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1、第十章,高速空气动力学基础,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,10.1.1 空气的压缩性,空气的压缩性是指空气的压力、温度等条件改变而引起密度变化的一种特性。,低速飞行(马赫数M 0.4)空气密度随流动速度增加而减小,空气压缩性与声速(音速)的关系,声速(音速)通常是指声波(弱扰动)在空气中的传播速度。,声速(音速)的定义,声波 声源在空气中震动，会使周围空气形成压强和密度呈周期性变化的疏密波。传播声音的空气疏密波叫做声波。,空气压缩性与音速a的关系,海里/小时,米/秒,音速与传输介质的可压缩性相关。在
2、空气中，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。,亚音速、等音速和超音速的扰动传播,空气压缩性与马赫数M的关系,M数越大，空气被压缩得越厉害。,马赫数M是真空速(TAS)与声速(a)之比。马赫数可分为飞行马赫数和局部马赫数。飞行马赫数是飞行真空速与飞行高度处的音速之比；局部马赫数是局部真空速与局部音速之比（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,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,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，故加速时要求截面积减小。流量一定，流速快则截面积减小；流速
3、慢则截面积增大。,因此，M 1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,速度增加，空气密度减小。,气流速度与流管截面积的关系,First,consider isentropic flow in a stream tube,as sketched in Fig.4.2.From the continuity equation,Eq.(4.2),Differentiating,we obtain,Recalling the momentum equation,Eq.(4.8)(Eulers),we
4、obtain,Substitute Eq.(4.81)into(4.80):,Since the flow is isentropic,Thus,Eq.(4.82)becomes,Rearranging,we get,速度、密度和截面积在不同M数下的变化值,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。,The Tailpipe of Space Shuttle,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,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0.4，流场内各点的
5、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,飞行M数增大，升力系数曲线斜率增大；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,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。,翼型的压力中心位置的变化,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,机翼上表面流速大于飞行速度。当飞行M数未达到1，但机翼上表面最低压力点的流速达到了该点的局部音速(此点称为等音速点)
6、时，此时的飞行M数称为临界马赫数MCRIT，即飞机开始产生局部激波时所对应的飞行马赫数称为临界马赫数。,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。,临界马赫数MCRIT,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，即激波。,局部激波的形成,局部激波的发展,局部激波的发展,局部激波的形成与发展,大于MCRIT后，上表面先产生激波。随M
7、数增加，上表面超音速区扩展，激波后移。M数继续增加，下表面产生激波，并较上表面先移至后缘。M数接近1，上下表面激波相继移至后缘。M数大于1，出现头部激波。,激波的种类,激波分为正激波和斜激波。波面与气流方向垂直的激波，叫正激波。空气流过正激波，压力、密度和温度都突然升高，流速由超音速降为亚音速，但气流方向不变。在同一马赫数下，正激波是最强的激波。波面沿气流方向倾斜的激波，叫斜激波。空气通过斜激波，压力、密度和温度也要突然升高，但不象通过正激波那样强烈，流速降低，可能降为亚音速，也可能仍为超音速。通过斜激波后气流方向要向外转折。,激波随物体形状与M数的变化,空中菜刀 F-104,在飞行M数不变的
8、情况下，激波的形状取决于物体的形状，主要是头部的形状。如果物体的头部是方棱柱的或圆钝的，则对气流的阻滞作用很强，在物体的前边通常产生脱体激波。脱体激波中间部分是正激波，外侧是斜激波，再远一些，是弱扰动边界波。如果物体的头部尖削，由于对气流的阻滞作用比较弱，空气受到压缩作用小，产生的激波强度小，其传播速度小于物体的运动速度，结果激波就附在物体上，形成附体斜激波。一般情况下，对同一物体所产生的斜激波而言，M数越大，则激波角越小。,膨胀波,超音速气流加速，由于空气逐步发生膨胀，压力逐渐降低，会产生膨胀波。膨胀波是一种弱扰动波。超音速气流通过膨胀波后，速度增大，压力、密度和温度相应降低。,亚音速气流流
9、经凸拐角,Subsonic flow at a convex corner,膨胀波,Supersonic flow at a convex corner with expansion wave,超音速气流流经凸拐角,Expansion waves in a supersonic flow,超音速气流中机翼上的激波和膨胀波,在超音速气流中，机翼上不仅有激波产生，还会有膨胀波产生。小迎角情况下见图A；大迎角情况下见图B。,激波实例,激波实例,激波实例,F-18激波实例,F-14激波实例,激波实例,激波实例,翼型的跨音速升力特性,考虑空气压缩性，上表面密度下降更多，产生附加吸力，升力系数CL增加，且
