空氣動力學基礎(chǔ)02空氣動力學

.,空氣動力學與飛行原理,第2章空氣動力學,.,知識要求熟練掌握流體流動的基本規(guī)律熟練掌握機體幾何外形參數(shù)的表示和概念能夠根據(jù)相關(guān)知識對飛機所受空氣動力進行分析掌握高速飛行理論,.,2.1流體流動的基本概念,研究作用在飛機上的空氣動力氣流空氣的流動稱為氣流?？諝庀鄬ξ矬w的流動，稱為相對氣流。,.,2.1.1相對運動原理,作用在飛機上的空氣動力取決于飛機和空氣之間的相對運動情況，而與觀察、研究時所選用的參考坐標無關(guān)。將飛機的飛行轉(zhuǎn)換為空氣的流動，使空氣動力問題的研究大大簡化。風洞實驗就是根據(jù)這個原理建立起來的。,.,2.1.2連續(xù)性假設(shè),連續(xù)性假設(shè)在進行空氣動力學研究時，將大量的、單個分子組成的大氣看成是連續(xù)的介質(zhì)。連續(xù)介質(zhì)組成介質(zhì)的物質(zhì)連成一片，內(nèi)部沒有任何空隙。在其中任意取一個微團都可以看成是由無數(shù)分子組成，微團表現(xiàn)出來的特性體現(xiàn)了眾多分子的共同特性。微小的局部也可代表整體,.,2.1.3流場、定常流和非定常流,流場流體流動所占據(jù)的空間。非定常流在流揚中的任何一點處，如果流體做困流過時的流動多數(shù)隨時間變化，稱為非定常流；這種流場被稱為非定常流場。定常流如果流體微團流過時的流動參數(shù)速度、壓力、溫度、密度等不隨時間變化，這種流動就稱為定常流，這種流場被稱為定常流場。,.,2.1.4流線、流線譜、流管和流量,流線和流線譜在定常流動中，空氣微團流過的路線（軌跡）叫作流線。由許多流線所組成的圖形，叫做流線譜。一般情況下流線不能相交。因此，由許多流線所圍成的管子稱為流管。流線間隔縮小，表明流管收縮；反之，表明流管擴張。,.,體積流量質(zhì)量流量,.,2.2流體流動的基本規(guī)律,2.2.1連續(xù)方程連續(xù)方程是質(zhì)量守恒定律在流體定常流動中的應(yīng)用。連續(xù)方程：對于不可壓縮流體，連續(xù)方程可以簡化為:流體的流速與流管的橫截面積成反比注意：質(zhì)量流量恒定！,.,2.2.2伯努利方程伯努利方程是能量守恒定律在流體流動中的應(yīng)用。前提：不可壓縮、無粘性、流管高度基本不變，與外界無能量交換則：流體的流體具有的能量可以在壓力能和動能之間進行轉(zhuǎn)換，但能量的總和保持不變靜壓。單位體積流體具有的壓力能。動壓。單位體積流體具有的動能。,.,伯努利定理表明理想流體沿流管流動過程中，流速增大的地方，靜壓力必然減小，反之亦然。這個定理不能用于高速氣流中！,.,聯(lián)系連續(xù)方程和伯努利方程，可得出以下結(jié)論：不可壓縮的、理想的流體在進行定常流動時：流管變細，流體的流速將增加，流體的動壓增大，靜壓將減小；流管變粗，流體的流速將減小，流體的動壓減小，靜壓將增加。,.,飛機機翼氣動升力的產(chǎn)生：當氣流流過機翼表面時，由于氣流的方向和機翼所采用的翼型，在機翼表面形成的流管就像圖2-5中所示的那樣變細或變粗，流體中的壓力能和功能之間發(fā)生轉(zhuǎn)變，在機翼表面形成不同的壓力分布，從而產(chǎn)生升力。,.,2.3機體幾何外形和參數(shù),2.3.1機翼的幾何外形和參數(shù)機翼翼型機翼平面形狀機翼相對機身的安裝位置,.,1.