飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)課件：后掠翼飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性

后掠翼飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性《飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)》

目錄14.4后掠翼在亞聲速區(qū)域?qū)諝鈩?dòng)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(dòng)力特性14.3后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)影響14.7采用后掠翼機(jī)翼可能帶來(lái)的問(wèn)題14.2后掠角延遲臨界馬赫數(shù)的原理14.8后掠翼飛機(jī)延緩翼尖失速的措施14.10空氣動(dòng)力加熱與越過(guò)熱障14.11地面效應(yīng)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(jī)的空氣動(dòng)力特性

所謂后掠角是指機(jī)翼前緣1/4弦長(zhǎng)位置的連線

和翼根弦長(zhǎng)垂直線的夾角，用符號(hào)θ表示，如圖14-1所示。后掠角的大小表示機(jī)翼后掠的程度，后掠角越大，飛機(jī)的后掠效應(yīng)越顯著。和平直翼飛機(jī)相比，后掠翼飛機(jī)因?yàn)闄C(jī)翼斜置，飛行時(shí)產(chǎn)生的相對(duì)氣流并不與機(jī)翼垂直。高亞聲速飛機(jī)多選用后掠翼以擴(kuò)大飛行馬赫數(shù)范圍，但是低亞聲速飛機(jī)一般不采用后掠翼，因?yàn)闆](méi)有必要通過(guò)后掠翼來(lái)解決飛機(jī)的氣動(dòng)力問(wèn)題，即使使用也主要是利用其來(lái)調(diào)配重心和焦點(diǎn)的相對(duì)位置，

以確保飛機(jī)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(shù)的原理

14.2

后掠翼延遲臨界馬赫數(shù)的原理

如圖14-2所示，對(duì)于平直翼，來(lái)流速度方向與

機(jī)翼前緣垂直，垂直于機(jī)翼的氣流速度Vn

就是來(lái)流

的速度

V

。對(duì)于后掠翼，V

不與機(jī)翼前緣垂直，它被分解成兩個(gè)分量，一個(gè)是垂直于機(jī)翼前緣的法向速度分量Vn

，另一個(gè)則是平行于機(jī)翼前緣的切向速度分量Vt

，其中Vn

=V

cos9，Vt

=

V

sin9空氣動(dòng)力特性主要取決于Vn，而Vn總是小于

V

，所以后掠翼飛機(jī)的飛行速度增大到平直翼飛機(jī)的臨界速度時(shí)，后掠翼上表面還不會(huì)產(chǎn)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(huì)出現(xiàn)激波，從而推遲了激波的產(chǎn)生，即使產(chǎn)生了

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

14.2

后掠翼延遲臨界馬赫數(shù)的原理

1．后掠翼可以延遲臨界馬赫數(shù)相對(duì)于平直翼，后掠翼可以在較高的飛行速度下，局部氣流達(dá)到聲速，也就是說(shuō)后掠翼可以延遲臨界馬赫數(shù)，擴(kuò)大飛行馬赫數(shù)的使用范圍。2．臨界馬赫數(shù)會(huì)隨著后掠角的增大而增大目前高速飛機(jī)很多都是后掠翼，其后掠角為30o~60o

。根據(jù)Vn

=Vcos9，從關(guān)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(dá)到局部聲速，也就是說(shuō)飛機(jī)的后掠角越大，臨界馬赫數(shù)就越大。由此可知，臨界馬赫數(shù)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(shù)的效果就越明顯。14.3

后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)影響

14.3

后掠角的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)影響

氣流沿著機(jī)翼前緣向后的流動(dòng)過(guò)程中，平行于機(jī)翼前緣的切向速度分量Vt

不會(huì)發(fā)生改變，而垂直于機(jī)翼前緣的法向速度分量Vn

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

了所謂的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)

圖14-3后掠翼氣流流動(dòng)

14.3

后掠角的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)影響

1．翼根效應(yīng)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(kuò)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(xì)，造成流速略為加快，壓力略為減小。與此同時(shí)，因?yàn)榱鞴茏?/p>

細(xì)的位置后移，使最低壓力點(diǎn)的位置向后移動(dòng)，這種現(xiàn)象稱(chēng)為翼根效應(yīng)(Wingrooteffect)。2．翼尖效應(yīng)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(xì)，造成流速略為加快，壓力略為降低，而在后段，流管略為擴(kuò)張變粗，造成流速略為減慢，壓力略為升高。與此同時(shí)，因?yàn)榱鞴茏罴?xì)的位置前移，使最低壓力點(diǎn)的位置向前移動(dòng)，這種現(xiàn)象稱(chēng)為翼尖效應(yīng)

