后掠翼的空氣動力特性(二)

后掠翼的空氣動力特性（二）介紹后掠翼的超音速空氣動力特性后掠翼的超音速空氣動力特性后掠翼超音速空氣動力特性2/56三、后掠翼的超音速空氣動力特性

(一)幾個基本概念

1．亞音速前緣與超音速前緣由前面分析可知，后掠翼的空氣動力特性主要取決于有效分速。如果來流相對于機翼前緣的法向分速小于音速，既，則稱處于這種情況下的機翼前緣為亞音速前緣；如，則稱為起音速前緣；，則稱為等音速前緣。

機翼前緣屬于哪一種，可根據(jù)機翼前(后)緣與來流馬赫數(shù)的相對位置來判斷。如果馬赫數(shù)位于前緣之間，則是亞音速前緣，見圖3－2—28a。此時。如果來流馬赫數(shù)位于前緣之后，則是超音速前緣，見圖3—2—28b，此時。

2．二維區(qū)與三堆區(qū)

對于具有超音速前緣的機翼，在其翼面上可以找到這樣的區(qū)域，流動僅受前緣的影響。該區(qū)域內(nèi)的氣流只在翼剖面所確定的平面內(nèi)流動，故稱該區(qū)域為二維區(qū)。同樣，可以找到另一種區(qū)域，除受前緣影響外，還有受到翼尖(側(cè)緣)繞流或翼根干擾的影響。這個區(qū)域內(nèi)的氣流除在翼剖面所確定的平面內(nèi)流動外，還會沿展向(Z向）流動，故稱該區(qū)域為三維區(qū)。圖(3—2—29)中畫出了三種平面形狀的二維區(qū)和三維區(qū)。圖中無陰影區(qū)為三維區(qū)；有陰影區(qū)為二維區(qū)。

(二)升力特性后掠翼在超音速前后緣的情況下，對于二維區(qū)，因翼面的擾動影響不會超出前緣，故遠前方來流就象流過平直翼一樣，是“直接撞到”前緣上去的，而后緣上的擾動影響也不會影響到翼面上的流動。在不考慮粘性作用的前提下，切向分速不起作用，所以是一個二維流動。對于來流M數(shù)為，迎角為的后掠翼來說，在超音速前后緣情況下，其二維區(qū)的升力特性就同來流M為、迎角為的二維無限翼展平直翼一樣。對于三維區(qū)來說，這就不一樣了。由于翼尖渦流和翼根效應(yīng)，影響機翼上下表面壓力差減小，即升力或升力系數(shù)減小。因此，就整個后掠翼來講，由于有三維區(qū)，同無限翼展后掠翼相比，升力系數(shù)比較小。而且展弦比越小，升力系數(shù)也相應(yīng)越小。這是由于翼尖、翼根區(qū)相對增大的緣故。后掠翼的根尖比對升力系數(shù)也有影響，一般趨勢是隨著根尖比的增大，升力系數(shù)略有增大，這是由于根尖比越大，翼尖弦越短，翼尖馬赫錐影響區(qū)越小的緣故。

后掠翼在超音速前后緣情況下，升力系數(shù)隨M效變化的趨勢與翼型在超音速流動中升力系數(shù)隨M數(shù)變化的趨勢是一樣的，也是隨M數(shù)增大而減小，道理也是一樣的。不同的是，由于后掠翼的升力主要取決于有效分速，所以，同一M數(shù)下的升力系數(shù)較小。也是由于這個緣故，升力系數(shù)隨M數(shù)增大而減小的趨勢也比較和緩。

(三)阻力特性后掠翼在亞音速前后緣情況下的阻力特性與亞音速阻力特性相同。這里只說明后掠翼在超音速前后緣情況下的阻力特性。超音速氣流以零迎角流過一具有對稱翼型的機翼，只會產(chǎn)生激波阻力，而不會產(chǎn)生升力，這個激波阻力叫零升波阻。當超音速氣流以迎角流過機翼時，既產(chǎn)生升力，也產(chǎn)生激波阻力。激波阻力中有零升波阻，也有由于產(chǎn)生升力而出現(xiàn)的阻力，叫升致波阻。零升波阻與升致波阻之和就是機翼的波阻。超音速飛行中，機翼的阻力除波阻外，還有與粘性有關(guān)的型阻力。這樣，在超音速前后緣情況下，機翼的阻力包括三部分，即型阻力、零升波阻和升致波阻。

超音速飛行的機翼型阻力系數(shù)與亞音速飛行相同。這里只介紹波阻系數(shù)。在超音速前后緣情況下，不管是零升波阻系數(shù)還是升致波阻系數(shù)，都是隨M數(shù)的增大而減小的。是因為M數(shù)增大，激波角減小，機翼表面的壓力變化不與M數(shù)的平方成正比例地增加，而是小于這個比例，以致波阻系數(shù)減小。但由于后掠角的作用，機翼的波阻主要取決于有效分速對應(yīng)的M數(shù)()，而是小于M數(shù)的。所以，波阻系數(shù)隨M數(shù)的增大而減小的趨勢比較緩和。機翼展弦比、根尖比對波阻系數(shù)也有影響，減小展弦比或根尖比，可減小波阻系數(shù)。這是因為翼尖三維擴大導(dǎo)致升力系數(shù)減小，升致波阻系數(shù)也隨之減小的緣故。翼剖面形狀不同，波阻系數(shù)不同。前緣尖銳的薄翼型，激波強度較弱，零升波阻系數(shù)也比較小。有必要指出，超音速前緣的機翼升致波阻系數(shù)比亞音速前緣的大。因為，在亞音速前緣情況下，前緣有很大吸力，前緣有吸力沿運動方向的分力起著減小阻力的作用。而在超音速前緣的情況下，不存在前緣吸力。所以波阻系數(shù)較大。這也正是亞音速前緣機翼選擇鈍頭翼型，而超音速前緣機翼選擇尖頭翼型的道理。

綜合本節(jié)所述可以看出，后掠角的基本作用是，降低氣流的有效分速，提高機翼的臨界M數(shù)，降低近音速飛行的波阻。為了發(fā)揮這種作用，后掠翼，應(yīng)處于亞音速前緣狀態(tài)?？墒牵谳^大M數(shù)下保持亞音速前緣，后掠角必然很大。而后掠角大，空氣動力引起的機翼彎扭變形也就越嚴重，這必然導(dǎo)致結(jié)