El coeficiente aerodinámico de un ala tridimensional (es decir, un ala con una envergadura finita), la geometría aleatoria del ala, el número de Mach que se aproxima, el ángulo de ataque y el ángulo de deslizamiento lateral, son los factores más importantes que determinan la características de la aeronave.

Parámetros geométricosAdemás de los parámetros geométricos del perfil aerodinámico, los parámetros geométricos que afectan las características aerodinámicas del ala incluyen: Relación de aspecto : la relación entre la envergadura del ala y la longitud promedio de la cuerda, o = 2 / S , donde S < es el área del plano del ala; relación de la punta de la raíz : relación entre la longitud de la cuerda de la raíz del ala y la longitud de la cuerda de la punta del ala; ángulo de barrido : para aeronaves subsónicas y de baja velocidad, generalmente se refiere a la línea de cuerda de 1/4 y el eje de coordenadas

El ángulo entre Z es positivo para el barrido hacia atrás, y el ala supersónica debe dividirse en el ángulo de barrido del borde de ataque y el borde de salida del ala; Ángulo diagonal : entre las mitades del ala izquierda y derecha y el plano de coordenadas XOZ ( plano horizontal) El ángulo incluido.

Características aerodinámicas subsónicas y de baja velocidad.En el flujo de aire subsónico y de baja velocidad, la alta presión en la superficie inferior del ala tridimensional se comunicará con la baja presión en la superficie superior a lo largo de la dirección lateral en las puntas del ala izquierda y derecha.

Como resultado, por un lado, la elevación de cada sección disminuirá cuanto más cerca baje la punta, por otro lado, el flujo de aire de la superficie inferior evitará la punta del ala y fluirá hacia la superficie superior. Bajo la acción del flujo que se aproxima, se forma un vórtice de estela libre (ver vórtice) que se arrastra corriente abajo desde el borde de fuga del ala cerca de la punta del ala.

El vórtice de estela libre genera una velocidad inducida hacia abajo (velocidad de lavado) en cada sección del ala, lo que hace que el flujo entrante se desvíe en un ángulo de flujo descendente. Por lo tanto, el ángulo de ataque efectivo real de cada sección es menor que el ángulo geométrico de Como resultado, el ala tridimensional La sustentación es más pequeña que la de un ala bidimensional.

Cuanto menor sea la relación de aspecto del ala, mayor será la velocidad de descenso y menor la sustentación. .. Zhukovsky demostró una vez que la resistencia de la superficie aerodinámica bidimensional en un flujo de aire ideal sin viscosidad es cero, por lo que la fuerza aerodinámica total es perpendicular a la dirección del flujo entrante.

En el ala tridimensional, debido a la velocidad de lavado descendente, el flujo entrante local en cada sección se desvía hacia abajo, y la fuerza aerodinámica total perpendicular a esto también se desviará hacia atrás, dando como resultado una componente de fuerza X i en la dirección del flujo que se aproxima. Se llama resistencia inducida.

En un rango de ángulo de ataque pequeño, el ángulo descendente es proporcional al ángulo de ataque, de modo que el coeficiente de sustentación del ala C Y cambia con el ángulo de ataque de la relación lineal aún activa, el ala recta según la teoría de que la pendiente de la línea de sustentación baja La relación de la relación de aspecto es:

La aplicación de la ley de Gett, sustituir con (1-M) 1/ 2, y reemplazar con

Entonces esta fórmula también es aplicable a condiciones subsónicas. El ángulo de ataque cuando la sustentación es cero se denomina ángulo de ataque de sustentación cero 0 , que depende de la forma de flexión y torsión del ala. El coeficiente de arrastre del ala se puede dividir en dos partes:

C x = C x 0 + C xi

En la fórmula, C x 0 es el coeficiente de arrastre cuando la sustentación es cero y C xi es el coeficiente de arrastre inducido. La fórmula teórica conocida para calcular el coeficiente de resistencia inducida C xi es:

C xi = C Y 2 /

Por lo tanto, en el rango de ángulos de ataque pequeños a medianos, la curva (curva polar) del coeficiente de sustentación que cambia con el coeficiente de arrastre toma una forma parabólica.

A medida que aumenta el ángulo de ataque, se genera la separación del flujo sobre la superficie del ala (ver la capa límite), de modo que la pendiente de la línea de sustentación ( D C Y / d alpha) disminuye, se reduce a cero cuando el valor máximo del coeficiente de elevación C Ymax . El ángulo de ataque en este momento se denomina ángulo de ataque crítico, que tiene una influencia importante en las características de despegue y aterrizaje de la aeronave (ver planeo y aterrizaje).

