高速空氣動(dòng)力學(xué).

1、Aeropine at Mach 2 0第十章ShockwaveFormation* 'Bow WaveTailWaveRetededGround高速空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)飛行原O/GFl：C本章主要內(nèi)容10.1高速氣流特性10.2翼型的亞跨音速氣動(dòng)特性10.3后掠翼的高速升阻力特性10.1高速氣流特性10.1.1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)Mv04）空氣密度基本不隨速度而變化高速飛行（馬赫數(shù)M>04）空氣密度隨速度增加而減小 空氣壓縮性與音速的關(guān)系音速的定義空氣壓縮性與音速a的關(guān)系中，音速大小唯一取決于空氣的溫度，溫度 越

2、低，空氣越易壓縮，音速越小.亞音速、等音速和超音速的擾動(dòng)傳播 空氣壓縮性與馬赫數(shù)M的關(guān)系.TASM =a馬妹如，是真速與音速之比.分為飛行馬赫數(shù)和局部馬站 數(shù)，前者是飛行真追與飛行離度音追之比，后者是局部真速 與局部音速之比（如翼型上表面某點(diǎn)的局部馬赫數(shù)）M數(shù)越大，空氣被壓縮得越厲害.低速飛行（馬赫數(shù)MvO.4）可忽略壓縮性的彩響高速飛行（馬40/>0.4）必須考慮空氣壓縮性的彩響 氣流速度與流管截面積的關(guān)系由連續(xù)性定理，在同一流管內(nèi)pVA = const速度增加，空氣密度減小.在亞音速時(shí)，密度的減小小于速度的增加量,故加速時(shí)要求 截面積減小.流量一定.流速快則截面積減??；沆速慢則截面積

3、 增大.在亞音速氣流 中流管截面積 隨流速的變化氣流速度與流管截面積的關(guān)系由連續(xù)性定理，在同一流管內(nèi)pVA = const速度增加，空氣密度減小.在超音速時(shí)，密度的減小童大于速度的增加量,故加速時(shí)要求 截面積增大.因此，01>1時(shí)，流管擴(kuò)張，涼速增加，流管收縮，沆速減小.在超音速氣流 中流管截面積 隨流速的變化菜十# M i«W速度、密度和截面積在不同M數(shù)下的變化值氣流M數(shù)0.20.40.60.81.01.21.41.6沆速增加的百 分比 （AV/V）1%1%1%1%1%1%1%1%密度變化的百 分比（q/ p） 0.04% 0.16%-0.36%-0.64%1%-1.44%-

4、1.96%-26%截面積變化的 百分比 （AA/A）0.96 優(yōu)0.84%-0.6451-0.36*100.44%0.96%1.65%超音速氣流的獲得要想獲得超音速氣流，截面積應(yīng)該先減后增.莘十* M I2M The Tailpipe of Space Shuttle第十# M nx本章主要內(nèi)容10.1高速氣流特性102翼型的亞跨音速氣動(dòng)特性103后掠翼的高速升阻力特性10.2翼型的亞跨音速氣動(dòng)特性第十# M 16 K第十# M 16 K第十# M 16 K第十# M 16 K10.2.1翼型的亞音速空氣動(dòng)力特性亞音速的定義飛行M數(shù)大于U.4,流場(chǎng)內(nèi)各點(diǎn)的M數(shù)都小于1翼型的亞音速空氣動(dòng)力特性第

5、十# M 16 K第十# M 16 K考慮空氣密度隨速度的變化, 系數(shù)放大，體現(xiàn)出“吸處更吸, 升力系數(shù)增大，逆壓梯度增大, 阻力系數(shù)基本不變.則翼型壓力系數(shù)基本按同一 壓處更壓”的特點(diǎn)因此， 壓力中心前移，臨界迎角減小,第十# M 16 KANGLE OF ATTACK <x. 翼型的亞音速升力特性I. 飛行M數(shù)增大，升 力系數(shù)和升力系 數(shù)斜率增大II. 飛行M數(shù)增大， 最大升力系數(shù)和 臨界迎角減小 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. 翼型的壓力中心位置的變化翼型的壓力中心位置基本保持不變.第十* M ixm10.2.2翼型的跨音速空氣動(dòng)力特性跨音速是指飛行速度沒(méi)

6、達(dá)到音速，但機(jī)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.臨界馬赫數(shù)My”機(jī)翼上表面沆速大于飛行速度，因此當(dāng)飛行M數(shù)小于1時(shí)，機(jī) 翼上表面最低壓力點(diǎn)的速度就已達(dá)到了該點(diǎn)的局部音速（此點(diǎn)稱(chēng) 為等音速點(diǎn)）.此時(shí)的飛行、1數(shù)稱(chēng)為臨界馬赫數(shù)的心療M（、r門(mén)是機(jī)翼空氣動(dòng)力即將發(fā)生顯著變化的標(biāo)志臨界馬赫數(shù)SubsonicM-.7只W* vg WindGfldcfil Mach r lumberM«1.0The crit o>l m»ch number istbe aircraft mschnumber wt v4>ich th* flow st som« p

7、i»c« on the itrcrstt re>ch«s the speed of sound (M 8 m this example|第十*第20貢局部激波的形成和發(fā)展I局部激波的形成飛行馬誌數(shù)大于臨界馬敲數(shù)后，機(jī)翼上表面開(kāi)始出現(xiàn)超音速區(qū)。 在超音速區(qū)內(nèi)流管擴(kuò)張，氣流加速，壓強(qiáng)進(jìn)一步降低，與后端的 壓強(qiáng)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，即激波第十*第22貢第十*第#貢第十* <21 WII局部激波的發(fā)展“口創(chuàng) OF AEROFOIL 二 072|第十*第#貢第十*第#貢M0.70ALL FLOW SUBSONICM0.73

