飛行原理（第二版） 課件 第10章 高速空氣動力學(xué)基礎(chǔ)

高速空氣動力學(xué)基礎(chǔ)第10

章CONTENTS02目錄10.1

高速氣流特性10.2

翼型的亞跨音速氣動特性10.3

后掠翼的高速升/阻力特性0103高速氣流特性10.11.

空氣壓縮性與氣流速度的關(guān)系不論是低速飛行或高速飛行，空氣流過機(jī)翼，翼面上各處的速度和壓力均發(fā)生變化，引起空氣密度發(fā)生變化。飛行速度越大，空氣流過機(jī)翼各處的速度和壓力變化越大。下表給出了在標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下，不同流動速度時，機(jī)翼前緣駐點處空氣密度增加的百分比。10.1.1

空氣的壓縮性空氣密度隨氣流速度變化的關(guān)系2.

空氣的壓縮性與音速的關(guān)系空氣中音速的表達(dá)式為：從式中可知，在空氣中的音速，即微弱擾動的傳播速度，它的平方由空氣的壓強(qiáng)改變量與密度改變量之比所決定。從這個公式可以看出，在同樣的壓強(qiáng)改變量

dP

值之下，如果空氣中的音速大，則空氣的

dρ

必小，說明空氣不易被壓縮；反之，若在同樣的

dP之下，如果空氣中的音速小，則空氣的

dρ

必大，說明該介質(zhì)容易被壓縮。因此，音速c是表示空氣壓縮性的一個指標(biāo)，即音速小空氣容易壓縮，音速大空氣不容易壓縮。10.1.1

空氣的壓縮性1.

馬赫數(shù)（M）與空氣的壓縮性的關(guān)系飛行馬赫數(shù)

M

的大小，可以說明空氣流過飛機(jī)沿途的密度變化程度，即

M

是衡量空氣被壓縮程度的標(biāo)志，M

大，表明飛機(jī)的飛行速度大或音速小。飛行速度大，空氣流過飛機(jī)沿途的壓力變化大，導(dǎo)致密度變化也大，也就是說空氣壓縮得厲害。音速小，空氣容易壓縮，在相同的壓力變化量的作用下，空氣密度變化也就大。而且，M

越大，表明空氣被壓縮得越厲害，空氣的壓縮性對空氣動力特性的影響就越大。10.1.2

馬赫數(shù)和雷諾數(shù)的概念2.

雷諾數(shù)（Re）的概念雷諾數(shù)的定義是：式中，

ρ,μ

分別是飛行高度上大氣的密度和動力粘性系數(shù)；l

是飛機(jī)的一個特征尺寸，通常選飛機(jī)機(jī)身的長度作為該特征尺寸；Re是一個無量綱量，它是慣性力和粘性力的比值，是空氣粘性大小的一個反映。10.1.2

馬赫數(shù)和雷諾數(shù)的概念1.

高速流動時流管截面面積與流速之間的關(guān)系式中：A

為流管原來的截面積，dA為流管截面面積的變化量，d

/

A

A為流管截面面積的變化程度；υ

為流管截面面積變化前空氣原來的流速，dυ

為流速的變化量，d

/

υ

υ

為流速的變化程度，表明了氣體流速與流管截面面積之間的關(guān)系。10.1.3

壓力、密度、溫度、速度隨流管截面積的變化規(guī)律1.

高速流動時流管截面面積與流速之間的關(guān)系下表說明了保持同一流量下，氣流速度、空氣密度和流管截面面積三者在不同馬赫數(shù)M

下變化的百分?jǐn)?shù)（正值表示增大，負(fù)值示減?。?。10.1.3

壓力、密度、溫度、速度隨流管截面積的變化規(guī)律流速、空氣密度、流管截面積的關(guān)系2.

高速流動時流管流速與壓力、密度、溫度之間的關(guān)系在高速流動時，密度及溫度的變化不能再忽略，高速伯努利方程為：由此可知，空氣沿流管從一截面流到另一截面，如果動能增大（流速增大），則壓力能和內(nèi)能之和必然同時減?。▔毫?、溫度、密度同時減?。环粗嗳?。要想氣體在管道中流動并得到期望的流動參數(shù)，需要具備兩個條件：首先要有壓力差，并需要保持這個壓力差，氣體才能在管道內(nèi)作定常流動；其次，要有適當(dāng)?shù)墓艿佬螤睢?0.1.3

壓力、密度、溫度、速度隨流管截面積的變化規(guī)律超音速氣流的產(chǎn)生（拉瓦爾噴管）1.

