飛機空氣動力學課件：后掠翼飛機的空氣動力特性

后掠翼飛機的空氣動力特性《飛機空氣動力學》

目錄14.4后掠翼在亞聲速區(qū)域對空氣動力特性的影響14.6后掠翼在超聲速前后緣與亞聲速前后緣14.5后掠翼在跨聲速區(qū)域的空氣動力特性14.3后掠翼的翼根效應和翼尖效應影響14.7采用后掠翼機翼可能帶來的問題14.2后掠角延遲臨界馬赫數的原理14.8后掠翼飛機延緩翼尖失速的措施14.10空氣動力加熱與越過熱障14.11地面效應14.1后掠角的定義14.9突破聲障14.1

后掠角的定義

14.1

后掠翼飛機的空氣動力特性

所謂后掠角是指機翼前緣1/4弦長位置的連線

和翼根弦長垂直線的夾角，用符號θ表示，如圖14-1所示。后掠角的大小表示機翼后掠的程度，后掠角越大，飛機的后掠效應越顯著。和平直翼飛機相比，后掠翼飛機因為機翼斜置，飛行時產生的相對氣流并不與機翼垂直。高亞聲速飛機多選用后掠翼以擴大飛行馬赫數范圍，但是低亞聲速飛機一般不采用后掠翼，因為沒有必要通過后掠翼來解決飛機的氣動力問題，即使使用也主要是利用其來調配重心和焦點的相對位置，

以確保飛機的縱向穩(wěn)定。圖14-1后掠角定義14.2

后掠角延遲臨界馬赫數的原理

14.2

后掠翼延遲臨界馬赫數的原理

如圖14-2所示，對于平直翼，來流速度方向與

機翼前緣垂直，垂直于機翼的氣流速度Vn

就是來流

的速度

V

。對于后掠翼，V

不與機翼前緣垂直，它被分解成兩個分量，一個是垂直于機翼前緣的法向速度分量Vn

，另一個則是平行于機翼前緣的切向速度分量Vt

，其中Vn

=V

cos9，Vt

=

V

sin9空氣動力特性主要取決于Vn，而Vn總是小于

V

，所以后掠翼飛機的飛行速度增大到平直翼飛機的臨界速度時，后掠翼上表面還不會產生局部激波。與平直翼相比，后掠翼在更高的飛行速度下才會出現激波，從而推遲了激波的產生，即使產生了

激波，也能減弱激波的強度，減小飛行的阻力。圖14-2后掠角延遲臨界馬赫數原理

14.2

后掠翼延遲臨界馬赫數的原理

1．后掠翼可以延遲臨界馬赫數相對于平直翼，后掠翼可以在較高的飛行速度下，局部氣流達到聲速，也就是說后掠翼可以延遲臨界馬赫數，擴大飛行馬赫數的使用范圍。2．臨界馬赫數會隨著后掠角的增大而增大目前高速飛機很多都是后掠翼，其后掠角為30o~60o

。根據Vn

=Vcos9，從關系式中可以看出9越大，Vn

就越小，只有在更高的飛行速度下后掠翼上表面才可能

達到局部聲速，也就是說飛機的后掠角越大，臨界馬赫數就越大。由此可知，臨界馬赫數隨著后掠角的增大而增大，后掠角越大，提升(延遲)臨界馬赫數的效果就越明顯。14.3

后掠翼的翼根效應和翼尖效應影響

14.3

后掠角的翼根效應和翼尖效應影響

氣流沿著機翼前緣向后的流動過程中，平行于機翼前緣的切向速度分量Vt

不會發(fā)生改變，而垂直于機翼前緣的法向速度分量Vn

出現先減速、后加速、再減速的變化，這樣導致氣流合速度的方向發(fā)生左右偏斜，如圖14-3所示。流經后掠翼上表面的流線呈S形彎曲，出現

了所謂的翼根效應和翼尖效應

圖14-3后掠翼氣流流動

14.3

后掠角的翼根效應和翼尖效應影響

1．翼根效應的定義低速的條件下，后掠翼翼根部分的上表面前段的流管略為擴張變粗，造成流速略為減慢，壓力略為升高。而在后段，流管略為收縮變細，造成流速略為加快，壓力略為減小。與此同時，因為流管最

