高速空气动力学基础 本章主要内容本章主要内容10.1 高速气流特性高速气流特性10.2 翼型的亚跨音速气动特性翼型的亚跨音速气动特性10.3 后掠翼的高速升阻力特性后掠翼的高速升阻力特性 10.1 高速气流特性高速气流特性 10.1.1 空气的压缩性空气的压缩性 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起密度变化的属性n 低速飞行低速飞行(马赫数马赫数M<0.4) 空气密度基本不随速度而变化空气密度基本不随速度而变化n 高速飞行高速飞行(马赫数马赫数M>0.4) 空气密度随速度增加而减小空气密度随速度增加而减小 ①①空气压缩性与音速的关系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扰动在空气中的传播速度就是音速●音速的定义音速的定义 ●空气压缩性与音速空气压缩性与音速a的关系的关系海里海里/小时小时公里公里/小时小时 音速与传输介质的可压缩性相关，在空气音速与传输介质的可压缩性相关，在空气中，音速大小唯一取决于空气的温度，温度中，音速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。
越低，空气越易压缩，音速越小 ●亚音速、等音速和超音速的扰动传播亚音速、等音速和超音速的扰动传播 ②②空气压缩性与马赫数空气压缩性与马赫数M的关系的关系M数越大，空气被压缩得越厉害数越大，空气被压缩得越厉害 马赫数马赫数M是真速与音速之比是真速与音速之比分为飞行马赫数和局部马赫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）与局部音速之比（如翼型上表面某点的局部马赫数）n 低速飞行低速飞行(马赫数马赫数M<0.4) 可忽略压缩性的影响可忽略压缩性的影响n 高速飞行高速飞行(马赫数马赫数M>0.4) 必须考虑空气压缩性的影响必须考虑空气压缩性的影响 ③③气流速度与流管截面积的关系气流速度与流管截面积的关系由连续性定理，在同一流管内由连续性定理，在同一流管内速度增加，空气密度减小速度增加，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，故加速时要求截面积减小流量一定，流速快则截面积减小；流速慢则截面积截面积减小。
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在亚音速气流中中,流管截面积流管截面积随流速的变化随流速的变化 因此，因此，M>1时，流管扩张，流速增加，流管收缩，流速减小时，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截面积增大由连续性定理，在同一流管内由连续性定理，在同一流管内速度增加，空气密度减小速度增加，空气密度减小③③气流速度与流管截面积的关系气流速度与流管截面积的关系在超音速气流在超音速气流中中,流管截面积流管截面积随流速的变化随流速的变化 气流气流M数数0.20.40.60.81.01.21.41.6流速增加的百流速增加的百分比分比1%1% 1%1%1%1%1%1%密度变化的百密度变化的百分比分比-0.04%-0.16%-0.36%-0.64%-1%-1.44%-1.96%-2.56%截面积变化的截面积变化的百分比百分比-0.96%-0.84%-0.64%-0.36%00.44%0.96%1.65%●速度、密度和截面积在不同速度、密度和截面积在不同M数下的变化值数下的变化值 ●超音速气流的获得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。
