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1、第十章 高速空气动力学基础 第十章 第 页 2 本章主要内容 10.1 高速气流特性 10.2 翼型的亚跨音速气动特性 10.3 后掠翼的高速升阻力特性 10.1 高速气流特性 第十章 第 页 4 10.1.1 空气的压缩性 空气的压缩性是空气的压力、温度等条件改变而引 起密度变化的属性。 低速飞行(马赫数M0.4) 空气密度随速度增加而减小 第十章 第 页 5 空气压缩性与音速的关系 扰动在空气中的传播速度就是音速。 音速的定义 第十章 第 页 6 空气压缩性与音速a的关系 d dp a 27339ta海里/小时 2731 .20ta公里/小时 音速与传输介质的可压缩性相关，在空气 中，音速
2、大小唯一取决于空气的温度，温度 越低，空气越易压缩，音速越小。 第十章 第 页 7 亚音速、等音速和超音速的扰动传播 第十章 第 页 8 空气压缩性与马赫数M的关系 a TAS M M数越大，空气被压缩得越厉害。 马赫数M是真速与音速之比。分为飞行马赫数和局部马赫 数，前者是飞行真速与飞行高度音速之比，后者是局部真速 与局部音速之比（如翼型上表面某点的局部马赫数）。 低速飞行(马赫数M0.4) 必须考虑空气压缩性的影响 第十章 第 页 9 气流速度与流管截面积的关系 由连续性定理，在同一流管内 constVA 速度增加，空气密度减小。 在亚音速时，密度的减小量小于速度的增加量，故加速时要求 截
3、面积减小。流量一定，流速快则截面积减小；流速慢则截面积 增大。 在亚音速气流 中,流管截面积 随流速的变化 第十章 第 页 10 因此，M1时，流管扩张，流速增加，流管收缩，流速减小。 在超音速时，密度的减小量大于速度的增加量，故加速时要求 截面积增大。 由连续性定理，在同一流管内 constVA 速度增加，空气密度减小。 气流速度与流管截面积的关系 在超音速气流 中,流管截面积 随流速的变化 第十章 第 页 11 气流M数 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 流速增加的百 分比 1% 1% 1% 1% 1% 1% 1% 1% 密度变化的百 分比 -0.04% -0
4、.16% -0.36% -0.64% -1% -1.44% -1.96% -2.56% 截面积变化的 百分比 -0.96% -0.84% -0.64% -0.36% 0 0.44% 0.96% 1.65% VV / / AA/ 速度、密度和截面积在不同M数下的变化值 第十章 第 页 12 超音速气流的获得 要想获得超音速气流，截面积应该先减后增。 第十章 第 页 13 本章主要内容 10.1 高速气流特性 10.2 翼型的亚跨音速气动特性 10.3 后掠翼的高速升阻力特性 10.2 翼型的亚跨音速气动特性 第十章 第 页 15 10.2.1 翼型的亚音速空气动力特性 亚音速的定义 飞行M数大于
5、0.4,流场内各点的M数都小于1。 考虑空气密度随速度的变化，则翼型压力系数基本按同一系 数放大，体现出“吸处更吸，压处更压”的特点。因此，升力 系数增大，逆压梯度增大，压力中心前移,临界迎角减小，阻 力系数基本不变。 翼型的亚音速空气动力特性 第十章 第 页 16 I. 飞行M数增大,升 力系数和升力系 数斜率增大 II. 飞行M数增大， 最大升力系数和 临界迎角减小 翼型的亚音速升力特性 第十章 第 页 17 翼型的亚音速阻力特性 翼型的阻力系数基本不随飞行数变化。 翼型的压力中心位置的变化 翼型的压力中心位置基本保持不变。 第十章 第 页 18 10.2.2 翼型的跨音速空气动力特性 机