機翼翼型,翼型用平行機身對稱面的平面切割機翼所得機翼的切面形狀,.,翼型參數(shù)弦線、弦長b厚度、相對厚度最大厚度、相對厚度、最大厚度位置中弧線、彎度、相對彎度最大彎度、相對彎度、最大彎度位置,.,a平板翼型b彎板翼型c超臨界翼型d哥廷根398e低亞音速翼型fg對稱翼型，常用于尾翼hi超音速菱形翼型j超音速雙弧形翼型,.,2.機翼平面形狀和參數(shù),機翼平面形狀機翼平面形狀是飛機處于水平狀態(tài)時，機翼在水平面上的投影形狀（a）矩形；（b）梯形；（c）橢圓形；（d）后掠翼；（e）（f）和（g）為三角形和雙三角形。,.,參數(shù)機翼面積S梢根比翼展展長L展弦比后掠角平均空氣動力弦長,.,3.機翼相對機身的安裝位置,(1)機翼相對機身中心線的高度位置上單翼、下單翼和中單翼,.,(2)機翼相對機身的角度安裝角機翼弦線與機身中心線之間的夾角叫安裝角。加大安裝角叫“內(nèi)洗”(Washin)，通過調(diào)整外撐軒的長度減小安裝角叫“外洗”(Washout)上反角、下反角-機翼底面與垂直機體立軸平面之間的夾角,.,縱向上反角機翼安裝角與水平尾翼安裝角之差叫縱向上反角一般水平尾翼的安裝角為負，前緣下偏。,.,2.3.2機身的幾何形狀和參數(shù),為了減小阻力，一般機身前部為圓頭錐體，后都為尖削的錐體，中間較長的部分為等剖面柱體。表示機身兒何形狀特征的參數(shù)機身長度Lah最大當量直徑Dah長細比ah=Lah/Dah,.,2.4作用在飛機上的空氣動力,2.4.1空氣動力、升力和阻力2.4.2升力的產(chǎn)生2.4.3阻力2.4.4升力和阻力2.4.5升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線和升阻比曲線、極曲線2.4.6機翼的壓力中心和焦點(空氣動力中心),.,2.4.1空氣動力、升力和阻力,空氣動力空氣作用在與之有相對運動物體上的力稱為空氣動力。飛機飛行時，作用在飛機各部件上的空氣動力的合力叫做飛機的總空氣動力，用R表示?？偪諝鈩恿的作用點叫壓力中心總空氣動力在垂直來流方向上的分量叫升力，用L表示在平行來流方向上的分量叫阻力，用D表示。,.,2.4.2升力的產(chǎn)生,飛機的升力主要由機翼來產(chǎn)生。迎角相對氣流與機翼弦線之間的夾角迎角“正負”當氣流以一定的正迎角流過具有一定翼型的機翼時在機翼上表面流管變細，流線分布較密；在機翼下表面流管變粗，流線分布較疏。,.,機翼上表面的氣流速度要加大，大于前方氣流的速度，同時，靜壓要下降，低于前方氣流的大氣壓力；機翼下表面的氣流速度要減小，小于前方氣流的速度，同時，靜壓要上升，高于前方氣流的大氣壓力。在機翼的前緣有一點(A)，氣流速度減小到零，正壓達到最大值，此點你為駐點。機翼上表面有一點(B)，氣流速度最大，負壓達到最大值，稱為最低壓力點。,.,2.4.3阻力,在低速飛行中飛機的阻力摩擦阻力壓差阻力干擾阻力誘導阻力廢阻力主要由空氣的粘性引起在介紹飛機的阻力之前，應(yīng)先了解與空氣粘性有關(guān)的一些空氣的流動狀態(tài)。,廢阻力,.,1.氣流在機體表面的流動狀態(tài),（1）附面層（2）層流附面層和紊流附面層（3）附面層的分離,.,（1）附面層,附面層沿機體表面法向方向，流速由零逐漸增加到外界氣流流速的薄薄的一層空氣層；機體表面到附面層邊界(流速增大到外界氣流流速99%處)的距離為附面層的厚度（）附面層的厚度越來越厚,.,（2）層流附面層和紊流附面層,前段附面層內(nèi)：層流附面層。