航天概論2飛行原理上

航空航天概論徐焜電子科技大學(xué)空天科學(xué)技術(shù)研究院2009年9月第二章飛機(jī)飛行原理（上）主要內(nèi)容：2.1

飛行環(huán)境2.2

流動氣體基本規(guī)律2.3

飛機(jī)的升力和阻力2.4高速飛行特點(diǎn)2.5

風(fēng)洞2.1飛行環(huán)境

飛行環(huán)境

大氣飛行環(huán)境

空間飛行環(huán)境2.1.1大氣飛行環(huán)境

從宇宙空間看到的地球，包圍在地球外部的一層美麗而又千變?nèi)f化的氣體，總稱為大氣或大氣層。、在2000千米高度以上，大氣極其稀薄，并逐漸向行星際空間過渡。

有關(guān)大氣層的一組數(shù)據(jù)：

大氣總質(zhì)量的90%集中在地球表面15千米高度以內(nèi)；

總質(zhì)量的99.9%集中在地球表面50千米高度以內(nèi)；

地球的半徑為：6371千米。

壓強(qiáng)為海平面壓強(qiáng)的1/4；

在離地球表面10千米高度：

空氣密度為海平面空氣密度的1/3。2.1.1大氣飛行環(huán)境對流層平流層中間層熱層散逸層2.1.1大氣飛行環(huán)境

對流層是緊貼地面的一層，它受地面的影響最大。因?yàn)榈孛娓浇目諝馐軣嵘仙?，而位于上面的冷空氣下沉，這樣就發(fā)生了對流運(yùn)動，所以把這層叫做對流層。

對流層2.1.1大氣飛行環(huán)境

對流層的下界是地面，上界因緯度和季節(jié)而不同。在低緯度地區(qū)其上界為17-18公里；在中緯度地區(qū)為10-12公里；在高緯度地區(qū)僅為8-9公里。夏季的對流層厚度大于冬季。以成都為例，夏季的對流層厚度達(dá)17公里，而冬季只有11公里，冬夏厚度之差達(dá)6公里之多。對流層2.1.1大氣飛行環(huán)境

氣溫隨高度增加而逐漸降低；

風(fēng)向、風(fēng)速經(jīng)常變化；

空氣上下對流激烈；

有云、雨、霧、雪等天氣現(xiàn)象。對流層2.1.1大氣飛行環(huán)境

在對流層的頂部，直到高于海平面50-55公里的這一層，氣流運(yùn)動相當(dāng)平衡，而且主要以水平運(yùn)動為主，故稱為平流層。平流層2.1.1大氣飛行環(huán)境平流層內(nèi)大氣只有水平運(yùn)動（水平風(fēng)）能見度較好。平流層特點(diǎn)2.1.1大氣飛行環(huán)境

平流層之上，到高于海平面85公里高空的一層為中間層。氣溫隨高度的增加而下降的很快，到頂部氣溫已下降到-83℃以下。由于下層氣溫比上層高，有利于空氣的垂直對流運(yùn)動，故又稱之為高空對流層或上對流層。中間層2.1.1大氣飛行環(huán)境

從中間層頂部到高出海面800公里的高空，稱為熱層，又叫電離層。這一層空氣密度很小，在700公里厚的氣層中，只含有大氣總重量的0.5％。據(jù)探測，在120公里高空，聲波已難以傳播；270公里高空，大氣密度只有地面的一百億分之一，所以在這里即使在你耳邊開大炮，也難聽到什么聲音。暖層里的氣溫很高，據(jù)人造衛(wèi)星觀測，在300公里高度上，氣溫高達(dá)1000℃以上。所以這一層叫做暖層或者熱層。熱層2.1.1大氣飛行環(huán)境

暖層頂以上的大氣統(tǒng)稱為散逸層，又叫外層。它是大氣的最高層，高度最高可達(dá)到3000公里。這一層大氣的溫度也很高，空氣十分稀薄，受地球引力場的約束很弱，一些高速運(yùn)動著的空氣分子可以掙脫地球的引力和其它分子的阻力散逸到宇宙空間中去。根據(jù)宇宙火箭探測資料表明，地球大氣圈之外，還有一層極其稀薄的電離氣體，其高度可伸延到22000公里的高空，稱之為地冕。地冕也就是地球大氣向宇宙空間的過渡區(qū)域。人們形象地把它比作是地球的“帽子”。散逸層2.1.1大氣飛行環(huán)境

