3 三角翼
概念
在很大程度上，基于二维流动和高展弦比无后掠三维翼型流动的证据，流动分离一直被视为应不惜一切代价避免的现象。
然而，人们发现，高速飞行所需的低展弦比、高度后掠的机翼，尽管其上表面已经发生了分离流动，但随着迎角的增加，升力也会增加。
剪切层由机翼跨向的压力梯度驱动，卷成一对稳定的、反向旋转的涡旋，沿着机翼向下呈锥形生长。
• 这些主要的涡旋，存在于机翼上方，沿着分离线S1分离，并沿着A1重新附着到机翼上。
• 主要涡旋下方的陡峭逆压梯度导致边界层分离并卷成次级涡旋（这些次级涡旋在S2和A2处分离并重新附着到机翼上）。
• 分离线以收敛的摩擦线为特征，而附着线则以发散线为特征。
• 正是这些涡旋的形成和存在使得亚音速流过三角翼时高度三维化。
随着攻角的增加，主要涡流的强度和大小会增大。因此，主要涡流会更靠近中心线重新附着（即主要附着线，A1，向内移动）。
• 除了向内移动外，主要涡流还会向上移动，因此随着迎角的增加，它们会从翼面升起来。
在中等到高攻角下，主涡旋下方边界层过渡的开始以次级分离线向外移动为标志。
• 这种向外的移动是由上游层流边界层向下游湍流边界层的过渡引起的，因为湍流边界层可以在比层流边界层更长的距离上承受逆压梯度（即延迟分离）。
• 随着攻角的增加，过渡位置在机翼上向前移动。
升力斜率比传统机翼的要小。
• 失速角度通常为35°。
• 失速并不直接与边界层分离相关，而是由于在迎角增加时，涡流在上游逐渐移动的位置上破裂造成的。
• 在大迎角时的涡流破裂是升力丧失的原因。
注意：在极高的攻角下，流动模式可能在破裂发生之前变得不对称。
这种流动模式会在物体上产生侧向力和偏航力矩。在三角翼上流动模式的不对称性会引起滚转力矩。
计算
细长翼（横向流动）理论用于模拟三角翼和倾斜体上的流动。入射流被分为轴向流动分量和横向流动分量。
在三角翼或物体的尖端形状的情况下，横流“看到”的是一个随着横流平面被轴向流动扫过而改变形状的物体。横流平面是由轴向速度Ucosα扫过翼面的。