細的位置后移，使最低壓力點的位置向后移動，這種現象稱為翼根效應(Wingrooteffect)。2．翼尖效應的定義低速的條件下，后掠翼翼尖部分的上表面前段的流管略為收縮變細，造成流速略為加快，壓力略為降低，而在后段，流管略為擴張變粗，造成流速略為減慢，壓力略為升高。與此同時，因為流管最細的位置前移，使最低壓力點的位置向前移動，這種現象稱為翼尖效應

(Wingtip

effect)。3．造成的影響后掠翼的翼根效應與翼尖效應會造成機翼的升力系數分布不同、翼尖處先行產生局部失速以及局部激波等現象。

14.3

后掠角的翼根效應和翼尖效應影響

(1)機翼的升力系數分布不同后掠翼的翼根效應使得翼根部分的上表面負壓力峰減弱，也就是機翼上表面負壓力的平均值減小，升力系數也隨之減小；而翼尖效應使翼根部分的上表面負壓力峰增強，也就是機翼上表面負壓力的平均值增大，升力系數也隨之增大。后掠翼各翼型沿弦線方向的上表面負壓力分布與沿翼展方向各翼型的升力系數分布，如圖14-4所示。圖14-4后掠翼翼根效應和翼尖效應影響

14.3

后掠角的翼根效應和翼尖效應影響

(2)翼尖處先行產生局部失速機翼失速的原因主要是流經上翼面氣流先加速后減速的效應導致機翼后緣產生正壓力梯度，當后

緣的正壓力梯度過大時，

產生氣體回流而引發(fā)流體分離，因而失速。從翼根效應與翼尖效應來看，后掠翼在翼尖處上翼面先加速后減速的效應比翼根處的大，翼尖處在較小迎角時，會因為后緣的正壓力梯度過大而引發(fā)流體分離，從而導致失速，也就是后掠翼在翼尖處產生局部先行失速的現象。(3)翼尖處先行產生局部激波氣流在上翼面前緣的加速性使得飛行速度接近聲速時，上翼面會達到聲速，當飛行速度繼續(xù)增加，

機翼就產生局部激波。從后掠翼的翼根效應與翼尖效應來看，后掠翼在翼尖處上翼面前緣的加速性比翼根處的大，翼尖處在較小飛行速度時，就產生局部激波的現象，也就是后掠翼在翼尖處產生先行局部激波的現象。

14.3

后掠角的翼根效應和翼尖效應影響

【例14-1】試問后掠翼的翼根效應和翼尖效應對翼型(翼剖面)升力系數的影響是什么？【解答】后掠翼的翼根效應和翼尖效應使得翼根處翼型的升力系數比翼尖處的小

14.3

后掠角的翼根效應和翼尖效應影響

【例14-2】試問后掠翼的翼根效應和翼尖效應對延遲臨界馬赫數的影響是什么？【解答】后掠翼由于翼根效應和翼尖效應，在翼根處和翼尖處臨界馬赫數的大小并非完全一樣，空氣在流過翼根處接近前緣的地方，由于翼根效應，上翼面前緣的加速性變小，也就是上翼面前緣的流速增加不多，只有在較大飛行馬赫數下，最低壓力點的氣流速度才達到局部聲速，所以臨界馬赫數較高。而空氣在流過翼尖靠近前緣的地區(qū)，由于翼尖效應，上翼面前緣的加速性變大，也就是上翼面前緣的流速迅速增加，在較小的飛行馬赫數下，最低壓力點的氣流速度就達到局部聲速，所以臨界馬赫

