10 高速空氣動力學(xué)基礎(chǔ)

第十章高速空氣動力學(xué)基礎(chǔ)

本章主要內(nèi)容10.1高速氣流特性10.2翼型的高速空氣動特性10.3后掠翼的高速升阻力特性一、高速氣流特性（一）、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等密度還是變密度是低、高速流動的最根本的分界點不可壓可壓空氣是否容易壓縮可用比值來表示大、說明壓力變化量一定，ρ變化量小，難壓縮小、說明壓力變化量一定，ρ變化量大，易壓縮——壓力的變化量——密度的變化量∞不可壓流，低速?？諝馐欠袢菀讐嚎s只取決于溫度的高低，溫度高，不易壓縮；溫度低，容易壓縮。不管是低速氣流，還是高速氣流，流速快，壓力?。涣魉俾?，壓力大，這都是一樣的。流速快，壓力小，伴隨著空氣的膨脹，ρ和T都減小流速慢，壓力大，伴隨著空氣的壓縮，ρ和T都增大但高速氣流由于考慮了空氣的壓縮性，當(dāng)氣流速度超過音速時，將出現(xiàn)一些不同于低速情況的差別：要使流速增加，流管不是變細(xì)，而是變粗；要使超音速氣流減速，將產(chǎn)生激波；氣流特性發(fā)生顯著變化，是以音速為界限，可知：音速與空氣壓縮性有密切關(guān)系?！褚羲俚亩x說話時聲帶的振動，敲鼓時鼓膜的振動等都是對周圍空氣的一種微弱擾動。由此引起的空氣密度等的微小變化將以一定的速度向四周傳播，這個傳播速度就是音速。鼓聲（音波）的傳播1、空氣壓縮性與音速的關(guān)系擾動波壓縮波膨脹波強（激波）弱弱弱擾動波（音波）音速是音波(弱擾動波）傳播速度。海里/小時公里/小時在空氣中，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。音速的大小與介質(zhì)的被壓縮的難易程度有關(guān)，介質(zhì)越難壓縮，其音速越快。音速通?？杀硎緸?在空氣中kmam\sH3401120296對流層同溫層0音速隨高度的變化kmam\sH飛機的升限一般在兩萬米以下，隨高度增加，音速減小。第十章高速空氣動力學(xué)基礎(chǔ)102、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。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)）。飛行M數(shù)是空氣動力學(xué)中的一個重要參數(shù)，在分析高速飛機的飛行問題中，飛行M數(shù)具有和迎角一樣的重要意義。M數(shù)是空氣壓縮性影響強弱（空氣密度變化程度）的衡量標(biāo)志；是重要的相似參數(shù)。馬赫數(shù)M是真速與音速之比?！駚喴羲佟⒌纫羲俸统羲俚臄_動傳播M＜1擾動要影響到整個流場M≥1擾動只能影響到一部分流場，局限于馬赫錐內(nèi)(擾動有界）(擾動無界）由連續(xù)性定理，在同一流管內(nèi)速度增加，空氣密度減小。3、氣流速度與流管截面積的關(guān)系低速流動,不可壓,密度不變高速流動,可壓,密度要變化流管截面積?M＜1M=1M＞1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。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?！癯羲贇饬鞯墨@得要想獲得超音速氣流，截面積應(yīng)該先收縮后擴張。

拉瓦爾噴管本章主要內(nèi)容10.1高速氣流特性10.2翼型的高速空氣動特性10.3后掠翼的高速升阻力特性二、翼型的高速空氣動力特性機翼翼型(二維矩形翼，單位展長)平面形狀(后掠角Χ，展弦比λ)亞、跨、超飛機的空氣動力特性主要由機翼決定二、翼型的高速空氣動力特性（一）、翼型的亞音速空氣動力特性●亞音速的定義

