飞行原理基础3

1、2016第三章 飞机高速飞行的基本特点一、高速气流特性二、激波三、激波阻力四、高速飞机的空气动力外形特点 当飞机由低速飞行进入高速飞行，就会遇到某些如激波、局部激波、音爆、热障等与低速飞行截然不同的现象。这主要是飞机高速飞行时，空气密度随着飞行速度的变化而变化。使飞机的空气动力发生了新的变化。而这种变化，又是由于飞机高速飞行中气流特性发生了显著变化引起的。 本章主要分析高速飞行时气流特性，高速飞行空气动力的变化规律，高速飞机翼型和机翼的空气动力特性，以及飞机维护中应注意的问题。一、高速气流特性（一）、音波、音速、马赫数 1、音波 一种弱扰动彼，由于空气具有可压缩的物理特性，所以当你用力击鼓时，

2、会引起鼓膜连续振动，从而压缩或扰动了附近的空气，使空气的压力和密度发生了变化，就产生压力一升一降，密度一疏一密的扰动波， 一个接着一个地向外传播，这种扰动波是空气被压缩和膨胀交替变化的结果。因此，我们把这种空气不断反复发生扰动的弱扰动波称为音波。 2、音速( a ) 一种弱扰动在静止空气中传播的速度叫做音速，用字母“ a ”来表示。在海平面的标准大气状态下，音速约等于每小时1227公里或每秒341米。 音速大小与下列因素有关： 1)音速的快慢，取决于传播的介质 介质越难压缩，音速就越大。所以音波在金屑中传播速度就比在水中快；在水中传播速度又比在空气中快。一般在水中音速可达1450米秒，相当于在

3、空气中传播速度的4倍。 2)音速的快慢，取决于空气温度变化 音速的大小，与空气压缩性密切相关，容易压缩的空气，当一部分空气受到撞击时，体积要缩小较多才能使压力升高起来，因此压力升高得较慢，不能很快挤压邻近的空气，以致扰动传播较慢。所以在容易压缩的空气中，音速慢；反之，在不容易压缩的空气中，音速快。 而空气的压缩性又取决于空气温度，所以音速在空气中的快慢最终取决于空气温度。气温低时，空气容易压缩，音速慢；气温高时，空气不易压缩，音速快。 3)音速的快慢，取决于高度的变化 音速既然取决于空气温度，而空气温度又随飞行高度不同而不同，所以音速也就随飞机的飞行高度不同而不同。 一般在1011公里以下区域

4、(即在对流层内)，高度每升高250米，音递减少1米秒，在海平面，气温15时，测得音速为341米秒，而在11公里高度，音速即下降为295米秒。 3、马赫数（也叫飞行M数） 由前面分析可知，飞机飞行速度越大，则空气流过飞机沿途的压力变化越大，引起空气压缩量越大；音速越大，空气越难压缩，即在同祥压力变化量的作用下，空气密度变化量比较小。因此全面衡量空气压缩量的大小，要同时考虑飞行速度和音速两个因素，一般用气流速度和音速的比值来综合表达对空气压缩性的影响，这个比值称为马赫数(也称飞行M数)。即： 上式中：v一定高度上飞机的飞行速度； a一在同一高度时的音速。 飞行M数的大小是空气压缩量大小的标志。飞行

5、M数大，表明气流速度大或者音速小。而气流速度大或音速小，都导致空气可压缩性大，因此，飞行M 数的大小可以作为空气密度变化得衡量标志，也就是空气压缩量大小的标志。 飞行M数也是飞机飞行速度范围划分得标志。根据马赫数的大小，在航空上一般把飞机的飞行速度划分为五个范围： 低速范围一M数小于0.6左右（M0.6均为高速范围)； 亚音速范围一M数从0.6左右至0. 85左右； 跨音速范围一M数从0.85左右至1.3左右； 超音速范围一M数从1.3左右至5 . 0左右； 音超音速范围一M数大于5 . 0 。 对在低速范围的飞行，可以认为空气压缩性对空气动力影响不大，即认为空气不可压缩，把空气密度看作是一个

6、不变数。当M数大于0.6以上就要考虑空气压缩性的影响，空气的密度不再是个常数，而是变数了。（二）、超音速气流得加速性 低速气流的加速特性是：流速要加快，流管必须变细，这是因为：v S = 常数 而超音速气温的如速特性是：流速要加快，流管必须变粗。根据空气流动的连续性原理，沿同一流管，空气单位时间内流过各切面的质量应保持不变，即： 从上式可以看出：M1时，v增加时，减小，而v的增加量小于 的减小量，所以速度增加，流管面积增大。 如果要产生超音速气流，必须采用先收缩后扩散的“拉瓦尔管”，亚音速飞机的涡喷发动机进气道就是采用这个原理设计的。（三）、弱扰动波在气流中的传播 下面我们看看在气流中有一个点