后段附面層：紊流附面層。附面層由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)叫轉(zhuǎn)捩轉(zhuǎn)捩段轉(zhuǎn)換段是很窄的區(qū)域，可近似看成一點，稱為“轉(zhuǎn)捩點”。,.,轉(zhuǎn)捩原因流動距離越長，附面層內(nèi)的分層流動越不穩(wěn)機體表面對附面層施加擾動在紊流附面層的底層，機體表面氣流的阻滯作用要比層流附面層大得多。,.,（3）附面層的分離,順壓梯度逆壓梯度附面層分離分離點分離點非轉(zhuǎn)捩點轉(zhuǎn)捩點在分離點之前分離點后形成渦流區(qū)渦流區(qū)內(nèi)，氣流壓力下降,.,2.摩擦阻力,（1）摩擦阻力的產(chǎn)生摩擦阻力是由于空氣有粘性而產(chǎn)生的阻力，存在于附面層內(nèi)由于空氣有粘性，當氣流流過機體表面時，機體表面給氣流阻滯力并生成附面層。根據(jù)牛頓第三定律:作用力和反作用力總是大小相等方向相反，同時作用在兩個物體上。機體表面給氣體微團向前的阻滯力，使其速度下降，氣體微團必定給機體以大小相等方向相反的向后的作用力，這個力就是摩擦阻力。紊流附面層產(chǎn)生的摩擦阻力比層流附面層大得多。摩擦阻力的大小除了與附面層內(nèi)氣流的流動狀態(tài)有關(guān)外，還與機體與氣流接觸的面積(機體的外露面積)大小以及機體表面狀態(tài)有關(guān)。,.,(2)減小摩擦阻力的措施,機翼采用層流翼型。設(shè)法使附面層保持層流狀態(tài),.,在機翼表面安裝一些氣功裝置，不斷向附面層輸入能量保持機體表面的光滑清潔。要盡量減小機體與氣流的接觸面積。,.,3.壓差阻力,(1)壓差阻力的產(chǎn)生在機翼的后緣生成低壓的渦流區(qū)機翼前緣區(qū)域的壓力大于后緣區(qū)域的壓力，前后壓力差就形成了壓差阻力,.,(2)減小壓差阻力的措施盡量減小飛機機體的迎風面積。暴露在空氣中的機體各部件外形應(yīng)采用流線型。飛行時，除了起氣動作用的部件外，其他機體部件的鈾錢應(yīng)盡量與氣流方向平行。,.,4.干擾阻力,（1）干擾阻力的產(chǎn)生流過機體各部件的氣流在部件結(jié)合處互相干擾而產(chǎn)生的阻力干擾阻力與各部件組合時的相對位置有關(guān)，也和部件結(jié)合部位形成的流管形狀有關(guān)。,.,（2）減小干擾阻力的措施適當安排各部件之間的相對位置。中單翼干擾阻力量小，下單翼最大，上單翼居中。在部件結(jié)合部位安裝整流罩，使結(jié)合部位較為光滑，減小流管的收縮和擴張。,.,5.誘導阻力,（1）翼梢旋渦和下洗流上、下翼面存在壓力差使機翼下表面氣流的流線由翼根向翼梢偏斜，使機翼上表面氣流的流線由翼梢向翼根偏斜，機翼的翼梢部位形成了由下向上旋轉(zhuǎn)的翼梢旋渦,.,（2）誘導阻力的產(chǎn)生如果上下翼面沒有壓力差，就不會產(chǎn)生升力，也就沒有誘導阻力產(chǎn)生。上下翼面壓力差越大，升力越大，誘導阻力也就越大。,.,（3）減小誘導阻力的措施采用誘導阻力較小的機翼平面形狀：橢圓平面形狀的機翼誘導阻力最小，其次是梯形機翼，矩形機翼的誘導阻力最大。加大機翼的展弦比也可以減小誘導阻力。在機翼安裝翼梢小翼,.,6.