10.1 高速气流特性

第十章 第 17 页
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 翼型的压力中心位臵的变化
翼型的压力中心位臵基本保持不变。
第十章 第 18 页
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。
① 临界马赫数MCRIT
考虑空气密度随速度的变化，则翼型压力系数基本按同一 系数放大，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。
第十章 第 16 页
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
第十章
高速空气动力学基础
飞行原理/CAFUC
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
第十章 第 2 页
飞行原理/CAFUC
10.1 高速气流特性
飞行原理/CAFUC
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。
翼刀可以使全翼 的升力系数增加， 并改善翼尖失速。
第十章 第 55 页
II. 前缘翼刀
III.前缘翼下翼刀
第十章 第 56 页
IV. 前缘锯齿
第十章 第 57 页
V. 涡流发生器
第十章 第 58 页
V. 涡流发生器
第十章 第 59 页
10.3.2 后掠翼的跨音速升阻力特性
① 后掠翼的临界M数和局部激波系
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
第十章 第 14 页
飞行原理/CAFUC
10.2 翼型的亚跨音速气动特性
飞行原理/CAFUC
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。
① 翼型的亚音速空气动力特性
⑤ 翼型的超音速升力特性
膨胀波
在超音速阶段,M增 加，上翼面膨胀波后斜， 弱扰动边界与波前气流 的夹角减小，膨胀后 的压力比 不变而M增 加时降低得少； M增加，下翼面激 波后斜，激波角减小， 下翼面压力比不变而M 增加时增加得少，总的 效果使升力系数减小。
激波
第十章 第 33 页
⑥ 翼型的超音速阻力特性
M数越大，空气被压缩得越厉害。

低速飞行(马赫数M<0.4)
可忽略压缩性的影响

高速飞行(马赫数M>0.4) 必须考虑空气压缩性的影响
第wenku.baidu.com章 第 8 页
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
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。
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
第十章 第 29 页
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。
-1.44%
-1.96%
-2.56%
A / A
-0.96%
-0.84%
-0.64%
-0.36%
0
0.44%
0.96%
1.65%
第十章 第 11 页
●超音速气流的获得
要想获得超音速气流，截面积应该先减后增。
第十章 第 12 页
●The Tailpipe of Space Shuttle
第十章 第 13 页
飞行马赫数大于1后，阻力系数会下降,但阻力会随着 M数的增加而增加。
第十章 第 34 页
⑦ M数对飞机的失速迎角的影响
第十章 第 35 页
⑦ M数对飞机的最大升力系数CLmax的影响
第十章 第 36 页
⑧ 飞机在不同M数下的极曲线
第十章 第 37 页
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
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。
第十章 第 47 页
●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
第十章 第 48 页
③ 后掠翼在大迎角下的失速特性
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。
气流流过后掠翼时，流线左 右偏移的分析
第十章 第 44 页
●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。
第十章 第 45 页
●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
第十章 第 46 页
第十章 第 25 页
●激波实例
第十章 第 26 页
●激波实例
第十章 第 27 页
●激波实例
第十章 第 28 页
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 面超音速区还能后缘，上下翼面 的附加压力差增大，CL增加。
第十章 第 52 页
③ 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 主要手段:
I. II. III.
翼上表面翼刀 前缘翼刀 前缘翼下翼刀
IV.
V.
前缘锯齿
涡流发生器
第十章 第 53 页
I. 翼上表面翼刀
第十章 第 54 页
I. 翼上表面翼刀
翼刀对后掠翼 升力系数的影 响

低速飞行(马赫数M<0.4)
空气密度基本不随速度而变化

高速飞行(马赫数M>0.4) 空气密度随速度增加而减小
第十章 第 4 页
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。
第十章 第 5 页
●空气压缩性与音速a的关系
dp a d
a 39 t 273 海里/小时
后掠翼的升力大小由垂 直于前缘的有效分速所决 定。
第十章 第 43 页
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 管最细的位臵后移，最低压力点向后 移动。
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 细位臵前移，最低压力点向前移动。
在亚音速气流 中,流管截面积 随流速的变化
第十章 第 9 页
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
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
●局部激波的形成与发展
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。 激波的视频
第十章 第 24 页
●激波实例
第十章 第 64 页
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。
第十章 第 65 页
本章小结

流管截面积和气流参数随流速（M数）的变化规律 激波的概念、成因和激波前后气流参数的变化规律 局部激波的形成和发展过程 临界M数的概念和物理意义 后掠翼翼尖失速的特点 后掠翼的升力特性
第十章 第 10 页
●速度、密度和截面积在不同M数下的变化值
气流M数 流速增加的百 分比
0.2
0.4
0.6
0.8
1.0
1.2
1.4
1.6
V / V
/
1%
1%
1%
1%
1%
1%
1%
1%
密度变化的百 分比 截面积变化的 百分比
-0.04%
-0.16%
-0.36%
-0.64%
-1%
I. 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。
后掠翼的速度 分解
第十章 第 60 页
II. 后掠翼的翼尖激波
III. 后掠翼的后激波
第十章 第 61 页
IV. 后掠翼的前激波
V. 后掠翼的外激波
第十章 第 62 页
第十章 第 49 页
●后掠角失速的产生与发展
第十章 第 50 页
●机翼平面形状对失速的影响
椭圆形机翼
矩形机翼
梯形机翼
后掠翼
第十章 第 51 页
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。
第十章 第 30 页
④ 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。
第十章 第 31 页
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。
第十章 第 32 页
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。
第十章 第 21 页
II. 局部激波的发展
第十章 第 22 页
II. 局部激波的发展
第十章 第 23 页
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 。
MCRIT是机翼空气动力即将发生显著变化的标志。
第十章 第 19 页
●临界马赫数MCRIT
第十章 第 20 页
② 局部激波的形成和发展
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
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。
第十章 第 63 页
③ 后掠翼的阻力系数随M数的变化
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。 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。
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。
第十章 第 6 页
●亚音速、等音速和超音速的扰动传播
第十章 第 7 页
② 空气压缩性与马赫数M的关系 TAS M a
马赫数M是真速与音速之比。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）。
气流经过直机翼后, 马 赫数M会增加。
第十章 第 41 页
●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。
第十章 第 42 页
●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。
10.3 后掠翼的高速升阻力特性
第十章 第 38 页
飞行原理/CAFUC
10.3 后掠翼的高速升阻力特性
飞行原理/CAFUC
●后掠翼与后掠角 后掠角是机翼¼弦长的连 线与飞机横轴之间的夹角。
第十章 第 40 页
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