地球空間環(huán)境包括地球高層大氣、電離層、磁層（存在高能帶電粒子輻射帶）

行星際空間環(huán)境極高度真空環(huán)境，存在電磁輻射、高能離子輻射、等離子體流和宇宙射線。2.1.2空間飛行環(huán)境太陽系八（九）大行星：

水星金星地球火星木星土星天王星海王星（冥王星）2.1.2空間飛行環(huán)境

國際標(biāo)準(zhǔn)大氣的規(guī)定：以海平面的高度為零,且在海平面上,

大氣標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)為：

氣溫T＝15℃

壓強(qiáng)p＝1標(biāo)準(zhǔn)大氣壓（即p＝10330kg/m2）

密度ρ＝1.2250kg/m3

音速a＝341m/s

目的：為了準(zhǔn)確描述飛行器的飛行性能，就必須建立一個統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)，即標(biāo)準(zhǔn)大氣。國際標(biāo)準(zhǔn)大氣

大氣的狀態(tài)參數(shù)和狀態(tài)方程

狀態(tài)參數(shù)：壓強(qiáng)、密度和溫度。

狀態(tài)方程：

其中，R為大氣氣體參數(shù)。國際標(biāo)準(zhǔn)大氣國際標(biāo)準(zhǔn)大氣表H（km）T（oC）ρ（kg/m3）P(pa)015.01.2251.013×10518.51.1128.987×10422.01.0077.948×1044-11.00.8206.163×1048-37.00.5263.558×10410-50.00.4132.642×10411-56.50.3642.261×10415-56.50.1941.203×10420-56.50.0885.46×10330-56.50.0191.17×103

粘性1)大氣物理性質(zhì)2.2流動氣體基本規(guī)律

聲速

聲波是一個振動的聲源在介質(zhì)中傳播時產(chǎn)生的疏密波。

空氣中的聲速：341米/秒

水中的聲速：1440米/秒聲波的性質(zhì)：介質(zhì)的可壓縮性越大，聲速越??；介質(zhì)的可壓縮性越小，聲速越大。2.2流動氣體基本規(guī)律1)大氣物理性質(zhì)

馬赫數(shù)

馬赫數(shù)的大小可以作為判斷空氣受到壓縮程度的指標(biāo)。2.2流動氣體基本規(guī)律1)大氣物理性質(zhì)

根據(jù)馬赫數(shù)的大小，可以把飛行器的飛行速度劃分為如下區(qū)域：

為低速飛行為亞音速飛行為跨音速飛行為超音速飛行

為高超音速飛行2.2流動氣體基本規(guī)律1)大氣物理性質(zhì)2.2流動氣體基本規(guī)律2)飛機(jī)相對運(yùn)動原理2.2流動氣體基本規(guī)律2)流體連續(xù)性定理

質(zhì)量守恒定律-----質(zhì)量不會自生也不會自滅。

流體質(zhì)量流量-----單位時間流過橫截面面積S

的流體質(zhì)量。

q=sv

m1=m2=m3

=const.

m2=2s2v2

m3

=3s3v32.2流動氣體基本規(guī)律2)流體連續(xù)性定理1s1v1=2s2v2=3s3v3=……=const.即：sv=const.當(dāng)流體不可壓縮時，即：=const.時：有：sv=const.2.2流動氣體基本規(guī)律2)流體連續(xù)性方程2.2流動氣體基本規(guī)律3)伯努利定理

管道中以穩(wěn)定的速度流動的流體，若流體不可壓縮，且與外界無能量交換（絕熱），則沿管道各點(diǎn)的流體的動壓與靜壓之和等于常量。2.2流動氣體基本規(guī)律3)伯努利定理伯努利方程

p+1/2v2=P=const.