7、扰动源产生扰动波的现象，来分析弱扰动波在气流中的传播情况。根据相对运动的概念，为了讨论方便，假设空气为静止的，运动源处于不同的运动状态。 1、扰动源不动(v0，上图a所示) 此时扰动源本身不动，只位于固定“O” 不断扰动，由于弱扰动是以音速向四周传播的，所以经过一秒钟后扰动将传至半径ra的球面，二秒钟后，扰动传到r2 a的球面，依次类推。此时所有的扰动波都是同心球面，只要经过相当长的时间，整个空间都会受到扰动的影响。 2、扰动源速度小于音速(va，图d) 此时相对气流M1，扰动源总是跑在扰动波的前面，当扰动源从O点经三秒钟跑过3V的距离到达A点时，它在O点造成的扰动波经三秒后只跑过3a的距离面

8、到达B点，这表明扰动源跑到了扰动波的前面。无数扰动波在圆锥面上集中，形成了弱扰动边界波，这个圆锥叫弱拨动锥或称扰动锥。扰动锥就成为受扰动和末受扰动空气的分界面，圆锥以外的空气未受扰动，圆锥以内空气则受到了扰动。 综上所述，弱扰动在亚音速和超音速时的传播情况是不同的： 1）在亚音速时，在整个空间都能传播扰动；在超音速时，被扰动范围只限于扰动锥内扰动锥以外的气流不受扰动，M数越大，扰动锥锥角越小。 2、在亚音速时，扰动波可以逆气流向前传播，扰动源一路前进，所遇到都是被它扰动过的空气，因此扰动源不会和前面空气相碰；在等音速或超音速气流中，扰动波不能逆气流向前传播，而只能传播到扰动源后边一定范围，飞行

9、速度越大，扰动波前进越困难。二、激波（一）、激波的定义 飞机以超音速飞行时，沿途的空气来不及让开，物体与空气骤然相遇，空气突然遭受强烈压缩，形成一个强烈的扰动，由此而形成的强扰动波在空中传播情况和弱扰动传播情况一样，只不过此时扰动锥是由无数较强的波迭聚而成，则扰动锥前后即受扰动空气与尚未受到扰动的空气之间有一个压力、密度、温度等参数都相差很大的分界面，这个分界面叫激波。激波是受到强烈压缩的一层很薄很薄的空气层，其厚度仅有千分之一到万分之一毫米。（二）、激波的分类 1、激波按照波面分，可分为正激波和斜激波两类 1）波面与气流方向垂直的激波叫正激波。气流经过正激波，压力、密度和温度都突然升高，流速

10、由超音速降为亚音速，但气流方向不变，在同一M数下，正激波是最强的激波。 2）薄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、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，气流通过斜激波后，气流方向要向外转折。 2、激波按照物体头部形状分为脱体激波和附体激波两类 激波形状往往与物体头部形状和飞行M数有密度关系，不同物体头部形状激波形状不同。物体头部是方楞的或圆钝的(图中A、B两种)，则由于对气流的阻滞作用很强，在物体前端通常产生脱体激波，产生强烈的正激波范围较大。头部尖的物体，由于对气流的阻滞作用较弱，在其前缘常产生附体激波(如图c)，前缘

11、越尖，气流受到的阻挡越小，激波的正激波区域越小，斜激波区域越大。 3、激波按照飞行M数分为头部激波和局部激波 当M1时，在物体的头部肯定会产生一层被压缩的空气层，即头部激波，也就是前面所介绍的内容； 当M1时，在物体最凸的地方（也叫最低压力点处），可能会出现局部超音速区，在这个局部超音速区的后缘会出现局部激波，也是一段小的正激波。（三）、临界速度和临界M数 当飞机以亚音速飞行时，空气流经机翼上表面的最凸部分，由于流管变细，局部流速加快而大于飞行速度。局部流速加快又必然会引起局部温度降低，使局部音速减小。这样，随着飞行速度的增大，机翼上表面流管最细处(最低压力点）的气流速度也相应增大，而且该点的

12、音速则不断减小，于是就有可能在飞行速度仍然小于该飞行高度的音速(即飞行M数小于1)时，机翼表面最低压力点处的局部气流速度巳等于局部音速。 当机翼表面最低压力点的气减速度等于该点的局部音速时的飞行速度，叫临界飞行速度( V临界 )，临界速度与该高度的音速之比，叫做临界M数( M临界 )，也就是临界速度对应的飞行M数，即：（四）、局部激波 当飞行速度达到临界M数之后，由于在机翼表面最低压力点之后流管变粗，气流膨胀加速而出现局部超音速区，在局部超音速区内，压力不断降低，以致远低于大气压力。但是，在机翼后部的压力却接近于所在高度的大气压力，于是这种前后压力差造成的反压力，必然以强压力波的形式，以超音速

