第二章1111111111111111

1、第二章 機(jī)翼的氣動特性 21 機(jī)翼的幾何參數(shù) 22 翼型的低速氣動特性 23 翼型的亞音速氣動特性 24 翼型的超音速氣動特性 25 翼型的跨音速氣動特性 26 機(jī)翼的低速、亞音速氣動特性 27 機(jī)翼的超音速氣動特性 28 機(jī)翼的跨音速氣動特性 29 小展弦比機(jī)翼的氣動特性 21 機(jī)翼的幾何參數(shù) 機(jī)翼的坐標(biāo)系：機(jī)翼的坐標(biāo)系：機(jī)翼的幾何參數(shù)：翼型平面形狀機(jī)翼的幾何參數(shù)：翼型平面形狀 翼型：平行于機(jī)翼縱向?qū)ΨQ面的平面與機(jī)翼相截所得到的外形。一、翼型的幾何參數(shù)一、翼型的幾何參數(shù) 翼型前緣與后緣的連線。其長度叫弦長，用翼型前緣與后緣的連線。其長度叫弦長，用b b表示。翼弦上部的機(jī)翼表面表示。翼弦上部的

2、機(jī)翼表面為上翼面，翼弦下部機(jī)翼表面為下翼面。為上翼面，翼弦下部機(jī)翼表面為下翼面。 翼弦：翼弦： 厚度分布 ：上下翼面在垂直翼弦方向的距離叫翼型的厚度，其分布叫厚度分布； 最大厚度 ：上下翼面在垂直翼弦方向最大的距離。 最大厚度位置 ：最大厚度所在的 坐標(biāo)。)(xycmax2ccy1( )()2culy xyyccxx厚度特性：厚度特性： 中弧線 ：翼型上下表面高度中點(diǎn)的連線（對稱翼型的中弧線與翼弦重合）。 最大彎度 ：中弧線與翼弦之間的最大距離。 最大彎度位置 ：前緣到最大彎度位置的弦向距離。1( )()2fulyxyy)(xyfffx彎度特性：彎度特性：maxffy 前緣半徑 ：翼型輪廓線在

3、前緣處的曲率半徑。lr前緣半徑：前緣半徑：后緣角 ：上下翼面在后緣處的切線的夾角。 后緣角：后緣角： 厚度分布； 最大厚度； 最大厚度位置 彎度函數(shù)； 最大彎度； 最大彎度位置； 翼弦 前緣內(nèi)切圓半徑； 后緣角 )(xycccxffxblr)(xyf各種參數(shù)：各種參數(shù)：對于彎度、厚度不太大的翼型的形面是由彎度分布和厚度分布迭加而成的，所以上下翼面的方程可寫成 ：如果已知翼面方程,則： )()()(,xyxyxycflu)(21lufyyy1()2culyyy翼面方程：翼面方程：NACA 4412：第一個數(shù)字4：最大相對彎度的百分?jǐn)?shù)，4第二個數(shù)字4：最大相對彎度位置的十分?jǐn)?shù)，40第三、四個數(shù)字：

4、12是最大相對厚度的百分?jǐn)?shù)，12四位數(shù)字翼型族：四位數(shù)字翼型族：二、機(jī)翼的幾何參數(shù) 機(jī)翼平面形狀包括了前緣、后緣、側(cè)緣、根弦、梢弦。主要幾何參數(shù)有： 機(jī)翼面積：機(jī)翼在 平面的投影的面積， 為當(dāng)?shù)叵议L。 幾何平均弦長：面積與展長與原機(jī)翼相等的當(dāng)量矩形翼的弦長。 平均氣動弦長：半翼面心所在的展向位置處的弦長。 后掠角： 。xoz/2/2( )llSb z dz)(zbpjSbL/2202( )lAbbz dzS12/14/1,0,幾何扭轉(zhuǎn)角： 翼根剖面弦與任意垂直 軸的翼剖面弦線的夾角。 氣動扭轉(zhuǎn)角：垂直于 軸的任一翼拋面的零升力線與翼根剖面的零升力線間的夾角。 根梢比： 展弦比： 梢根比： )(