要想获得超音速气流，截面积应该先减后增 ●The Tailpipe of Space Shuttle 本章主要内容本章主要内容10.1 高速气流特性高速气流特性10.2 翼型的亚跨音速气动特性翼型的亚跨音速气动特性10.3 后掠翼的高速升阻力特性后掠翼的高速升阻力特性 10.2 翼型的亚跨音速气动特性翼型的亚跨音速气动特性 10.2.1 翼型的亚音速空气动力特性翼型的亚音速空气动力特性●亚音速的定义亚音速的定义 飞行飞行M数大于数大于0.4,流场内各点的流场内各点的M数都小于数都小于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，体现出数放大，体现出““吸处更吸，压处更压吸处更吸，压处更压””的特点因此，升力的特点因此，升力系数增大，逆压梯度增大，压力中心前移系数增大，逆压梯度增大，压力中心前移, ,临界迎角减小，阻临界迎角减小，阻力系数基本不变力系数基本不变①①翼型的亚音速空气动力特性翼型的亚音速空气动力特性 I.飞行飞行M数增大数增大,升升力系数和升力系力系数和升力系数斜率增大数斜率增大II.飞行飞行M数增大，数增大，最大升力系数和最大升力系数和临界迎角减小临界迎角减小②②翼型的亚音速升力特性翼型的亚音速升力特性 ③③翼型的亚音速阻力特性翼型的亚音速阻力特性翼型的阻力系数基本不随飞行Ｍ数变化。
翼型的阻力系数基本不随飞行Ｍ数变化④④翼型的压力中心位置的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翼型的压力中心位置基本保持不变 10.2.2 翼型的跨音速空气动力特性翼型的跨音速空气动力特性 机翼上表面流速大于飞行速度，因此当飞行机翼上表面流速大于飞行速度，因此当飞行M数小于数小于1时，机翼时，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(此点称为等此点称为等音速点音速点)此时的飞行此时的飞行M数称为临界马赫数数称为临界马赫数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音速气流并伴随有激波的产生①①临界马赫数临界马赫数MCRITMCRIT是机翼空气动力即将发生显著变化的标志是机翼空气动力即将发生显著变化的标志 ●临界马赫数临界马赫数MCRIT ②②局部激波的形成和发展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，即激波的界面，即激波I.局部激波的形成局部激波的形成 II.局部激波的发展局部激波的发展 II.局部激波的发展局部激波的发展 ●局部激波的形成与发展局部激波的形成与发展1.大于大于MCRIT后，上表面先产生激波后，上表面先产生激波2.随随M数增加，上表面超音速区扩展，数增加，上表面超音速区扩展，激波后移激波后移3.M数继续增加，下表面产生激波，数继续增加，下表面产生激波，并较上表面先移至后缘并较上表面先移至后缘4.M数接近数接近1,上下表面激波相继移至后上下表面激波相继移至后缘5.M数大于数大于1,出现头部激波出现头部激波激波的视频激波的视频 ●激波实例激波实例 ●激波实例激波实例 ●激波实例激波实例 ●激波实例激波实例 ③③翼型的跨音速升力特性翼型的跨音速升力特性1. 考虑空气压缩性，上表面密度考虑空气压缩性，上表面密度下降更多，产生附加吸力下降更多，产生附加吸力,升力系升力系数数CL增加，且由于出现超音速区，增加，且由于出现超音速区，压力更小，附加吸力更大；压力更小，附加吸力更大；2. 下翼面出现超音速区，且后移下翼面出现超音速区，且后移较上翼面快，下翼面产生较大附较上翼面快，下翼面产生较大附加吸力，加吸力，CL减小；减小；3. 下翼面扩大到后缘，而上翼面下翼面扩大到后缘，而上翼面超音速区还能后缘，上下翼面的超音速区还能后缘，上下翼面的附加压力差增大，附加压力差增大，CL增加。
增加 I.升力系数随飞行Ｍ数的变化升力系数随飞行Ｍ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 II.最大升力系数和临界迎角随飞行Ｍ数的变化最大升力系数和临界迎角随飞行Ｍ数的变化当激波增强到一定程度，阻力系数急剧增大当激波增强到一定程度，阻力系数急剧增大, ,升力系数迅速减升力系数迅速减小小, ,这种现象称为激波失速随着飞行这种现象称为激波失速随着飞行M数的增加数的增加, ,飞机将在更飞机将在更小的迎角下开始出现激波失速小的迎角下开始出现激波失速, ,导致临界迎角和最大升力系数的导致临界迎角和最大升力系数的继续降低继续降低 ④④翼型的跨音速阻力特性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倾斜从而在速度方向所附加产生的阻力I.波阻的产生波阻的产生 II.翼型阻力系数随Ｍ数的变化翼型阻力系数随Ｍ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。