低速飛行時飛機的阻力,低速飛行時飛機的阻力由摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力和誘導阻力組成誘導阻力是隨著飛行速度的提高而逐漸減小廢阻力隨飛行速度越提高而增大在誘導阻力曲線和廢阻力曲線相交點總阻力最小，此時的飛行速度稱為有利飛行速度。隨著迎角的變化，廢阻力中的摩擦阻力和壓差阻力所起的作用也不相同。,.,2.4.4升力和阻力,1.升力公式、阻力公式升力公式阻力公式,.,2.影響升力和阻力的因素（1）空氣密度、飛行速度和機翼面積（2）升力系數(shù)和阻力系數(shù)升力系數(shù)和阻力系數(shù)都是無量綱參數(shù)，在飛行馬赫數(shù)小于一定值時，它們只與機翼的形狀（機翼翼型、機翼平面形狀）和迎角的大小有關(guān)翼型相對厚度和相對彎度迎角,.,2.4.5升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線和升阻比曲線、極曲線,升阻比和升力系數(shù)、阻力系數(shù)一樣都是無量綱參數(shù)，在飛行馬赫數(shù)小于一定值時，只與機翼的形狀(機翼翼型、機翼平面形狀)和迎角的大小有關(guān)。當迎角改變時，氣流在機翼表面的流動情況和機翼表面的壓力分布都會隨之發(fā)生變化，結(jié)果導致了機翼升力和阻力的變化，壓力中心位置的前后移動。,.,1.升力系數(shù)CL隨迎角的變化,零升力迎角a0升力系數(shù)為零時，機翼的升力為零非對稱翼型：a0a0：CL0，升力方向指向機翼上表面（圖c）,.,最大升力系數(shù)對應(yīng)迎角amaxaamax：CL隨著a的增加而下降,.,2.機翼壓力中心位置隨迎角的變化,機翼氣動力合力的作用點叫做機翼的壓力中心。隨著迎角的改變，機翼壓心的位置會沿飛機縱向前后移動(對稱翼型除外)。當迎角比較小時機翼前緣上表面還沒有形成很細的流管，氣流在機翼前緣的上表面的加速比較緩慢，并沒有在機翼前緣形成吸力區(qū)，機翼上表面的最低壓力點靠后；這時機翼的升力系數(shù)比較小，壓力中心也比較靠后。,.,迎角逐漸增加機翼前緣上表面的流管逐漸變細，氣流在機翼前緣上表面加速的速度加快，機翼上表面的最低壓力點向前移，機翼的升力系數(shù)增大，壓力中心也向前移,.,迎角繼續(xù)增加機翼前緣上表面形成了很細的流管，氣流在機翼前緣的上表面很快地被加速，并在機翼前緣形成吸力峰，機翼上表面的最低壓力點繼續(xù)前移，機翼的升力系數(shù)繼續(xù)增大，壓力中心也繼續(xù)向前移動,.,迎角超過amax附面層的分離點很快前移，渦流區(qū)迅速擴大到整個上翼面，機翼前緣的吸力峰陡落，機翼的升力急劇下降，壓力中心又移到靠后的位置,.,3.阻力系數(shù)CD隨迎角的變化,阻力系數(shù)曲線不與阻力系數(shù)CD等于零的橫線相交，說明在任何情況下飛機的阻力都不等于零。在迎角等于零度附近，阻力系數(shù)最小，然后隨著迎角絕對值的增加而增大，變化近似按拋物線規(guī)律。,.,CL、CD隨迎角變化的規(guī)律隨著迎角的增加，CL和CD都增大，在一定的迎角范圍內(nèi)，CL線性增大，而CD按拋物線規(guī)律增大。CD在小迎角范圍內(nèi)增加較慢，隨后增大速度加快，比CL增大的速度更快。在CL達到最大值之后，CL開始減小，而CD不但繼續(xù)增大，增大的速度也陡然增加零升阻力系數(shù)CD0,.,4.