數較低。也就是說，翼根效應引起翼根部分的臨界馬赫數數提高，而翼尖效應引起翼尖部分的臨界馬赫數降低14.4

后掠翼在亞聲速區(qū)域對空氣動力特性的影響14.4

后掠翼在亞聲速區(qū)域對空氣動力特性的影響

1．后掠翼對壓力系數的影響機翼的空氣動力特性只取決于垂直于機翼前緣的法向速度分量，且從壓力系數的計算公式CP

=

中可以推知，對于翼面上某點，后掠翼及相應平直翼的壓力系數關系式為CP后掠翼

=

==

cos2

9

=

cos2

9

=

CP平直翼

cos2

92

pV

2

p(V

cos9)

2

pVn可以看出，后掠翼的壓力系數比平直翼的小，且后掠角越大，壓力系數也越小。2．后掠翼對升力系數的影響同樣地，后掠翼及相應平直翼的升力系數關系式為CL后掠翼

=CL平直翼

cos2

9，可以看出后掠翼的升

力系數比平直翼的小，且后掠角越大，

機翼的升力系數值也越小。14.4

后掠翼在亞聲速區(qū)域對空氣動力特性的影響

3．后掠翼對升力系數曲線斜率的影響后掠翼飛機取V

與翼型弦線的夾角為迎角，與翼型弦線的夾角為迎角，根據幾何關系可以得到

=n

cos9所以

=

?CL?

翼

=

?(

=

?

翼

cos9可以看出，后掠翼的升力系數曲線斜率比平直翼的小，而且隨著后掠角θ的增大而變小。4．后掠翼對阻力系數的影響如果后掠翼飛機的飛行速度為V

，要產生與相應平直翼同等的阻力，必須滿足

D后掠翼

=D平直翼

cos9以及Vn

=V

cos9，因為D后掠翼

=

pV

CD后掠翼S，D平直翼

=

pVn2

CD平直翼S，所以得pV

CD后掠翼S

=pVn2

CD平直翼S

cos9=pV(cos9)2

CD平直翼S

cos9從而得出CD后掠翼

=CD平直翼S

cos3

9

2

2

2后掠翼后掠翼后掠翼后掠翼后掠翼后掠翼后掠翼后掠翼后掠翼后掠翼后掠翼后掠翼后掠翼后掠翼后掠翼n直

平?CLc翼n

平直?(CL

后掠14.4

后掠翼在亞聲速區(qū)域對空氣動力特性的影響

可以看出，后掠翼的阻力系數曲線斜率比平直翼的小，而且隨著后掠角9的增大而變小。(a)平直翼(b)后掠翼圖14-5平直翼與后掠翼的阻力14.4

后掠翼在亞聲速區(qū)域對空氣動力特性的影響

5．后掠翼對最大升力系數與臨界迎角的影響因為斜置的關系，垂直于機翼前緣的氣流速度變小，臨界迎角與最大升力系數比平直翼的小，而且后掠角越大，其

臨界迎角與最大升力系數變得更小。當然升力系數曲線斜率隨著后掠角變大而變小也是造成最大升力系數下降的一大主因，其升力系數曲線如圖14-6所示。6．后掠翼對臨界馬赫數的影響

按照經驗公式Macr,后掠翼=

Macr,平直翼，后掠翼的臨界馬赫數比平直翼的大，而且隨著后掠角θ的增大而變大。其主要原因在于后掠翼導致流經機翼前緣的氣流速度變小，因而需要更大的飛行速度，機翼垂直上表面才會達到局