13、速度，从机翼表面后部逆气流向前传播，并稳定在波速等于气流速度的机翼表面某处，形成气流速度突然降低，压力、温度和密度突然升高的分界面，这个分界面就叫做局部激波。 局部激波先在上翼面产生，随着飞行速度的增加，下翼面也可能出现局部激波。结论： 1、飞机以超音速飞行时，在飞机上肯定会产生（头部）激彼；飞机以亚音速飞行时，可能会在飞机上某些表面突出部分(如机翼上表面)出现局部超音速区，产生局部激波。 2、飞行M数小于临界M数，机翼表面各点的气流流速都低于音速，没有激波出现；而当飞行M数超过临界M数以后，机翼表面才有可能出现局部超音速气流，气流特性将显现出质的变化，所以临界M数的高低，可以用来说明飞机上出

14、现局部超音速气流的标志。 3、从临界M数定义可以看出，临界M数只能小于1，不可能等于或大于1。三、激波阻力 当飞行M数超过M临界以后，机翼表面会出现局部超音速区和局部激波，而飞行M数大于1 后，机翼前缘将出现头部激波，这时飞行阻力将会明显增大，这种由于激波的存在而产生的阻力叫做激波阻力，简称“ 波阻 ”。 这时，飞机的阻力除了摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力之外，多了一个激波阻力。（一）、局部激波阻力 1、当MM临界后，机翼表面出现了局部超音速区和局部激波，由于局部超音速区内空气密度降低，引起压力额外减少(即吸力额外的增大)，这些吸力增大部位大部分位于机翼中、后段，这将使指向后方额外水平

15、分力显著增加，这个分力起着阻碍飞机前进的作用，称为激波阻力。 2、在机翼前缘部分，因气流受阻，密度增加，也导致压力额外增加，这部分额外压力也起着阻碍飞机前进作用，也称波阻。 3、 局部激波波阻产生的第三个原因是激波与附面层相互干扰，致使附面层气流分离，引起阻力增加。气流分离的原因主要是在机翼表面局部超音速区的附面层内，气流的流动情况是不一样 ，附面层底层为亚音速流动，上层为超音速流动，局部激波后突然升高的压力，在附面层中的超音速外层是不能逆气流向前传递的，但在亚音速底层，波后的压力却可逆气流向前传播，从而使亚音速底层气流受此逆压力作用而脱离机翼表面，造成分离，在后缘形成涡流，涡流区内压力下降，

16、增大了机翼前后缘的压力差，导致阻力额外增加，这些阻力也是由于局部激波引起的。 亚音速飞机飞行速度一旦超过该飞机的临界马赫数之后，将出现复杂的局部激波，除造成阻力迅速增加，出现推力不足，难以继续增速外，还会产生许多其他特殊现象。 (1)自动俯冲：是指飞行员并没有操纵升降舵，飞机就自动低头俯冲，这一现象与局部激波在飞机表面上向后移动有关。 (2)飞机抖振：局部激波与附面层之间的干扰，不仅引起附面层分离，而且引起局部激波前后跳动，从而引起机翼抖振；分离的气流如果撞击到尾面上也会引起尾面抖振。 (3)飞极操纵面嗡鸣：是指局部激波引起的附面层分离流作用在操纵面上引起的高频振动。 (4)飞机操纵面效率下降

17、：它也与局部激波和附面层干扰有关。亚声速飞机气动操纵面大多是后缘式操纵面，如果局部激波正好处在操纵面转动轴处，局部激波引起附面层分离，分离气流流速下降，动压小，加上局部激波的阻隔，舵面偏转影响不了局部微波前的流动，从而使得偏转操纵面产生的升力增量和操纵力矩大大下降。 (5)飞机的自动横滚：如果左右冀面上产生局部超声速区的时间有先后之别，就会产生检该力矩，引起飞机横转。 “激波失速 ”： 由于局部激波后面的气流压强急剧升高，使得这里的压力与机翼底部压力所形成的压力差跟着降低，因此整个机翼上的升力也就跟着减小。升力如果减小得太多，就会造成失速，进入“尾旋”。这种失速现象是由局部激波引起的，而局部激

