第十四课 高速空气动力学
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由连续性定理，在同一流管内
VA const
速度增加，空气密度减小。 在亚音速时，密度的减小量小于速度的增加量，故 加速时要求截面积减小。流量一定，流速快则截面积减 小；流速慢则截面积增大。
在亚音速气流中,流 管截面积随流速的变化
③ 气流速度与流管截面积的关系 由连续性定理，在同一流管内
VA const
C. 所有可用燃油和所有滑油的重量，以及飞行员、旅客、行李的重量
3. 下面用来确定飞机重心位置的是
A. 飞机的力矩除以重量。
B. 飞机的力矩除以力臂。
C. 飞机重量乗以力臂。
4.在计算飞机的重量与平衡时，空机重量主要包括飞机的机体重量，发动机重 量以及所有永久安装在飞机上的飞行设备，另外空机重量还包括以下哪一项
（2）M的大小可衡量dρ/ρ的大小
M 数越大，空气被压缩得越厉害。
n 低速飞行(马赫数M<0.4) 可忽略压缩性的影响
n 高速飞行(马赫数M>0.4) 必须考虑空气压缩性的影响
（3）飞行M数的大小，可说明飞机周围空气扰动的 传播情形。
亚a流，扰动无界；超a流，扰动有界。
③ 气流速度与流管截面积的关系
10.1 高速气流特性
10.1 高速气流特性
10.1.1 空气的压缩性
空气的压缩性是空气的压力、温度等条件改变而引 起密度变化的属性。
dp/dρ大，单位P变化，引起的ρ变化量小，空气不易压缩； dp/dρ小，空气容易压缩；
n 低速飞行(马赫数M<0.4) 空气密度基本不随速度而变化----理想气流
⑤翼型的跨音速阻力特性
I. 波阻的产生
波阻就是正迎角时，在跨音速阶段翼型产生的附加吸力向 后倾斜从而在速度方向所附加产生的阻力。
II. 翼型阻力系数随Ｍ数的变化
超过临界马赫数后，波阻急剧增大导致阻力系数急剧增加 的马赫数，称为阻力发散马赫数。
⑥飞机在不同M数下的极曲线
10.3 后掠翼的高速升阻力特性
② 翼型的亚音速升力特性
I. 飞行M数增大, 升力系数和升 力系数斜率增 大
II. 飞行M数增大， 最大升力系数 和临界迎角减 小
③ 翼型的亚音速阻力特性
翼型的阻力系数基本不随飞行Ｍ数变化。
④ 翼型的压力中心位置的变化
翼型的压力中心位置基本保持不变。
10.2.2 翼型的跨音速空气动力特性
跨音速是指飞行速度没达到音速，但机翼表面 局部已经出现超音速气流并伴随有激波的产生。
●亚音速、等音速和超音速的扰动传播
② 空气压缩性与马赫数M的关系
马赫数（M）----飞行真速（TAS）与音速之比。
MV a
马赫数分为飞行马赫数和局部马赫数，前者是飞行真速 与飞行高度音速之比，后者是局部真速与局部音速之比（如 翼型上表面某点的局部马赫数）。
飞行M数的物理意义
（1）划分飞行范围的标准： M<1为亚音速, M>1为 超音速。
n 高速飞行(马赫数M>0.4) 空气密度随速度增加而减小。
① 空气压缩性与音速的关系
●音速的定义 扰动在空气中的传播速度就是音速。
●空气压缩性与音速（a）的关系
a
dp
d
a 39 t 273 海里/小时
a 20.1 t 273 公里/小时
音速与传输介质的可压缩性相关，在空气中，音速大小唯一 取决于空气的温度，温度越低，空气越易压缩，音速越小。
流速增加的
百分比
1%
1%
1%
1%
1%
1%
1%
1%
V / V
密度变化的
百分比
-0.04% -0.16% -0.36% -0.64% -1% -1.44% -1.96% -2.56%
/
截面积变化 的百分比 -0.96% -0.84% -0.64% -0.36% 0
A / A
0.44% 0.96% 1.65%
翼尖效应