部聲速。圖14-6后掠翼與平直翼升力系數曲線的比較圖14.4

后掠翼在亞聲速區(qū)域對空氣動力特性的影響

【例14-3】如果后掠翼的

9=50。，對應平直翼的臨界馬赫數為0.75，該后掠翼的臨界馬赫數是多少？【解答】2cr,

cr,

1+

cos9所以該后掠翼所對應的臨界馬赫數為

Macr,后掠翼

=0.75=0.91因為關系計算式Ma=

Ma

后掠翼平直翼14.4

后掠翼在亞聲速區(qū)域對空氣動力特性的影響

(

2h

2sin

|+

|從三維機翼升力系數理論計算公式8．綜合討論(1)后掠翼具有延遲臨界馬赫數的功能后掠翼由于機翼斜置的關系，導致流經機翼的氣流速度變小，因此需要更大的飛行速度才能在上翼面達到局部聲速，且臨界馬赫數隨著后掠角的增大而增大。(2)后掠翼使飛機在亞聲速區(qū)域的空氣動力特性變小。弦比AR越大，升力系數CL

越大；反之AR越小，

L

越小。原因在于展弦比AR越大，翼尖部分的面積在機翼總面積中所占比例就越小，翼尖渦流所引發(fā)的下洗氣流效應也就越小。C

=

c

)L

2

可知，在相同迎角與后掠角的情況下，

展7．展弦比對后掠翼升力系數的影響1+ARC14.4

后掠翼在亞聲速區(qū)域對空氣動力特性的影響

(3)后掠翼的升力系數隨著展弦比的增大而增大三維效應產生了機翼翼尖渦流從而引發(fā)氣流下洗作用。下洗效應越大，機翼的升力系數就越?。环粗孪葱叫?，機翼的升力系數就越大。升力系數隨著展弦比AR的增大而增大，這是因為AR越大，翼尖部分的面積在機翼總面積中所占比例就越小，翼尖渦流所引發(fā)的下洗氣流效應就越小。14.5

后掠翼在跨聲速區(qū)域的空氣動力特性14.5

后掠翼在跨聲速區(qū)域的空氣動力特性

1．臨界馬赫數隨著后掠角的增大而增大后掠翼具有延遲臨界馬赫數的功能，且后掠角越大效果越明顯，其主要的原因在于法向速度分量小于相對氣流，兩者關系式為2．后掠翼在跨聲速區(qū)域的阻力特性對于平直翼而言，飛行速度在臨界馬赫數與聲速之間時，飛機的阻力系數隨著飛行馬赫數的增加而急速增加，一旦超過聲速，飛機的阻力系數隨著飛行馬赫數的增加而逐漸減少。后掠翼與平直翼相比，阻力系數隨著飛行馬赫數變化趨勢是不同的，如圖14-7所示。從圖中可以看出，與平直翼相比，后掠翼阻力系數有以下不同，且后掠角越大，差異越明顯。圖14-7后掠翼阻力系數隨著飛行馬赫數變化趨勢14.5

后掠翼在跨聲速區(qū)域的空氣動力特性

(1)阻力系數在較大飛行馬赫數下才開始急劇增加平直翼飛機在跨聲速區(qū)域阻力系數急劇增加的原因是機翼上表面氣流產生局部激波。后掠翼由于機翼斜置的關系，存在關系式Vn

=V后掠翼

cos9。與平直翼相比，后掠翼在更大的飛行速度才產生局部激波，而且越大，值就越小，產生局部激波的飛行速度也就越大。因此在較大飛行馬赫數下，后掠翼的阻力系數才開始急劇增加，而且后掠角越大，阻力系數開始急劇增加時所對應的飛行馬赫數也就越大。(2)最大阻力系數會在飛行馬赫數大于1.0時才出現。如前所述，平直翼飛機的最大阻力系數在飛行馬赫數等于1.0時才出現，后掠翼因為總是小于，且越大，越小，這樣在更大的飛行速度時才等于聲速，因此最大阻力系數在飛行馬赫數大于1.0時才出現。(3)阻力系數在跨聲速區(qū)域隨著飛行馬赫數的變化較為緩和。只有在較大的飛行馬赫數才能出現最大阻力系數，而且，所以阻力系數在跨聲速區(qū)域隨著飛行馬赫數的變化較平直翼的緩和，且后掠角越大，其變化趨勢就越緩和14.5

