高速空氣的動(dòng)力學(xué)

飛行原理/CAFUC第十章高速空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)

第十章第頁(yè)2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飛行原理/CAFUC飛行原理/CAFUC10.1高速氣流特性第十章第頁(yè)410.1.1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)M<0.4)

空氣密度基本不隨速度而變化

高速飛行(馬赫數(shù)M>0.4)

空氣密度隨速度增加而減小第十章第頁(yè)5空氣壓縮性與音速的關(guān)系

擾動(dòng)在空氣中的傳播速度就是音速?！褚羲俚亩x第十章第頁(yè)6●空氣壓縮性與音速a的關(guān)系海里/小時(shí)公里/小時(shí)

音速與傳輸介質(zhì)的可壓縮性相關(guān)，在空氣中，音速大小唯一取決于空氣的溫度，溫度越低，空氣越易壓縮，音速越小。第十章第頁(yè)7●亞音速、等音速和超音速的擾動(dòng)傳播第十章第頁(yè)8空氣壓縮性與馬赫數(shù)M的關(guān)系M數(shù)越大，空氣被壓縮得越厲害。

馬赫數(shù)M是真速與音速之比。分為飛行馬赫數(shù)和局部馬赫數(shù)，前者是飛行真速與飛行高度音速之比，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)）。

低速飛行(馬赫數(shù)M<0.4)

可忽略壓縮性的影響

高速飛行(馬赫數(shù)M>0.4)

必須考慮空氣壓縮性的影響第十章第頁(yè)9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)速度增加，空氣密度減小。

在亞音速時(shí)，密度的減小量小于速度的增加量，故加速時(shí)要求截面積減小。流量一定，流速快則截面積減小；流速慢則截面積增大。在亞音速氣流中,流管截面積隨流速的變化第十章第頁(yè)10

因此，M>1時(shí)，流管擴(kuò)張，流速增加，流管收縮，流速減小。

在超音速時(shí)，密度的減小量大于速度的增加量，故加速時(shí)要求截面積增大。由連續(xù)性定理，在同一流管內(nèi)速度增加，空氣密度減小。氣流速度與流管截面積的關(guān)系在超音速氣流中,流管截面積隨流速的變化第十章第頁(yè)11氣流M數(shù)0.20.40.60.81.01.21.41.6流速增加的百分比1%1%

1%1%1%1%1%1%密度變化的百分比-0.04%-0.16%-0.36%-0.64%-1%-1.44%-1.96%-2.56%截面積變化的百分比-0.96%-0.84%-0.64%-0.36%00.44%0.96%1.65%●速度、密度和截面積在不同M數(shù)下的變化值第十章第頁(yè)12●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。第十章第頁(yè)13●TheTailpipeofSpaceShuttle第十章第頁(yè)14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飛行原理/CAFUC飛行原理/CAFUC10.2翼型的亞跨音速氣動(dòng)特性第十章第頁(yè)16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。第十章第頁(yè)1710.2.2翼型的跨音速空氣動(dòng)力特性

機(jī)翼上表面流速大于飛行速度，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)稱為等音速點(diǎn))。此時(shí)的飛行M數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)MCRIT

。

跨音速是指飛行速度沒(méi)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)MCRITMCRIT是機(jī)翼空氣動(dòng)力即將發(fā)生顯著變化的標(biāo)志。第十章第頁(yè)18●臨界馬赫數(shù)MCRIT第十章第頁(yè)19局部激波的形成和發(fā)展

飛行馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)后，機(jī)翼上表面開始出現(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。局部激波的形成第十章第頁(yè)20局部激波的發(fā)展第十章第頁(yè)21局部激波的發(fā)展第十章第頁(yè)22●局部激波的形成與發(fā)展大于MCRIT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緣。M數(shù)大于1,出現(xiàn)頭部激波。激波的視頻第十章第頁(yè)23●激波實(shí)例第十章第頁(yè)24●激波實(shí)例第十章第頁(yè)25●激波實(shí)例第十章第頁(yè)26●激波實(shí)例第十章第頁(yè)27翼型的跨音速升力特性

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)CL增加，且由于出現(xiàn)超音速區(qū)，壓力更小，附加吸力更大；下翼面出現(xiàn)超音速區(qū)，且后移較上翼面快，下翼面產(chǎn)生較大附加吸力，CL減??；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，CL增加。升力系數(shù)隨飛行Ｍ數(shù)的變化臨界M數(shù)，機(jī)翼上表面達(dá)到音速下表面達(dá)到音速下表面激波移至后緣上表面激波移至后緣第十章第頁(yè)28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。第十章第頁(yè)29翼型的跨音速阻力特性波阻就是正迎角時(shí)，在跨音速階段翼型產(chǎn)生的附加吸力向后傾斜從而在速度方向所附加產(chǎn)生的阻力。波阻的產(chǎn)生第十章第頁(yè)30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)，稱為阻力發(fā)散馬赫數(shù)。第十章第頁(yè)31膨脹波激波翼型的超音速升力特性

在超音速階段,M增加，上翼面膨脹波后斜，弱擾動(dòng)邊界與波前氣流的夾角減小，膨脹后的壓力比不變而M增加時(shí)降低得少；

M增加，下翼面激波后斜，激波角減小，下翼面壓力比不變而M增加時(shí)增加得少，總的效果使升力系數(shù)減小。第十章第頁(yè)32

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。翼型的超音速阻力特性第十章第頁(yè)33M數(shù)對(duì)飛機(jī)的失速迎角的影響第十章第頁(yè)34M數(shù)對(duì)飛機(jī)的最大升力系數(shù)CLmax的影響第十章第頁(yè)35飛機(jī)在不同M數(shù)下的極曲線第十章第頁(yè)36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飛行原理/CAFUC飛行原理/CAFUC10.3后掠翼的高速升阻力特性第十章第頁(yè)38●后掠翼與后掠角