5、zlzz10bb2pjLLbS01bb22 翼型的低速特性 薄翼理論：在翼型的 都很小時，氣流未發(fā)生分離（不計粘性）的條件下，以氣流繞中弧線流動，推導(dǎo)出計算空氣動力的理論公式叫薄翼理論。 , fc一、翼型的升力和力矩特性一、翼型的升力和力矩特性fc1.1.壓強(qiáng)壓強(qiáng)：流場中任一點(diǎn)的壓強(qiáng)系數(shù) 與該點(diǎn)的速度存在一定的關(guān)系。由伯努利方程有： 低速時有： 小擾動情況，有： ，忽略二階小量， 代入上式可得： PC2PuCV 222211 ()21122PPPPCVVCVPVPV (cos)(sin)VVuiVvj (一）壓強(qiáng)和載荷一）壓強(qiáng)和載荷, u vV 上下翼面壓強(qiáng)之差，下表面的壓強(qiáng)減去上表面的壓強(qiáng)。

6、 解釋：上表面產(chǎn)生的負(fù)壓吸力，下表面流動減速產(chǎn)生正壓。qxCxPxPxPPuL)()()()(2 2載荷：載荷：對于薄翼（中等厚度彎度的模型），可由彎度分布和厚度分布疊加起來。它的壓力分布是否也可以用疊加原則呢？ 在下擾動線化理論條件下，所得到的與小擾動速度成線性關(guān)系， 可用疊加原理。PCPCPPfPcPCCCC2.載荷（續(xù)）載荷（續(xù)）對于任意較厚的翼型（不能用小擾動線化理論），可以用數(shù)值解法來獲得物面的氣動力 利用薄翼理論的計算模型（即用中弧線代替翼型并連續(xù)分布附著渦。利用來流速度與渦擾動的速度的合速度與物面相切的邊界條件來確定渦強(qiáng) ）。 庫達(dá)儒可夫斯基升力定理： )(x011cos( )2

7、(sin)sinnnxVAAn( )( )P xVx（二）升力和力矩特性（二）升力和力矩特性0010011cos2(sin) sinsin2(1cos)sinsinnnnnAAndAAnd升力和力矩特性（續(xù)）升力和力矩特性（續(xù)）yYCq b01( )bP x dxq b01( )bVx dxq b200121 cos(sin)sinbnnVAAndxq b102()2AA(1 cos )2bx2zzMmq b升力和力矩特性（續(xù)）升力和力矩特性（續(xù)）201( )bP x xdxq b )(44112AACmyz01211()22zmAAA 000cos)(2)(1dndxxdyAddxxdyAf

8、nf102()2yACA102()2yACA0012(1cos)2()fdyddx 2ddCy1 1翼型的升力特性翼型的升力特性0011 22 cos2ffdydydddxdx 其中： 由形面決定，它表示零升迎角。 00)cos1(1ddxdyf 零升力矩系數(shù)，僅與翼型形狀有關(guān)，對于給定的翼型，它為一常量。所以， 與 成線性關(guān)系。 力矩系數(shù)對 的導(dǎo)數(shù)。,2111()44z L EymCAA 00,21()414yyCzLEzyyzCzmmmCmAAm 0zmzmyCyCzmyC2 2翼型的力矩特性翼型的力矩特性0yCzyzmCm 壓力中心：總空氣動力的合力作用點(diǎn)（氣動力作用點(diǎn)），為翼型升力作用