后掠翼在跨聲速區(qū)域的空氣動力特性

3．后掠翼在跨聲速區(qū)域的升力特性后掠翼的升力系數隨飛行馬赫數的變化較為緩和，后掠角越大，其變化趨勢就越趨于緩和，如圖14-8所示。與平直翼相比，后掠翼升力系數隨著飛行馬赫數變化趨勢有以下不同，且隨著后掠角越大，差異越明顯。圖14-8后掠翼在跨聲速區(qū)域的升力變化趨勢14.5

后掠翼在跨聲速區(qū)域的空氣動力特性

(1)升力系數在亞聲速區(qū)域隨著飛行馬赫數的變化較為緩和從關系式CL后掠翼

=

CL平直翼

cos2

9

與Macr,后掠翼

=

Macr,平直翼

中可以得到，后掠翼的升力系數較平直翼小，而臨界馬赫數較平直翼大，所以后掠翼升力系數在亞聲速區(qū)域隨著飛行馬赫數的變化趨勢較平直翼緩和，后掠角越大，其變化趨勢就越緩和。(2)升力系數在跨聲速區(qū)域隨著飛行馬赫數的變化較為緩和。升力系數在跨聲速區(qū)域隨著飛行馬赫數的變化是由上下翼面激波的產生與位置移動，以及激波的強度導致，后掠翼由于機翼斜置的關系，若要在跨聲速區(qū)域產生與平直翼相同的增減幅度，就需要更大的飛行速度。因此，后掠翼飛機的升力系數在跨聲速區(qū)域隨著飛行馬赫數的變化趨勢較平直翼緩和，后掠角越大，其變化趨勢就越緩和。14.6

后掠翼在超聲速前后緣與亞聲速前后緣14.6

后掠翼在超聲速前后緣與亞聲速前后緣

機翼的邊界可劃分為前緣、后緣、側緣，平直翼在飛行馬赫數小于1.0時，該機翼前緣即為亞聲速；飛行馬赫數等于1.0時則為聲速前緣；飛行馬赫數大于1.0時，則為超聲速前緣。同理，機翼后緣的劃分也是如此。對于后掠翼，存在關系式Man

=

Ma后掠翼

cos9

當Man

<1.0

時，該機翼前緣即為亞聲速；當Man

=

1.0

時則為聲速前緣；當Man

>1.0時則為超聲速前緣。即便后掠翼飛機作超聲速飛行，只要是亞聲速前緣，機翼就不會產生前緣激波，

只有在聲速前緣與超聲速前緣的情況下，機翼才會產生前緣激波。14.7

采用后掠翼機翼可能帶來的問題

14.7

采用后掠翼機翼可能帶來的問題

后掠翼雖然可以提高(延遲)臨界馬赫數，從而使高亞聲速飛機在更高的飛行速度下飛行，但是也可能對飛機的飛行性能或安全性產生不利的影響。1．后掠翼機翼的低速特性較差與平直翼相比，后掠翼用以產生升力的有效速度減小，所以升力系數減小因此后掠翼飛機在低速飛行時，不能產生足夠的升力，低速特性不如平直機翼好。

后掠翼升力系數較小，導致飛機在起飛離地和著陸接地的速度大，滑跑距離較長。

14.7

采用后掠翼機翼可能帶來的問題

2．后掠翼機翼的失速特性不良與梯形翼一樣，后掠翼飛機在翼尖處先產生失速，同時臨界迎角與最大升力系數也較小。翼尖部位的邊界層先分離，而翼根部位卻沒有，這樣使得機翼壓力中心前移，造成機頭自動上仰，迎角增大，邊界層進一步分離，機翼面臨全面失速。并且，

