CAFUC10[1].0_高速空气动力学基础_V1.2.

1、Aeropine at Mach 2 0第十章ShockwaveFormation* Bow WaveTailWaveRetededGround第十* 4 M第十* 4 M高速空气动力学基础飞行原O/GFl：C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空气的压力、温度等条件改变而引 起密度变化的属性.低速飞行（马赫数Mv04）空气密度基本不随速度而变化高速飞行（马赫数M04）空气密度随速度增加而减小第十* 4 M 空气压缩性与音速的关系音速的定义空气压缩性与音速a的关系中，音速大小唯一取

2、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.TASM =a马妹如，是真速与音速之比.分为飞行马赫数和局部马站 数，前者是飞行真追与飞行离度音追之比，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）M数越大，空气被压缩得越厉害.低速飞行（马赫数MvO.4）可忽略压缩性的彩响高速飞行（马40/0.4）必须考虑空气压缩性的彩响 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pVA = const速度增加，空气密度减小.在亚音速时，密度的减小小于速度的增加量,故加速时要求 截面积减小.流量一定.流速快则截面积减小

3、；沆速慢则截面积 增大.在亚音速气流 中流管截面积 随流速的变化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pVA = const速度增加，空气密度减小.在超音速时，密度的减小童大于速度的增加量,故加速时要求 截面积增大.因此，011时，流管扩张，涼速增加，流管收缩，沆速减小.在超音速气流 中流管截面积 随流速的变化菜十# M iW速度、密度和截面积在不同M数下的变化值气流M数0.20.40.60.81.01.21.41.6沆速增加的百 分比 （AV/V）1%1%1%1%1%1%1%1%密度变化的百 分比（q/ p） 0.04% 0.16%-0.36%-0.64%1%-1.44%-1.

4、96%-26%截面积变化的 百分比 （AA/A）0.96 优0.84%-0.6451-0.36*100.44%0.96%1.65%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.莘十* M I2M本章主要内容10.1高速气流特性? 102翼型的亚跨音速气动特性103后掠翼的高速升阻力特性10.2翼型的亚跨音速气动特性/ra/CAFUC10.2.1翼型的亚音速空气动力特性亚音速的定义飞行M数大于U.4,流场内各点的M数都小于1翼型的亚音速空气动力特性考虑空气密度随速度的变化, 系数放大，体现出“吸处更吸, 升力系数增大，逆压梯度增大, 阻力系数基本不变.则翼型压力系数基本按同一 压处更压

5、”的特点.因此， 压力中心前移，临界迎角减小, 翼型的亚音速升力特性I. 飞行M数增大，升 力系数和升力系 数斜率增大II. 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.菜十* M 17M10.2.2翼型的跨音速空气动力特性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 音速流并伴随有激波的产生. 临界马赫数M纠灯机翼上表面沆速大于飞行速度，因此当飞行M数小于1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（此点称 为等音速点）.此时的飞行M数称为临界马赫如“刖

6、丁M纽是机翼空气动力即将发生显著变化的标志.临界马赫数SubsonicM0M-.7ve WrdGrldctil Mach r lumbrM40The critiol mch number isth wrcritt msch numbich the flow st som pic on the lifcrstt recbs the speed o scxxxl (Mb 8 m this example|第十* # 19M 局部激波的形成和发展I局部激波的形成飞行马誌数大于临界马魅数后，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

7、用，形成一道压力.密度、温度突增 的界面，即激波第十#第20貢n局部激波的发展茱十*第22貢茱十*第22貢OF aerofoil 二M0.70ALL FLOW SUBSONICM0.73M0.82茱十*第21貢茱十*第22貢茱十*第22貢II局部激波的发展茱十*第22貢茱十*第22貢M0.95茱十*第22貢局部激波的形成与发展大于Mirh后、上表面先产生激波. 随M数增加，上表面超音速区扩展， 激波后移.M数继续增加，下表面产生激液， 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.激波的视频激波实例激波实例M + *第27貢 翼型的跨音速升力特性I升力系数

8、随飞行M数的变化1. 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C增加且由于出现超音 速区，压力更小，附加吸力更大2. 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；下表面激波 移至后缘临界M数， 机翼上表曲 达到音速下表面达 到音逢M 1.0 MACH NO.3下翼面扩大到后缘，而上翼 面超音速区还能后缘上下翼面 的附加压力差增大，CL增加.II.最大升力系数和临界迎角随飞行M数的变化C A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

9、和效大升力系 数的继续降低翼型的跨音速阻力特性L波阻的产生波阻就是正迎角时，在跨音速阶段翼型产生的附加吸力向后 倾斜从而在途度方向所附加产生的阻力.II-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1Force Divergence /CDMach Number-y/DragCntical/!CoGtticientMach Numberv J0：5t0M. Mach Number第十# 31 MM数对飞机的失速迎角的影响M数对飞机的最大升力系数的影响Moe飞机在不同M数下的极曲线本章主要内容10.1高速气流特性10.2翼型的亚跨音速气

10、动特性103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第十*第3貢第十*第3貢103.1后掠翼的亚音速升阻力特性 亚音速下对称气流流经后掠翼对称气流经过直机翼时的M数变化第十*第3貢第十*第3貢气流经过直机翼后.马 赫数M会增加.第十*第3貢亚音速下对称气流流经后掠翼第十#第42貢第十*FREFSTREAM SPEED MACH 0.8第十#第42貢第十#第42貢后掠翼的期艮效应和翼尖效应第十#第42貢第十#第42貢在气流向后的流动过程中， 平行于谕緣的气流分速不发 生变化，而垂直于前缘的有 效分速则发生先减速.后加 速.再减速的变化，导致总 的气流方向发生左右偏斜。后

11、掠真的升力大小由垂 直于前缘的有效分速所决 定翼根效应亚音速气流条件下，上翼面前段流 管扩张变粗，流速减恆，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 管厳细的位JL后移，最低压力点向后 移凯真尖效应亚音速气流条件下，上翼面前段流 管收缩变细，流速加快，压在降低， 吸力变大；在后段，流管扩张，流速 减慢，压强升高吸力减小.流管敢 细位直前移，最彳氐压力点向前移动.气流流过后掠翼时流线左 右偏移的分析第十# 41 M后掠翼的冀根和翼尖效应对升力的影响第十#第42貢第十#第42貢第十#第42貢后掠翼的翼根和翼尖效应对升力系数的够响后掠翼各翼面 的升力系数沿 厦向的分衣 中小迎角下后掠翼的亚音速升阻力特性后掠翼对升力系数和升力线斜率的彩响菜十* M44M后掠角和展弦比对升力系数斜率的彩响dCVd a （1/度）0. 06 升力线斜率和 后掠角的更化0. 040. 020 20=XXXX第十* M45貢 后掠翼在大迎角下的失速特性I 翼尖先失速原因： 真根效应和翼尖效应，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 气流分禹.翼尖效应使翼尖部位上表面吸力 峰增髓，逆压梯度增加，容易气流 分离.第十* 4XXII 后掠翼的临界迎角和最大升力系数比平直翼小Straight