Tanto la teoría como el experimento han demostrado que hay un cierto eje lateral en el ala en el rango de pequeño ángulo de ataque, y el coeficiente del momento de cabeceo del ala alrededor de este eje no cambia con el ángulo de ataque.

El punto de proyección de este eje se llama centro aerodinámico (abreviado como centro aerodinámico) o punto focal. Está directamente relacionado con la estabilidad y maniobrabilidad de la aeronave. Para alas con un ángulo de barrido pequeño, el enfoque está cerca de la longitud de cuerda de 1/4 de la cuerda aerodinámica promedio.

Características aerodinámicas transónicas:en el flujo de aire transónico, el ala generará ondas de choque en el campo de flujo a su alrededor.

Para un ala recta, la onda de choque aumenta con el aumento del número de Mach entrante M, y la posición de la onda de choque en las superficies superior e inferior del ala también se moverá, haciendo que la resistencia de la onda del ala aumente drásticamente; la fuerza de sustentación del ala cambia bruscamente y la posición de enfoque se mueve hacia adelante y hacia atrás.

El aumento repentino de la presión del aire a través de la onda de choque hará que la capa límite se separe, provocará golpes en el ala y provocará dificultades en el vuelo transónico. Una mejora es el uso de alas en flecha.

Desde la perspectiva de un ala en flecha con una envergadura infinita, la fuerza aerodinámica del ala solo está determinada por el componente del flujo que se aproxima en la dirección normal del borde de ataque, y no tiene nada que ver con su componente tangencial; cuando el número de Mach del flujo entrante ha entrado en el rango transónico.

El número de Mach del componente normal todavía está en el rango subsónico, mejorando así las características aerodinámicas transónicas. Otro método consiste en utilizar efectos tridimensionales más fuertes, como elegir alas con una relación de aspecto pequeña y alas triangulares.

Características aerodinámicas supersónicasPara alas delgadas bidimensionales, la teoría de pequeñas perturbaciones lineales de J. Ackley presenta una fórmula famosa para calcular el coeficiente de sustentación:

C y 4 / 57. 3

El centro aerodinámico está en el punto medio de la cuerda. El coeficiente de resistencia de las olas C xb es proporcional al cuadrado del grosor relativo C del perfil aerodinámico, y para el perfil aerodinámico de diamante:

C xb = 4 C 2 /

En comparación con el coeficiente de resistencia aerodinámica inducida por la sustentación C Y · alpha.

Para las características aerodinámicas del ala tridimensional, las características de propagación de la perturbación en el flujo de aire supersónico tienen una influencia importante.

En el caso de un ala rectangular, la influencia de la punta del ala para reducir la sustentación se limita solo al cono de Mach trasero (ver onda de Mach) hecho a partir del borde de ataque de la cuerda de la punta, y las características del resto del ala. son los mismos que el ala bidimensional. De la misma manera, la naturaleza del borde de ataque del ala también es de gran importancia. Cuando el número de Mach del flujo entrante es mayor que 1, se denomina frente supersónico.

En este momento, es un flujo supersónico típico cerca del frente; y cuando el componente normal es menor que 1, se denomina frente subsónico. El flujo cerca del borde frontal es similar a la situación subsónica. Desde la perspectiva de un ala triangular, cuando el cono de Mach trasero hecho del vértice del ala se encuentra detrás del borde de ataque del ala, es un borde de ataque supersónico.

La parte del ala antes de este cono de Mach tiene una distribución uniforme de la carga de elevación, mientras que la carga del ala se reduce dentro del cono de Mach; cuando el cono de Mach trasero hecho desde el ápice incluye el borde de ataque del ala, es un frente subsónico En este momento, la carga del ala cerca del borde de ataque es muy grande y la parte media se reduce.

Tipo de vórtice de desenganche de ala Las alas cuyoángulo de barrido del borde de ataque es mayor de 45 ° generalmente aparecerán del tipo de vórtice de desenganche en ángulos de ataque altos (ángulo de ataque de más de 5 °).

El flujo de aire en este momento no solo se separa del borde de fuga del ala, sino que también se separa del borde de ataque. Los filamentos de vórtice arrastrados desde el borde de ataque terminan rápidamente en un vórtice concentrado, que se denomina vórtice separado del borde de ataque.

El vórtice de desprendimiento del borde de ataque está muy cerca de la superficie del perfil aerodinámico, y su velocidad de rotación afecta seriamente el flujo y la distribución de presión del perfil aerodinámico, lo que hace que el perfil genere una sustentación de vórtice adicional. Esta parte de la sustentación adicional no es lineal con el ángulo de ataque, por lo que también se denomina sustentación no lineal.

A velocidades supersónicas, siempre que el ala tenga un borde de ataque subsónico, es posible producir corrientes parásitas de desprendimiento y sustentación no lineal como a velocidades subsónicas.