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文檔簡介

1、.3.7 可壓性的影響來流的馬赫數(shù)接近時(shí),可壓性的影響已不能忽略。不可壓流的理論就不再適用。. 圖為迎角為0時(shí)沿機(jī)翼上下表面的速度分布。為機(jī)翼表面的局域流速(local velocity)??v軸表示局域速度與均勻來流速度之比。比值大于1時(shí)表示局域速度大于來流速度。比值最大點(diǎn)的流速也最大。vV/v Vv.如果將來流的速度從0開始漸漸加快。在來流的馬赫數(shù)還沒達(dá)到時(shí),機(jī)翼上某點(diǎn)的速度已經(jīng)達(dá)到聲速。這時(shí)來流的馬赫數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)(critical Mach number)。用表示。臨界馬赫數(shù)的大小因翼型的不同而不同。一般為0.60.8。這是跨聲速范圍的開始。crM.空氣的可壓性對(duì)翼型周圍的流動(dòng)產(chǎn)生影響

2、。對(duì)流線的影響如圖。當(dāng)來流馬赫數(shù)比臨界馬赫數(shù)低時(shí)。在機(jī)翼表面附近的低壓區(qū),由于膨脹,使流線的間隔比起不可壓性流時(shí)要寬。這個(gè)效果等同于增加翼厚。.來流的馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)時(shí),在最大速度點(diǎn)附近,流體的速度超過聲速,翼型附近出現(xiàn)亞聲速區(qū)和超聲速區(qū)。從超聲速向亞聲速減速時(shí),出現(xiàn)激波。這對(duì)機(jī)翼的性能產(chǎn)生顯著的不好的影響,即升力的減少和阻力的增加。.這里介紹在跨聲速之前,高亞聲速(high subsonic speed)時(shí),從低速(不可壓流)的方法來推算機(jī)翼性能的兩個(gè)方法。.3.7.1 Prandtl-Glauret rule(P-G)設(shè)某翼型在不可壓流中的壓強(qiáng)系數(shù)為,則當(dāng)馬赫數(shù)為的可壓流中的壓強(qiáng)系數(shù)為

3、piC21MCCpipM. 這個(gè)公式意味著,馬赫數(shù)為的可壓流中翼型的壓強(qiáng)系數(shù),等于將翼型的厚度、迎角和彎度放大倍。圖為可壓流與不可壓流中,具有相同壓強(qiáng)系數(shù)的翼型。M21/ 1M.因?yàn)闄C(jī)翼表面上的壓強(qiáng)可以在翼弦方向上積分求得??蓧毫鞯鸟R赫數(shù)與升力系數(shù)的關(guān)系為這里,為相同翼型在不可壓流中的升力系數(shù)。M21Mcclillic.氣動(dòng)中心為軸的俯仰力矩系數(shù)為21Mccacacmm.3.7.2 Karman-Tsien ruleK-T公式不像P-G公式那樣,單純地增加翼厚。非常小時(shí),K-T公式接近P-G公式。2111222pipipCMMMCCpiC.圖為對(duì)NACA翼型在迎角為-2,百分之30翼弦點(diǎn)處的實(shí)

4、驗(yàn)數(shù)據(jù)與兩個(gè)的公式的壓強(qiáng)系數(shù)比較。在高馬赫數(shù)時(shí),K-T公式比P-G公式精度更高。. 馬赫數(shù)接近時(shí)。兩個(gè)公式都不再成立。原因是在機(jī)翼上表面垂直于表面方向生成激波。圖為來流超過臨界馬赫數(shù)的翼型周圍的流動(dòng)。. 圖為來流馬赫數(shù)分別為0.141和0.717時(shí),實(shí)驗(yàn)得到的NACA4412翼型上下表面的壓強(qiáng)分布。. 強(qiáng)烈的逆壓強(qiáng)梯度使邊界層分離。由于激波的的形成,產(chǎn)生造波阻力。這種現(xiàn)象被稱為激波失速(shock stall),這時(shí)的馬赫數(shù)叫阻力發(fā)散馬赫數(shù)(drag divergence Mach number=阻力激增馬赫數(shù))。它比臨界馬赫數(shù)略大,在低迎角時(shí)也出現(xiàn)。.圖為翼厚比為百分之十左右的翼型的升力系數(shù)