亚音速气流条件下，上翼面前段 流管收缩变细，流速加快，压强降低， 吸力变大；在后段，流管扩张，流速 减慢，压强升高，吸力减小。流管最 细位置前移，最低压力点向前移动。
气流流过后掠翼时，流线左 右偏移的分析
●后掠翼的翼根和翼尖效应对升力的影响
翼根效应使翼根部位机翼的吸力 峰减弱，升力降低，翼尖效应使翼尖 部位的吸力峰增强，升力增加。
A.不可用燃油，液压油，无法放掉的滑油另外在某些飞机上不包括滑油
B.所有可用燃油，所有满载燃油，但不包括飞行员，乘客，行李的重量
C.所有可用燃油和滑油，但不包括任何无线电设备，或其它非制造厂家安装 的设备
第十章 高速空气动力学基础
本章主要内容
10.1 高速气流特性 10.2 翼型的亚跨音速气动特性 10.3 后掠翼的高速升阻力特性
●后掠翼的翼根和翼尖效应对升力系数的影响
后掠翼各翼面 的升力系数沿 展向的分布
2.中小迎角下后掠翼的亚音速升阻力特性 ●后掠翼对升力系数和升力线斜率的影响
同一迎角下,后掠翼的 升力系数和升力线斜率比 平直翼小。
●后掠角和展弦比对升力系数斜率的影响
升力线斜率和 后掠角的变化
3.后掠翼在大迎角下的失速特性
临界M数， 机翼上表面
达到音速
下表面达 到音速
上表面激波 移至后缘
下表面激波 移至后缘
空气压缩性对翼型表面压力分布的影响
II. 最大升力系数和临界迎角随飞行Ｍ数的变化
当激波增强到一定程度，阻力系数急剧增大,升力系数迅速 减小,这种现象称为激波失速。随着飞行M数的增加,飞机将在 更小的迎角下开始出现激波失速,导致临界迎角和最大升力系 数的继续降低。
梯形机翼
后掠翼
II. 后掠翼的临界迎角和最大升力系数比平直翼小
同平直机翼相比,
后掠翼相同迎角下的
CL
升力系数更小,最大
升力系数和临界迎角
也较小。根本原因在
于后掠翼的升力特性
是由垂直于前缘的有
效分速决定的。
平直机翼
后掠翼
α
4.后掠翼飞机改善翼尖先失速的措施 主要方法: 阻止气流在机翼上表面的展向流动
II. 后掠翼的最大阻力系数出现得更晚而且更小。 III.阻力系数随M数的变化比较平缓。
4.厚弦比对MCRIT的影响
同平直机翼 相比,后掠翼的 MCRIT更大;厚弦 比越小, MCRIT越 大。
本章小结
n 流管截面积和气流参数随流速（M数）的变
化规律 n 激波的概念、成因和激波前后气流参数的
变化规律 n 局部激波的形成和发展过程
产生超音速气流的条件是: （1）要有拉瓦尔管状的流管 （2）P进与P反之差（比）要足够大.
10.2 翼型的亚跨音速气动特性
10.2.1 翼型的亚音速空气动力特性
●亚音速的定义 飞行M数大于0.4,流场内各点的M数都小于1。
飞行原理/nshkxy
① 翼型的亚音速空气动力特性
考虑空气密度随速度的变化，则翼型压力系数 基本按同一比例放大，体现出“吸处更吸，压处更 压”的特点。因此，升力系数增大，逆压梯度增大， 压力中心前移,临界迎角减小，阻力系数基本不变。
●局部激波的形成与发展
飞行原理/nshkxy
II. 局部激波的发展
1.大于MCRIT 后，上表面先产生激波。 2.随M 数增加，上表面超音速区扩展，激波后移。 3.M 数继续增加，下表面产生激波，并较上表面
先移至后缘。
4.M 数接近1,上下表面激波相继移至后缘。 5.M 数大于1,出现头部激波。
V. 涡流发生器
10.3.2 后掠翼的跨音速升阻力特性
1.后掠翼的临界M数和局部激波
1）后掠翼的临界马赫数
后掠翼的临界马赫 数MCRIT比相同剖面平直 翼的MCRIT大。后掠角越 大,MCRIT越大。这是高 亚音速飞机采用后掠翼 的主要原因。
2） 后掠翼的翼尖激波
III. 后掠翼的后激波
3）后掠翼的前激波
主要手段: I. 翼上表面翼刀 II. 前缘翼刀 III. 前缘翼下翼刀
IV. 前缘锯齿 V. 涡流发生器