8、M0.82第十*第23貢II局部激波的發(fā)展局部激波的形成與發(fā)展大于Mirh后、上表面先產(chǎn)生激波. 隨M數(shù)增加，上表面超音速區(qū)擴(kuò)展， 激波后移.M數(shù)繼續(xù)增加，下表面產(chǎn)生激波， 并較上表面先移至后緣.M數(shù)接近1上下表面激波相繼移至后M數(shù)大于1出現(xiàn)頭部激波.激波的視頻茱十#第24頁(yè)第十*第26貢激波實(shí)例茱十* M27M激波實(shí)例I升力系數(shù)隨飛行M數(shù)的變化臨界M4t, 機(jī)翼上表面下表面達(dá)肚到音速丿J下表面激波 移至后緣M 1.0 MACH NO.翼型的跨音速升力特性1. 考慮空氣壓縮性，上表面密 度下降更多，產(chǎn)生附加吸力升 力系數(shù)C|增加，且由于出現(xiàn)超音c 速區(qū)，壓另更小，附加吸力更大2. 下翼面出現(xiàn)超

9、音速區(qū)，且后 移較上翼面快，下翼面產(chǎn)生較大 附加吸力，Cl減??；3. 下翼面擴(kuò)大到后緣，而上翼 面超音速區(qū)還能后緣上下翼面 的附加壓力差增大，C|增加.IL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(qiáng)到一定程度，阻力系數(shù)急劇增大，升力系數(shù)迅速 減小，這種現(xiàn)象稱(chēng)為激波失速.隨著飛行M數(shù)的增加，飛機(jī)將在 更小的迎角下開(kāi)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)降低翼型的跨音速阻力特性L波阻的產(chǎn)生波阻就是正迎角時(shí)，在跨音速階段翼型產(chǎn)生的附加吸力向后 傾斜從而在迷度方向所附加產(chǎn)生的阻力.II.翼型阻力系數(shù)隨M數(shù)的變化超過(guò)臨界馬赫數(shù)后，波阻急劇增大導(dǎo)致阻力系數(shù)急劇增加的 馬赫數(shù)，稱(chēng)為阻力發(fā)散

10、馬赫數(shù).1rForce Divergence/CDMach Number-jfDragCritical/tCoGtticiGntMach Number/1Ct = 0.30：51.0M. Mach Number 翼型的超音速升力特性膨脹菠OLDMACHNEW第十* M33M在超音速階段J”增 加.上翼面膨脹波后斜. 勒擾功邊界與波前氣流 的央角（P減小.膨脹后 的壓力比cp不變而M增 加時(shí)降低得少；M増加，下翼面激 波后斜，激波角B減小， 下翼面壓力比P不變而M 增加時(shí)增加得少，總的 效果使升力系數(shù)減小. 翼型的超音速阻力特性飛行馬赫數(shù)大于1后，阻力系數(shù)會(huì)下降但阻力會(huì)隨著 M數(shù)的增加而增加.

11、M數(shù)對(duì)飛機(jī)的失速迎角的影響第十* M3S貢M數(shù)對(duì)飛機(jī)的最大升力系數(shù)5卅的影響 飛機(jī)在不同M數(shù)下的極曲線本章主要內(nèi)容10.1高速氣流特性10.2翼型的亞跨音速氣動(dòng)特性103后掠翼的高速升阻力特性10.3后掠翼的高速升阻力特性后掠翼與后掠角10.3.1后掠翼的亞音速升阻力特性 亞音速下對(duì)稱(chēng)氣流流經(jīng)后掠翼對(duì)稱(chēng)氣流經(jīng)過(guò)直機(jī)翼時(shí)的M數(shù)變化FREESTREAM SPEED氣流經(jīng)過(guò)直機(jī)翼后.馬 赫數(shù)M會(huì)增加.亞音速下對(duì)稱(chēng)氣流流經(jīng)后掠翼FREESTREAM SPEEDMACH 0.8后掠翼的JU艮效應(yīng)和翼尖效應(yīng)第十* #44 M第十* #44 M氣流流過(guò)后掠翼時(shí)，流線左 右偏移的分析在氣流向后的流動(dòng)過(guò)程中,

12、平行于祈緣的氣流分速不發(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。后掠真的升力大小由垂 直于前緣的有效分速所決 定翼根效應(yīng)亞音速氣流條件下，上翼面前段流 管擴(kuò)張變粗，流速減恆，壓強(qiáng)升高， 吸力降低；后段流管收縮變細(xì)，流速 加快，壓強(qiáng)減小，吸力有所增加.流 管戯細(xì)的位置后移，最低壓力點(diǎn)向后 移動(dòng).真尖效應(yīng)亞音速氣流條件下，上翼面前段流 管收縮變細(xì)，流速加快，壓徑降低， 吸力變大；在后段，流管擴(kuò)張，流速 減恆，壓強(qiáng)升高吸力減小.流管歌 細(xì)位直前移，最彳氐壓力點(diǎn)向前移動(dòng).第十* #44 M后掠翼的翼根和翼尖效應(yīng)對(duì)升力的影響茱十* <46 K茱十* <46 K后掠翼的翼根和翼尖效應(yīng)對(duì)升力系數(shù)的影響茱十* <46 K茱十* <46 KCL5J后掠翼冬翼面 的升力系數(shù)沿 展向的分布茱十* <46 K 中小迎角下后掠翼的亞音速升阻力特性后掠翼對(duì)升力系數(shù)和升力線斜率的彩響后掠角和展弦比對(duì)升力系數(shù)斜率的影響