后掠角是機(jī)翼?弦長(zhǎng)的連線與飛機(jī)橫軸之間的夾角。第十章第頁(yè)3910.3.1后掠翼的亞音速升阻力特性●對(duì)稱氣流經(jīng)過(guò)直機(jī)翼時(shí)的M數(shù)變化

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)稱氣流流經(jīng)后掠翼第十章第頁(yè)40●亞音速下對(duì)稱氣流流經(jīng)后掠翼

對(duì)稱氣流經(jīng)過(guò)后掠翼,可以將氣流速度分解到垂直于機(jī)翼前緣和平行于機(jī)翼前緣。第十章第頁(yè)41

在氣流向后的流動(dòng)過(guò)程中，平行于前緣的氣流分速不發(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?！窈舐右淼囊砀?yīng)和翼尖效應(yīng)

后掠翼的升力大小由垂直于前緣的有效分速所決定。第十章第頁(yè)42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,流速減慢，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。流管最細(xì)的位置后移，最低壓力點(diǎn)向后移動(dòng)。翼尖效應(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，壓強(qiáng)降低，吸力變大；在后段，流管擴(kuò)張，流速減慢，壓強(qiáng)升高，吸力減小。流管最細(xì)位置前移，最低壓力點(diǎn)向前移動(dòng)。

氣流流過(guò)后掠翼時(shí)，流線左右偏移的分析第十章第頁(yè)43后掠翼的翼根和翼尖效應(yīng)對(duì)升力的影響

翼根效應(yīng)使翼根部位機(jī)翼的吸力峰減弱，升力降低，翼尖效應(yīng)使翼尖部位的吸力峰增強(qiáng)，升力增加。第十章第頁(yè)44后掠翼的翼根和翼尖效應(yīng)對(duì)升力系數(shù)的影響后掠翼各翼面的升力系數(shù)沿展向的分布第十章第頁(yè)45中小迎角下后掠翼的亞音速升阻力特性

同一迎角下,后掠翼的升力系數(shù)和升力線斜率比平直翼小。后掠翼對(duì)升力系數(shù)和升力線斜率的影響第十章第頁(yè)46升力線斜率和后掠角的變化后掠角和展弦比對(duì)升力系數(shù)斜率的影響第十章第頁(yè)47后掠翼在大迎角下的失速特性原因：①翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)，使機(jī)翼上表面翼根部位壓力大于翼尖部位壓力，壓力差促使氣流展向流動(dòng)，使附面層在翼尖部位變厚，容易產(chǎn)生氣流分離。②翼尖效應(yīng)使翼尖部位上表面吸力峰增強(qiáng)，逆壓梯度增加，容易氣流分離。翼尖先失速第十章第頁(yè)48后掠角失速的產(chǎn)生與發(fā)展第十章第頁(yè)49橢圓形機(jī)翼矩形機(jī)翼梯形機(jī)翼后掠翼機(jī)翼平面形狀對(duì)失速的影響第十章第頁(yè)50后掠翼的臨界迎角和最大升力系數(shù)比平直翼小

同平直機(jī)翼相比,后掠翼相同迎角下的升力系數(shù)更小,最大升力系數(shù)和臨界迎角也較小。根本原因在于后掠翼的升力特性是由垂直于前緣的有效分速?zèng)Q定的。第十章第頁(yè)51后掠翼飛機(jī)改善翼尖先失速的措施主要方法:阻止氣流在機(jī)翼上表面的展向流動(dòng)主要手段:翼上表面翼刀前緣翼刀前緣翼下翼刀前緣鋸齒渦流發(fā)生器第十章第頁(yè)52翼上表面翼刀第十章第頁(yè)53翼刀對(duì)后掠翼升力系數(shù)的影響

翼刀可以使全翼的升力系數(shù)增加，并改善翼尖失速。翼上表面翼刀第十章第頁(yè)54前緣翼刀前緣翼下翼刀第十章第頁(yè)55前緣鋸齒第十章第頁(yè)56渦流發(fā)生器第十章第頁(yè)57渦流發(fā)生器第十章第頁(yè)5810.3.2后掠翼的跨音速升阻力特性后掠翼的臨界M數(shù)和局部激波系后掠翼的速度分解

后掠翼的臨界馬赫數(shù)MCRIT比相同剖面平直翼的MCRIT大。后掠角越大,MCRIT越大。這是高亞音速飛機(jī)采用后掠翼的主要原因。臨界馬赫數(shù)第十章第頁(yè)59

后掠翼的翼尖激波

后掠翼的后激波第十章第頁(yè)60后掠翼的前激波

后掠翼的外激波第十章第頁(yè)61后掠翼的升力系數(shù)隨M數(shù)的變化后掠翼的臨界馬赫數(shù)MCRIT較大。升力系數(shù)在跨音速階段的增減幅度較小。升力系數(shù)隨飛行M數(shù)的變化比較平緩。后掠角不同的后掠翼的升力系數(shù)隨M數(shù)的變化第十章第頁(yè)62后掠翼的阻力系數(shù)隨M數(shù)的變化同平直機(jī)翼相比,后掠翼的MCRIT和阻力發(fā)散馬赫數(shù)更大,后掠翼的阻力系數(shù)在更