飛行M數(shù)大于0.4,流場內(nèi)各點的M數(shù)都小于1。1、空氣壓縮性對翼型表面壓力分布的影響吸處更吸壓處更壓α可壓流亞音速流與低速氣流相比，無質(zhì)的差別，有量的區(qū)別。基本思路：在不可壓的基礎(chǔ)上，壓縮性修正（用普—葛公式，更精確的卡門—錢公式）。不可壓流CL第十章高速空氣動力學(xué)基礎(chǔ)22飛行M數(shù)增大,升力系數(shù)和升力系數(shù)斜率增大飛行M數(shù)增大，最大升力系數(shù)和臨界迎角減小2、翼型的亞音速升力特性(逆壓梯度增大)Ⅲ.翼型的壓力中心位置基本保持不變(稍前移)。3、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。（二）、翼型的跨音速空氣動力特性跨音速是指機翼表面局部已經(jīng)出現(xiàn)超音速氣流并伴隨有激波的產(chǎn)生。MCRIT是機翼空氣動力即將發(fā)生顯著變化的標(biāo)志。翼型表面出現(xiàn)局部超音速氣流和局部激波,會顯著改變翼面的壓力分布,使翼型的空氣動力特性發(fā)生顯著變化。1、臨界馬赫數(shù)MCRIT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)。此時的飛行速度叫臨界速度,而此時的飛行M數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)MCRIT

。臨界M數(shù)的大小取決于翼型、機翼平面形狀和迎角

α;α對稱、薄翼，

大;后掠翼，

大;MCRITMCRITMCRITMCRIT2、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。⑴、局部激波的形成⑵、局部激波的形成與發(fā)展M＞Mcr

上表面首先出現(xiàn)局部超音速區(qū)和局部激波M，等音速點前移，局部超音速區(qū)擴大M再，下表面也出現(xiàn)局部超音速區(qū)和局部激波M繼續(xù)，下表面局部超音速區(qū)發(fā)展快，先移至后緣M，上表面局部超音速區(qū)也移至后緣M=1.4前、后緣都出現(xiàn)激波亞、跨、超的概念等音速點亞音速跨音速超音速3●局部激波的形成與發(fā)展局部激波產(chǎn)生的時機：上早、下晚；發(fā)展：下快、上慢。局部激波的形成與發(fā)展與跨音速段氣動力系數(shù)隨飛行M數(shù)的變化，關(guān)系極大。超音速飛行中的“爆音”α0.4Ⅰ升力系數(shù)隨M數(shù)的變化升力系數(shù)“二起二落”，是機翼上下表面出現(xiàn)局部超音速區(qū)和局部激波的結(jié)果。低速亞音速跨音速超音速CyαM壓心隨M變化:先后移、再前移、又后移M臨上αCy2E⑶、翼型的跨音速升力特性第十章高速空氣動力學(xué)基礎(chǔ)34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，會產(chǎn)生激波失速。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。在局部激波前的超音速區(qū)，壓力降低，激波后，壓力突然升高，逆壓梯度增大，引起附面層分離,這就叫激波分離。當(dāng)激波增強到一定程度，發(fā)生嚴(yán)重氣流分離時，阻力系數(shù)急劇增大，升力系數(shù)迅速下降，這種現(xiàn)象稱為激波失速。激波分離(失速)激波與附面層的干擾形成λ激波⑷、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)生激波失速產(chǎn)生的附加阻力。MDMD:阻力發(fā)散M數(shù)dcxdM=0.1MCD0Mcr1.0CDαCDαM低速亞音速不變翼型阻力系數(shù)隨Ｍ數(shù)的變化（阻力系數(shù)急劇增加的馬赫數(shù)）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。同一M下αCD且Mcr本章主要內(nèi)容10.1高速氣流特性10.2翼型的高速空氣動特性10.3后掠翼的高速升阻力特性三、后掠翼的高速升阻力特性——垂直分速不斷改變，對壓力分布起決定性影響，稱為有效速度——平行分速不發(fā)生變化，對壓力分布沒有影響V=Vn=VcosχVt=Vsinχ●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。（一）、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。1、亞音速下對稱氣流流經(jīng)后掠翼●亞音速下對稱氣流流經(jīng)后掠翼氣流經(jīng)過后掠翼后,馬赫數(shù)M也會增加。但有效馬赫數(shù)M減小后掠翼的升力大小由垂直于前緣的有效分速所決定。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?！窈舐右淼囊砀?yīng)和翼尖效應(yīng)呈“S”形形成“翼根效應(yīng)”和“翼尖效應(yīng)”