I. 翼上表面翼刀
I. 翼上表面翼刀
翼刀对后掠翼 升力系数的影响
翼刀可以使全翼 的升力系数增加， 并改善翼尖失速。
II. 前缘翼刀 III.前缘翼下翼刀
IV. 前缘锯齿
V. 涡流发生器
●后掠翼的翼根效应和翼尖效应
在气流向后的流动过程中， 平行于前缘的气流分速不发 生变化，而垂直于前缘的有 效分速则发生先减速、后加 速、再减速的变化，导致总 的气流方向发生左右偏斜。
后掠翼的升力大小由垂 直于前缘的有效分速所决 定。
翼根效应
亚音速气流条件下，上翼面前段 流管扩张变粗,流速减慢，压强升高， 吸力降低；后段流管收缩变细,流速 加快，压强减小,吸力有所增加。流 管最细的位置后移，最低压力点向后 移动。
I. 翼尖先失速
原因：
①翼根效应和翼尖效应，使 机翼上表面翼根部位压力大 于翼尖部位压力，压力差促 使气流展向流动，使附面层 在翼尖部位变厚，容易产生 气流分离。
②翼尖效应使翼尖部位上表 面吸力峰增强，逆压梯度增 加，容易气流分离。
●后掠角失速的产生与发展
●机翼平面形状对失速的影响
椭圆形机翼
矩形机翼
●激波实例
●激波实例
●激波实例
③ 翼型的跨音速升力特性
I. 升力系数随飞行Ｍ数的变化
1. 考虑空气压缩性，上表面密 度下降更多，产生附加吸力,升 力系数CL增加，且由于出现超音 速区，压力更小，附加吸力更大；
2. 下翼面出现超音速区，且后 移较上翼面快，下翼面产生较大 附加吸力，CL减小；
3. 下翼面扩大到后缘，而上翼 面超音速区还能后移，上下翼面 的附加压力差增大，CL增加。
n 临界M数的概念和物理意义
n 后掠翼翼尖失速的特点 n 后掠翼的升力特性
28．机翼后掠角越大飞机的巡航速度 A. 越大 B．越小 C.无关 18. 高速飞行性能好的机翼是 A. 梯形翼。 B. 后掠翼。 C. 直机翼。 130. 后掠角使飞机具有横侧安定性的原因是 A. 侧滑时，侧滑一侧的后掠角增大，升力增大。 B. 侧滑时，侧滑另一侧的后掠角增大，升力增大 C. 侧滑时，侧滑一侧的后掠角减小，升力增大。 101.大后掠角机翼且带下反角的飞机，在小速度飞行时易出现 A. 飘摆 B.螺旋运动不稳定 C.失去俯仰操纵性
飞行原 理
PrinciPles of flight
复习题
1.在装载时，由于飞机重心偏右，可导致在巡航飞行时，飞机的阻力 A.增大 B.减小 C不变
2.在计算飞机的重量与平衡时，基本空重包括标准飞机重量、选装设备的重量， 另外还包括
。A. 不可用燃油和所有滑油的重量。 B. 所有可用燃油和所有滑油的重量但不包括飞行员、旅客、行李的重量。
V. 后掠翼的外激波
2.后掠翼的升力系数随M数的变化 后掠角不同的后掠翼的升力系数随M数的变化
特点：
I. 后掠翼的临界马赫数MCRIT较大。 II. 升力系数在跨音速阶段的增减幅度较小。 III.升力系数随飞行M数的变化比较平缓。
3.后掠翼的阻力系数随M数的变化
特点：
I. 同平直机翼相比,后掠翼的MCRIT和阻力发散马赫 数更大,后掠翼的阻力系数在更大的M数下才开始 急剧增加。
超音速气流受阻形成的一道压力、密度、 温度突升高的界面，即激波。
●激波实例
I. 局部激波的形成
飞行马赫数大于临界马赫数后，机翼上表面开始 出现超音速区。在超音速区内流管扩张，气流加速， 压强进一步降低，与后端的压强为大气压力的气流 相作用，形成一道压力、密度、温度突增的界面， 即激波。
II. 局部激波的发展
速度增加，空气密度减小。
在超音速时，密度的减小量大于速度的增加量，故加速时要求 截面积增大。
因此，M>1时，流管扩张，流速增加，流管收缩，流速减小。
在超音速气流中,流 管截面积随流速的变化
●速度、密度和截面积在不同M数下的变化值