9、線與弦線的交點(diǎn)，用 表示。 力矩規(guī)定抬頭為正，低頭為負(fù)0zmpxzpymxC yzCzyzpCmmCmxy03 3壓力中心和焦點(diǎn)壓力中心和焦點(diǎn)解釋：給定彎度函數(shù)后， 為常數(shù)， 變化， 也隨之變化。yCpx0yC?px ,1/4, ,14zz L EymmC0zm014yCzzyymmCC焦點(diǎn)：氣動中心，該點(diǎn)力矩系數(shù)與升力系數(shù)（或迎角）無關(guān)；焦點(diǎn)：氣動中心，該點(diǎn)力矩系數(shù)與升力系數(shù)（或迎角）無關(guān)；是升力增量的作用點(diǎn)。用是升力增量的作用點(diǎn)。用 表示。表示。fx, ,0z L EzFymmxC, ,14yCz L EFzymxmC cMYYCBY CA 二、翼型的最大升力二、翼型的最大升力maxyCx

10、yCC,翼型的最大升力特性翼型的最大升力特性失速特性失速特性大攻角飛行性能大攻角飛行性能（操縱性、穩(wěn)定性）（操縱性、穩(wěn)定性）起飛、著陸、機(jī)動能力起飛、著陸、機(jī)動能力（一）翼型幾何參數(shù)對翼型最大升力系數(shù)的影響（一）翼型幾何參數(shù)對翼型最大升力系數(shù)的影響 1 1相對厚度的影響：相對厚度的影響： ， 2 2前緣半徑的影響：前緣半徑的影響： ， 。 3 3彎度和最大彎度位置的影響：彎度和最大彎度位置的影響： 一定時，一定時， ， ， 薄翼彎度作用較大；薄翼彎度作用較大； ， 。c maxyC5CmaxyC5,c cfx maxyCf maxyC（二）雷諾數(shù)的影響（二）雷諾數(shù)的影響 1 1中等厚度圓頭翼型

11、中等厚度圓頭翼型 ；增大附面層克服逆壓梯度的能力，增大附面層克服逆壓梯度的能力，推遲了失速分離。推遲了失速分離。2 2在在 小時，彎度增升作用大，小時，彎度增升作用大，相反彎度增升作用小。相反彎度增升作用小。3 3相對厚度相對厚度 較小者或頭部很尖的翼型較小者或頭部很尖的翼型, , 對對 的影響不大。的影響不大。4 4 對于對稱翼型比對非對稱翼型的增升作用大。對于對稱翼型比對非對稱翼型的增升作用大。5 5 的影響修正（實驗的影響修正（實驗 ，真實，真實 ）max,yeCReReRcmaxyCeReR861010431010三、阻力特性 型阻通常用實驗來確定。型阻通常用實驗來確定。 薄翼中小迎角

12、下，用平板摩擦系數(shù)修正薄翼中小迎角下，用平板摩擦系數(shù)修正eR粘性摩擦阻力粘性摩擦阻力翼型的阻力翼型的阻力( (粘性阻力或型阻粘性阻力或型阻) )粘性壓差阻力粘性壓差阻力翼型表面粘性剪應(yīng)力組成翼型表面粘性剪應(yīng)力組成翼型表面上位流壓強(qiáng)分布造成翼型表面上位流壓強(qiáng)分布造成外形、姿態(tài)、外形、姿態(tài)、 、附面層影響、附面層影響02()xxixmcMcCCeR0,()exmcMRC0,()zlxmcMxC2 23 3 翼型的亞音速特性翼型的亞音速特性 3 . 0M低速（不可壓）亞音速（可壓）一、戈泰特法則一、戈泰特法則（Goethert）作仿射變換作仿射變換VVyyxx2可得到不可壓流求解問題可得到不可壓流求

13、解問題02222yx上面式中帶上標(biāo)上面式中帶上標(biāo)的參數(shù)代表的是不可壓流場中的參數(shù)。的參數(shù)代表的是不可壓流場中的參數(shù)。022222yx221M 亞聲速翼型繞流與相應(yīng)的不可壓低速翼型之間的幾何亞聲速翼型繞流與相應(yīng)的不可壓低速翼型之間的幾何參數(shù)的關(guān)系為：參數(shù)的關(guān)系為：相對厚度相對厚度cc相對彎度相對彎度ff迎迎 角角可見，對應(yīng)不可壓翼型比原始翼型薄、彎度小、迎角小。可見，對應(yīng)不可壓翼型比原始翼型薄、彎度小、迎角小。（a）可壓流場）可壓流場 （b）不可壓流場）不可壓流場翼型上對應(yīng)點(diǎn)壓強(qiáng)系數(shù)之間的關(guān)系為翼型上對應(yīng)點(diǎn)壓強(qiáng)系數(shù)之間的關(guān)系為221212ppCxVxVC 即可壓流場某點(diǎn)的壓強(qiáng)系數(shù)等于不可壓流場上