6、翼上表面流速大于飞行速度，因此当飞行M数小于1时，机翼 上表面最低压力点的速度就已达到了该点的局部音速(此点称为等 音速点)。此时的飞行M数称为临界马赫数MCRIT 。 跨音速是指飞行速度没达到音速，但机翼表面局部已经出现超 音速气流并伴随有激波的产生。 临界马赫数MCRIT MCRIT是机翼空气动力即将发生显著变化的标志。 第十章 第 页 19 临界马赫数MCRIT 第十章 第 页 20 局部激波的形成和发展 飞行马赫数大于临界马赫数后，机翼上表面开始出现超音速区。 在超音速区内流管扩张，气流加速，压强进一步降低，与后端的 压强为大气压力的气流相作用，形成一道压力、密度、温度突增 的界面，即
7、激波。 I. 局部激波的形成 第十章 第 页 21 II.局部激波的发展 第十章 第 页 22 II.局部激波的发展 第十章 第 页 23 局部激波的形成与发展 1. 大于MCRIT后，上表面先产生激波。 2. 随M数增加，上表面超音速区扩展， 激波后移。 3. M数继续增加，下表面产生激波， 并较上表面先移至后缘。 4. M数接近1,上下表面激波相继移至后 缘。 5. M数大于1,出现头部激波。 第十章 第 页 24 激波实例 第十章 第 页 25 激波实例 第十章 第 页 26 激波实例 第十章 第 页 27 激波实例 第十章 第 页 28 翼型的跨音速升力特性 1. 考虑空气压缩性，上表
8、面密度 下降更多，产生附加吸力,升力系 数CL增加，且由于出现超音速区， 压力更小，附加吸力更大； 2. 下翼面出现超音速区，且后移 较上翼面快，下翼面产生较大附 加吸力，CL减小； 3. 下翼面扩大到后缘，而上翼面 超音速区还能后缘，上下翼面的 附加压力差增大，CL增加。 I. 升力系数随飞行数的变化 临界M数， 机翼上表面 达到音速 下表面达 到音速 下表面激波 移至后缘 上表面激波 移至后缘 第十章 第 页 29 II.最大升力系数和临界迎角随飞行数的变化 当激波增强到一定程度，阻力系数急剧增大,升力系数迅速减 小,这种现象称为激波失速。随着飞行M数的增加,飞机将在更小 的迎角下开始出现
9、激波失速,导致临界迎角和最大升力系数的继 续降低。 第十章 第 页 30 翼型的跨音速阻力特性 波阻就是正迎角时，在跨音速阶段翼型产生的附加吸力向后 倾斜从而在速度方向所附加产生的阻力。 I. 波阻的产生 第十章 第 页 31 II.翼型阻力系数随数的变化 超过临界马赫数后，波阻急剧增大导致阻力系数急剧增加的 马赫数，称为阻力发散马赫数。 第十章 第 页 32 M数对飞机的失速迎角的影响 第十章 第 页 33 M数对飞机的最大升力系数CLmax的影响 第十章 第 页 34 飞机在不同M数下的极曲线 第十章 第 页 35 本章主要内容 10.1 高速气流特性 10.2 翼型的亚跨音速气动特性 1
10、0.3 后掠翼的高速升阻力特性 10.3 后掠翼的高速升阻力特性 第十章 第 页 37 后掠翼与后掠角 后掠角是机翼弦长的连 线与飞机横轴之间的夹角。 第十章 第 页 38 10.3.1 后掠翼的亚音速升阻力特性 对称气流经过直机翼时的M数变化 气流经过直机翼后, 马 赫数M会增加。 亚音速下对称气流流经后掠翼 第十章 第 页 39 亚音速下对称气流流经后掠翼 对称气流经过后掠翼,可 以将气流速度分解到垂直 于机翼前缘和平行于机翼 前缘。 第十章 第 页 40 在气流向后的流动过程中， 平行于前缘的气流分速不发 生变化，而垂直于前缘的有 效分速则发生先减速、后加 速、再减速的变化，导致总 的气
