10 高速空气动力学基础

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翼型的高速空气动特性10.3后掠翼的高速升阻力特性一、高速气流特性（一）、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M<0.4)

空气密度基本不随速度而变化

高速飞行(马赫数M>0.4)

空气密度随速度增加而减小等密度还是变密度是低、高速流动的最根本的分界点不可压可压空气是否容易压缩可用比值来表示大、说明压力变化量一定，ρ变化量小，难压缩小、说明压力变化量一定，ρ变化量大，易压缩——压力的变化量——密度的变化量∞不可压流，低速。空气是否容易压缩只取决于温度的高低，温度高，不易压缩；温度低，容易压缩。不管是低速气流，还是高速气流，流速快，压力小；流速慢，压力大，这都是一样的。流速快，压力小，伴随着空气的膨胀，ρ和T都减小流速慢，压力大，伴随着空气的压缩，ρ和T都增大但高速气流由于考虑了空气的压缩性，当气流速度超过音速时，将出现一些不同于低速情况的差别：要使流速增加，流管不是变细，而是变粗；要使超音速气流减速，将产生激波；气流特性发生显著变化，是以音速为界限，可知：音速与空气压缩性有密切关系。●音速的定义说话时声带的振动，敲鼓时鼓膜的振动等都是对周围空气的一种微弱扰动。由此引起的空气密度等的微小变化将以一定的速度向四周传播，这个传播速度就是音速。鼓声（音波）的传播1、空气压缩性与音速的关系扰动波压缩波膨胀波强（激波）弱弱弱扰动波（音波）音速是音波(弱扰动波）传播速度。海里/小时公里/小时在空气中，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。音速的大小与介质的被压缩的难易程度有关，介质越难压缩，其音速越快。音速通常可表示为:在空气中kmam\sH3401120296对流层同温层0音速随高度的变化kmam\sH飞机的升限一般在两万米以下，随高度增加，音速减小。第十章高速空气动力学基础102、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。分为飞行马赫数和局部马赫数，前者是飞行真速与飞行高度音速之比，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）。飞行M数是空气动力学中的一个重要参数，在分析高速飞机的飞行问题中，飞行M数具有和迎角一样的重要意义。M数是空气压缩性影响强弱（空气密度变化程度）的衡量标志；是重要的相似参数。马赫数M是真速与音速之比。●亚音速、等音速和超音速的扰动传播M＜1扰动要影响到整个流场M≥1扰动只能影响到一部分流场，局限于马赫锥内(扰动有界）(扰动无界）由连续性定理，在同一流管内速度增加，空气密度减小。3、气流速度与流管截面积的关系低速流动,不可压,密度不变高速流动,可压,密度要变化流管截面积?M＜1M=1M＞1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。●超音速气流的获得要想获得超音速气流，截面积应该先收缩后扩张。

拉瓦尔喷管本章主要内容10.1高速气流特性10.2翼型的高速空气动特性10.3后掠翼的高速升阻力特性二、翼型的高速空气动力特性机翼翼型(二维矩形翼，单位展长)平面形状(后掠角Χ，展弦比λ)亚、跨、超飞机的空气动力特性主要由机翼决定二、翼型的高速空气动力特性（一）、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M数都小于1。1、空气压缩性对翼型表面压力分布的影响吸处更吸压处更压α可压流亚音速流与低速气流相比，无质的差别，有量的区别。基本思路：在不可压的基础上，压缩性修正（用普—葛公式，更精确的卡门—钱公式）。不可压流CL第十章高速空气动力学基础22飞行M数增大,升力系数和升力系数斜率增大飞行M数增大，最大升力系数和临界迎角减小2、翼型的亚音速升力特性(逆压梯度增大)Ⅲ.翼型的压力中心位置基本保持不变(稍前移)。3、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。（二）、翼型的跨音速空气动力特性跨音速是指机翼表面局部已经出现超音速气流并伴随有激波的产生。MCRIT是机翼空气动力即将发生显著变化的标志。翼型表面出现局部超音速气流和局部激波,会显著改变翼面的压力分布,使翼型的空气动力特性发生显著变化。1、临界马赫数MCRIT机翼上表面流速大于飞行速度，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)。此时的飞行速度叫临界速度,而此时的飞行M数称为临界马赫数MCRIT

。临界M数的大小取决于翼型、机翼平面形状和迎角

α;α对称、薄翼，

大;后掠翼，

大;MCRITMCRITMCRITMCRIT2、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。⑴、局部激波的形成⑵、局部激波的形成与发展M＞Mcr