擾動的概念在流場中，任一點的流動參數(shù)與自由流（即遠(yuǎn)前方來流）中對應(yīng)流動參數(shù)之差，稱為擾動。例如，流場中某點的密度、壓強(qiáng)和速度分別為

ρ

、P、υ

，而遠(yuǎn)前方來流的密度、壓強(qiáng)、速度分別為

ρ

∞

、P∞

、υ

∞

，則流場上該點的流動參數(shù)可表示為

ρ

=

ρ

∞

+

?ρ

、P

=

P∞

+

?P

、

υ

=

υ

∞+

?υ

，式中

?ρ

、?P

、?υ

稱為該點對流場的擾動密度、擾動壓強(qiáng)和擾動速度。10.1.4

弱擾動的傳播2.

弱擾動的傳播1）擾動源靜止，即

v＝0

的情況2）擾動源以亞音速運動，即v

<

c

的情況3）擾動源以等音速運動，即υ

=

c的情況4）擾動源以超音速運動，即υ

>

c的情況10.1.4

弱擾動的傳播弱擾動波的傳播1.激

波1）激波的形成對于亞音速飛行，周圍的空氣在飛機(jī)到來前就感受到了飛機(jī)的擾動，當(dāng)飛機(jī)到來時，空氣已經(jīng)讓開；對于超音速飛行，周圍的空氣事先絲毫沒有感受到飛機(jī)擾動的影響，當(dāng)飛機(jī)到來時，空氣來不及讓開，因而突然的遭到強(qiáng)烈的壓縮，其壓力、密度和溫度都突然升高，流速突然降低，這個壓力、密度、溫度、速度突然發(fā)生變化的分界面就叫激波。10.1.5

激波和膨脹波1.激

波2）激波的分類隨著飛機(jī)外形和飛行馬赫數(shù)

M

的不同，激波形狀也是不同的，如圖所示。10.1.5

激波和膨脹波脫體激波與附體激波1.激

波2）激波的分類10.1.5

激波和膨脹波斜激波圓錐激波1.激

波2）激波的分類10.1.5

激波和膨脹波弱擾動的疊加形成激波2.

膨脹波由于空氣的壓縮性，在超音速時，氣流因阻滯而產(chǎn)生激波，因擴(kuò)張而產(chǎn)生膨脹波?；蛘哒f，激波是超音速氣流減速時通常產(chǎn)生的現(xiàn)象；膨脹波是超音速氣流加速時所必然產(chǎn)生的現(xiàn)象。激波使波前、波后參數(shù)發(fā)生突躍式變化，氣流穿過激波時受到突然的壓縮，壓力、密度和溫度升高，而速度和

M

數(shù)下降；而膨脹波波前、波后參數(shù)發(fā)生的是連續(xù)變化。10.1.5

激波和膨脹波膨脹波激波的物理本質(zhì)是受到強(qiáng)烈壓縮的一層薄薄的空氣，其厚度很小，只有千分之一到萬分之一毫米。氣流通過激波時，空氣微團(tuán)受到很強(qiáng)烈地阻滯，速度銳減，同時其他物理特性也發(fā)生急劇地變化。氣流經(jīng)過激波時，氣流的部分機(jī)械能會因消耗于摩擦變成熱能而使自身溫度急劇升高（這種現(xiàn)象常被稱為氣動力加熱），而膨脹波沒有上述損失。這種損失類似于附面層，因氣體黏性使氣體動能變成了熱能，造成了動能損失，通常把這一損失所引起的阻力稱為激波阻力，簡稱波阻。另外，不同形狀的物體在超音速條件下由于產(chǎn)生的激波不同，因而產(chǎn)生的波阻也不一樣。10.1.6

激波阻力翼型的亞跨音速氣動特性10.21.