气流M数 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6
M数对飞机的失速迎角的影响
M数对飞机的最大升力系数CLmax的影响
马赫配平系统
现代运输机采用后掠翼布局，巡航飞行状态 （Ｍa≈0.6～0.8）条件下明显地存在着在随速度变 化的纵向力矩不稳定性，即飞机以较高马赫数飞行 时，出现气动力作用中心后移的跨音速效应，造成 机头自动下沉现象．
马 赫配平系统则可提供较高马赫数飞行时飞机 的稳定性，即当空速增加时，飞行控制计算机接受 大气数据计算机的马赫数信息，产生随动位置信号， 自动使升降舵按一定规律调整，以使飞机抬头，保 持巡航姿态．
●后掠Leabharlann Baidu与后掠角
后掠角： 是机翼¼弦长的连线与飞 机横轴之间的夹角。
10.3.1 后掠翼的亚音速升阻力特性
1.亚音速下对称气流流经后掠翼
●对称气流经过直机翼时的M数变化
气流经过直机翼后, 局 部马赫数M会增加。
●亚音速下对称气流流经后掠翼
对称气流经过后掠 翼,可以将气流速度分 解到垂直于机翼前缘 和平行于机翼前缘。
① 临界马赫数MCRIT
●临界马赫数MCRIT
机翼上表面流速大于飞行速度，因此当飞行M 数小于1时，机翼上表面最低压力点的速度就已达 到了该点的局部音速(此点称为等音速点)。此时的 飞行M数称为临界马赫数MCRIT 。
M CRIT
Vcr a
MCRIT是机翼空气动力即将发生显著变化的标志。
② 局部激波的形成和发展
VA const
速度增加，空气密度减小。 在亚音速时，密度的减小量小于速度的增加量，故 加速时要求截面积减小。流量一定，流速快则截面积减 小；流速慢则截面积增大。
在亚音速气流中,流 管截面积随流速的变化
③ 气流速度与流管截面积的关系 由连续性定理，在同一流管内
VA const
C. 所有可用燃油和所有滑油的重量，以及飞行员、旅客、行李的重量
3. 下面用来确定飞机重心位置的是
A. 飞机的力矩除以重量。
B. 飞机的力矩除以力臂。
C. 飞机重量乗以力臂。
4.在计算飞机的重量与平衡时，空机重量主要包括飞机的机体重量，发动机重 量以及所有永久安装在飞机上的飞行设备，另外空机重量还包括以下哪一项
（2）M的大小可衡量dρ/ρ的大小
M 数越大，空气被压缩得越厉害。
n 低速飞行(马赫数M<0.4) 可忽略压缩性的影响
n 高速飞行(马赫数M>0.4) 必须考虑空气压缩性的影响
（3）飞行M数的大小，可说明飞机周围空气扰动的 传播情形。
亚a流，扰动无界；超a流，扰动有界。
③ 气流速度与流管截面积的关系
10.1 高速气流特性
10.1 高速气流特性
10.1.1 空气的压缩性
空气的压缩性是空气的压力、温度等条件改变而引 起密度变化的属性。
dp/dρ大，单位P变化，引起的ρ变化量小，空气不易压缩； dp/dρ小，空气容易压缩；
n 低速飞行(马赫数M<0.4) 空气密度基本不随速度而变化----理想气流
⑤翼型的跨音速阻力特性
I. 波阻的产生
波阻就是正迎角时，在跨音速阶段翼型产生的附加吸力向 后倾斜从而在速度方向所附加产生的阻力。
II. 翼型阻力系数随Ｍ数的变化
超过临界马赫数后，波阻急剧增大导致阻力系数急剧增加 的马赫数，称为阻力发散马赫数。
⑥飞机在不同M数下的极曲线
10.3 后掠翼的高速升阻力特性
② 翼型的亚音速升力特性
I. 飞行M数增大, 升力系数和升 力系数斜率增 大
II. 飞行M数增大， 最大升力系数 和临界迎角减 小
③ 翼型的亚音速阻力特性
翼型的阻力系数基本不随飞行Ｍ数变化。
④ 翼型的压力中心位置的变化
翼型的压力中心位置基本保持不变。
10.2.2 翼型的跨音速空气动力特性
跨音速是指飞行速度没达到音速，但机翼表面 局部已经出现超音速气流并伴随有激波的产生。