升阻比曲線、極曲線,升阻比K升阻比隨著迎角的增加而增大，由負值增大到零再增大到最大值，然后，隨著迎角的增加而逐漸減小。升阻比的最大值并不是在升力系數(shù)等于最大值時達到，而是在迎角等于4左右達到。升阻比也叫做氣動效率。,.,對每一個迎角都可以得到一個升力系數(shù)和一個阻力系數(shù)，以升力系數(shù)為縱坐標，以阻力系數(shù)為橫坐標，并將迎角值標在曲線的各點上就得出極曲線圖。從原點作極曲線的切線與曲線的交點就是達到最大升阻比的迎角值，切線的斜率就是最大升阻比。曲線的最高點的縱坐標值就是最大升力系數(shù)。用平行縱坐標的直線與曲線相切，可以得到最小阻力系數(shù)和迎角值。,.,5.飛機大迎角失速,（1）臨界迎角和飛機失速對應(yīng)最大升力系數(shù)的迎角叫做臨界迎角（16），也叫做失速迎角。當迎角大于臨界迎角時，升力系數(shù)急劇下降，阻力系數(shù)急劇增加，這種現(xiàn)象就叫做失速。失速原因機翼上翼面的附面層大部分分離，形成了大面積的渦流區(qū)，產(chǎn)生很大的壓差阻力失速后果飛機的速度減小，高度降低，機頭下沉機翼、尾翼振動，飛機的穩(wěn)定性和操縱性下降,.,（2）飛機的失速速度當飛機以臨界迎角飛行時，飛機的失速速度vs為：當飛機平飛時，飛機的升力等于飛機的重力。在其他的飛行狀態(tài)下，飛機的升力等于飛機重力乘以載荷系數(shù)ny。,.,從失速速度的計算公式，可以得出：飛機重力增加，飛機的失速速度也會增加。飛機起飛著陸過程中，使用增升裝置可以提高最大升力系數(shù)，從而降低飛機的失速速度，使飛機可以以更低的速度起飛和著陸。在各種不同的飛行狀態(tài)下，飛機的失速速度等于飛機平飛失速速度乘以，載荷系數(shù)越大，對應(yīng)的失速速度也就越大。,.,（3）失速警告在飛機接近失速時，給駕駛員一個準確的失速警告。機翼上表面的氣流分離會使飛機發(fā)生抖振，會使駕駛桿和腳蹬產(chǎn)生抖動人工失速警告設(shè)備當迎角增大到接近臨界迎角的某個值時(飛行速度比失速速度大7%)，向駕駛員發(fā)出失速警告。,.,2.4.6機翼的壓力中心和焦點（空氣動力中心）,1.機翼壓力中心和焦點的定義及所在位置的表示方法機翼壓力中心是作用在機翼上的氣動力合力的作用點焦點是迎角改變時，機翼氣功升力增量的作用點。,.,表示方法：機翼焦點機翼壓力中心點,.,2.機翼壓力中心和焦點的區(qū)別,（1）物理意義不一樣。（2）機翼壓力中心的位置隨著機翼迎角的變化而前后移動；機翼的焦點位置卻不隨迎角改變。在低速飛行中，機翼焦點的位置保持在25%不變。（3）機翼焦點及焦點位置對研究飛機的穩(wěn)定性和操縱性有著重要的意義。因為機翼焦點的位置不隨迎角的變化而改變，所以，在研究由于迎角改變，機翼氣動升力變化對飛機穩(wěn)定性及操縱性影響時，就可以在原有氣動力大小和位置不變的情況下，只將氣動升力的增量作用到焦點上，也就是只研究作用在焦點上的氣動升力增量對飛機穩(wěn)定性和操縱性的影響就可以了。,.,2.5機翼表面結(jié)冰（雪、霜）對飛機飛行性能的影響,案例1、1994年10月31日，當?shù)貢r間約下午4點，西蒙斯航空公司4184航班，從印地安納波里斯到芝加哥，飛機在有利于積冰的氣象條件下等待了30分鐘，突然翻滾并從大約10000英尺的高度墜下，猛沖入ROSELAWN附近的豆子地里，機上68人頃刻死去。