翼型的亞音速空氣動力特性亞音速指的是飛行馬赫數(shù)大于

0.4，流場各點的氣流的

M

數(shù)都小于

1

的情況。這時，空氣的壓縮性影響已不容忽視。由于空氣密度顯著的變化，導(dǎo)致翼型的壓力分布呈“吸處更吸，壓處更壓”的特點，結(jié)果升力系數(shù)曲線斜率CLα

和同一迎角下的升力系數(shù)增大，臨界迎角和最大升力系數(shù)降低，翼型的阻力系數(shù)基本不變，壓力中心位置前移。10.2.1

翼型的亞音速空氣動力特性某飛機(jī)升力系數(shù)曲線斜率與馬赫數(shù)的關(guān)系（δiy＝0°）某飛機(jī)臨界迎角與馬赫數(shù)的關(guān)系（δiy＝0°）某飛機(jī)最大允許升力系數(shù)與馬赫數(shù)的關(guān)系（δiy＝0°）10.2.1

翼型的亞音速空氣動力特性翼型的亞音速升力特性1）飛行

M

數(shù)增大，同一迎角下CL

和CLα

增大2）飛行

M

數(shù)增大，CL

max

和α

cr

減小翼型的亞音速阻力特性空氣的壓縮性對阻力特性的影響，一方面使摩擦阻力系數(shù)減?。涣硪环矫?，由于|Cp

|增加，使壓差阻力系數(shù)略有增大，綜合考慮，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按壓縮性修正公式，亞音速飛行受空氣壓縮性影響，整個翼型表面的壓力系數(shù)都放大 倍，可以認(rèn)為翼型壓力中心位置基本保持不變，但零升力矩應(yīng)增大倍。1.

臨界馬赫數(shù)（Mcr）當(dāng)飛行馬赫數(shù)

M

增大到某一值時，翼型表面最低壓力點的氣流速度等于該點的局部音速，該點稱為等音速點，這時對應(yīng)的飛行馬赫數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)，用

Mcr表示，如圖所示。因此臨界馬赫數(shù)

Mcr

是指當(dāng)飛行馬赫數(shù)增大到某一數(shù)值時，翼型表面最低壓力點的氣流速度等于該點的局部音速時對應(yīng)的飛行馬赫數(shù)。臨界馬赫數(shù)

Mcr可表示為臨界速度

vcr與飛機(jī)所在高度音速

c

的比值，即Mcr＝vcr/c。10.2.2

翼型的跨音速空氣動力特性臨界馬赫數(shù)2.

局部激波的形成和發(fā)展1）局部激波的形成隨著壓縮波向前傳播，壓強(qiáng)增量和傳播速度漸漸降低，當(dāng)其傳播速度等于迎面的局部超音速氣流速度時，就穩(wěn)定在這位置上，形成一道壓力突增的界面，這就是局部激波。10.2.2

翼型的跨音速空氣動力特性局部激波的形成2.

局部激波的形成和發(fā)展2）局部激波的發(fā)展根據(jù)局部激波發(fā)展過程，可歸納出以下幾個特點：①

翼上表面先產(chǎn)生激波;

②

隨著M數(shù)增加，等音速點前移，局部激波后移;

③

下翼面的局部激波后移快。10.2.2

翼型的跨音速空氣動力特性局部激波的發(fā)展3.

翼型的跨音速升力特性1）升力系數(shù)隨飛行

M

數(shù)的變化（一定的α

）2）CL

max

和α

cr

隨飛行

M

數(shù)的變化10.2.2

翼型的跨音速空氣動力特性翼型升力系數(shù)隨飛行

M

數(shù)的變化曲線（迎角一定）CLmax和

αcr隨飛行

M

數(shù)的變化4.

翼型的跨音速阻力特性1）波阻的產(chǎn)生飛行

M

數(shù)超過

Mcr之后，翼型表面產(chǎn)生了局部激波，由于出現(xiàn)了激波而額外產(chǎn)生的阻力稱為激波阻力，簡稱波阻。2）翼型阻力系數(shù)隨

M

數(shù)的變化（迎角一定）在翼型一定的條件下，翼型的阻力系數(shù)隨

M

數(shù)的變化如圖所示。10.2.2

翼型的跨音速空氣動力特性波阻的產(chǎn)生迎角一定時型阻系數(shù)隨飛行

M

數(shù)的變化如果所設(shè)計翼型的臨界馬赫數(shù)

Mcr能夠提高，那么緊跟其后的阻力發(fā)散馬赫數(shù)

Mdd

也會提高（一般情況下，Mdd

比

Mcr大

10%～15%）。而這對于提高高亞音速飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)極為有利。和普通翼型相比，超臨界翼型的特點是：頭部半徑非常大，上下表面較為平坦，后緣彎曲較大，下表面有反凹。超臨界翼型的設(shè)計目的是為了增大翼型的阻力發(fā)散馬赫數(shù)

Mdd。超臨界翼型的主要作用是可以提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)，但它也有一些缺點。10.2.3

超臨界翼型超臨界翼型與普通翼型的外形對比后掠翼的高速升/阻力特性10.31.