5、及阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化的曲線。在超聲速范圍,曲線與Ackeret theory一致。. 翼型周圍的流動(dòng)隨馬赫數(shù)的變化.從(b)圖可以看出:超過一定的馬赫數(shù),阻力系數(shù)開始減小。這并不意味著阻力的減小,只是阻力增加的梯度變小。.將翼厚比變?yōu)榘俜种鍟r(shí),可以緩和激波失速,阻力也變小。但是,升力系數(shù)變小。此外,低速時(shí)的失速特性變壞,顫振(flutter)更容易發(fā)生,產(chǎn)生結(jié)構(gòu)強(qiáng)度問題。. 跨聲速飛行時(shí),由于激波失速所產(chǎn)生的不穩(wěn)定現(xiàn)象,使飛機(jī)的操縱困難,伴隨危險(xiǎn)。主要有以下四點(diǎn)Buffeting(1) 失速的機(jī)翼或發(fā)動(dòng)機(jī)的尾流打到尾翼上,使機(jī)體振動(dòng)的現(xiàn)象。.(2)Buzz 機(jī)翼后緣處的襟翼上的流動(dòng)紊亂,產(chǎn)

6、生振動(dòng)的現(xiàn)象。由激波在翼面上的位置不穩(wěn)定引起。(3)tuck under 機(jī)體頭部下沉,保舵力逆轉(zhuǎn)的現(xiàn)象。由于機(jī)翼的激波失速,升力下降,而產(chǎn)生下伏力矩。需將操縱桿由推變拉。.(4)操縱失靈水平尾翼、垂直尾翼出現(xiàn)激波失速時(shí),舵面處于湍流中,升降舵、方向舵失靈。飛行馬赫數(shù)比大時(shí),翼面上的激波完全退到后緣,固定后,機(jī)翼周圍的流動(dòng)穩(wěn)定,上述的困難可以克服。所以,超聲速飛行的飛機(jī)應(yīng)盡快通過跨聲速,進(jìn)入穩(wěn)定的超聲速飛行。.聲障(sound barrier)1940年代前半,飛機(jī)的速度碰到了聲障,時(shí)速不能超過900km。阻力的激增是原因之一。當(dāng)時(shí)還是螺旋槳推進(jìn),在機(jī)體到達(dá)聲障之前,螺旋槳已碰上了聲障。.3.

7、7.3 跨聲速翼型現(xiàn)在的民航客機(jī)的巡航速度馬赫數(shù)0.8為上限。幾乎不產(chǎn)生激波的跨聲速翼型有,peaky airfoil, supercritical airfoil。.超臨界翼型前緣半徑較小,在前緣附近產(chǎn)生超聲速壓強(qiáng)高峰。機(jī)翼上表面的彎度平緩,使超聲速流漸漸減速。在后緣附近的局部馬赫數(shù)剛剛超過,使激波很弱。. 超臨界翼型的特征.機(jī)翼下表面的增厚并彎曲,可以承重,搭載燃料。為了彌補(bǔ)升力不足,在后緣前方加大彎度。與相同翼厚的翼型相比,可以使阻力激增馬赫數(shù)增加12-14個(gè)百分點(diǎn)。. 普通翼型與超臨界翼型的阻力發(fā)散馬赫數(shù)的比較.3.8 誘導(dǎo)阻力翼展有限的維機(jī)翼,在翼端產(chǎn)生漩渦。這種渦叫尾流渦(trai

8、ling vortex)或翼梢渦(wing-tip vortex)。. 按茹科夫斯基定理,翼展為的機(jī)翼的升力應(yīng)為。但翼梢渦的產(chǎn)生的誘導(dǎo)速度的沒有考慮。 bLV b. 薄翼理論中,渦絲沿翼弦方向排列。渦絲在翼梢不能消失,而是回折,形成兩個(gè)平行的渦,向后伸展。叫翼梢渦。.一種解釋方式是:機(jī)翼的下表面壓強(qiáng)高,上表面壓強(qiáng)低,空氣從下表面繞過翼端,卷到上表面。. 尾流渦不僅由翼梢產(chǎn)生,也從機(jī)翼的后緣產(chǎn)生。由于機(jī)翼上下表面,流線分別向翼梢、翼根方向偏轉(zhuǎn),在后緣形成渦。. 結(jié)果,有限翼的渦絲為U字型渦(horse-shoe vortex,馬蹄形渦)。因?yàn)橄嗤较蛐D(zhuǎn)的渦容易匯合,最終形成兩個(gè)大渦。. 翼端渦形成的阻力叫誘導(dǎo)阻力。.3.10 展弦比的影響如圖。展弦比的減少,使升力

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