2、1986年12月15日，西安管理局An-24-3413號機執(zhí)行蘭州西安成都往返航班任務(wù)。9時03分從中川機場起飛，9時05分飛機高度2700M，入云，有輕度積冰，9時11分上升到3470M，速度300KM/H，9時15分速度減到195KM/H，9時29分機組要求返航。飛機保持2600米高度飛回中川機場，當時結(jié)冰相當嚴重。9時53分，飛機仍在云中飛行，據(jù)氣象臺報告，云高600M，10時05分飛機降落時，由于下滑高度不正常而復飛，飛機保持約10-20米的高度在跑道上平飛。飛出跑道后，發(fā)現(xiàn)前面有一排樹，左座又拉了一桿，飛機便帶著25-30度的右坡度撞斷了15棵樹和1根電線桿之后觸地。機上旅客37人，死亡6人。,.,.,1、阻力增大：迎風面加大壓差阻力增大。表面粗糙增大摩擦阻力。2、升力系數(shù)和臨界迎角減?。阂硇透淖兺瑯佑菍?yīng)的升力系數(shù)小，使起飛和著陸速度提高。兩側(cè)機翼翼型不對稱使飛機傾鈄，操縱困難。破壞翼型臨界迎角減小，使飛機過早出現(xiàn)失速。,.,機翼除冰,.,2.6高速飛行的一些特點,2.6.1空氣的可壓縮性和飛行馬赫數(shù)1.空氣的可壓縮性空氣是可壓縮的流體。所謂的可壓縮性是指一定量的空氣在壓力或溫度變化時，其體積和密度發(fā)生變化的特性。音速是表示介質(zhì)可壓縮性大小的一個指標：音速越大，可壓縮性越小a：音速；T：絕對溫度大氣中各處的可壓縮性是不同的,.,低速飛行時，由于速度變化帶來的壓力變化很小，空氣的可壓縮性表現(xiàn)得不明顯。為了簡化起見，可以認為空氣是不可壓縮的，即=常數(shù)。隨著飛行速度的不斷提高，空氣的壓縮性逐漸明顯地表現(xiàn)出來，特別是高速飛行時，空氣的可壓縮性引起了空氣流動規(guī)律的一些本質(zhì)性的變化，必須考慮空氣的可壓縮性。由此可見，空氣的可壓縮性是造成高速飛行不同于低速飛行的主要原因。,.,2.飛機飛行的馬赫數(shù)在飛機飛行中，空氣所表現(xiàn)出來的可壓縮程度：飛機的飛行速度（空速）、飛機飛行當?shù)氐囊羲?。飛行速度大小表明飛機飛行時，造成空氣局部壓力變化的大小音速的大小則表示了飛行當?shù)乜諝獗粔嚎s的難易程度。馬赫數(shù)Mav：飛機相對氣流的速度；a：當?shù)匾羲費a數(shù)越大說明空氣的可壓縮性表現(xiàn)得越明顯，對飛行的影響就越大。,.,2.6.2氣流流動的加速、減速特性,低速下，近似地=常數(shù)；高速下，變化較大。隨著Ma數(shù)的增大，空氣密度減小的百分數(shù)越來越大。為了保持質(zhì)量流量不變，流管的截面面積、必須加大，也就是超音速氣流是通過流管擴張來加速的。,.,拉瓦爾噴管管道先收縮使亞音速氣流加速，當達到音速（M=l）時管道再擴張，使氣流膨脹速度增加，壓強下降，得到超音速氣流。,.,2.6.3激波、波阻和膨脹波,1.激波和波阻a、b：只要時間足夠長，周圍的空氣都會受到擾動。通過一個個波面，空氣的參數(shù)會連續(xù)不斷地發(fā)生微小的變化。這就使飛機前方的空氣對飛機的到來有預(yù)知，并對自己的狀態(tài)進行了調(diào)整。馬赫錐,.,c、d：當飛機以很大的速度撞擊到前面完全平靜的、對飛機的到來毫無“預(yù)知”的空氣上時，對空氣產(chǎn)生了強烈的壓縮，就會在機頭前面形成一層薄薄的、稠密的空氣窟，這就是在機頭形成的激波。