(Wingtip

effect)。3．造成的影響后掠翼的翼根效應(yīng)與翼尖效應(yīng)會(huì)造成機(jī)翼的升力系數(shù)分布不同、翼尖處先行產(chǎn)生局部失速以及局部激波等現(xiàn)象。

14.3

后掠角的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)影響

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

14.3

后掠角的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)影響

(2)翼尖處先行產(chǎn)生局部失速機(jī)翼失速的原因主要是流經(jīng)上翼面氣流先加速后減速的效應(yīng)導(dǎo)致機(jī)翼后緣產(chǎn)生正壓力梯度，當(dāng)后

緣的正壓力梯度過(guò)大時(shí)，

產(chǎn)生氣體回流而引發(fā)流體分離，因而失速。從翼根效應(yīng)與翼尖效應(yīng)來(lái)看，后掠翼在翼尖處上翼面先加速后減速的效應(yīng)比翼根處的大，翼尖處在較小迎角時(shí)，會(huì)因?yàn)楹缶壍恼龎毫μ荻冗^(guò)大而引發(fā)流體分離，從而導(dǎo)致失速，也就是后掠翼在翼尖處產(chǎn)生局部先行失速的現(xiàn)象。(3)翼尖處先行產(chǎn)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(shí)，上翼面會(huì)達(dá)到聲速，當(dāng)飛行速度繼續(xù)增加，

機(jī)翼就產(chǎn)生局部激波。從后掠翼的翼根效應(yīng)與翼尖效應(yīng)來(lái)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(shí)，就產(chǎn)生局部激波的現(xiàn)象，也就是后掠翼在翼尖處產(chǎn)生先行局部激波的現(xiàn)象。

14.3

后掠角的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)影響

【例14-1】試問(wèn)后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)對(duì)翼型(翼剖面)升力系數(shù)的影響是什么？【解答】后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)使得翼根處翼型的升力系數(shù)比翼尖處的小

14.3

后掠角的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)影響

【例14-2】試問(wèn)后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)對(duì)延遲臨界馬赫數(shù)的影響是什么？【解答】后掠翼由于翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)，在翼根處和翼尖處臨界馬赫數(shù)的大小并非完全一樣，空氣在流過(guò)翼根處接近前緣的地方，由于翼根效應(yīng)，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(shù)下，最低壓力點(diǎn)的氣流速度才達(dá)到局部聲速，所以臨界馬赫數(shù)較高。而空氣在流過(guò)翼尖靠近前緣的地區(qū)，由于翼尖效應(yīng)，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(shù)下，最低壓力點(diǎn)的氣流速度就達(dá)到局部聲速，所以臨界馬赫

數(shù)較低。也就是說(shuō)，翼根效應(yīng)引起翼根部分的臨界馬赫數(shù)數(shù)提高，而翼尖效應(yīng)引起翼尖部分的臨界馬赫數(shù)降低14.4

后掠翼在亞聲速區(qū)域?qū)諝鈩?dòng)力特性的影響14.4

后掠翼在亞聲速區(qū)域?qū)諝鈩?dòng)力特性的影響

1．后掠翼對(duì)壓力系數(shù)的影響機(jī)翼的空氣動(dòng)力特性只取決于垂直于機(jī)翼前緣的法向速度分量，且從壓力系數(shù)的計(jì)算公式CP

=

中可以推知，對(duì)于翼面上某點(diǎn)，后掠翼及相應(yīng)平直翼的壓力系數(shù)關(guān)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(shù)比平直翼的小，且后掠角越大，壓力系數(shù)也越小。2．后掠翼對(duì)升力系數(shù)的影響同樣地，后掠翼及相應(yīng)平直翼的升力系數(shù)關(guān)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(shù)比平直翼的小，且后掠角越大，

機(jī)翼的升力系數(shù)值也越小。14.4

后掠翼在亞聲速區(qū)域?qū)諝鈩?dòng)力特性的影響

3．后掠翼對(duì)升力系數(shù)曲線斜率的影響后掠翼飛機(jī)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(jù)幾何關(guān)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(shù)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(duì)阻力系數(shù)的影響如果后掠翼飛機(jī)的飛行速度為V