靜壓＋動壓＝總壓＝常數(shù)（*不可壓理想流體）2.2流動氣體基本規(guī)律4)低速流動空氣特性

根據(jù)流體連續(xù)性定理和伯努利定理，可以得到以下：流體在管道中流動時，凡是管道剖面大的地方，流體的流速就小，流體的靜壓就大，而管道剖面小的地方，流速就大，靜壓就小。即：若

A1＞A2

則v1＜v2

p1＞p2

2.2流動氣體基本規(guī)律5)高速流動空氣特性

當(dāng)氣流速度達(dá)到或超過聲速時，氣流受到強(qiáng)烈的壓縮，相對于速度的改變，密度的變化占了主導(dǎo)地位，從而流動特性與低速氣流產(chǎn)生了本質(zhì)的差別,即：

若

A1＞A2

則v1＞v2

p1

＜p22.2流動氣體基本規(guī)律應(yīng)用實(shí)例———

截面積先逐漸收縮，后逐漸擴(kuò)張的噴管﹐用以在出口處獲得超聲速氣流。這種噴管廣泛應(yīng)用于噴氣發(fā)動機(jī)和火箭發(fā)動機(jī)。

拉瓦爾噴管

拉瓦爾噴管實(shí)際上起到了一個"流速增大器”的作用2.2流動氣體基本規(guī)律

火車站月臺上，一位中年富商和他的妻子正在候車，準(zhǔn)備去外地旅游。正當(dāng)火車駛過月臺的時候，中年富商被人推下鐵軌，火車將富商撞死。

不久，一位女青年來到公安局，她自稱出于良心和正義，指控她的男友是兇手。她說她和男友剛經(jīng)過一場激烈的爭吵決定分手，男友到車站送他離開。進(jìn)月臺時，男友遇到了富商，互相勉強(qiáng)點(diǎn)頭，可以看出他們是有點(diǎn)熟的舊識。

那列火車進(jìn)站的時候，她正站在月臺上，火車經(jīng)過時的強(qiáng)大風(fēng)力吹得她向后倒。這時，她看到男友用右手猛得將富商推下月臺。

但警察說：“你是在陷害?！?/p>

什么是致命的、被識破的假象呢？

2.2流動氣體基本規(guī)律現(xiàn)象解釋——？？？2.2流動氣體基本規(guī)律現(xiàn)象解釋——？？？2.3飛機(jī)的升力2.3飛機(jī)的升力1)

機(jī)體坐標(biāo)系原點(diǎn)：飛機(jī)重心；x軸：飛機(jī)縱軸，指向頭部為正；y軸：飛機(jī)縱向?qū)ΨQ平面（橫軸）內(nèi)，并垂直于x軸，指向上方為正；z軸：位置和指向按右手（立軸）定則確定，即從左機(jī)翼通過重心到右機(jī)翼2.3飛機(jī)的升力2)飛機(jī)幾何外形翼型：機(jī)翼的橫剖面形狀。翼型最前端的一點(diǎn)叫“前緣”，最后端一點(diǎn)叫“后緣”。翼展：機(jī)翼翼尖兩端點(diǎn)之間的距離，也叫展長，以“L”表示。

2.3飛機(jī)的升力3)機(jī)翼、翼型及其有關(guān)參數(shù)翼弦：翼型前后緣之間的連線；其長度稱為弦長，通常以b表示。若機(jī)翼的平面形狀不是矩形，則采用“平均氣動力弦長”來代替弦長，平均氣動力弦長用bba表示，定義為：bba

=S/L。

2.3飛機(jī)的升力3)機(jī)翼、翼型及其有關(guān)參數(shù)厚度：以翼弦為基礎(chǔ)作垂線，每一條垂線在翼形內(nèi)的長度即為該處的翼型厚度，以c表示最大厚度

cmax相對厚度2.3飛機(jī)的升力3)機(jī)翼、翼型及其有關(guān)參數(shù)彎度：厚度線中點(diǎn)的連線叫中弧線。中弧線與翼弦之間的最大距離叫翼形的最大彎度，以fmax表示。相對彎度2.3飛機(jī)的升力3)機(jī)翼、翼型及其有關(guān)參數(shù)展弦比：展長和平均氣動力弦長之比;以λ表示，即：λ=L/bba2.3飛機(jī)的升力3)機(jī)翼、翼型及其有關(guān)參數(shù)根稍比：機(jī)翼的翼根弦長與翼尖弦長之比，也稱“梯形比”或“尖稍比”,以η=b根弦/b梢弦表示。后掠角：通常以χ表示