14、對應(yīng)點(diǎn)的即可壓流場某點(diǎn)的壓強(qiáng)系數(shù)等于不可壓流場上對應(yīng)點(diǎn)的壓強(qiáng)系數(shù)乘以壓強(qiáng)系數(shù)乘以上面的式子可寫為上面的式子可寫為fcpfcMpCC,02,)(1)(21/ 有了壓強(qiáng)系數(shù)的關(guān)系后，兩翼型其它氣動特性的關(guān)系就有了壓強(qiáng)系數(shù)的關(guān)系后，兩翼型其它氣動特性的關(guān)系就可以建立：可以建立： 一個亞音速流場的流動現(xiàn)象一個亞音速流場的流動現(xiàn)象和物理量與一個不可壓縮和物理量與一個不可壓縮流場的流動現(xiàn)象和物理量流場的流動現(xiàn)象和物理量之間存在一種相仿關(guān)系。之間存在一種相仿關(guān)系。0,21()()ppMf cMfcCC 0, ,21()()yyMf cMfcCC 0, ,21()()zzMf cMfcmm 二、普朗特葛勞渥(

15、Prandtl-Glauert)法則 2()fcVxxx 0, ,()f cpC, , ,0,20, , ,0, , ,()()1()()ppMc fcfppc fc fCCCC ,0,22()cfpcfcfCuVVx 2()fcVxxx , ,2c fVx , ,2c fuV 0, , , ,1()()f cppMc fCC000111yyzzyyCCmmCC可壓流中翼型的氣動系數(shù)可由不可壓流中相同迎角同一翼型氣動系數(shù)推算出來三、卡門錢學(xué)森法則 0, , , , ,20, , ,22()()()1211pc fpMc fpc fCCCMMM為了滿足較大擾動的比較復(fù)雜的亞音速流動特性，卡為了滿

16、足較大擾動的比較復(fù)雜的亞音速流動特性，卡門錢學(xué)森應(yīng)用速度面法推導(dǎo)出用于二維亞音速流和門錢學(xué)森應(yīng)用速度面法推導(dǎo)出用于二維亞音速流和不可壓流以相同迎角繞同一物體對應(yīng)點(diǎn)上的壓強(qiáng)系數(shù)不可壓流以相同迎角繞同一物體對應(yīng)點(diǎn)上的壓強(qiáng)系數(shù) 該公式的修正量不再是常數(shù)該公式的修正量不再是常數(shù) ，而與當(dāng)?shù)氐膲簭?qiáng)，而與當(dāng)?shù)氐膲簭?qiáng) 有關(guān)，如果是吸力點(diǎn)的話，其為負(fù)值，修正量比有關(guān)，如果是吸力點(diǎn)的話，其為負(fù)值，修正量比 大些，如大些，如果是壓力點(diǎn)，是正值，則修正量比果是壓力點(diǎn)，是正值，則修正量比 小一些。準(zhǔn)確度更高。小一些。準(zhǔn)確度更高。0cf()pC， ， ，111翼型亞音速時的壓心與焦點(diǎn)位置怎么求？翼型亞音速時的壓心與焦點(diǎn)

