空氣動(dòng)力學(xué)與熱工基礎(chǔ)(參考版)
2025-05-16 11:58本頁(yè)面
【正文】 圖 3215 空氣流過后掠翼的情形 圖３－２－４０ 三角翼在超音速情況下的壓強(qiáng)差分布 。 超音速飛行時(shí)， M數(shù)的增加對(duì)渦有抑制和推舉的作用，雙三角冀和邊條翼一樣，超音速時(shí)渦并不起增升作用。雙三角翼的升力系數(shù)曲線有一個(gè)鮮明的特點(diǎn)，即在大迎角時(shí)，升力系數(shù)曲線的斜率有一個(gè)突降點(diǎn)。 后掠角的基本翼升力系數(shù)曲線。由于以上原因，雙三角翼的氣動(dòng)特性有明顯改進(jìn)。在迎角為 范圍內(nèi)，兩渦的繞轉(zhuǎn)點(diǎn)就從后緣發(fā)展到前緣，外形上形成一個(gè)渦。 ? 雙三角翼的翼面氣流流動(dòng)形態(tài)較為復(fù)雜，如 圖 3—2— 45。 ?? 50~30? 四、雙三角翼空氣動(dòng)力特性簡(jiǎn)介 ? 邊條翼的基本翼前緣后掠角一般在 之間，如果后掠角再增大，在小迎角時(shí)，基本翼前緣也會(huì)產(chǎn)生前緣分離旋渦。在脫體渦的誘導(dǎo)下，不但內(nèi)翼部分對(duì)升力的貢獻(xiàn)增大了，而且還在上翼面造成一種有規(guī)律的流動(dòng)，控制了外翼上的氣流，使其不容易產(chǎn)生大迎角下的氣流分離，從而提高了臨界迎角和最大升力系數(shù)。 ? 邊條翼在很大迎角范圍內(nèi)，升力特性都優(yōu)于基本翼，見 圖 3— 2— 44。 )的細(xì)長(zhǎng)前翼，如 圖 3—2— 43所示。殲 7飛機(jī)的零升阻力系數(shù)隨 M數(shù)的變化，如 圖 3— 2— 42所示。從曲線上可以看出，后掠角比較小、展弦比比較小的三角翼，臨界M效比較大。在超音速前緣情況下，如同薄平板機(jī)翼在超音速氣流中一樣，三角翼的升力系數(shù)和升力系數(shù)斜率也是比較小的。因此，機(jī)翼一般用尖銳 前緣，以減小在超音速飛行中的波阻。因而機(jī)翼前緣附近上下表面的壓強(qiáng)差也是均勻分布的，如 圖 3— 2— 40b所示。這就不會(huì)像在亞音速前緣情況下那樣，有空氣從下表面繞前緣流向上表面，而在上表面前端形成很大吸力的現(xiàn)象。 ? (二 ) 三角翼在超音速前緣情況下壓強(qiáng)分布在超音速前緣情況下，三角翼的前緣處于自翼根前緣開始的馬赫錐之外， 如圖 3— 2— 40所示。如果用尖銳前緣，雖然流速快，上表面吸力高，但前緣部分由向前的吸力所占據(jù)的面積并不大 (圖 3— 2— 39a)，所以，向前的吸力并不大。 ? ? 對(duì)于飛行速度超過音速不多的某些超音飛機(jī)來說，盡管飛行速度已經(jīng)超過音速，但機(jī)翼前緣仍屬于亞音速
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