新一代CAE/CFD
童年时折过的纸飞机不止是玩具，也是人类探索飞行原理的实验样本。投掷纸飞机时，纸飞机受到推力作用，基于伯努力原理、涡升力、惯性等物理现象支撑了纸飞机的飞行。
人类对于飞行的向往绝不仅限于小小的纸飞机，早在莱特兄弟发明飞机之前，类似纸飞机滑翔翼这样的简易飞行工具就已被制作出来。虽然大多都以失败告终，但也为人类飞向蓝天播下了种子。
公元19年
朝皇帝王莽博募有奇技术可以攻匈奴者，“或言能飞，一日千里，可窥匈奴。莽辄试之，取大鸟翮为两翼，头与身皆著毛，通引环纽，飞数百步堕。”(出自《汉书•卷九十九下•王莽传下》)
公元875年
据大量目击者记录，科尔多瓦的摩尔人博学家阿拔斯·伊本·弗纳斯(Abbas Ibn Firnas)，当时已65岁，从科尔多瓦的城墙起飞，飞行几百尺后又回到了出发点，不幸的是他在着陆时伤到了后背，无法再进行第二次飞行，并在12年后因后背的伤势而去世，但这仍然被视为航空史上人类第一次成功的飞行。
进入工业时代，动力滑翔机出现了，自带的动力装置能够自己起飞，动力装置关闭后可以继续在空中滑翔，并在需要时再次启动动力装置，安装简易、便携的悬挂装置后，飞行不再是复杂、高成本的难题，这种动力悬挂滑翔机也成为航空运动领域最受欢迎的一类飞行器。
现代军事应用
细心的小伙伴可能已经发现，不论纸飞机还是动力悬挂滑翔机的翼面大都是三角形形状，可以认为是一种广义上的三角翼。三角翼布局的飞机设计出现得很早。第二次世界大战后期，人们发现了后掠翼对飞机飞行速度的影响，并将其运用在喷气式战斗机上，让战机获得了优秀的飞行性能。随后就有人提出了三角翼设计。
三角翼形状可使气流在机翼前缘和后缘之间过渡更加平滑，减少气流分离、进而降低整体阻力，具有良好的空气动力学性能。除此之外，三角翼在高迎角飞行时，机翼前缘会产生涡流，这些涡流可以使空气流动附着在机翼上表面，避免边界层分离，有效延缓失速的发生。
三角翼独特的动力学特性可以满足战斗机执行任务中大迎角、跨音速的飞行状况，现代战机设计中随处可见三角翼型的身影。法国达索公司从20世纪50年代起开始对“幻影”系列战斗机研发，并大都采用了三角翼这种当时非常规的气动布局，幻影3型、幻影-2000都是同时代较为先进的战斗机。
幻影3型
幻影-2000
三角翼的设计特点，使其在高速飞行时具有较高的效率和稳定性，但在低速飞行时因为三角翼的低展弦比，升力效率不如传统的后掠翼，这使得飞机在起飞、着陆或低速飞行时操纵性和稳定性表现一般，特别在无尾翼三角翼下俯仰力矩特性较差。
为了降低三角翼自身气动局限的影响，各种改进措施相继出现。我国新一代战机歼-20、欧洲的阵风都采用了鸭式前翼三角翼的布局，鸭翼布局的主要优点是配平阻力比较小，且具有较大的升阻比。
歼-20
欧洲"阵风”
Dimaxer三角翼计算模拟
飞行器大迎角动态机动飞行时，流场会产生流动分离和涡破碎，气动力表现出很强的非线性和非定常特征。本案例基于Dimaxer软件，对亚声速65度三角翼进行计算模拟。
基于创新数值算法及创新全异步计算模型，Dimaxer软件可实现对复杂流场的高精度计算，且显著提升计算效率。
计算说明：
计算模型采用半模计算，网格使用全六面体网格，流体计算域为半球形，网格数量为201万，四阶精度求解，1.28亿个求解点，在4张Nvidia GeForce RTX 4090D GPU卡下计算，每个工况计算完成需约127小时。
网格划分
边界条件：
模型物面为无滑移壁面边界，Y=0平面为对称边界，外边界设置为远场边界条件计算初场为均匀初场，同时用户可输入给定的攻角，按照算例需求输入单位矢量大小以确定来流方向。
气动力系数(Dimaxer计算结果 vs 实验数据)
NASA兰利研究中心在上世纪90年代进行了65°三角翼模型的数值风洞实验，目的是研究雷诺数和马赫数对4种前缘钝值下细翼前缘涡流动的影响，其实验值被用于评估和验证CFD软件模拟三角翼涡分离和发展等复杂流动现象能力。
将 Dimaxer 计算得到的三角翼气动力系数与上述65°三角翼模型的数值风洞实验结果进行对比，结果如下：
表面压力系数(Dimaxer计算结果 vs 实验数据)
AOA=26.5°时，计算得到的65°三角翼表面沿流向剖面压力系数与实验数值进行对比，结果如下：
AOA=26.5°
三角翼不同迎角瞬态涡结构发展：
AOA=12.3°
AOA=16.4°
AOA=26.5°
通过对比可以看到，关于三角翼气动力系数、表面压力系数，Dimaxer 软件计算所得趋势与实验一致;此外，Dimaxer软件能够精确展示三角翼不同迎角瞬态涡结构发展，验证了 Dimaxer软件模拟钝前缘三角翼分离和涡发展等复杂流动现象的能力。
【参考文献】
[1]王一州,彭毅豪,杨志雄,等.基于三角翼超音速战斗机的一种机翼模拟气动设计和仿真[J].科技与创新,2024,(01):75-77.DOI:10.15913/j.cnki.kjycx.2024.01.021.
[2]李立.65°三角翼亚音速复杂流场计算和数据可视化[J].力学与实践,2017,39(01):18-24.
[3] Julio Chu and James M. Luckring，“Experimental Surface Pressure Data Obtained on 65° Delta Wing Across Reynolds Number and Mach Number Ranges Volume 1—Medium-Radius Leading Edge”，NASA Technical Memorandum 4645.