前緣后掠角：機(jī)翼前緣同垂直于飛機(jī)縱軸的直線之間的夾角，以χ0表示；后緣后掠角χ1

1/4弦線后掠角χ0.25

2.3飛機(jī)的升力3)機(jī)翼、翼型及其有關(guān)參數(shù)上反角和下反角：

機(jī)翼的底面同垂直于飛機(jī)立軸的平面之間的夾角，以ψ表示。2.3飛機(jī)的升力3)機(jī)翼、翼型及其有關(guān)參數(shù)迎角：翼弦與相對氣流速度v之間的夾角，也稱為飛機(jī)的攻角，通常以α表示。2.3飛機(jī)的升力3)機(jī)翼、翼型及其有關(guān)參數(shù)2.3飛機(jī)的升力3)機(jī)翼、翼型及其有關(guān)參數(shù)4)飛機(jī)的升力2.3飛機(jī)的升力

一般翼型的前端圓鈍、后端尖銳，上表面拱起、下表面較平，呈魚側(cè)形。當(dāng)氣流迎面流過機(jī)翼時，流線分布情況如圖。原來是一股氣流，由于機(jī)翼的插入，被分成上下兩股。通過機(jī)翼后，在后緣又重合成一股。

根據(jù)氣流連續(xù)性原理和伯努利定理可知：上翼面的氣流流速就比下翼面的流速快；上翼面的靜壓也就比下翼面的靜壓低，上下翼面間形成壓力差，此靜壓差稱為作用在機(jī)翼上的空氣動力。2.3飛機(jī)的升力4)飛機(jī)的升力2.3飛機(jī)的升力4)飛機(jī)的升力2.3飛機(jī)的升力4)飛機(jī)的升力空氣動力是分布力，其合力的作用點(diǎn)叫做壓力中心。空氣動力合力在垂直于氣流速度方向上的分量就是機(jī)翼的升力?？諝鈩恿Φ姆植茧S迎角的不同而變化。因此，飛機(jī)升力的大小也隨迎角的改變而變化。2.3飛機(jī)的升力4)飛機(jī)的升力升力的計算公式：式中：

ρ為飛機(jī)所在高度處的空氣密度，

v為飛機(jī)的飛行速度,(1/2ρv2)為動壓，

S為機(jī)翼的面積，

Cy為升力系數(shù)。2.3飛機(jī)的升力4)飛機(jī)的升力

機(jī)翼面積的影響

相對速度的影響

空氣密度的影響影響飛機(jī)升力的因素

機(jī)翼剖面形狀和迎角的影響

對于某一種翼型，通過實(shí)驗(yàn)可以獲得升力系數(shù)與迎角的關(guān)系曲線，即Cy—α曲線。2.3飛機(jī)的升力4)飛機(jī)的升力在Cy—α曲線中，對應(yīng)于升力系數(shù)等于零的迎角稱為零升力迎角；對應(yīng)于最大升力系數(shù)Cymax的迎角叫臨界迎角或失速迎角。當(dāng)飛機(jī)的迎角小于臨界迎角時，升力系數(shù)隨著迎角的增大而增大；當(dāng)迎角超過臨界迎角后，迎角增大，升力系數(shù)卻急劇下降，這種現(xiàn)象稱為失速。2.3飛機(jī)的升力4)飛機(jī)的升力2.3飛機(jī)的升力4)飛機(jī)的升力失速2.3飛機(jī)的升力4)飛機(jī)的升力失速2.3飛機(jī)的升力5)飛機(jī)增升原理及裝置目前所使用的增升裝置的增升原理主要有三類：①增大翼型彎度；②增大機(jī)翼面積；③控制機(jī)翼上的附面層，推遲氣流的不利分離。2.3飛機(jī)的升力5)飛機(jī)增升原理及裝置襟翼

前緣縫翼前緣襟翼2.3飛機(jī)的升力5)飛機(jī)增升原理及裝置——襟翼

一般的襟翼位于機(jī)翼后緣，靠近機(jī)身，在副翼的內(nèi)側(cè)。襟翼放下時，既增大機(jī)翼的升力，同時也增大飛機(jī)的阻力，因此通常在起飛階段，襟翼只放下較小的角度，而在著陸階段才放下到最大角度。巡航時起飛時降落時2.3飛機(jī)的升力5)飛機(jī)增升原理及裝置簡單襟翼分裂襟翼開縫襟翼后退襟翼復(fù)合襟翼襟翼分類——襟翼