，要產(chǎn)生與相應(yīng)平直翼同等的阻力，必須滿(mǎn)足

D后掠翼

=D平直翼

cos9以及Vn

=V

cos9，因?yàn)镈后掠翼

=

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?qū)諝鈩?dòng)力特性的影響

可以看出，后掠翼的阻力系數(shù)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?qū)諝鈩?dòng)力特性的影響

5．后掠翼對(duì)最大升力系數(shù)與臨界迎角的影響因?yàn)樾敝玫年P(guān)系，垂直于機(jī)翼前緣的氣流速度變小，臨界迎角與最大升力系數(shù)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(shù)變得更小。當(dāng)然升力系數(shù)曲線斜率隨著后掠角變大而變小也是造成最大升力系數(shù)下降的一大主因，其升力系數(shù)曲線如圖14-6所示。6．后掠翼對(duì)臨界馬赫數(shù)的影響

按照經(jīng)驗(yàn)公式Macr,后掠翼=

Macr,平直翼，后掠翼的臨界馬赫數(shù)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(dǎo)致流經(jīng)機(jī)翼前緣的氣流速度變小，因而需要更大的飛行速度，機(jī)翼垂直上表面才會(huì)達(dá)到局

部聲速。圖14-6后掠翼與平直翼升力系數(shù)曲線的比較圖14.4

后掠翼在亞聲速區(qū)域?qū)諝鈩?dòng)力特性的影響

【例14-3】如果后掠翼的

9=50。，對(duì)應(yīng)平直翼的臨界馬赫數(shù)為0.75，該后掠翼的臨界馬赫數(shù)是多少？【解答】2cr,

cr,

1+

cos9所以該后掠翼所對(duì)應(yīng)的臨界馬赫數(shù)為

Macr,后掠翼

=0.75=0.91因?yàn)殛P(guān)系計(jì)算式Ma=

Ma

后掠翼平直翼14.4

后掠翼在亞聲速區(qū)域?qū)諝鈩?dòng)力特性的影響

(

2h

2sin

|+

|從三維機(jī)翼升力系數(shù)理論計(jì)算公式8．綜合討論(1)后掠翼具有延遲臨界馬赫數(shù)的功能后掠翼由于機(jī)翼斜置的關(guān)系，導(dǎo)致流經(jīng)機(jī)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(dá)到局部聲速，且臨界馬赫數(shù)隨著后掠角的增大而增大。(2)后掠翼使飛機(jī)在亞聲速區(qū)域的空氣動(dòng)力特性變小。弦比AR越大，升力系數(shù)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(jī)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(yīng)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(duì)后掠翼升力系數(shù)的影響1+ARC14.4

后掠翼在亞聲速區(qū)域?qū)諝鈩?dòng)力特性的影響

(3)后掠翼的升力系數(shù)隨著展弦比的增大而增大三維效應(yīng)產(chǎn)生了機(jī)翼翼尖渦流從而引發(fā)氣流下洗作用。下洗效應(yīng)越大，機(jī)翼的升力系數(shù)就越??；反之下洗效應(yīng)越小，機(jī)翼的升力系數(shù)就越大。升力系數(shù)隨著展弦比AR的增大而增大，這是因?yàn)锳R越大，翼尖部分的面積在機(jī)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(yīng)就越小。14.5

后掠翼在跨聲速區(qū)域的空氣動(dòng)力特性14.5

后掠翼在跨聲速區(qū)域的空氣動(dòng)力特性

1．臨界馬赫數(shù)隨著后掠角的增大而增大后掠翼具有延遲臨界馬赫數(shù)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(duì)氣流，兩者關(guān)系式為2．后掠翼在跨聲速區(qū)域的阻力特性對(duì)于平直翼而言，飛行速度在臨界馬赫數(shù)與聲速之間時(shí)，飛機(jī)的阻力系數(shù)隨著飛行馬赫數(shù)的增加而急速增加，一旦超過(guò)聲速，飛機(jī)的阻力系數(shù)隨著飛行馬赫數(shù)的增加而逐漸減少。后掠翼與平直翼相比，阻力系數(shù)隨著飛行馬赫數(shù)變化趨勢(shì)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(shù)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(shù)隨著飛行馬赫數(shù)變化趨勢(shì)14.5