马赫数，称为阻力发散马赫数 膨胀波膨胀波激波激波⑤⑤翼型的超音速升力特性翼型的超音速升力特性 在超音速阶段在超音速阶段,M增增加，上翼面膨胀波后斜，加，上翼面膨胀波后斜，弱扰动边界与波前气流弱扰动边界与波前气流的夹角的夹角 减小减小，膨胀后的，膨胀后的压力比压力比 不变而不变而M增加增加时降低得少；时降低得少； M增加，下翼面激增加，下翼面激波后斜，激波角波后斜，激波角 减小，减小，下翼面压力比下翼面压力比 不变而不变而M增加时增加得少，总的增加时增加得少，总的效果使升力系数减小效果使升力系数减小 飞行马赫数大于飞行马赫数大于1后，阻力系数会下降后，阻力系数会下降,但阻力会随着但阻力会随着M数的增加而增加数的增加而增加⑥⑥翼型的超音速阻力特性翼型的超音速阻力特性 ⑦⑦M数对飞机的失速迎角的影响数对飞机的失速迎角的影响 ⑦⑦M数对飞机的最大升力系数数对飞机的最大升力系数C CLmaxLmax的影响的影响 ⑧⑧飞机在不同飞机在不同M M数下的极曲线数下的极曲线 本章主要内容本章主要内容10.1 高速气流特性高速气流特性10.2 翼型的亚跨音速气动特性翼型的亚跨音速气动特性10.3 后掠翼的高速升阻力特性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的高速升阻力特性 ●后掠翼与后掠角后掠翼与后掠角 后掠角是机翼后掠角是机翼¼弦长的连弦长的连线与飞机横轴之间的夹角线与飞机横轴之间的夹角。
10.3.1 后掠翼的亚音速升阻力特性后掠翼的亚音速升阻力特性●对称气流经过直机翼时的对称气流经过直机翼时的M数变化数变化 气流经过直机翼后气流经过直机翼后, 马马赫数赫数M会增加会增加①①亚音速下对称气流流经后掠翼亚音速下对称气流流经后掠翼 ●亚音速下对称气流流经后掠翼亚音速下对称气流流经后掠翼 对称气流经过后掠翼对称气流经过后掠翼,可可以将气流速度分解到垂直以将气流速度分解到垂直于机翼前缘和平行于机翼于机翼前缘和平行于机翼前缘前缘 在气流向后的流动过程中，在气流向后的流动过程中，平行于前缘的气流分速不发平行于前缘的气流分速不发生变化，而垂直于前缘的有生变化，而垂直于前缘的有效分速则发生先减速、后加效分速则发生先减速、后加速、再减速的变化，导致总速、再减速的变化，导致总的气流方向发生左右偏斜的气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翼根效应和翼尖效应 后掠翼的升力大小由垂直后掠翼的升力大小由垂直于前缘的有效分速所决定于前缘的有效分速所决定 翼根效应翼根效应 亚音速气流条件下，上翼面前段流亚音速气流条件下，上翼面前段流管扩张变粗管扩张变粗, ,流速减慢，压强升高，流速减慢，压强升高，吸力降低；后段流管收缩变细吸力降低；后段流管收缩变细, ,流速流速加快，压强减小加快，压强减小, ,吸力有所增加。
流吸力有所增加流管最细的位置后移，最低压力点向后管最细的位置后移，最低压力点向后移动翼尖效应翼尖效应 亚音速气流条件下，上翼面前段流亚音速气流条件下，上翼面前段流管收缩变细，流速加快，压强降低，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，流线左气流流过后掠翼时，流线左右偏移的分析右偏移的分析 ●后掠翼的翼根和翼尖效应对升力的影响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机翼的吸力峰翼根效应使翼根部位机翼的吸力峰减弱，升力降低，翼尖效应使翼尖部减弱，升力降低，翼尖效应使翼尖部位的吸力峰增强，升力增加位的吸力峰增强，升力增加 ●后掠翼的翼根和翼尖效应对升力系数的影响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后掠翼各翼面的升力系数沿的升力系数沿展向的分布展向的分布 ②②中小迎角下后掠翼的亚音速升阻力特性中小迎角下后掠翼的亚音速升阻力特性 同一迎角下同一迎角下, ,后掠翼的后掠翼的升力系数和升力线斜率比升力系数和升力线斜率比平直翼小平直翼小。