2.3飛機(jī)的升力5)飛機(jī)增升原理及裝置——襟翼

A）簡單襟翼簡單襟翼的形狀與副翼相似，用鉸鏈連接于機(jī)翼后緣，其構(gòu)造比較簡單，不偏轉(zhuǎn)時形成機(jī)翼后緣的一部分。簡單襟翼放下最大角度時，大約能使Cymax增大65％～75％。2.3飛機(jī)的升力5)飛機(jī)增升原理及裝置B）分裂襟翼分裂襟翼（也稱開裂襟翼）象一塊薄板，用鉸鏈安裝于機(jī)翼后緣下表面并成為機(jī)翼的一部分。分裂襟翼一般可把機(jī)翼的Cymax提高75％～85％。——襟翼

2.3飛機(jī)的升力5)飛機(jī)增升原理及裝置C）開縫襟翼開縫襟翼是在簡單襟翼的基礎(chǔ)上改進(jìn)而成的，開縫襟翼放下時，其前緣與機(jī)翼之間形成一條縫隙開縫襟翼的增升效果較好，一般可使Cymax增大約85％～95％?！笠?/p>

2.3飛機(jī)的升力5)飛機(jī)增升原理及裝置D）后退襟翼后退襟翼工作時，既向下偏轉(zhuǎn)同時又沿滑軌向后移動，也即既增大翼型彎度又增加機(jī)翼面積。后退襟翼一般可使翼型的Cymax增大約110％～140％?！笠?/p>

2.3飛機(jī)的升力5)飛機(jī)增升原理及裝置E）復(fù)合襟翼復(fù)合襟翼由后退襟翼和開縫襟翼合并設(shè)計而成，其增升效果更好，為現(xiàn)代飛機(jī)所廣泛采用，但其結(jié)構(gòu)相應(yīng)地也更復(fù)雜。——襟翼

2.3飛機(jī)的升力5)飛機(jī)增升原理及裝置——前緣縫翼

前緣縫翼是安裝在機(jī)翼前緣的一段或幾段狹長的小翼面，當(dāng)前緣縫翼打開時，它與基本機(jī)翼前緣表面形成一道縫隙，前緣縫翼的作用相當(dāng)于附面層控制。通常，前緣縫翼在大迎角，特別是接近或超過基本機(jī)翼臨界迎角時才使用。2.3飛機(jī)的升力5)飛機(jī)增升原理及裝置——前緣縫翼

目前所使用的大多是自動式前緣縫翼。這種前緣縫翼用滑動機(jī)構(gòu)與基本機(jī)翼相連，依靠前緣空氣動力的壓力和吸力來自動控制其閉合和打開。2.3飛機(jī)的升力5)飛機(jī)增升原理及裝置——前緣襟翼

前緣襟翼就是可偏轉(zhuǎn)的機(jī)翼前緣。在大迎角下，前緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)，使前緣與來流之間的角度減小，氣流沿上翼面的流動比較光滑，避免發(fā)生局部氣流分離，同時也增大了翼型的彎度。前緣襟翼與襟翼配合使用可進(jìn)一步提高增升效果。2.3飛機(jī)的阻力

按阻力產(chǎn)生的原因，飛機(jī)低速飛行時的阻力一般可分為：摩擦阻力干擾阻力誘導(dǎo)阻力壓差阻力2.3飛機(jī)的阻力作用在飛機(jī)上的空氣動力在平行于氣流速度方向上的分力就是飛機(jī)的阻力。6）飛機(jī)阻力

當(dāng)氣流流過飛機(jī)表面時，由于空氣存在粘性，空氣微團(tuán)與飛機(jī)表面發(fā)生摩擦，阻滯了氣流的流動，由此而產(chǎn)生的阻力叫做摩擦阻力。

摩擦阻力是在附面層中產(chǎn)生的。2.3飛機(jī)的阻力

相鄰大氣層之間相互運(yùn)動時產(chǎn)生的牽扯作用力，叫做大氣的內(nèi)摩擦力，也叫大氣的粘性?！Σ磷枇?）飛機(jī)阻力附面層—所謂附面層就是緊貼物體表面，流速由外部流體的自由流速逐漸降低到零的那一層薄薄的空氣層。