后掠翼在跨聲速區(qū)域的空氣動(dòng)力特性

(1)阻力系數(shù)在較大飛行馬赫數(shù)下才開(kāi)始急劇增加平直翼飛機(jī)在跨聲速區(qū)域阻力系數(shù)急劇增加的原因是機(jī)翼上表面氣流產(chǎn)生局部激波。后掠翼由于機(jī)翼斜置的關(guān)系，存在關(guān)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(chǎn)生局部激波，而且越大，值就越小，產(chǎn)生局部激波的飛行速度也就越大。因此在較大飛行馬赫數(shù)下，后掠翼的阻力系數(shù)才開(kāi)始急劇增加，而且后掠角越大，阻力系數(shù)開(kāi)始急劇增加時(shí)所對(duì)應(yīng)的飛行馬赫數(shù)也就越大。(2)最大阻力系數(shù)會(huì)在飛行馬赫數(shù)大于1.0時(shí)才出現(xiàn)。如前所述，平直翼飛機(jī)的最大阻力系數(shù)在飛行馬赫數(shù)等于1.0時(shí)才出現(xiàn)，后掠翼因?yàn)榭偸切∮?，且越大，越小，這樣在更大的飛行速度時(shí)才等于聲速，因此最大阻力系數(shù)在飛行馬赫數(shù)大于1.0時(shí)才出現(xiàn)。(3)阻力系數(shù)在跨聲速區(qū)域隨著飛行馬赫數(shù)的變化較為緩和。只有在較大的飛行馬赫數(shù)才能出現(xiàn)最大阻力系數(shù)，而且，所以阻力系數(shù)在跨聲速區(qū)域隨著飛行馬赫數(shù)的變化較平直翼的緩和，且后掠角越大，其變化趨勢(shì)就越緩和14.5

后掠翼在跨聲速區(qū)域的空氣動(dòng)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(shù)隨飛行馬赫數(shù)的變化較為緩和，后掠角越大，其變化趨勢(shì)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(shù)隨著飛行馬赫數(shù)變化趨勢(shì)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(shì)14.5

后掠翼在跨聲速區(qū)域的空氣動(dòng)力特性

(1)升力系數(shù)在亞聲速區(qū)域隨著飛行馬赫數(shù)的變化較為緩和從關(guān)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(shù)較平直翼小，而臨界馬赫數(shù)較平直翼大，所以后掠翼升力系數(shù)在亞聲速區(qū)域隨著飛行馬赫數(shù)的變化趨勢(shì)較平直翼緩和，后掠角越大，其變化趨勢(shì)就越緩和。(2)升力系數(shù)在跨聲速區(qū)域隨著飛行馬赫數(shù)的變化較為緩和。升力系數(shù)在跨聲速區(qū)域隨著飛行馬赫數(shù)的變化是由上下翼面激波的產(chǎn)生與位置移動(dòng)，以及激波的強(qiáng)度導(dǎo)致，后掠翼由于機(jī)翼斜置的關(guān)系，若要在跨聲速區(qū)域產(chǎn)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(jī)的升力系數(shù)在跨聲速區(qū)域隨著飛行馬赫數(shù)的變化趨勢(shì)較平直翼緩和，后掠角越大，其變化趨勢(shì)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(jī)翼的邊界可劃分為前緣、后緣、側(cè)緣，平直翼在飛行馬赫數(shù)小于1.0時(shí)，該機(jī)翼前緣即為亞聲速；飛行馬赫數(shù)等于1.0時(shí)則為聲速前緣；飛行馬赫數(shù)大于1.0時(shí)，則為超聲速前緣。同理，機(jī)翼后緣的劃分也是如此。對(duì)于后掠翼，存在關(guān)系式Man