亞音速下對稱氣流流經(jīng)后掠翼的情形對稱氣流流向后掠機(jī)翼，流速方向與機(jī)翼前緣不垂直，可分解成兩個分速：一個是垂直分速vn

，與前緣垂直；另一個是平行分速vt

，與前緣平行。空氣流過后掠翼，由于vt不變，而vn

不斷變化，所以像流過平直機(jī)翼那樣徑直向后流去，流線會左右偏斜。10.3.1

后掠翼亞音速升/阻力特性后掠翼的速度分解氣流流過后掠翼時，流線左右偏斜的分析1.

亞音速下對稱氣流流經(jīng)后掠翼的情形流線左右偏斜的結(jié)果，引起所謂“翼根效應(yīng)”和“翼尖效應(yīng)”。翼根效應(yīng)使翼根剖面上表面的平均吸力峰降低，升力減小，該剖面翼型的焦點位置后移；翼尖效應(yīng)則使翼尖剖面上表面的平均吸力升高，翼型焦點位置前移。后掠翼各剖面升力系數(shù)沿展向的分布如圖。10.3.1

后掠翼亞音速升/阻力特性后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)后掠翼各截面的升力系數(shù)沿展向的分布2.

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)比平直翼小。后掠翼的升力系數(shù)曲線斜率也比平直翼小。展弦比一定時，后掠角增大，升力系數(shù)斜率減?。划?dāng)后掠角一定，升力系數(shù)斜率也減小。這是展弦比減小時，翼尖渦流對機(jī)翼上、下表面的均壓作用增強(qiáng)的緣故。10.3.1

后掠翼亞音速升/阻力特性后掠翼對

CL

、

αL

C

的影響αL

C

和

χ

的變化3.

后掠翼在大迎角下的失速特性1）翼尖先失速其原因有二：一是在翼根的上表面，因翼根效應(yīng)（即中間效應(yīng)），平均吸力較小，而翼尖的上表面，因翼尖效應(yīng)，平均吸力較大，于是，沿翼展從翼根到翼尖存在壓力差，它促使附面層空氣向翼尖方向流動，致使翼尖部分的附面層變厚，容易產(chǎn)生氣流分離；二是由于翼尖效應(yīng)，翼尖部分上翼面前段流管變得更細(xì)，壓力變得更低，在翼尖部分上翼面后段流管變得更粗，壓力變得更高，于是翼尖上表面的后緣部分與最低壓力點之間的逆壓梯度增大，增強(qiáng)了附面層內(nèi)空氣的倒流趨勢，容易形成氣流分離。10.3.1

后掠翼亞音速升/阻力特性3.

后掠翼在大迎角下的失速特性3）后掠翼飛機(jī)改善翼尖失速的措施①翼上表面翼刀。它平行于對稱面，可阻止后掠翼附面層氣流的展向流動。②

前緣翼刀。通常安裝在

Z＝0.35

處的前緣。不僅能阻擋附面層的展向流動，而且能在上表面形成一束強(qiáng)尾渦，起到類似渦流發(fā)生器的作用。10.3.1

后掠翼亞音速升/阻力特性翼上表面翼刀翼刀對后掠翼升力系數(shù)的影響3.

后掠翼在大迎角下的失速特性3）后掠翼飛機(jī)改善翼尖失速的措施③

前緣翼下翼刀。這種翼刀在接近失速的大迎角下，有著和前緣翼刀同樣的作用。不過它裝在前緣駐點的后下方，在巡航和爬升的中小迎角下，不至于干擾氣流的正常流動。④

前緣鋸齒。從鋸齒處產(chǎn)生的旋渦可以阻擋附面層氣流的展向流動，并給附面層氣流輸入能量，增大氣流速，延緩氣流分離。10.3.1

后掠翼亞音速升/阻力特性改善后掠翼翼尖失速的幾項措施3.

后掠翼在大迎角下的失速特性3）后掠翼飛機(jī)改善翼尖失速的措施