,.,.,氣流通過激波后的變化：速度下降，溫度、壓力、密度上升。通過激波后，空氣的溫度上升，說明空氣的部分能量不可逆轉(zhuǎn)地變?yōu)闊崮埽芰康膿p失說明氣流通過激波時受到了阻力，這個阻力就叫做被阻。,.,激波角正激波波阻最大超音速氣流轉(zhuǎn)變?yōu)閬喴羲贇饬餍奔げúㄗ杪孕〕羲贇饬骺赡軠p速為亞音速氣流，也可能仍為超音速氣流。激波形狀,.,2.膨脹波流管變粗，氣流的速度要加快，壓力下降。弱擾動波超音速氣流是通過激波壓縮減速，通過膨脹波膨脹加速的。,.,2.6.4臨界馬赫數(shù)和臨界速度,局部馬赫數(shù)當飛機飛行速度還沒有達到飛行高度的音速時，也就是飛行馬赫數(shù)小于1時，該點處的局部氣流速度就可能達到了該處的局部音速，局部馬赫數(shù)達到了1，形成了等音速點。此時，飛機飛行的馬赫數(shù)就叫做臨界馬赫數(shù)，飛機飛行的速度就叫做臨界速度。,.,2.6.5局部激波和激波分離,局部激波到達臨界速度，形成等音速點；最低壓力點后，機翼厚度減小，形成擴張流管，氣流加速；形成局部超音速區(qū)，產(chǎn)生正激波；氣流通過正激波，減速成為亞音速氣流，流速下降，壓力、密度和溫度上升。,.,激波分離由于局部激波后面亞音速氣流的壓力高于激波前面超音速氣流的壓力，形成了很大的逆壓梯度，引起了附面層的分離，這就叫做激波誘導附面層分離。附面層分離會在機翼后部生成渦流區(qū)，增大壓差阻力。飛行速度超過臨界速度激波波阻激波激波誘導附面層分離壓差阻力,.,2.6.6亞音速、跨音速和超音速飛行以及氣動力系數(shù)的變化,1.亞音速、跨音速和超音速飛行圖a：較低飛行速度圖b：當Ma=0.72時，翼型上表面首次出現(xiàn)了等音速點，這個翼型的臨界馬赫數(shù)Ma臨=0.72。,.,圖c：當Ma=0.77時，在翼型上表面首次出現(xiàn)了局部超音速區(qū)和局部激波，激波分離也可能在這時出現(xiàn)。隨著Ma數(shù)繼續(xù)提高，等音速點向前移，局部激波向后移，超音速區(qū)逐漸擴大。圖d：當Ma=0.82時，下翼面開始出現(xiàn)局部激波。,.,圖e：隨著Ma數(shù)的繼續(xù)提高，翼型表面的超音速區(qū)繼續(xù)擴大圖f：Ma=1.05，局部激波移到了翼型的后緣，在翼型的前緣形成了脫體正激波，這時，只有在正激波的后面有一塊亞音速區(qū)，其他流場已全部變成超音速了。大約在Ma=1.3時，就可以認為氣流在翼型表面全部都是超音速流動了,.,亞音速、跨音速和超音速飛行：（1）亞音速：MaMa臨，流過機翼表面的流場為亞音速流場，低亞音速范圍內(nèi)可不考慮空氣的壓縮性影響，而在高亞音速范圍內(nèi)則必須進行壓縮性的修正和解決提高臨界馬赫數(shù)的問題。（2）跨音速：Ma臨Ma1.3，流過機翼表面的流場既有亞音速也有超音速流場。關(guān)鍵的向題是克服音障。它的氣動力系數(shù)在飛行過程中會出現(xiàn)上下波動的現(xiàn)象，除造成阻力突增難于加速外，還會出現(xiàn)使飛機難以控制的情況音障。（3）超音速：Ma1.3，流過機翼表面的流場為超音速流場。對這種飛機重點解決的問題是：減小波阻和空氣動力加熱問題。,.,2.隨著飛行Ma數(shù)的提高，氣動力系數(shù)的變化CL：當翼型上翼面出現(xiàn)局部超音速區(qū)時，局部超音速區(qū)氣流壓力的下降使升力系數(shù)上升，但當下翼面也出現(xiàn)了局部超音速區(qū)時，上下翼面壓力差大大減小，升力系數(shù)隨之下降。