2— 36表明了按上式計算的結果與實驗結果的比較。 ? 當迎角增大到一定程度，脫體渦在機翼上表面后緣發(fā)生破碎，變得不規(guī)則，這會使流譜發(fā)生變化。迎角進步增大，破碎點向前移動，能量進一步耗散，渦升力減小。再后，出現(xiàn)失速，升力相應下降。臨界迎角可高達 。 ? 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。因為起飛、著陸，增大迎角或迎角過大，勢必影響飛行員的視界，還會造成機身尾部擦地。例如殲 7飛機起飛的著陸迎角，不超過 ，遠遠小于臨界迎角。為此，有的超音速飛機將機頭向下折轉，改善視界。同時，加高起落架，防止機尾擦地。 ? ?? 40~35pK nK?? 10~9 二、三角翼的跨、超音速空氣動力特性 空氣以超音速流過三角翼的流動情形和三角翼在超音速氣流中的壓強分布如何，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，還未接觸前緣的時候，就已經(jīng)受到機翼中段前緣 OA段各點的擾動影響，因而沿途壓強是逐漸發(fā)生變化的，不致產(chǎn)生激彼。只在機身頭部和機身、機翼結合部位的轉角處才產(chǎn)生激波。 39。AA? 所以，三角翼在亞音速前緣情況下的壓強分布，與亞音速氣流情況下的壓強分布大體類似。對于前緣圓鈍的翼面來說，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差分布情況。該圖表明，機翼前緣附近，上下表面的壓強差，比中部后緣壓強差大得多。其所以如此，是因為在亞音速前緣的情況下，氣流仍是從前緣下表面的駐點開始分為上下兩股，繞過前緣流向上表面；流速增大，吸力增大；而在下表面駐點附近，流速減慢，壓強增大。因此，機翼前緣附近上下表面的壓強差很大。 ? ? 對于飛行速度超過音速不多的某些超音飛機來說，
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