上表面首先出现局部超音速区和局部激波M，等音速点前移，局部超音速区扩大M再，下表面也出现局部超音速区和局部激波M继续，下表面局部超音速区发展快，先移至后缘M，上表面局部超音速区也移至后缘M=1.4前、后缘都出现激波亚、跨、超的概念等音速点亚音速跨音速超音速3●局部激波的形成与发展局部激波产生的时机：上早、下晚；发展：下快、上慢。局部激波的形成与发展与跨音速段气动力系数随飞行M数的变化，关系极大。超音速飞行中的“爆音”α0.4Ⅰ升力系数随M数的变化升力系数“二起二落”，是机翼上下表面出现局部超音速区和局部激波的结果。低速亚音速跨音速超音速CyαM压心随M变化:先后移、再前移、又后移M临上αCy2E⑶、翼型的跨音速升力特性第十章高速空气动力学基础34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，会产生激波失速。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。在局部激波前的超音速区，压力降低，激波后，压力突然升高，逆压梯度增大，引起附面层分离,这就叫激波分离。当激波增强到一定程度，发生严重气流分离时，阻力系数急剧增大，升力系数迅速下降，这种现象称为激波失速。激波分离(失速)激波与附面层的干扰形成λ激波⑷、翼型的跨音速阻力特性波阻就是正迎角时，在跨音速阶段翼型产生的附加吸力向后倾斜从而在速度方向所附加产生的阻力。波阻的产生激波失速产生的附加阻力。MDMD:阻力发散M数dcxdM=0.1MCD0Mcr1.0CDαCDαM低速亚音速不变翼型阻力系数随Ｍ数的变化（阻力系数急剧增加的马赫数）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。同一M下αCD且Mcr本章主要内容10.1高速气流特性10.2翼型的高速空气动特性10.3后掠翼的高速升阻力特性三、后掠翼的高速升阻力特性——垂直分速不断改变，对压力分布起决定性影响，称为有效速度——平行分速不发生变化，对压力分布没有影响V=Vn=VcosχVt=Vsinχ●后掠翼与后掠角后掠角是机翼¼弦长的连线与飞机横轴之间的夹角。（一）、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。1、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气流经过后掠翼后,马赫数M也会增加。但有效马赫数M减小后掠翼的升力大小由垂直于前缘的有效分速所决定。在气流向后的流动过程中，平行于前缘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。●后掠翼的翼根效应和翼尖效应呈“S”形形成“翼根效应”和“翼尖效应”

翼根效应：翼根上表面前段吸力减小，后段吸力增大，平均吸力峰降低，升力减小，最低压力点位置后移的现象。●后掠翼的翼根效应和翼尖效应

翼尖效应：翼尖上表面前段吸力增大，后段吸力减小，平均吸力峰升高，升力增大，最低压力点位置前移的现象。●后掠翼的翼根效应和翼尖效应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。结论：其它因素都相同时，后掠翼的低速空气动力特 性不如平直翼的好与平直翼相比，后掠效应使CyCy

Cx

均Х越大越厉害α平直翼后掠翼2、中小迎角下后掠翼的亚音速升阻力特性横侧稳定力矩的另一种解释：无侧滑时，两翼后掠角相同；有侧滑时，侧滑前翼后掠角减小，升力增大，侧滑后翼后掠角增大，升力减小，两翼升力差形成横侧稳定力矩。3、后掠翼在大迎角下的失速特性原因：①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。②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椭圆形机翼矩形机翼梯形机翼后掠翼机翼平面形状对失速的影响后掠翼飞机在大迎角下自动上仰的现象Ⅱ.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前缘锯齿前缘翼刀米格—23涡流发生器涡流发生器的构造是一种展弦比很小的小机翼，垂直安装在机翼上表面，与来流形成一定角度，当气流流过时，一侧加速，一侧减速，在小翼段两侧形成压力差，产生很强的翼尖涡，这些旋涡将外部气流中的能量带进附面层，加快附面层内气流流动，有效地抑制附面层分离。

涡流发生器也可以装在低速飞机上，起到防止附面层分离和增升的效果，也可以用在高亚音速和跨音速飞机上，防止或减弱激波诱导的附面层分离，减小波阻，改善飞机的跨音速气动特性。*不仅增升还减阻。根据涡流发生器所在空气动力翼面的不同，它起的作用也有所不同。位于机翼上翼面副翼之前的一排涡流发生器，在飞机高速飞行时可以推迟流过副翼的气流分离，保证副翼的操纵性能和操纵效率。另外，位于垂直安定面两边、方向舵之前的一排涡流发生器，可以防止在较大的偏航角时流过方向舵的气流发生分离。Ⅱ、与平直翼飞机比，抖动迎角、抖动升力数、临界迎角、最大升力系数之间的差别较大Ⅲ、与平直翼飞机比，临界迎角附近Cy变化缓和。不易进入机翼自转3、后掠翼在大迎角下的失速特性平直翼后掠翼CymaxCy抖α抖αcrCyα（二）、后掠翼的跨音速升阻力特性1、后掠翼的临界M数后掠翼的临界马赫数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。2、后掠翼的升力系数随M数的变化升力系数在较大M下才开始增大。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。与平直翼相比后掠角越大，上述特点越突出3、后掠翼的阻力系数随M数的变化后掠