CD：機翼表面出現(xiàn)局部激波后，不但阻滯氣流流動造成激波損失，而且還會誘導附麗層分離產(chǎn)生附加的壓差阻力，這就使得跨音速撒波的阻力大大增加了，也就導致了阻力系數(shù)迅速增大。焦點位置：,.,焦點位置：當飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后，隨著飛行馬赫數(shù)的繼續(xù)提高，局部超音速區(qū)逐漸擴大，局部激波的移動以及附面層的分離也使焦點的位置發(fā)生前后的移動。當MaMa臨開始，隨著Ma數(shù)的提高，焦點的位置先是略向后移，然后向前移，最后又再次向后移，移到50%附近就基本保持不動了。,.,激波失速當飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后，升力迅速下降，阻力迅速增大，造成失速。這種失速稱為激波失速。激波失速與大迎角失速區(qū)別原因出現(xiàn)時機,.,3.音障MaMa臨后，翼型的空氣動力特性出現(xiàn)復雜的變化：阻力突然增大，飛機難以加速自動俯沖局部激波向后移動引起飛機抖振局部激波與附面層相互干擾，不僅一起附面層分離，而且令局部激波前后跳動，引起機翼抖振飛機操縱面嗡鳴局部激波引起附面層分離，氣流作用在操縱面上引起高頻振動,.,飛機操縱面效率下降操縱舵面偏轉(zhuǎn)難以影響局部激波前部的氣流，使得舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的升力增量和操縱力矩大大下降。飛機的自動橫滾左右翼面上產(chǎn)生的局部超音速區(qū)有先后之差，就會產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，引起飛機橫滾。即使加大亞音速飛機發(fā)動機的功率或推力，也不可能克服這些現(xiàn)象進行跨音速飛行。這些現(xiàn)象也就是所謂的“音障”。,.,2.6.7高速飛機氣動外形的特點,為了提高亞音速飛機的飛行速度，就必須提高飛機的臨界馬赫數(shù)，使飛機的飛行速度盡量向音速靠近，這種飛機就稱為高亞音速飛機。波音787、A380的巡航速率0.85Ma,.,高速飛機氣動外形變化的主要目的就是提高臨界馬赫數(shù)、改善飛機的跨音速空氣動力特性和減小波阻。協(xié)和巡航速率2.04Ma,.,1.采用薄翼型,薄翼型高速飛機采用相對厚度比較?。ㄝ^扁平）、最大厚度點位置向后移（大約為50%）的薄翼型。低速翼型厚度、彎度較大，對氣流加速作用明顯，在低速下也能獲得較大的升力系數(shù)。,.,高速翼型飛行速度快，無需較大的升力系數(shù)；而是要提高臨界馬赫數(shù)和減小波阻。亞音速下：翼型的相對厚度小上翼面的氣流加速緩慢速度增量就越小提高飛機的臨界馬赫數(shù)和飛機的最大平飛速度進入跨音速飛行后：翼型的相對厚度小迎風面積小盡量減少產(chǎn)生正激波和脫體激波激波波阻較小,.,高亞音速常用層流翼型前緣半徑比較小，最大厚度的位置署在后，約為40%-50%，上翼面氣流加速比較緩慢，壓力分布比較平坦，有利于提高臨界馬赫數(shù)。,.,有效提高臨界馬赫數(shù)、跨音速區(qū)域空氣動力特性良好的超臨界翼型特點：