17、位置怎么求？yzCzyzpCmmCmxy0, ,yCz L EFzymxmC 2 24 4 翼型的超音速氣動特性翼型的超音速氣動特性 1 1、氣流在前緣上下表面內(nèi)折產(chǎn)生激波氣流在前緣上下表面內(nèi)折產(chǎn)生激波; ;氣流經(jīng)過斜激波發(fā)生轉(zhuǎn)折，沿前緣氣流經(jīng)過斜激波發(fā)生轉(zhuǎn)折，沿前緣切線方向流動切線方向流動; ;上下表面斜率不斷減小，相對前緣上下表面斜率不斷減小，相對前緣方向外折，形成膨脹波，不斷加速方向外折，形成膨脹波，不斷加速; ;在后緣，為使氣流在壓強(qiáng)相等速度在后緣，為使氣流在壓強(qiáng)相等速度方向一致，上下后緣處各產(chǎn)生一道方向一致，上下后緣處各產(chǎn)生一道斜激波。斜激波。 一、翼型的超音速繞流圖畫一、翼型的超音

18、速繞流圖畫(超音速流流過對稱薄翼超音速流流過對稱薄翼) 2 2、 氣流在前緣上表面外折產(chǎn)生膨脹波，后緣上表面產(chǎn)生激波；氣流在前緣上表面外折產(chǎn)生膨脹波，后緣上表面產(chǎn)生激波； 氣流在前緣下表面內(nèi)折產(chǎn)生激波，后緣下表面產(chǎn)生膨脹波；氣流在前緣下表面內(nèi)折產(chǎn)生激波，后緣下表面產(chǎn)生膨脹波；3 3、 超音速繞翼型流動的特點(diǎn)超音速繞翼型流動的特點(diǎn)翼型上將產(chǎn)生激波、膨脹波，使氣流的壓強(qiáng)在物面上發(fā)翼型上將產(chǎn)生激波、膨脹波，使氣流的壓強(qiáng)在物面上發(fā)生變化。生變化。翼型的擾動影響將限制在一定區(qū)域內(nèi)（擾動不前傳）翼型的擾動影響將限制在一定區(qū)域內(nèi)（擾動不前傳）出現(xiàn)激波、膨脹波相交，相互干擾，以及附面層激波干出現(xiàn)激波、膨脹波相

19、交，相互干擾，以及附面層激波干擾的現(xiàn)象。擾的現(xiàn)象。 4 4、超音速流中翼型升力的產(chǎn)生、超音速流中翼型升力的產(chǎn)生 時，上翼面的轉(zhuǎn)折角比時，上翼面的轉(zhuǎn)折角比下翼面小，上翼面波強(qiáng)度比下翼下翼面小，上翼面波強(qiáng)度比下翼面弱，因此，下翼面壓強(qiáng)比上翼面弱，因此，下翼面壓強(qiáng)比上翼面大；面大； 時，上翼面膨脹波時，上翼面膨脹波 ，下，下翼面頭部激波翼面頭部激波 , ,下翼面壓強(qiáng)比下翼面壓強(qiáng)比上翼面大得多；上翼面大得多； 0LuyPPC0PP 由于厚度的作用，氣流沿翼面經(jīng)前緣到后緣，氣流總是由于厚度的作用，氣流沿翼面經(jīng)前緣到后緣，氣流總是不斷膨脹，物體表面的壓強(qiáng)越靠近后緣越低。翼型前后不斷膨脹，物體表面的壓強(qiáng)越靠

20、近后緣越低。翼型前后兩部分的壓強(qiáng)不等，造成一個向后的力，即阻力，叫波兩部分的壓強(qiáng)不等，造成一個向后的力，即阻力，叫波阻。阻。 產(chǎn)生波阻產(chǎn)生波阻 產(chǎn)生迎角波阻產(chǎn)生迎角波阻 彎度波阻彎度波阻 后前PP05 5、超音速流中波阻力的產(chǎn)生、超音速流中波阻力的產(chǎn)生二、翼型超音速流的線化二、翼型超音速流的線化如圖氣流經(jīng)過外折馬赫波如圖氣流經(jīng)過外折馬赫波ttVVcoscos()VV() cos()VdVttmVmV() (cossin)VdV cossincossinVVdVdV sincosVdV dVtgV 211M切向動力守恒：切向動力守恒：二、翼型超音速流的線化二、翼型超音速流的線化(續(xù)續(xù))壓強(qiáng)系數(shù)定