=

Ma后掠翼

cos9

當(dāng)Man

<1.0

時(shí)，該機(jī)翼前緣即為亞聲速；當(dāng)Man

=

1.0

時(shí)則為聲速前緣；當(dāng)Man

>1.0時(shí)則為超聲速前緣。即便后掠翼飛機(jī)作超聲速飛行，只要是亞聲速前緣，機(jī)翼就不會(huì)產(chǎn)生前緣激波，

只有在聲速前緣與超聲速前緣的情況下，機(jī)翼才會(huì)產(chǎn)生前緣激波。14.7

采用后掠翼機(jī)翼可能帶來(lái)的問(wèn)題

14.7

采用后掠翼機(jī)翼可能帶來(lái)的問(wèn)題

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

后掠翼升力系數(shù)較小，導(dǎo)致飛機(jī)在起飛離地和著陸接地的速度大，滑跑距離較長(zhǎng)。

14.7

采用后掠翼機(jī)翼可能帶來(lái)的問(wèn)題

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

后掠

翼飛機(jī)的臨界迎角與最大升力系數(shù)較小，對(duì)機(jī)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(jī)的橫向操縱性能不足，飛機(jī)不容易從危險(xiǎn)的局部失速狀態(tài)脫離。3．后掠機(jī)翼結(jié)構(gòu)的受力形式不佳由于后掠的緣故，機(jī)翼翼根承受扭矩較大，機(jī)翼后梁與機(jī)身的接頭受力也較大，因此高亞聲速民機(jī)機(jī)翼的后掠角不會(huì)太大，一般在30o

左右，主要用于提高臨界馬赫數(shù)。14.8

后掠翼飛機(jī)延緩翼尖失速的措施

14.8

后掠翼飛機(jī)延緩翼尖失速的措施

后掠翼的許多優(yōu)點(diǎn)在于高速，而缺點(diǎn)主要針對(duì)低速飛行。后掠翼最大的問(wèn)題就是翼尖失速，其造成附加一個(gè)抬頭力矩，將給飛機(jī)的縱向平衡帶來(lái)影響，同時(shí)加速機(jī)翼的整體失速。此外，翼尖過(guò)早失速，還將影響副翼在大迎角飛行時(shí)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(fù)幾何扭轉(zhuǎn)或者氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)的方式、在機(jī)翼上表面安裝翼刀或機(jī)翼前緣做成鋸齒狀、在翼尖部分安裝渦流產(chǎn)生器，以及在翼尖部分設(shè)置前緣縫翼等。1．采用幾何扭轉(zhuǎn)或者氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)的方式與梯形翼類(lèi)似，后掠翼可以依照第13章關(guān)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(zhuǎn)的方式就是將機(jī)翼各剖面的弦線設(shè)置在不同平面上，將翼尖相對(duì)于翼根向下扭轉(zhuǎn)，使得翼尖的局部迎角減少。有的機(jī)翼各剖面弦線都在同一個(gè)平面上，雖然沒(méi)有做幾何扭轉(zhuǎn)，但是可采用氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)方式，即沿翼展方向采用不同彎度的非對(duì)稱(chēng)翼型。適當(dāng)?shù)卦龃笠砑獠棵娴暮裣冶?，可延緩翼尖失速。機(jī)翼常見(jiàn)的是采用氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)的方式，或者幾何扭轉(zhuǎn)與氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)結(jié)合使用。

14.8

后掠翼飛機(jī)延緩翼尖失速的措施

2．在機(jī)翼上表面安裝翼刀或機(jī)翼前

緣做成鋸齒狀除了三維效應(yīng)引發(fā)翼尖渦流導(dǎo)致氣流下洗效應(yīng)外，導(dǎo)致翼尖失速另一個(gè)原因是機(jī)翼向后傾斜，使得上翼面氣流自動(dòng)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(jī)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(dòng)，如圖14-10(a)所示(2)在機(jī)翼前緣做成鋸齒狀在機(jī)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(chǎn)生的渦流阻攔氣流向翼尖的方向流動(dòng)，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(yīng)(c)前緣缺口的作用(a)翼刀的作用

14.8

后掠翼飛機(jī)延緩翼尖失速的措施

3．在機(jī)翼翼尖部分安裝渦流產(chǎn)生器渦流產(chǎn)生器(Vortex

generator)是改善后掠翼飛機(jī)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(jìn)邊界層，加快邊界層內(nèi)氣體流動(dòng)，防止氣流分離。它的構(gòu)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(jī)翼上表面，當(dāng)氣體流經(jīng)渦流產(chǎn)生器時(shí)，渦流產(chǎn)生器產(chǎn)生升力，同時(shí)因?yàn)檎瓜冶刃?，產(chǎn)生較大的翼尖渦流。渦流產(chǎn)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(nèi)低能量的空氣混合以增強(qiáng)機(jī)翼承受正壓力梯度的能力，達(dá)到延緩氣流分離的目的，如圖14-11所示。渦流產(chǎn)生器可以安裝在低速與高亞聲速飛機(jī)的機(jī)翼上，起到防止邊界層分離和增加升力的作用，飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性得以改善。4．在機(jī)翼翼尖部分設(shè)置前緣縫翼前緣縫翼在大迎角(接近臨界迎角)時(shí)自動(dòng)張開(kāi)，使得下翼面的氣流通過(guò)縫道流向上翼面，增大上翼面邊界層的空氣動(dòng)能，延緩氣流分離的產(chǎn)生，使得臨界迎角增大，改善翼尖失速現(xiàn)象。圖14-11渦流產(chǎn)生器maxCL14.9