后掠

翼飛機的臨界迎角與最大升力系數較小，對機翼失速的影響加重。此外，翼尖失速使副翼的操縱效率大大降低，造成飛機的橫向操縱性能不足，飛機不容易從危險的局部失速狀態(tài)脫離。3．后掠機翼結構的受力形式不佳由于后掠的緣故，機翼翼根承受扭矩較大，機翼后梁與機身的接頭受力也較大，因此高亞聲速民機機翼的后掠角不會太大，一般在30o

左右，主要用于提高臨界馬赫數。14.8

后掠翼飛機延緩翼尖失速的措施

14.8

后掠翼飛機延緩翼尖失速的措施

后掠翼的許多優(yōu)點在于高速，而缺點主要針對低速飛行。后掠翼最大的問題就是翼尖失速，其造成附加一個抬頭力矩，將給飛機的縱向平衡帶來影響，同時加速機翼的整體失速。此外，翼尖過早失速，還將影響副翼在大迎角飛行時的效能，甚至造成安全性危害。目前延緩翼尖失速的措施大體有采用負幾何扭轉或者氣動扭轉的方式、在機翼上表面安裝翼刀或機翼前緣做成鋸齒狀、在翼尖部分安裝渦流產生器，以及在翼尖部分設置前緣縫翼等。1．采用幾何扭轉或者氣動扭轉的方式與梯形翼類似，后掠翼可以依照第13章關于防止梯形翼翼尖先行局部失速的措施。所謂采用幾何扭轉的方式就是將機翼各剖面的弦線設置在不同平面上，將翼尖相對于翼根向下扭轉，使得翼尖的局部迎角減少。有的機翼各剖面弦線都在同一個平面上，雖然沒有做幾何扭轉，但是可采用氣動扭轉方式，即沿翼展方向采用不同彎度的非對稱翼型。適當地增大翼尖部面的厚弦比，可延緩翼尖失速。機翼常見的是采用氣動扭轉的方式，或者幾何扭轉與氣動扭轉結合使用。

14.8

后掠翼飛機延緩翼尖失速的措施

2．在機翼上表面安裝翼刀或機翼前

緣做成鋸齒狀除了三維效應引發(fā)翼尖渦流導致氣流下洗效應外，導致翼尖失速另一個原因是機翼向后傾斜，使得上翼面氣流自動流往翼尖方向造成邊界層堆積，氣流提前分離，如圖14-9所示。為防止氣流由翼根流向翼尖，一般使用翼刀和前緣鋸齒。圖14-9氣流由翼根流向翼尖的原因

14.8

后掠翼飛機延緩翼尖失速的措施

(1)安裝翼刀在后掠翼安裝一定高度的金屬薄片，也就是翼刀(Wing

fence)，利用翼刀阻攔氣流向翼尖的方向流

動，如圖14-10(a)所示(2)在機翼前緣做成鋸齒狀在機翼的前緣做成鋸齒狀或缺口狀，利用前緣鋸齒(Sawtooth

leading

edge)和前緣缺口(Notched

leading

edge)產生的渦流阻攔氣流向翼尖的方向流動，如圖14-10(b)與14-10(c)所示。(b)鋸齒狀前緣的作用圖14-10翼刀和鋸齒狀前緣效應(c)前緣缺口的作用(a)翼刀的作用

14.8

后掠翼飛機延緩翼尖失速的措施

3．在機翼翼尖部分安裝渦流產生器渦流產生器(Vortex

generator)是改善后掠翼飛機失速特性不良的裝置，其作用原理是利用旋渦從外部氣流中將能量帶進邊界層，加快邊界層內氣體流動，防止氣流分離。它的構造是一種低展弦比小翼段，垂直成排并以一定角度安裝在機翼上表面，當氣體流經渦流產生器時，渦流產生器產生升力，同時因為展弦比小，產生較大的翼尖渦流。渦流產生器將從邊界層外取得較高能量的空氣，并將其與邊界層內低能量的空氣混合以增強機翼承受正壓力梯度的能力，達到延緩氣流分離的目的，如圖14-11所示。渦流產生器可以安裝在低速與高亞聲速飛機的機翼上，起到防止邊界層分離和增加升力的作用，飛機的空氣動力特性得以改善。4．在機翼翼尖部分設置前緣縫翼前緣縫翼在大迎角(接近臨界迎角)時自動張開，使得下翼面的氣流通過縫道流向上翼面，增大上翼面邊界層的空氣動能，延緩氣流分離的產生，使得臨界迎角增大，改善翼尖失速現象。圖14-11渦流產生器maxCL14.9