10、由于出现超音速区，压力更小，附加吸力更大；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；下翼面超音速区扩大到后缘，而上翼面超音速区还在后缘，上下翼面的附加压力差增大，CL增加。,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,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，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激波失速，导致临界迎角和最大升力系数的继续降低。,翼型的跨音速阻力特性,波阻就是正迎角时，翼型在跨音速阶段产生的附加
11、吸力向后倾斜，从而在速度方向所附加产生的阻力。,波阻的产生,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马赫数，称为阻力发散马赫数。,膨胀波,激波,翼型的超音速升力特性,在超音速阶段，M增加，上翼面膨胀波后斜，弱扰动边界与波前气流的夹角减小，膨胀后的压力要比不变而M增加时降低得少；M增加，下翼面激波后斜，激波角 减小，下翼面压力要比不变而M增加时增加得少，总的效果使升力系数减小。,飞行马赫数大于1后，阻力系数会下降，但阻力会随着M数的增加而增加。,翼型的超音速阻力特性,M数对飞机的失速迎角的影响,M数增加使失速迎角减小,M数对飞机的最大升力系数CLmax的影响
12、,飞机在不同M数下的极曲线,M=0.4,M=0.82,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,10.3 后掠翼的高速升阻力特性,后掠翼与后掠角,后掠角通常是指机翼弦长的连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,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,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为垂直于机翼前缘和平行于机翼前缘的两个分量。,在气流向后的流动过程中，平行于前缘的速度分量不发生变化，而垂直于前缘的有效速度分量则发生先减速
13、、后加速、再减速的变化，导致总的气流方向发生向翼尖一侧的偏斜。,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。,翼根效应,翼根部位，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,翼尖部位，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,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
14、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。,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,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,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,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。,翼尖先失速,后掠翼失速的产生与发展,机
15、翼平面形状对失速的影响,后掠翼的临界迎角和最大升力系数,同平直机翼相比，后掠翼相同迎角下的升力系数更小，最大升力系数较小和临界迎角较大。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。,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:翼上表面翼刀前缘翼刀前缘翼下翼刀,前缘锯齿涡流发生器,翼上表面翼刀,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。,翼上表面翼刀,前缘翼刀,前缘翼下翼刀,前缘锯齿,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
16、赫数MCRIT比相同剖面平直翼的MCRIT大。后掠角越大，MCRIT越大。这是高亚音速飞机采用后掠翼的主要原因。,临界马赫数,后掠翼的翼尖激波,后掠翼的后激波,后掠翼的前激波,后掠翼的外激波,后掠翼的升力系数随M数的变化,后掠翼的临界马赫数MCRIT 较大。升力系数在跨音速阶段的增减幅度较小。升力系数随飞行M数的变化比较平缓。,不同后掠角的后掠翼，升力系数随M数的变化,后掠翼的阻力系数随M数的变化,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。后掠翼的最大阻力系数出现得更晚而且更小。阻力系数随M数的变化比较平缓。,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。,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,1、解释下列术语（1）飞行M数（2）临界M数（3）空气的可压缩性（4）激波2、简述M数与空气的可压缩性的关系。3、说明流管截面积于流速的关系。4、当飞机上已出现激波时，飞机的飞行速度是否一定已经达到了音速或超过音速？为什么临界数小于1？5、简述后掠角对飞机气动性能的影响。6、后掠翼为什么翼尖先失速？改善后掠翼飞机翼尖失速特性的措施有哪些？,
