高速空氣的動力學(xué)

飛行原理/CAFUC第十章高速空氣動力學(xué)基礎(chǔ)

第十章第頁2本章主要內(nèi)容10.1高速氣流特性10.2翼型的亞跨音速氣動特性10.3后掠翼的高速升阻力特性飛行原理/CAFUC飛行原理/CAFUC10.1高速氣流特性第十章第頁410.1.1空氣的壓縮性

空氣的壓縮性是空氣的壓力、溫度等條件改變而引起密度變化的屬性。

低速飛行(馬赫數(shù)M<0.4)

空氣密度基本不隨速度而變化

高速飛行(馬赫數(shù)M>0.4)

空氣密度隨速度增加而減小第十章第頁5空氣壓縮性與音速的關(guān)系

擾動在空氣中的傳播速度就是音速?！褚羲俚亩x第十章第頁6●空氣壓縮性與音速a的關(guān)系海里/小時公里/小時

音速與傳輸介質(zhì)的可壓縮性相關(guān)，在空氣中，音速大小唯一取決于空氣的溫度，溫度越低，空氣越易壓縮，音速越小。第十章第頁7●亞音速、等音速和超音速的擾動傳播第十章第頁8空氣壓縮性與馬赫數(shù)M的關(guān)系M數(shù)越大，空氣被壓縮得越厲害。

馬赫數(shù)M是真速與音速之比。分為飛行馬赫數(shù)和局部馬赫數(shù)，前者是飛行真速與飛行高度音速之比，后者是局部真速與局部音速之比（如翼型上表面某點的局部馬赫數(shù)）。

低速飛行(馬赫數(shù)M<0.4)

可忽略壓縮性的影響

高速飛行(馬赫數(shù)M>0.4)

必須考慮空氣壓縮性的影響第十章第頁9氣流速度與流管截面積的關(guān)系由連續(xù)性定理，在同一流管內(nèi)速度增加，空氣密度減小。

在亞音速時，密度的減小量小于速度的增加量，故加速時要求截面積減小。流量一定，流速快則截面積減??；流速慢則截面積增大。在亞音速氣流中,流管截面積隨流速的變化第十章第頁10

因此，M>1時，流管擴張，流速增加，流管收縮，流速減小。

在超音速時，密度的減小量大于速度的增加量，故加速時要求截面積增大。由連續(xù)性定理，在同一流管內(nèi)速度增加，空氣密度減小。氣流速度與流管截面積的關(guān)系在超音速氣流中,流管截面積隨流速的變化第十章第頁11氣流M數(shù)0.20.40.60.81.01.21.41.6流速增加的百分比1%1%

1%1%1%1%1%1%密度變化的百分比-0.04%-0.16%-0.36%-0.64%-1%-1.44%-1.96%-2.56%截面積變化的百分比-0.96%-0.84%-0.64%-0.36%00.44%0.96%1.65%●速度、密度和截面積在不同M數(shù)下的變化值第十章第頁12●超音速氣流的獲得要想獲得超音速氣流，截面積應(yīng)該先減后增。第十章第頁13●TheTailpipeofSpaceShuttle第十章第頁14本章主要內(nèi)容10.1高速氣流特性10.2翼型的亞跨音速氣動特性10.3后掠翼的高速升阻力特性飛行原理/CAFUC飛行原理/CAFUC10.2翼型的亞跨音速氣動特性第十章第頁16翼型的亞音速阻力特性翼型的阻力系數(shù)基本不隨飛行Ｍ數(shù)變化。翼型的壓力中心位置的變化翼型的壓力中心位置基本保持不變。第十章第頁1710.2.2翼型的跨音速空氣動力特性

機翼上表面流速大于飛行速度，因此當(dāng)飛行M數(shù)小于1時，機翼上表面最低壓力點的速度就已達到了該點的局部音速(此點稱為等音速點)。此時的飛行M數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)MCRIT

。

跨音速是指飛行速度沒達到音速，但機翼表面局部已經(jīng)出現(xiàn)超音速氣流并伴隨有激波的產(chǎn)生。臨界馬赫數(shù)MCRITMCRIT是機翼空氣動力即將發(fā)生顯著變化的標(biāo)志。第十章第頁18●臨界馬赫數(shù)MCRIT第十章第頁19局部激波的形成和發(fā)展