突破聲障

14.9

突破聲障

1945年英國研制了兩架飛機，安裝了當時先進的噴氣發(fā)動機，速度達到聲速。但過了不多久，這兩架飛機先后在空中解體墜毀。經過研究發(fā)現接近聲速時，傳統外形飛機即使增大發(fā)動機的動力，速度也無法增長，飛機會產生強烈振動。如果不改變飛機的氣動外形，飛行速度難以超過聲速，這成為當時不可逾越的障礙，稱為聲障。1．聲障的定義與發(fā)生原因聲障是一種物理現象，超過臨界馬赫時，飛機機翼就會產生局部激波的現象。局部激波的產生，除了使得氣動阻力陡增而讓飛機難以加速外，更嚴重的是流經機翼表面的氣流發(fā)生非常復雜的變化，導致機翼自發(fā)性抖動與操縱困難，從而使飛機失去控制，甚至造成嚴重的飛行事故。我們定義：大展弦比的平直翼飛機，

接近聲速時，

發(fā)生阻力陡增、自發(fā)性抖振與自動低頭俯沖的現象，

如果不改變飛機的氣動外形，無論如何增加發(fā)動機的推力也無法超過聲速，

這一障礙即為聲障(Sound

barrier)。

14.9

突破聲障

2．因應作為現代噴氣式飛機解決聲障問題的主要方式：現代高亞聲速民用客機采用大展弦比、較小后掠角的后掠翼，

得以提升飛行速度，避免產生聲障；超聲速飛機利用大后掠角、小展弦比的機翼配合跨聲速面積律快速通過聲障。(1)聲障問題由流經機翼的氣流產生局部激波導致，而采用后掠翼可以提高飛機的臨界馬赫數，所以現代高亞聲速民用客機采用大展弦比與較小后掠角的后掠翼(展弦比AR為7~9，后掠角為30o~40o

)，以較高的速度并不受聲障影響飛行，例如波音747使用展弦比為7.4、后掠角為的后掠翼，將航速提高到0.85馬赫，進行巡航，如圖14-12所示。圖14-12波音747外形

14.9

突破聲障

(2)超聲速飛機利用了跨聲速面積律，以小展弦比、大后掠角的機翼減少聲障的影響，如圖14-13所示，其原理敘述如下。①

跨聲速面積律實驗與研究發(fā)現，飛機在跨聲速飛行時，如果沿縱軸的截面面積(從機頭至機尾的飛機中心方向看)的變化曲線越平滑，產生的跨聲速阻力就越小，這就是跨聲

速面積律(Transonic

area

law)。在實際的應用上，超聲速飛機將機翼結合處的機身削減，使機身收縮，并將縱軸機身連接處以外區(qū)域的截面面積加大，這也就是超聲速飛機“蜂腰”的由來。圖14-13超聲速飛機氣動力外形