18、波引起的波阻一般都是很大的，所以叫做“激波失速”。 “音障”：局部激波和局部激波阻力的产生对飞机飞行的阻碍作用简称为音障，也可以说局部激波和波阻的产生是造成音障的根本原因所在。 “音爆”：是指飞机在超音速飞行时，飞机机头和机尾上激波传到地面，使那里的空气压力急剧增加，人们会听到雷鸣般的巨响，如果飞机的飞行高度比较低，激波在地面上压力增长的可能太快太 猛，以致把房屋震倒成使人受伤，即使在比较轻微的情况下，也会使房屋的玻璃震碎，造成一定的损失 “热障”：当飞机以超音速飞行时，飞机表面上附面层中的空气受到了强烈的摩擦阻滞和压缩，速度大大降低，动能转化为热能。飞机的表面受到了剧烈的加热，使温度急剧提高

19、。当M数为2时，飞机头部的温度可达到100 ，当M2.5时，温度为200；当M6时，温度约为1362 。（二）、头部激波阻力 飞机超音速飞行中，机翼会产生头部激波，气流通过头部激波后，压力急剧升高，然后气流又通过机翼上下表面后，导致流速加快，压力下降，最后通过尾部激波而离开后缘。在这种情况下，机翼前缘和前段上下表面压力都较高，而机翼中后段的上、下表面压力都较低，于是在机翼前后形成了一个较大的压力差，这个压力差就是阻碍飞机飞行的头部激波阻力。四、高速飞机的空气动力外形特点 飞机的空气动力特性，在很大程度取决于机翼的气动待性，而机翼的气动特性又主要取决于机翼翼型和平面形状特点。 在飞机高速飞行中，

20、由于局部激波和波阻产生，会使飞机的性能变坏。因此，对高速飞机，主要是如何提高临界M数，而不致过早的在机翼上产生局部激波和波阻。为改善飞机高速性能可从机翼切面形状和平面形状两方面以及机身、尾翼上着手。（一）、高速飞机的翼型特点 1、相对厚度小 相对厚度小，机翼上、下表面的弯曲程度减少，可使机翼上、下表面的气流速度增加比较缓和，在同样的飞行速度下，最低压力点的局部流速较小，提高临界M数，推迟了机翼局部激波助产生；机翼表面弯度小，则在超过临界M数后，超音速区的吸力小，且吸力向后倾斜的角度也小，因而使沿翼弦方向的压力分布变化比较缓和，阻力系数明显降低。 2、对称或接近对称翼型 对称翼型上下表面弯曲程度

21、相等，这同相对厚度小的翼型作用一样，可提高临界M数。从图可以看出不同翼型阻力系数的实验结果，翼型越接近对称，则临界M数越高，阻力系数亦在相大M数下才开始急剧增大，高速翼型的相对弯度一股不超过2 3、最大厚度位置靠近翼弦中部 最大厚度后移，可使机翼上、下表面前段的弯曲程度减少，最低压力点的流速减少，临界M数得以提高，波阻得以减少，下图示出最大厚度位置对临界M数的影响，当最大厚度位置向后移动时，临界M数增大。 4、前缘曲率半径较小 机翼前缘曲率半径较小，即翼型前缘较尖，可以减少对迎面气流的阻滞，在超音速飞行中，使头部激波的强度减弱，形成的正激波区域减小，波阻降低。（二）、高速飞机机翼的平面形状特点

22、 高速飞机机翼的平面形状主要采用大后掠翼、三角翼、小展弦比翼、梯形翼等。 民航客机一般仍为亚音速飞机，绝大部分仍采取后掠机翼。 后掠翼又称箭形机翼，后掠机翼有如下气动特性： 1、后掠翼的临界M数比平直机翼高 空气由前向后流向后掠翼，其流速(v)与机翼前缘不垂宣，可以分解为Vn(垂直分速度) 与前缘垂直和Vt(平行分速度)与前缘平行。由于Vt平行于机翼前缘，不影响机翼表面的压力分布，真正影响机翼气动特性的是Vn，当机翼后掠角越大， Vn越小。但不论后掠角大小， Vn总小于飞行进度，所以当飞行速度达到临界速度时，由于Vn的影响，在后掠翼上还不会出现局部激波。故后掠机翼的临界M数比同样翼型的平直机翼的临界M数高，后掠角越大， Vn越小，M临界越高。 2、后掠机翼的阻力系数小 后掠机翼的气动特性是由Vn大小决定，而Vn所引起阻力Xn的方向与Vn方向一致，而真正阻碍飞机前进的阻力应与飞行方向平行，即Vn所引起阻力Xn。在飞行方向分力X，才是后掠翼的阻力。由此可见，在同一飞行速度下，后掠翼的阻力比平直翼阻力小。 3、升力系数和阻力系数随M数变化较为缓和 下图示出了升力系数Cy与升力Y及阻力系数Cx与X随M数变化规律。在高速阶段， Cy与Cx随M效变化比较剧