飛行馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)后，機翼上表面開始出現(xiàn)超音速區(qū)。在超音速區(qū)內(nèi)流管擴張，氣流加速，壓強進一步降低，與后端的壓強為大氣壓力的氣流相作用，形成一道壓力、密度、溫度突增的界面，即激波。局部激波的形成第十章第頁20局部激波的發(fā)展第十章第頁21局部激波的發(fā)展第十章第頁22●局部激波的形成與發(fā)展大于MCRIT后，上表面先產(chǎn)生激波。隨M數(shù)增加，上表面超音速區(qū)擴展，激波后移。M數(shù)繼續(xù)增加，下表面產(chǎn)生激波，并較上表面先移至后緣。M數(shù)接近1,上下表面激波相繼移至后緣。M數(shù)大于1,出現(xiàn)頭部激波。激波的視頻第十章第頁23●激波實例第十章第頁24●激波實例第十章第頁25●激波實例第十章第頁26●激波實例第十章第頁27翼型的跨音速升力特性

考慮空氣壓縮性，上表面密度下降更多，產(chǎn)生附加吸力,升力系數(shù)CL增加，且由于出現(xiàn)超音速區(qū)，壓力更小，附加吸力更大；下翼面出現(xiàn)超音速區(qū)，且后移較上翼面快，下翼面產(chǎn)生較大附加吸力，CL減??；下翼面擴大到后緣，而上翼面超音速區(qū)還能后緣，上下翼面的附加壓力差增大，CL增加。升力系數(shù)隨飛行Ｍ數(shù)的變化臨界M數(shù)，機翼上表面達到音速下表面達到音速下表面激波移至后緣上表面激波移至后緣第十章第頁28最大升力系數(shù)和臨界迎角隨飛行Ｍ數(shù)的變化當(dāng)激波增強到一定程度，阻力系數(shù)急劇增大,升力系數(shù)迅速減小,這種現(xiàn)象稱為激波失速。隨著飛行M數(shù)的增加,飛機將在更小的迎角下開始出現(xiàn)激波失速,導(dǎo)致臨界迎角和最大升力系數(shù)的繼續(xù)降低。第十章第頁29翼型的跨音速阻力特性波阻就是正迎角時，在跨音速階段翼型產(chǎn)生的附加吸力向后傾斜從而在速度方向所附加產(chǎn)生的阻力。波阻的產(chǎn)生第十章第頁30翼型阻力系數(shù)隨Ｍ數(shù)的變化

超過臨界馬赫數(shù)后，波阻急劇增大導(dǎo)致阻力系數(shù)急劇增加的馬赫數(shù)，稱為阻力發(fā)散馬赫數(shù)。第十章第頁31膨脹波激波翼型的超音速升力特性

在超音速階段,M增加，上翼面膨脹波后斜，弱擾動邊界與波前氣流的夾角減小，膨脹后的壓力比不變而M增加時降低得少；

M增加，下翼面激波后斜，激波角減小，下翼面壓力比不變而M增加時增加得少，總的效果使升力系數(shù)減小。第十章第頁32

飛行馬赫數(shù)大于1后，阻力系數(shù)會下降,但阻力會隨著M數(shù)的增加而增加。翼型的超音速阻力特性第十章第頁33M數(shù)對飛機的失速迎角的影響第十章第頁34M數(shù)對飛機的最大升力系數(shù)CLmax的影響第十章第頁35飛機在不同M數(shù)下的極曲線第十章第頁36本章主要內(nèi)容10.1高速氣流特性10.2翼型的亞跨音速氣動特性10.3后掠翼的高速升阻力特性飛行原理/CAFUC飛行原理/CAFUC10.3后掠翼的高速升阻力特性第十章第頁38●后掠翼與后掠角

后掠角是機翼?弦長的連線與飛機橫軸之間的夾角。第十章第頁3910.3.1后掠翼的亞音速升阻力特性●對稱氣流經(jīng)過直機翼時的M數(shù)變化

氣流經(jīng)過直機翼后,馬赫數(shù)M會增加。亞音速下對稱氣流流經(jīng)后掠翼第十章第頁40●亞音速下對稱氣流流經(jīng)后掠翼

對稱氣流經(jīng)過后掠翼,可以將氣流速度分解到垂直于機翼前緣和平行于機翼前緣。第十章第頁41

在氣流向后的流動過程中，平行于前緣的氣流分速不發(fā)生變化，而垂直于前緣的有效分速則發(fā)生先減速、后加速、再減速的變化，導(dǎo)致總的氣流方向發(fā)生左右偏斜。●后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)