2.3飛機(jī)的阻力——摩擦阻力附面層中氣流的流動情況也是不同的，可分為層流附面層和紊流附面層。層流附面層：氣流各層不相混雜而成層流流動，其摩擦阻力較小。紊流附面層：氣流活動雜亂無章，并出現(xiàn)漩渦和橫向運(yùn)動，但整個附面層仍然附著于翼面，其摩擦阻力較大。6）飛機(jī)阻力2.3飛機(jī)的阻力——摩擦阻力——附面層尾跡：附面層脫離翼面而形成大量宏觀的漩渦。轉(zhuǎn)捩點(diǎn)：層流附面層轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞲矫鎸拥狞c(diǎn)分離點(diǎn)：附面層開始脫離翼面的點(diǎn)。6）飛機(jī)阻力2.3飛機(jī)的阻力——摩擦阻力

空氣的粘性

飛機(jī)表面的形狀（光滑程度）

同氣流接觸的飛機(jī)表面積的大?。ń櫭娣e）

附面層中氣流的流動情況2.3飛機(jī)的阻力——摩擦阻力影響因素6）飛機(jī)阻力運(yùn)動著的物體前后由于壓力差而形成的阻力叫做壓差阻力。2.3飛機(jī)的阻力——壓差阻力6）飛機(jī)阻力2.3飛機(jī)的阻力——壓差阻力影響因素6）飛機(jī)阻力

物體的迎風(fēng)面積

物體的形狀2.3飛機(jī)的阻力——誘導(dǎo)阻力6）飛機(jī)阻力誘導(dǎo)阻力是翼面所獨(dú)有的一種阻力，它是伴隨著升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的，因此可以說它是為了產(chǎn)生升力而付出的一種“代價”。2.3飛機(jī)的阻力——誘導(dǎo)阻力6）飛機(jī)阻力2.3飛機(jī)的阻力——誘導(dǎo)阻力6）飛機(jī)阻力機(jī)翼下洗角計算公式：

式中，τ為機(jī)翼形狀修正系數(shù)，機(jī)翼為橢圓時τ為0，其余形狀τ大于0。

機(jī)翼的平面形狀

翼剖面形狀

機(jī)翼的展弦比2.3飛機(jī)的阻力——影響誘導(dǎo)阻力因素6）飛機(jī)阻力翼梢小翼

裝在飛機(jī)機(jī)翼梢部的一組直立的小翼面，用以減小機(jī)翼誘導(dǎo)阻力。有單上小翼、上下小翼等多種形式的翼梢小翼。單上小翼由于結(jié)構(gòu)簡單而使用較多。飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力約占巡航阻力的40％。降低誘導(dǎo)阻力對提高巡航經(jīng)濟(jì)性具有重要意義。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，翼梢小翼能使全機(jī)誘導(dǎo)阻力減小20％～35％，相當(dāng)于升阻比提高7％。2.3飛機(jī)的阻力——減小誘導(dǎo)阻力因素6）飛機(jī)阻力2.3飛機(jī)的阻力——干擾阻力6）飛機(jī)阻力干擾阻力就是飛機(jī)各部分之間由于氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外的阻力。為減小干擾阻力，必須妥善地考慮和安排各個部件的相對位置，在這些部件之間必要時應(yīng)加裝整流片。2.3飛機(jī)的阻力——阻力計算公式6）飛機(jī)阻力與計算升力時不同的是：1）Cx為阻力系數(shù)。對某一翼型、某一平面形狀的機(jī)翼而言，阻力系數(shù)Cx與迎角α，機(jī)翼形狀、表面粗糙程度有關(guān)。阻力系數(shù)曲線同樣也由試驗(yàn)獲得。2）S為參考面積，計算時應(yīng)視使用的部件不同而不同。2.3飛機(jī)的阻力——阻力系數(shù)6）飛機(jī)阻力2.4高速飛行特點(diǎn)2.4.1音速和馬赫數(shù)2.4.2高速氣流特性2.4.3激波2.4.1音速和馬赫速音速：音波在空氣中傳播的速度。馬赫數(shù)：馬赫數(shù)簡稱Ma數(shù)，用以描述空氣受壓縮的程度。Ma越大，空氣被壓縮越嚴(yán)重。馬赫數(shù)的數(shù)學(xué)表達(dá)式為：

Ma=v/av：飛機(jī)在一定高度上的飛行速度；

a：飛機(jī)所在位置處的音速。2.4.1音速和馬赫速

根據(jù)馬赫數(shù)的大小，可以把飛行器的飛行速度劃分為如下區(qū)域：為低速飛行（可不考慮壓縮性）

為亞音速飛行

為跨音速飛行

為超音速飛行

為高超音速飛行2.4.2高速氣流特性當(dāng)氣流速度接近和高于音速時，大氣呈現(xiàn)出強(qiáng)烈的壓縮和膨脹現(xiàn)象，壓力、密度和溫度都會發(fā)生顯著的變化，氣流特性會出現(xiàn)一些不同于低速流動的質(zhì)的差別。2.4.2高速氣流特性