突破聲障

14.9

突破聲障

1945年英國(guó)研制了兩架飛機(jī)，安裝了當(dāng)時(shí)先進(jìn)的噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，速度達(dá)到聲速。但過(guò)了不多久，這兩架飛機(jī)先后在空中解體墜毀。經(jīng)過(guò)研究發(fā)現(xiàn)接近聲速時(shí)，傳統(tǒng)外形飛機(jī)即使增大發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力，速度也無(wú)法增長(zhǎng)，飛機(jī)會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)烈振動(dòng)。如果不改變飛機(jī)的氣動(dòng)外形，飛行速度難以超過(guò)聲速，這成為當(dāng)時(shí)不可逾越的障礙，稱(chēng)為聲障。1．聲障的定義與發(fā)生原因聲障是一種物理現(xiàn)象，超過(guò)臨界馬赫時(shí)，飛機(jī)機(jī)翼就會(huì)產(chǎn)生局部激波的現(xiàn)象。局部激波的產(chǎn)生，除了使得氣動(dòng)阻力陡增而讓飛機(jī)難以加速外，更嚴(yán)重的是流經(jīng)機(jī)翼表面的氣流發(fā)生非常復(fù)雜的變化，導(dǎo)致機(jī)翼自發(fā)性抖動(dòng)與操縱困難，從而使飛機(jī)失去控制，甚至造成嚴(yán)重的飛行事故。我們定義：大展弦比的平直翼飛機(jī)，

接近聲速時(shí)，

發(fā)生阻力陡增、自發(fā)性抖振與自動(dòng)低頭俯沖的現(xiàn)象，

如果不改變飛機(jī)的氣動(dòng)外形，無(wú)論如何增加發(fā)動(dòng)機(jī)的推力也無(wú)法超過(guò)聲速，

這一障礙即為聲障(Sound

barrier)。

14.9

突破聲障

2．因應(yīng)作為現(xiàn)代噴氣式飛機(jī)解決聲障問(wèn)題的主要方式：現(xiàn)代高亞聲速民用客機(jī)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(chǎn)生聲障；超聲速飛機(jī)利用大后掠角、小展弦比的機(jī)翼配合跨聲速面積律快速通過(guò)聲障。(1)聲障問(wèn)題由流經(jīng)機(jī)翼的氣流產(chǎn)生局部激波導(dǎo)致，而采用后掠翼可以提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)，所以現(xiàn)代高亞聲速民用客機(jī)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(jìn)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(jī)利用了跨聲速面積律，以小展弦比、大后掠角的機(jī)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(shí)驗(yàn)與研究發(fā)現(xiàn)，飛機(jī)在跨聲速飛行時(shí)，如果沿縱軸的截面面積(從機(jī)頭至機(jī)尾的飛機(jī)中心方向看)的變化曲線越平滑，產(chǎn)生的跨聲速阻力就越小，這就是跨聲

速面積律(Transonic

area

law)。在實(shí)際的應(yīng)用上，超聲速飛機(jī)將機(jī)翼結(jié)合處的機(jī)身削減，使機(jī)身收縮，并將縱軸機(jī)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(jī)“蜂腰”的由來(lái)。圖14-13超聲速飛機(jī)氣動(dòng)力外形