●亚音速、等音速和超音速的扰动传播
② 空气压缩性与马赫数M的关系
马赫数（M）----飞行真速（TAS）与音速之比。
MV a
马赫数分为飞行马赫数和局部马赫数，前者是飞行真速 与飞行高度音速之比，后者是局部真速与局部音速之比（如 翼型上表面某点的局部马赫数）。
飞行M数的物理意义
（1）划分飞行范围的标准： M<1为亚音速, M>1为 超音速。
n 高速飞行(马赫数M>0.4) 空气密度随速度增加而减小。
① 空气压缩性与音速的关系
●音速的定义 扰动在空气中的传播速度就是音速。
●空气压缩性与音速（a）的关系
a
dp
d
a 39 t 273 海里/小时
a 20.1 t 273 公里/小时
音速与传输介质的可压缩性相关，在空气中，音速大小唯一 取决于空气的温度，温度越低，空气越易压缩，音速越小。
流速增加的
百分比
1%
1%
1%
1%
1%
1%
1%
1%
V / V
密度变化的
百分比
-0.04% -0.16% -0.36% -0.64% -1% -1.44% -1.96% -2.56%
/
截面积变化 的百分比 -0.96% -0.84% -0.64% -0.36% 0
A / A
0.44% 0.96% 1.65%
翼尖效应
亚音速气流条件下，上翼面前段 流管收缩变细，流速加快，压强降低， 吸力变大；在后段，流管扩张，流速 减慢，压强升高，吸力减小。流管最 细位置前移，最低压力点向前移动。
气流流过后掠翼时，流线左 右偏移的分析
●后掠翼的翼根和翼尖效应对升力的影响
翼根效应使翼根部位机翼的吸力 峰减弱，升力降低，翼尖效应使翼尖 部位的吸力峰增强，升力增加。
A.不可用燃油，液压油，无法放掉的滑油另外在某些飞机上不包括滑油
B.所有可用燃油，所有满载燃油，但不包括飞行员，乘客，行李的重量
C.所有可用燃油和滑油，但不包括任何无线电设备，或其它非制造厂家安装 的设备
第十章 高速空气动力学基础
本章主要内容
10.1 高速气流特性 10.2 翼型的亚跨音速气动特性 10.3 后掠翼的高速升阻力特性
●后掠翼的翼根和翼尖效应对升力系数的影响
后掠翼各翼面 的升力系数沿 展向的分布
2.中小迎角下后掠翼的亚音速升阻力特性 ●后掠翼对升力系数和升力线斜率的影响
同一迎角下,后掠翼的 升力系数和升力线斜率比 平直翼小。
●后掠角和展弦比对升力系数斜率的影响
升力线斜率和 后掠角的变化
3.后掠翼在大迎角下的失速特性
临界M数， 机翼上表面
达到音速
下表面达 到音速
上表面激波 移至后缘
下表面激波 移至后缘
空气压缩性对翼型表面压力分布的影响
II. 最大升力系数和临界迎角随飞行Ｍ数的变化
当激波增强到一定程度，阻力系数急剧增大,升力系数迅速 减小,这种现象称为激波失速。随着飞行M数的增加,飞机将在 更小的迎角下开始出现激波失速,导致临界迎角和最大升力系 数的继续降低。
梯形机翼
后掠翼
II. 后掠翼的临界迎角和最大升力系数比平直翼小
同平直机翼相比,
后掠翼相同迎角下的
CL
升力系数更小,最大
升力系数和临界迎角
也较小。根本原因在
于后掠翼的升力特性
是由垂直于前缘的有
效分速决定的。
平直机翼
后掠翼
α
4.后掠翼飞机改善翼尖先失速的措施 主要方法: 阻止气流在机翼上表面的展向流动
II. 后掠翼的最大阻力系数出现得更晚而且更小。 III.阻力系数随M数的变化比较平缓。
4.厚弦比对MCRIT的影响
同平直机翼 相比,后掠翼的 MCRIT更大;厚弦 比越小, MCRIT越 大。
本章小结
n 流管截面积和气流参数随流速（M数）的变
化规律 n 激波的概念、成因和激波前后气流参数的
变化规律 n 局部激波的形成和发展过程
产生超音速气流的条件是: （1）要有拉瓦尔管状的流管 （2）P进与P反之差（比）要足够大.