21、義：壓強(qiáng)系數(shù)定義：22dPVdPVdV 2pdVCV 212()pPdPPCV2pC 一維歐拉方程一維歐拉方程：211dVVM221pCM 02,0pC激波膨脹波 在小擾動線化可疊加原理：在小擾動線化可疊加原理： 總是為正：是由于總是為正：是由于 的厚度問題中，上下翼面的厚度問題中，上下翼面流動相同，故取正號。流動相同，故取正號。 cfPPPPCCCCdxdydxdyCcfP222 uPuC2fucucfdydydydxdxdxLPLC2fcLLcfdydydydxdxdx c0三、翼型的超音速氣動特性三、翼型的超音速氣動特性 厚度、彎度對升力無貢獻(xiàn)；厚度、彎度對升力無貢獻(xiàn)； 正比正比 ， ；

22、 升力線斜率僅隨升力線斜率僅隨 數(shù)變化；數(shù)變化； ， 。410)(xdCCCuLPPy102cfcfdx4yC00yCM00yC（一）升力特性（一）升力特性104fdx1044fdx( ) cos( )uuuuP xdsP xdx( )( )luP xdxP xdx0bY 0()()lubPPYq CPq CPdx( ) sinuuuP xdssindsdydx tgdx1222022()4cffdxbqdxdCbxb0bbbxdxCq b1004xdf1222044bxcfCdx11222200ccffK cdxK fdx22244bxcfCK cK f( )sin( )( )sin( )L

23、ubPLLPuudxqCx dsxCx dsx（二）波阻力特性二）波阻力特性翼型微元上的阻力：翼型微元上的阻力：LubPLPudxq CCdx12202()() bxcfcfCdx10LuPLPuq CCdxq12202()Ludx( ) sin( ) sinbuuuLLLdxP xdsP xds 第二項與升力無關(guān)，稱為第二項與升力無關(guān)，稱為 ，零升波阻系數(shù)；，零升波阻系數(shù)； 第一項與第一項與 成正比，也就是與成正比，也就是與 成正比，迎角波阻系成正比，迎角波阻系數(shù)；數(shù)； 隨隨 的增大均按的增大均按 規(guī)律下降；規(guī)律下降； 彎度對翼型的波阻力、升力均無益處，最好選用對稱翼彎度對翼型的波阻力、升力

24、均無益處，最好選用對稱翼型。型。22yCbxCM12024()1bxcCKcM（二）波阻力特性（續(xù)）二）波阻力特性（續(xù)）0()bxC22244bxcfCK cK f120421yfCxdxM xdxxCxCqdMuLPPELz)()(, , ,20bz L Ez L EdMmq b102mfKxdx, ,21221z L EymmCKM （三）力矩特性（三）力矩特性( )( )LuP xP xdx, ,( )( )z L ELudMP xP xxdx 10()LuPPCCxdx 102()()cfcfxdx 104fxdx 1024fxdx 力矩系數(shù)是迎角和彎度作用的代數(shù)和。而厚度問題所產(chǎn)生力

25、矩系數(shù)是迎角和彎度作用的代數(shù)和。而厚度問題所產(chǎn)生的壓強(qiáng)對翼弦是對稱的，所以它對升力、力矩均無貢獻(xiàn)。的壓強(qiáng)對翼弦是對稱的，所以它對升力、力矩均無貢獻(xiàn)。 迎角產(chǎn)生的力矩：迎角產(chǎn)生的力矩： 彎度產(chǎn)生的力矩：彎度產(chǎn)生的力矩： , ,22()1z L EfmmKM12)(2,MmELz, ,21221z L EymmCKM （三）力矩特性（續(xù)）（三）力矩特性（續(xù)）221mKM有無零升力矩有無零升力矩?, ,z L EpymxC px, ,z L Em（三）力矩特性（壓心、焦點(diǎn)）（三）力矩特性（壓心、焦點(diǎn)）221mKM 不隨馬赫數(shù)變化；不隨馬赫數(shù)變化； 只是只是 的函數(shù)；的函數(shù)； 為常數(shù)。為常數(shù)。24mK