11、流方向发生左右偏斜。 后掠翼的翼根效应和翼尖效应 后掠翼的升力大小由垂直 于前缘的有效分速所决定。 第十章 第 页 41 翼根效应 亚音速气流条件下，上翼面前段流 管扩张变粗,流速减慢，压强升高，吸 力降低；后段流管收缩变细,流速加快， 压强减小,吸力有所增加。流管最细的 位置后移，最低压力点向后移动。 翼尖效应 亚音速气流条件下，上翼面前段流 管收缩变细，流速加快，压强降低， 吸力变大；在后段，流管扩张，流速 减慢，压强升高，吸力减小。流管最 细位置前移，最低压力点向前移动。 气流流过后掠翼时，流线左 右偏移的分析 第十章 第 页 42 后掠翼的翼根和翼尖效应对升力的影响 翼根效应使翼根部位
12、机翼的吸力峰 减弱，升力降低，翼尖效应使翼尖部 位的吸力峰增强，升力增加。 第十章 第 页 43 后掠翼的翼根和翼尖效应对升力系数的影响 后掠翼各翼面 的升力系数沿 展向的分布 第十章 第 页 44 中小迎角下后掠翼的亚音速升阻力特性 同一迎角下,后掠翼的升 力系数和升力线斜率比平 直翼小。 后掠翼对升力系数和升力线斜率的影响 第十章 第 页 45 升力线斜率和 后掠角的变化 后掠角和展弦比对升力系数斜率的影响 第十章 第 页 46 后掠翼在大迎角下的失速特性 原因： 翼根效应和翼尖效应，使机翼上 表面翼根部位压力大于翼尖部位压 力，压力差促使气流展向流动，使 附面层在翼尖部位变厚，容易产生
13、气流分离。 翼尖效应使翼尖部位上表面吸力 峰增强，逆压梯度增加，容易气流 分离。 I. 翼尖先失速 第十章 第 页 47 后掠角失速的产生与发展 第十章 第 页 48 椭圆形机翼 矩形机翼 梯形机翼 后掠翼 机翼平面形状对失速的影响 第十章 第 页 49 II.后掠翼的临界迎角和最大升力系数比平直翼小 同平直机翼相比,后掠翼 相同迎角下的升力系数 更小,最大升力系数和临 界迎角也较小。根本原 因在于后掠翼的升力特 性是由垂直于前缘的有 效分速决定的。 第十章 第 页 50 后掠翼飞机改善翼尖先失速的措施 主要方法: 阻止气流在机翼上表面的展向流动 主要手段: I.翼上表面翼刀 II.前缘翼刀
14、III.前缘翼下翼刀 IV.前缘锯齿 V.涡流发生器 第十章 第 页 51 I. 翼上表面翼刀 第十章 第 页 52 翼刀对后掠翼 升力系数的影 响 翼刀可以使全翼 的升力系数增加， 并改善翼尖失速。 I. 翼上表面翼刀 第十章 第 页 53 II.前缘翼刀 III.前缘翼下翼刀 第十章 第 页 54 IV. 前缘锯齿 第十章 第 页 55 V.涡流发生器 第十章 第 页 56 V.涡流发生器 第十章 第 页 57 10.3.2 后掠翼的跨音速升阻力特性 后掠翼的临界M数和局部激波系 后掠翼的速度 分解 后掠翼的临界马赫数MCRIT比相同剖面平直 翼的MCRIT大。后掠角越大,MCRIT越大。
15、这是 高亚音速飞机采用后掠翼的主要原因。 I. 临界马赫数 第十章 第 页 58 II. 后掠翼的翼尖激波 III. 后掠翼的后激波 第十章 第 页 59 IV.后掠翼的前激波 V. 后掠翼的外激波 第十章 第 页 60 后掠翼的升力系数随M数的变化 I. 后掠翼的临界马赫数MCRIT较大。 II. 升力系数在跨音速阶段的增减幅度较小。 III.升力系数随飞行M数的变化比较平缓。 后掠角不同的 后掠翼的升力 系数随M数的 变化 第十章 第 页 61 后掠翼的阻力系数随M数的变化 I. 同平直机翼相比,后掠 翼的MCRIT和阻力发散 马赫数更大,后掠翼的 阻力系数在更大的M数 下才开始急剧增加。 II. 后掠翼的最大阻力系数 出现得更晚而且更小。 III.阻力系数随M数的变化 比较平缓。 第十章 第 页 62 厚弦比对MCRIT的影响 同平直机翼相比, 后掠翼的MCRIT更大; 厚弦比越小, MCRIT 越大。 第十章 第 页 63 本章小结 流管截面积和气流参数随流速（M数）的变化规律 激波的概念、成因和激波前后气流参数的变化规律 局部激波的形成和发展过程 临界M数的概念和物理意义 后掠翼翼尖失速的特点 后掠翼的升力特性