10.2 翼型的亚跨音速气动特性
10.2.1 翼型的亚音速空气动力特性
●亚音速的定义 飞行M数大于0.4,流场内各点的M数都小于1。
飞行原理/nshkxy
① 翼型的亚音速空气动力特性
考虑空气密度随速度的变化，则翼型压力系数 基本按同一比例放大，体现出“吸处更吸，压处更 压”的特点。因此，升力系数增大，逆压梯度增大， 压力中心前移,临界迎角减小，阻力系数基本不变。
●局部激波的形成与发展
飞行原理/nshkxy
II. 局部激波的发展
1.大于MCRIT 后，上表面先产生激波。 2.随M 数增加，上表面超音速区扩展，激波后移。 3.M 数继续增加，下表面产生激波，并较上表面
先移至后缘。
4.M 数接近1,上下表面激波相继移至后缘。 5.M 数大于1,出现头部激波。
V. 涡流发生器
10.3.2 后掠翼的跨音速升阻力特性
1.后掠翼的临界M数和局部激波
1）后掠翼的临界马赫数
后掠翼的临界马赫 数MCRIT比相同剖面平直 翼的MCRIT大。后掠角越 大,MCRIT越大。这是高 亚音速飞机采用后掠翼 的主要原因。
2） 后掠翼的翼尖激波
III. 后掠翼的后激波
3）后掠翼的前激波
主要手段: I. 翼上表面翼刀 II. 前缘翼刀 III. 前缘翼下翼刀
IV. 前缘锯齿 V. 涡流发生器
I. 翼上表面翼刀
I. 翼上表面翼刀
翼刀对后掠翼 升力系数的影响
翼刀可以使全翼 的升力系数增加， 并改善翼尖失速。
II. 前缘翼刀 III.前缘翼下翼刀
IV. 前缘锯齿
V. 涡流发生器
●后掠翼的翼根效应和翼尖效应
在气流向后的流动过程中， 平行于前缘的气流分速不发 生变化，而垂直于前缘的有 效分速则发生先减速、后加 速、再减速的变化，导致总 的气流方向发生左右偏斜。
后掠翼的升力大小由垂 直于前缘的有效分速所决 定。
翼根效应
亚音速气流条件下，上翼面前段 流管扩张变粗,流速减慢，压强升高， 吸力降低；后段流管收缩变细,流速 加快，压强减小,吸力有所增加。流 管最细的位置后移，最低压力点向后 移动。
I. 翼尖先失速
原因：
①翼根效应和翼尖效应，使 机翼上表面翼根部位压力大 于翼尖部位压力，压力差促 使气流展向流动，使附面层 在翼尖部位变厚，容易产生 气流分离。
②翼尖效应使翼尖部位上表 面吸力峰增强，逆压梯度增 加，容易气流分离。
●后掠角失速的产生与发展
●机翼平面形状对失速的影响
椭圆形机翼
矩形机翼
●激波实例
●激波实例
●激波实例
③ 翼型的跨音速升力特性
I. 升力系数随飞行Ｍ数的变化
1. 考虑空气压缩性，上表面密 度下降更多，产生附加吸力,升 力系数CL增加，且由于出现超音 速区，压力更小，附加吸力更大；
2. 下翼面出现超音速区，且后 移较上翼面快，下翼面产生较大 附加吸力，CL减小；
3. 下翼面扩大到后缘，而上翼 面超音速区还能后移，上下翼面 的附加压力差增大，CL增加。
n 临界M数的概念和物理意义
n 后掠翼翼尖失速的特点 n 后掠翼的升力特性
28．机翼后掠角越大飞机的巡航速度 A. 越大 B．越小 C.无关 18. 高速飞行性能好的机翼是 A. 梯形翼。 B. 后掠翼。 C. 直机翼。 130. 后掠角使飞机具有横侧安定性的原因是 A. 侧滑时，侧滑一侧的后掠角增大，升力增大。 B. 侧滑时，侧滑另一侧的后掠角增大，升力增大 C. 侧滑时，侧滑一侧的后掠角减小，升力增大。 101.大后掠角机翼且带下反角的飞机，在小速度飞行时易出现 A. 飘摆 B.螺旋运动不稳定 C.失去俯仰操纵性