在高速流動時，一維流管中氣流速度v和所流過的流管截面積s之間的關(guān)系為：式中，Ma為氣流的馬赫數(shù)，ds為流管截面積s的變化量；dv為氣流速度v的變化量。2.4.3激波

1）擾動波的傳播2）激波及其分類3）局部激波和臨界馬赫數(shù)4）提高臨界馬赫數(shù)的措施2.4.3激波

1）擾動波的傳播

擾動源在靜止的空氣中以速度v作等速直線運(yùn)動，根據(jù)擾動源的不同運(yùn)動速度，會出現(xiàn)四種可能的情況：擾動源靜止不動：

Ma＝0擾動源以亞音速運(yùn)動：0＜

Ma

＜

1擾動源以等音速運(yùn)動：

Ma

＝1擾動源以超音速運(yùn)動：

Ma

＞

1由于擾動源靜止不動，所以擾動波以音速a向四周傳播，形成以擾動源為中心的同心球面波。M=01）擾動波的傳播2.4.3激波0＜M＜1由于擾動源以亞音速運(yùn)動，所以擾動源總是落后于擾動波，形成偏向擾動源前進(jìn)方向的不同心球面波。1）擾動波的傳播2.4.3激波M=1由于擾動源以音速運(yùn)動，所以擾動波總是與擾動源同時到達(dá)某一點(diǎn)，擾動波都迭聚在擾動源處，形成一個垂直于擾動源前進(jìn)方向的波面。此波面成為受擾和未受擾空氣的分界面。1）擾動波的傳播2.4.3激波M＞1由于擾動源以超音速運(yùn)動，所以擾動波總是落后于擾動源，在擾動源后面形成一個圓錐面，所有擾動波都被局限在這個錐面內(nèi)。

1）擾動波的傳播2.4.3激波該錐面稱為馬赫錐，馬赫錐的半頂角稱為馬赫角μ。顯然，M數(shù)越大，馬赫錐就越尖銳。1）擾動波的傳播2.4.3激波M＞12）激波及其分類2.4.3激波激波：當(dāng)飛機(jī)以等音速或超音速飛行時，在其前面也會出現(xiàn)由無數(shù)較強(qiáng)的波迭聚而成的波面，這個波面就稱為激波。飛機(jī)是一個龐大物體，包含大量質(zhì)量點(diǎn)。2）激波及其分類2.4.3激波激波現(xiàn)象F142.4.3激波F182.4.3激波激波是一層受到強(qiáng)烈壓縮的空氣層,尺度為1/1000~1/10000毫米。氣流通過激波時，壓強(qiáng)、密度、溫度突然增加，而速度卻大大降低。2.4.3激波3）激波特性正激波：波面與飛行速度垂直。斜激波：波面相對于飛行速度有傾斜角。2.4.3激波3）激波分類正激波的強(qiáng)度總是大于斜激波的強(qiáng)度；且激波面越傾斜，激波強(qiáng)度就越小。2.4.3激波

3）激波波阻波阻：空氣在通過激波時，受到阻滯，流速急驟降低，由阻滯產(chǎn)生的熱量使空氣加熱。加熱所需的能量來自動能的消耗，動能的消耗就表示產(chǎn)生了阻力。因?yàn)檫@一阻力是由于形成激波而產(chǎn)生的，所以叫做波阻。波阻可消耗發(fā)動機(jī)?動力，阻力系數(shù)增大幾倍。2.4.3激波

3）激波強(qiáng)度波阻的大小與激波的強(qiáng)度有關(guān)，激波強(qiáng)度越大，波阻就越大。物體形狀，尤其是頭部形狀是影響激波強(qiáng)度的主要因素。1、物體形狀，尤其是頭部形狀2、物體運(yùn)動速度，即M數(shù)2.4.3激波

3）激波影響因素2.4.3激波3）激波影響因素當(dāng)M＞1時：若物體頭部圓鈍，在物體前面將形成脫體正激波，而沿上下兩端逐漸傾斜成斜激波。若物體頭部尖削