翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性 (1)講解

無(wú)人機(jī)應(yīng)用技術(shù)專業(yè)教學(xué)資源庫(kù)主講教師：《無(wú)人機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)》翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性PART1翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性PART1翼型的跨聲速升力特性目錄PART1翼型的跨聲速阻力特性PART

1翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性超聲速氣流和激波是怎樣出現(xiàn)的？

高速飛行中，在飛行速度尚未達(dá)到當(dāng)時(shí)飛行高度上的聲速，即飛行馬赫數(shù)小于1的情況下，翼型表面的局部區(qū)域，有可能出現(xiàn)超聲速氣流并產(chǎn)生激波，這時(shí)，飛機(jī)進(jìn)入跨聲速飛行。翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性超聲速氣流和激波會(huì)引起怎樣的影響？

超聲速氣流和激波是在翼型表面的局部區(qū)域出現(xiàn)的，故稱為局部超聲速區(qū)和局部激波。局部超聲速區(qū)和局部激波的出現(xiàn)，會(huì)顯著改變冀型表面的壓力分布，使翼型的空氣動(dòng)力特性發(fā)生急劇變化。

當(dāng)飛行速度增大到某一速度時(shí)，翼型表面最低壓力點(diǎn)的氣流速度首先達(dá)到該點(diǎn)的局部聲速，該點(diǎn)叫等聲速點(diǎn)。此時(shí)的飛行速度叫臨界速度Vcr飛機(jī)以臨界速度飛行時(shí)的飛行馬赫數(shù)叫臨界馬赫數(shù)。臨界馬赫數(shù)=臨界速度/飛機(jī)所在高度聲速c，即翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性臨界馬赫數(shù)Macr什么是臨界馬赫數(shù)？Macr=Vcr/c小于臨界馬赫數(shù)：翼型表面各點(diǎn)氣流速度都低于聲速，全流場(chǎng)為亞聲速流，氣流特性不發(fā)生質(zhì)變；大于臨界馬赫數(shù)：翼型表面就會(huì)出現(xiàn)局部超聲速區(qū)，并產(chǎn)生局部激波。在超聲速區(qū)內(nèi)，氣流為超聲速，其特性會(huì)發(fā)生質(zhì)變。翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性飛行赫馬數(shù)的大小對(duì)聲速有怎樣的影響？

臨界馬赫數(shù)的大小，說(shuō)明翼型上表面出現(xiàn)局部超聲速氣流時(shí)機(jī)的早晚，可以作為翼型空氣動(dòng)力特性即將發(fā)生顯著變化標(biāo)志。PART

2翼型的跨聲速升力特性翼型的跨聲速升力特性①升力系數(shù)從圖中可以看出，在跨聲速階段，隨飛行馬赫數(shù)的增大，升力Cy系數(shù)曲線變化呈馬鞍形的“兩起兩落＂，即升力系數(shù)先增大，隨后減小，接著又增大，然后又較快地減小。翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性翼型的跨聲速升力特性是怎樣的？某一迎角下Cy隨Macr的變化曲線翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性翼型的跨聲速升力特性②壓力中心在跨聲速飛行階段，隨飛行馬赫數(shù)增大，翼型壓力中心先后移，接著前移，而后又后移。階段飛行M數(shù)機(jī)翼壓力中心1超過(guò)臨界M數(shù)上表面出現(xiàn)局部超音速區(qū)和局部激波后段吸力增大，產(chǎn)生正的附加升力位置向后移2繼續(xù)增大下表面出現(xiàn)局部超音速區(qū)和局部激波后段吸力增大，產(chǎn)生正的附加升力位置向前移3

繼續(xù)增大上表面局部激波繼續(xù)后移超音速區(qū)擴(kuò)大，后半部吸力增大位置向后移翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性翼型的跨聲速升力特性③cymax和αarcymax和αar按亞聲速規(guī)律變化。小于Macr發(fā)生嚴(yán)重氣流分離時(shí)，阻力系數(shù)急劇增大，升力系數(shù)迅猛下降，這種現(xiàn)象稱為激波失速，cymax和αar，均繼續(xù)降低。超過(guò)Macr翼型的跨聲速升力特性小于臨界馬赫數(shù)：隨馬赫數(shù)的增加而增加；超過(guò)臨界馬赫數(shù)：隨馬赫數(shù)的增加，先增加，后減小，而后又增加。翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性④升力系數(shù)曲線斜率升力系數(shù)曲線斜率隨飛行馬赫數(shù)的變化趨勢(shì)比較復(fù)雜，有增有減，大體如圖所示。PART

3翼型的跨聲速阻力特性翼型的跨聲速阻力特性翼型的跨聲速阻力特性什么？翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性

飛行馬赫數(shù)超過(guò)臨界馬赫數(shù)以后，阻力急劇增加。這是因?yàn)橐硇蜕舷卤砻娉霈F(xiàn)了局部激波。這種由千出現(xiàn)激波而產(chǎn)生的額外阻力，簡(jiǎn)稱波阻。翼型的跨聲速阻力特性翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性超過(guò)臨界馬赫數(shù)：翼型表面出現(xiàn)局部超聲速區(qū)和局部激波，局部超聲速區(qū)內(nèi)吸力增大，且吸力增加較多的地方位于翼型的中后段，故總的增加的吸力方向向后傾斜。由于增加的吸力向后傾斜，使翼型前后平行于飛行速度方向的壓力差額外增加。這種由于增加的吸力向后傾斜所產(chǎn)生的阻力，是跨聲速階段激波阻力產(chǎn)生的主要原因。翼型的跨聲速阻力特性翼型阻力系數(shù)隨飛行馬赫數(shù)的變化特征：在臨界馬赫數(shù)之前，阻力系數(shù)基本不隨飛行馬赫數(shù)變化；接近臨界馬赫數(shù)時(shí)，阻力系數(shù)才稍有增加。翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性翼型的跨聲速阻力特性隨著飛行馬赫數(shù)進(jìn)一步增大，冀型上表面的局部激波逐漸后移，超聲速區(qū)不斷擴(kuò)大，附加吸力越往后越大，并且越向后傾斜；下表面也產(chǎn)生局部超聲速區(qū)和局部激波，附加吸力也向后傾斜。這就使翼型前后壓力差顯著增加，導(dǎo)致阻力系數(shù)急劇增加。翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性翼型的跨聲速阻力特性增到1附近時(shí)，阻力系數(shù)達(dá)到最大。當(dāng)翼型出現(xiàn)前緣激波后，阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)增大而減小。翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性翼型的跨聲速阻力特性翼型的跨聲速空氣動(dòng)力特性迎角狀況對(duì)波阻的影響：臨界馬赫數(shù)降低，翼型表面出現(xiàn)局部超聲速區(qū)和局部激波。翼型上表面的吸力增大，向后傾斜，前后壓力差增大，阻力系數(shù)增大。迎角