飞行原 理
PrinciPles of flight
复习题
1.在装载时，由于飞机重心偏右，可导致在巡航飞行时，飞机的阻力 A.增大 B.减小 C不变
2.在计算飞机的重量与平衡时，基本空重包括标准飞机重量、选装设备的重量， 另外还包括
。A. 不可用燃油和所有滑油的重量。 B. 所有可用燃油和所有滑油的重量但不包括飞行员、旅客、行李的重量。
V. 后掠翼的外激波
2.后掠翼的升力系数随M数的变化 后掠角不同的后掠翼的升力系数随M数的变化
特点：
I. 后掠翼的临界马赫数MCRIT较大。 II. 升力系数在跨音速阶段的增减幅度较小。 III.升力系数随飞行M数的变化比较平缓。
3.后掠翼的阻力系数随M数的变化
特点：
I. 同平直机翼相比,后掠翼的MCRIT和阻力发散马赫 数更大,后掠翼的阻力系数在更大的M数下才开始 急剧增加。
超音速气流受阻形成的一道压力、密度、 温度突升高的界面，即激波。
●激波实例
I. 局部激波的形成
飞行马赫数大于临界马赫数后，机翼上表面开始 出现超音速区。在超音速区内流管扩张，气流加速， 压强进一步降低，与后端的压强为大气压力的气流 相作用，形成一道压力、密度、温度突增的界面， 即激波。
II. 局部激波的发展
速度增加，空气密度减小。
在超音速时，密度的减小量大于速度的增加量，故加速时要求 截面积增大。
因此，M>1时，流管扩张，流速增加，流管收缩，流速减小。
在超音速气流中,流 管截面积随流速的变化
●速度、密度和截面积在不同M数下的变化值
气流M数 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6
M数对飞机的失速迎角的影响
M数对飞机的最大升力系数CLmax的影响
马赫配平系统
现代运输机采用后掠翼布局，巡航飞行状态 （Ｍa≈0.6～0.8）条件下明显地存在着在随速度变 化的纵向力矩不稳定性，即飞机以较高马赫数飞行 时，出现气动力作用中心后移的跨音速效应，造成 机头自动下沉现象．
马 赫配平系统则可提供较高马赫数飞行时飞机 的稳定性，即当空速增加时，飞行控制计算机接受 大气数据计算机的马赫数信息，产生随动位置信号， 自动使升降舵按一定规律调整，以使飞机抬头，保 持巡航姿态．
●后掠Leabharlann Baidu与后掠角
后掠角： 是机翼¼弦长的连线与飞 机横轴之间的夹角。
10.3.1 后掠翼的亚音速升阻力特性
1.亚音速下对称气流流经后掠翼
●对称气流经过直机翼时的M数变化
气流经过直机翼后, 局 部马赫数M会增加。
●亚音速下对称气流流经后掠翼
对称气流经过后掠 翼,可以将气流速度分 解到垂直于机翼前缘 和平行于机翼前缘。
① 临界马赫数MCRIT
●临界马赫数MCRIT
机翼上表面流速大于飞行速度，因此当飞行M 数小于1时，机翼上表面最低压力点的速度就已达 到了该点的局部音速(此点称为等音速点)。此时的 飞行M数称为临界马赫数MCRIT 。
M CRIT
Vcr a
MCRIT是机翼空气动力即将发生显著变化的标志。
② 局部激波的形成和发展