●后掠翼对升力系数和升力线斜率的影响后掠翼对升力系数和升力线斜率的影响 升力线斜率和升力线斜率和后掠角的变化后掠角的变化●后掠角和展弦比对升力系数斜率的影响后掠角和展弦比对升力系数斜率的影响 ③③后掠翼在大迎角下的失速特性后掠翼在大迎角下的失速特性原因：原因：①①翼根效应和翼尖效应，使机翼上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表面翼根部位压力大于翼尖部位压力，压力差促使气流力，压力差促使气流展向流动展向流动，使，使附面层在翼尖部位变厚，容易产生附面层在翼尖部位变厚，容易产生气流分离气流分离②②翼尖效应使翼尖部位上表面吸力翼尖效应使翼尖部位上表面吸力峰增强，逆压梯度增加，容易气流峰增强，逆压梯度增加，容易气流分离I.翼尖先失速翼尖先失速 ●后掠角失速的产生与发展后掠角失速的产生与发展 椭圆形机翼椭圆形机翼矩形机翼矩形机翼梯形机翼梯形机翼后掠翼后掠翼●机翼平面形状对失速的影响机翼平面形状对失速的影响 II.后掠翼的临界迎角和最大升力系数比平直翼小后掠翼的临界迎角和最大升力系数比平直翼小 同平直机翼相比同平直机翼相比, ,后掠后掠翼相同迎角下的升力系翼相同迎角下的升力系数更小数更小, ,最大升力系数和最大升力系数和临界迎角也较小。
根本临界迎角也较小根本原因在于后掠翼的升力原因在于后掠翼的升力特性是由垂直于前缘的特性是由垂直于前缘的有效分速决定的有效分速决定的 ③③后掠翼飞机改善翼尖先失速的措施后掠翼飞机改善翼尖先失速的措施主要方法主要方法: :阻止气流在机翼上表面的展向流动阻止气流在机翼上表面的展向流动主要手段主要手段: :I.I.翼上表面翼刀翼上表面翼刀II.II.前缘翼刀前缘翼刀III.III.前缘翼下翼刀前缘翼下翼刀IV.前缘锯齿前缘锯齿V.涡流发生器涡流发生器 I.翼上表面翼刀翼上表面翼刀 翼刀对后掠翼翼刀对后掠翼升力系数的影升力系数的影响响 翼刀可以使全翼翼刀可以使全翼的升力系数增加，的升力系数增加，并改善翼尖失速并改善翼尖失速I.翼上表面翼刀翼上表面翼刀 II.前缘翼刀前缘翼刀III.前缘翼下翼刀前缘翼下翼刀 IV.前缘锯齿前缘锯齿 V.涡流发生器涡流发生器 V.涡流发生器涡流发生器 10.3.2 后掠翼的跨音速升阻力特性后掠翼的跨音速升阻力特性①①后掠翼的临界后掠翼的临界M数和局部激波系数和局部激波系后掠翼的速度后掠翼的速度分解分解 后掠翼的临界马赫数后掠翼的临界马赫数MCRIT比相同剖面平直比相同剖面平直翼的翼的MCRIT大。
后掠角越大大后掠角越大, ,MCRIT越大这是这是高亚音速飞机采用后掠翼的主要原因高亚音速飞机采用后掠翼的主要原因I.临界马赫数临界马赫数 II. 后掠翼的翼尖激波后掠翼的翼尖激波III. 后掠翼的后激波后掠翼的后激波 IV.后掠翼的前激波后掠翼的前激波V. 后掠翼的外激波后掠翼的外激波 ②②后掠翼的升力系数随后掠翼的升力系数随M数的变化数的变化I.后掠翼的临界马赫数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.升力系数随飞行升力系数随飞行M数的变化比较平缓数的变化比较平缓后掠角不同的后掠角不同的后掠翼的升力后掠翼的升力系数随系数随M数的数的变化变化 ③③后掠翼的阻力系数随后掠翼的阻力系数随M数的变化数的变化I.同平直机翼相比同平直机翼相比,后掠后掠翼的翼的MCRIT和阻力发散和阻力发散马赫数更大马赫数更大,后掠翼的后掠翼的阻力系数在更大的阻力系数在更大的M数数下才开始急剧增加下才开始急剧增加II.后掠翼的最大阻力系数后掠翼的最大阻力系数出现得更晚而且更小出现得更晚而且更小III.阻力系数随阻力系数随M数的变化数的变化比较平缓。
比较平缓 ④④厚弦比对厚弦比对MCRIT的影响的影响 同平直机翼相比同平直机翼相比,后掠翼的后掠翼的MCRIT更大更大;厚弦比越小厚弦比越小, MCRIT越越大 本章小结本章小结n流管截面积和气流参数随流速（流管截面积和气流参数随流速（M数）的变化规律数）的变化规律n激波的概念、成因和激波前后气流参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n局部激波的形成和发展过程局部激波的形成和发展过程n临界临界M数的概念和物理意义数的概念和物理意义n后掠翼翼尖失速的特点后掠翼翼尖失速的特点n后掠翼的升力特性后掠翼的升力特性 。