后掠翼的升力大小由垂直于前緣的有效分速所決定。第十章第頁42翼根效應(yīng)

亞音速氣流條件下，上翼面前段流管擴張變粗,流速減慢，壓強升高，吸力降低；后段流管收縮變細(xì),流速加快，壓強減小,吸力有所增加。流管最細(xì)的位置后移，最低壓力點向后移動。翼尖效應(yīng)

亞音速氣流條件下，上翼面前段流管收縮變細(xì)，流速加快，壓強降低，吸力變大；在后段，流管擴張，流速減慢，壓強升高，吸力減小。流管最細(xì)位置前移，最低壓力點向前移動。

氣流流過后掠翼時，流線左右偏移的分析第十章第頁43后掠翼的翼根和翼尖效應(yīng)對升力的影響

翼根效應(yīng)使翼根部位機翼的吸力峰減弱，升力降低，翼尖效應(yīng)使翼尖部位的吸力峰增強，升力增加。第十章第頁44后掠翼的翼根和翼尖效應(yīng)對升力系數(shù)的影響后掠翼各翼面的升力系數(shù)沿展向的分布第十章第頁45中小迎角下后掠翼的亞音速升阻力特性

同一迎角下,后掠翼的升力系數(shù)和升力線斜率比平直翼小。后掠翼對升力系數(shù)和升力線斜率的影響第十章第頁46升力線斜率和后掠角的變化后掠角和展弦比對升力系數(shù)斜率的影響第十章第頁47后掠翼在大迎角下的失速特性原因：①翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)，使機翼上表面翼根部位壓力大于翼尖部位壓力，壓力差促使氣流展向流動，使附面層在翼尖部位變厚，容易產(chǎn)生氣流分離。②翼尖效應(yīng)使翼尖部位上表面吸力峰增強，逆壓梯度增加，容易氣流分離。翼尖先失速第十章第頁48后掠角失速的產(chǎn)生與發(fā)展第十章第頁49橢圓形機翼矩形機翼梯形機翼后掠翼機翼平面形狀對失速的影響第十章第頁50后掠翼的臨界迎角和最大升力系數(shù)比平直翼小

同平直機翼相比,后掠翼相同迎角下的升力系數(shù)更小,最大升力系數(shù)和臨界迎角也較小。根本原因在于后掠翼的升力特性是由垂直于前緣的有效分速決定的。第十章第頁51后掠翼飛機改善翼尖先失速的措施主要方法:阻止氣流在機翼上表面的展向流動主要手段:翼上表面翼刀前緣翼刀前緣翼下翼刀前緣鋸齒渦流發(fā)生器第十章第頁52翼上表面翼刀第十章第頁53翼刀對后掠翼升力系數(shù)的影響

翼刀可以使全翼的升力系數(shù)增加，并改善翼尖失速。翼上表面翼刀第十章第頁54前緣翼刀前緣翼下翼刀第十章第頁55前緣鋸齒第十章第頁56渦流發(fā)生器第十章第頁57渦流發(fā)生器第十章第頁5810.3.2后掠翼的跨音速升阻力特性后掠翼的臨界M數(shù)和局部激波系后掠翼的速度分解

后掠翼的臨界馬赫數(shù)MCRIT比相同剖面平直翼的MCRIT大。后掠角越大,MCRIT越大。這是高亞音速飛機采用后掠翼的主要原因。臨界馬赫數(shù)第十章第頁59

后掠翼的翼尖激波

后掠翼的后激波第十章第頁60后掠翼的前激波

后掠翼的外激波第十章第頁61后掠翼的升力系數(shù)隨M數(shù)的變化后掠翼的臨界馬赫數(shù)MCRIT較大。升力系數(shù)在跨音速階段的增減幅度較小。升力系數(shù)隨飛行M數(shù)的變化比較平緩。后掠角不同的后掠翼的升力系數(shù)隨M數(shù)的變化第十章第頁62后掠翼的阻力系數(shù)隨M數(shù)的變化同平直機翼相比,后掠翼的MCRIT和阻力發(fā)散馬赫數(shù)更大,后掠翼的阻力系數(shù)在更