26、 112mK, ,z L EFymxC 12px,fyFx1.M四、激波膨脹波理論及二級近似四、激波膨脹波理論及二級近似110PMP1pC2212212( )( )puuuplllCxCCCxCC12422221(1)211 41CMMCMM（一）激波膨脹波理論（一）激波膨脹波理論221PMP2pC數(shù)值解法，無解析解（二）二級近似解法（二）二級近似解法實驗；實驗；激波激波-膨脹波法；膨脹波法； 二級理論；二級理論； - - -線化理論線化理論cossinntVVVV五、無限翼展斜置翼氣動特性五、無限翼展斜置翼氣動特性nMcos1,cos1,MM亞音速流動超音速流動212212pnnpPPCVP

27、PCV正置翼，斜置翼，2cosppnCC2122222111222cosnynnyynnnVCYYCCV bV bV五、無限翼展斜置翼氣動特性五、無限翼展斜置翼氣動特性2cosppnCC2211222132212coscoscosnxnnnxnxnXXCV bV bVCCVsinsinsin/coscosnVV/cosn2(cos)cos(cos)ynyynnd CCCd2cosyynCC2 25 5 翼型的跨音速氣動特性翼型的跨音速氣動特性跨音速流：跨音速流：流場中既有亞音速區(qū)又有超音流場中既有亞音速區(qū)又有超音速區(qū)的流動。速區(qū)的流動。 臨界馬赫數(shù)臨界馬赫數(shù)臨界壓強(qiáng)臨界壓強(qiáng)一、翼型的跨音速繞流

28、圖畫一、翼型的跨音速繞流圖畫NACA00120.4 2.0,4M 一、翼型的跨音速繞流圖畫（續(xù)）一、翼型的跨音速繞流圖畫（續(xù)）0.6M0.5M0.8M0.7M一、翼型的跨音速繞流圖畫（續(xù)）一、翼型的跨音速繞流圖畫（續(xù)）1.0M0.9M2.0M1.4M流場特點(diǎn)： 混合流場； 流場須考慮粘性影響； 激波附面層干擾；一、翼型的跨音速繞流圖畫（續(xù)）一、翼型的跨音速繞流圖畫（續(xù)）二、翼型的氣動特性二、翼型的氣動特性NACA0012 升力特性升力特性A點(diǎn)以前為低速及亞音速段，可以按照低速氣動理論（ ）及亞音速理論( )計算；2yC01yyCC0.6M二、翼型的氣動特性二、翼型的氣動特性NACA0012 升

29、力特性升力特性AB段：上翼面出現(xiàn)超音速區(qū)，隨 增大不斷擴(kuò)大，壓強(qiáng)降低， 增大；M0.68MyC二、翼型的氣動特性二、翼型的氣動特性NACA0012 升力特性升力特性BC段：上翼面激波后移，強(qiáng)度增大，附面層逆壓梯度劇增，附面層分離， 降低，激波失速；下翼面出現(xiàn)超音速區(qū)， 降低，下翼面激波較上翼面激波更快移至后緣；pC0.84MyC二、翼型的氣動特性二、翼型的氣動特性NACA0012 升力特性升力特性CD段：上翼面激波移至后緣，附面層分離點(diǎn)移至后緣，上翼面壓強(qiáng)繼續(xù)降低， 變大；yC0.96M二、翼型的氣動特性二、翼型的氣動特性NACA0012 升力特性升力特性1.5MDE段：翼型前方出現(xiàn)弓形激波，未附體前，上、下翼面壓強(qiáng)分布不隨 變化，但 ， ；E點(diǎn)之后用超音速理論 。 yC qM