翼根效應(yīng)：翼根上表面前段吸力減小，后段吸力增大，平均吸力峰降低，升力減小，最低壓力點位置后移的現(xiàn)象?！窈舐右淼囊砀?yīng)和翼尖效應(yīng)

翼尖效應(yīng)：翼尖上表面前段吸力增大，后段吸力減小，平均吸力峰升高，升力增大，最低壓力點位置前移的現(xiàn)象?！窈舐右淼囊砀?yīng)和翼尖效應(yīng)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。結(jié)論：其它因素都相同時，后掠翼的低速空氣動力特 性不如平直翼的好與平直翼相比，后掠效應(yīng)使CyCy

Cx

均Х越大越厲害α平直翼后掠翼2、中小迎角下后掠翼的亞音速升阻力特性橫側(cè)穩(wěn)定力矩的另一種解釋：無側(cè)滑時，兩翼后掠角相同；有側(cè)滑時，側(cè)滑前翼后掠角減小，升力增大，側(cè)滑后翼后掠角增大，升力減小，兩翼升力差形成橫側(cè)穩(wěn)定力矩。3、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。翼尖先失速后掠翼失速的產(chǎn)生與發(fā)展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后掠翼飛機在大迎角下自動上仰的現(xiàn)象Ⅱ.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)生器翼上表面翼刀前緣鋸齒前緣翼刀米格—23渦流發(fā)生器渦流發(fā)生器的構(gòu)造是一種展弦比很小的小機翼，垂直安裝在機翼上表面，與來流形成一定角度，當(dāng)氣流流過時，一側(cè)加速，一側(cè)減速，在小翼段兩側(cè)形成壓力差，產(chǎn)生很強的翼尖渦，這些旋渦將外部氣流中的能量帶進附面層，加快附面層內(nèi)氣流流動，有效地抑制附面層分離。

渦流發(fā)生器也可以裝在低速飛機上，起到防止附面層分離和增升的效果，也可以用在高亞音速和跨音速飛機上，防止或減弱激波誘導(dǎo)的附面層分離，減小波阻，改善飛機的跨音速氣動特性。*不僅增升還減阻。根據(jù)渦流發(fā)生器所在空氣動力翼面的不同，它起的作用也有所不同。位于機翼上翼面副翼之前的一排渦流發(fā)生器，在飛機高速飛行時可以推遲流過副翼的氣流分離，保證副翼的操縱性能和操縱效率。另外，位于垂直安定面兩邊、方向舵之前的一排渦流發(fā)生器，可以防止在較大的偏航角時流過方向舵的氣流發(fā)生分離。Ⅱ、與平直翼飛機比，抖動迎角、抖動升力數(shù)、臨界迎角、最大升力系數(shù)之間的差別較大Ⅲ、與平直翼飛機比，臨界迎角附近Cy變化緩和。不易進入機翼自轉(zhuǎn)3、后掠翼在大迎角下的失速特性平直翼后掠翼CymaxCy抖α抖αcrCyα（二）、后掠翼的跨音速升阻力特性1、后掠翼的臨界M數(shù)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。2、后掠翼的升力系數(shù)隨M數(shù)的變化升力系數(shù)在較大M下才開始增大。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。與平直翼相比后掠角越大，上述特點越突出3、后掠翼的阻力系數(shù)隨M數(shù)的變化后掠