小展弦比机翼的低速气动特性.docx

小展弦比机翼的低速气动特性通常把的机翼称为小展弦比机翼。由于超声速飞行时小展弦比机翼具有低波阻的特性，所以这种机翼常用于战术导弹和超声速歼击机。其基本形状有：矩形、三角形、切角三角形、双三角形等。通常用锐缘无弯扭对称薄翼。
1、小展弦比机翼的绕流特点对圆角的薄翼，在小迎角下绕流为附着流，在前缘存在前缘吸力。对于小展弦比机翼，只有在3-40下，才出现附着绕流而在更大迎角下，下翼面高压气流绕过侧缘流向上表面，必定会在侧缘产生分离，在上翼面形成脱体涡。如下图所示。这些脱体涡的出现将对上翼面产生更大的负压，从而造成更大的升力。这个升力常称为涡升力。
造成小展弦比机翼的升力特性曲线为非线性的。如图所示。
2、前缘吸力比拟法（Polhamus，1966）
小展弦比锐缘三角翼，在较大迎角工作时，由于翼面上存在拖向后方的脱体涡，使升力特性曲线出现明显的非线性特征。大展弦比附着流的方法不适应，“前缘吸力比法”是专为这种小展弦比机翼提出的。
该方法的基本思路是：将存在拖体涡的翼面中总升力人为分解为：位流升力和涡流升力两部分之和。对于升力系数而言，有

其中，CLp为势流升力系数，CLv为涡流升力系数。
小展弦比锐缘三角翼在较大迎角下的势流升力Lp与小迎角下线化小扰动势流升力是不同的。
前者气流绕过机翼时未发生分离，存在前缘吸力，其势流升力包括法向力和前缘吸力的贡献；后者气流绕过机翼时出现分离，前缘吸力丧失，但分离流在上表面再附，其势流升力仅有是法向力在垂直于来流方向的投影。
根据适当的理论推导，得到

其中Kp为系数，对于小迎角的情况

说明，Kp为势流升力线斜率。
对于脱体涡产生的涡升力，与涡的位置、形状、强度等有关，理论计算较为困难。吸力比拟法假定：旋涡在翼面上产生的法向力与绕过圆前缘所产生的吸力大小相等，方向转900向上。（相当于用前缘吸力比拟了涡升力）
从物理上讲，这种比拟实际上是设想当气流在前缘分离并再附于机翼上表面时，为了保持绕分离涡的流动平衡所需要的力与势流中前缘保持附体绕流所产生的吸力相等。
根据前缘吸力比拟，因前缘分离涡造成的法向力增量与前缘吸力相等。而涡升力等于该法向力增量在垂直于来流方向的投影。
由此导出

其中，Kv为前缘涡升力因子。由此得到

因为锐缘三角翼在大迎角下形成脱体涡，前缘吸力丧失，故机翼的升致阻力系数为

Kp、Kv可根据小展弦比机翼的平面形状由势流的升力面理论求得。
3、前缘吸力比拟的理论推导
（1）势流升力系数Clp
对于小展弦比三角翼，可近似认为，在任意垂直于x轴的平面内的流动为二维流动，其来流速度为

在x微段内，设气流通过质量流量为Q，绕过机翼后的速度为Vy，机翼对气流的作用力为

由动量定理，得到
假设，Vy<<V￥，由此可得

气流对机翼的作用法向力与上面求出的力大小相等，方向相反。

假设，
相应的升力增量为

因此，这一部分的升力系数为

（2）涡升力系数Clv
旋涡升力增量，用前缘吸力比拟，也就是假设主涡对翼面所产生的法向力增量等于附着流时的前缘吸力。
前缘吸力为

该方法适应于展弦比0.5—2.0。对于锐缘三角形机翼，Kp和Kv值有