14.9

突破聲障

②

小展弦比與大后掠角的機(jī)翼高亞聲速飛機(jī)采用大展弦比、較小后掠角的后掠翼以延遲產(chǎn)生聲障的臨界馬赫數(shù)，從而提高亞聲速飛行的速度。但是超聲速飛機(jī)進(jìn)行跨聲速和超聲速飛行時(shí)，必須采用大后掠角、小展弦比的機(jī)翼。采用大后掠角的原因是后掠角越大，臨界馬赫數(shù)的延遲效果越顯著，在跨聲速區(qū)域隨著飛行馬赫數(shù)的變化越緩和，以及相同的飛行馬赫數(shù)時(shí)產(chǎn)生的激波阻力越小。采用小展弦比的原因是在保證產(chǎn)生升力所需要的機(jī)翼面積的情況下，弦長(zhǎng)更長(zhǎng)。而更長(zhǎng)的弦長(zhǎng)又在保持機(jī)翼最大厚度不變的情況下，使機(jī)翼表面氣流的加速緩慢，從而提高臨界馬赫數(shù)并減少局部激波強(qiáng)度。除此之外，梯度比較小的后掠翼或三角翼，使得飛機(jī)在跨過(guò)聲速時(shí)受到局部激波的影響減少。所以超聲速飛機(jī)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(xiàn)的超聲速飛機(jī)——協(xié)和號(hào)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(shí)誘導(dǎo)阻力大，起飛與著陸的性能差，從而會(huì)影響飛機(jī)的航程和靈活性。

14.9

突破聲障

【例14-4】三角翼的優(yōu)缺點(diǎn)是什么？【解答】三角翼的優(yōu)點(diǎn)是在超聲速飛行時(shí)波阻較小且機(jī)翼的剛性好，適合機(jī)動(dòng)飛行。其缺點(diǎn)則是低速飛行時(shí)機(jī)翼的誘導(dǎo)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(jī)的航程和靈活性。14.10

空氣動(dòng)力加熱與越過(guò)熱障14.10

空氣動(dòng)力加熱與越過(guò)熱障噴氣式飛機(jī)突破聲障后終于實(shí)現(xiàn)了超聲速飛行，但是舊的問(wèn)題解決了，遇到的新問(wèn)題是克服空氣動(dòng)力加熱問(wèn)題，也就是所謂的“熱障”問(wèn)題。1．空氣動(dòng)力加熱的定義飛機(jī)在飛行時(shí)，由于空氣黏性使得流經(jīng)機(jī)體的氣體受到摩擦、阻滯和壓縮而導(dǎo)致速度下降、溫度升高。由于空氣的黏滯效應(yīng)以及激波與機(jī)體之間的高溫壓縮氣體效應(yīng)將氣流的動(dòng)能轉(zhuǎn)變

為熱能，從而對(duì)機(jī)體表面進(jìn)行加熱的現(xiàn)象，稱(chēng)作空氣動(dòng)力加熱(Aerodynamicheating)。14.10

空氣動(dòng)力加熱與越過(guò)熱障2．熱障的定義飛機(jī)在做亞聲速飛行時(shí)，氣流動(dòng)能小，摩擦阻滯產(chǎn)生的熱量少，很快在空中散失，機(jī)體表面溫度增加不多，但超聲速飛行時(shí)，空氣動(dòng)力加熱的問(wèn)題隨著飛行馬赫數(shù)的增加逐漸嚴(yán)重。飛行馬赫數(shù)等于2.0時(shí)，機(jī)頭的溫度超過(guò)100oC

，而飛行馬赫數(shù)等于2.5時(shí)，機(jī)體表面的溫度就升至200oC左右，而且隨著飛行馬赫數(shù)的提高，機(jī)體表面的溫度還會(huì)急劇上升。飛行馬赫數(shù)超過(guò)到某一個(gè)值時(shí)，機(jī)體材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度減弱，剛度降低，飛機(jī)外形受到破壞，甚至發(fā)生災(zāi)難性的顫振。14.10

空氣動(dòng)力加熱與越過(guò)熱障這種飛行速度超過(guò)一定界限時(shí)因氣流的空氣動(dòng)力加熱效應(yīng)所引起機(jī)體表面溫度急劇升高而造成飛行速度提升的障礙即稱(chēng)為熱障(Thermal

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

地面效應(yīng)14.11

地面效應(yīng)在起飛、著陸階段貼近地面飛行時(shí)，氣流會(huì)受到地面的影響，導(dǎo)致飛機(jī)的空氣動(dòng)力發(fā)生變化，造成了升力、阻力以及安全性的影響，這種現(xiàn)象統(tǒng)稱(chēng)為地面效應(yīng)。1．地面效應(yīng)的定義地面效應(yīng)(Ground

effect)又稱(chēng)為翼地效應(yīng)(Wing-in-ground

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