14.9

突破聲障

②

小展弦比與大后掠角的機翼高亞聲速飛機采用大展弦比、較小后掠角的后掠翼以延遲產生聲障的臨界馬赫數，從而提高亞聲速飛行的速度。但是超聲速飛機進行跨聲速和超聲速飛行時，必須采用大后掠角、小展弦比的機翼。采用大后掠角的原因是后掠角越大，臨界馬赫數的延遲效果越顯著，在跨聲速區(qū)域隨著飛行馬赫數的變化越緩和，以及相同的飛行馬赫數時產生的激波阻力越小。采用小展弦比的原因是在保證產生升力所需要的機翼面積的情況下，弦長更長。而更長的弦長又在保持機翼最大厚度不變的情況下，使機翼表面氣流的加速緩慢，從而提高臨界馬赫數并減少局部激波強度。除此之外，梯度比較小的后掠翼或三角翼，使得飛機在跨過聲速時受到局部激波的影響減少。所以超聲速飛機多采用大后掠角、小展弦比與小梯度比的后掠翼或者直接是三角翼。例如，首次也是唯一曾出現的超聲速飛機——協和號就是使用展弦比為1.7的三角翼。但是不可諱言的是，三角翼在低速飛行時誘導阻力大，起飛與著陸的性能差，從而會影響飛機的航程和靈活性。

14.9

突破聲障

【例14-4】三角翼的優(yōu)缺點是什么？【解答】三角翼的優(yōu)點是在超聲速飛行時波阻較小且機翼的剛性好，適合機動飛行。其缺點則是低速飛行時機翼的誘導阻力較大、升阻較小以及起飛與著陸的性能較差，從而影響飛機的航程和靈活性。14.10

空氣動力加熱與越過熱障14.10

空氣動力加熱與越過熱障噴氣式飛機突破聲障后終于實現了超聲速飛行，但是舊的問題解決了，遇到的新問題是克服空氣動力加熱問題，也就是所謂的“熱障”問題。1．空氣動力加熱的定義飛機在飛行時，由于空氣黏性使得流經機體的氣體受到摩擦、阻滯和壓縮而導致速度下降、溫度升高。由于空氣的黏滯效應以及激波與機體之間的高溫壓縮氣體效應將氣流的動能轉變

為熱能，從而對機體表面進行加熱的現象，稱作空氣動力加熱(Aerodynamicheating)。14.10

空氣動力加熱與越過熱障2．熱障的定義飛機在做亞聲速飛行時，氣流動能小，摩擦阻滯產生的熱量少，很快在空中散失，機體表面溫度增加不多，但超聲速飛行時，空氣動力加熱的問題隨著飛行馬赫數的增加逐漸嚴重。飛行馬赫數等于2.0時，機頭的溫度超過100oC

，而飛行馬赫數等于2.5時，機體表面的溫度就升至200oC左右，而且隨著飛行馬赫數的提高，機體表面的溫度還會急劇上升。飛行馬赫數超過到某一個值時，機體材料結構強度減弱，剛度降低，飛機外形受到破壞，甚至發(fā)生災難性的顫振。14.10

空氣動力加熱與越過熱障這種飛行速度超過一定界限時因氣流的空氣動力加熱效應所引起機體表面溫度急劇升高而造成飛行速度提升的障礙即稱為熱障(Thermal

barrier)，一般認為出現熱障的速度大約為飛行馬赫數2.5。3．目前的改善措施由于鈦合金的工作溫度可達400~550oC，而且具有良好的耐腐蝕性，所以在飛機上已經普遍采用。然而鈦合金的加工成型困難，價格比較昂貴。隨著太空(航天)飛機的飛行速度越來越快，新的防熱材料也將不斷出現。14.11

地面效應14.11

地面效應在起飛、著陸階段貼近地面飛行時，氣流會受到地面的影響，導致飛機的空氣動力發(fā)生變化，造成了升力、阻力以及安全性的影響，這種現象統稱為地面效應。1．地面效應的定義地面效應(Ground

effect)又稱為翼地效應(Wing-in-ground

effect，WIG)，指飛機接近地面飛行時，地面影響了機翼的流動特性，是一種能夠使飛機誘導阻力減小，同時獲得比空中飛行更高升阻比的流體力學效應。2．地面效應的發(fā)生原因一方面，機翼下表面繞過翼尖往上表面流動的氣流受到地面的阻擋，致使翼尖渦流強度減弱，導致誘導阻力與平均下洗氣流速度減小