空速气流的流动特性课件

空速气流的流动特性2临界马赫数01局部激波和激波分离02高速飞行的空气动力03声障和热障04主要内容临界马赫数上翼面

流管收缩

局部流速加快，大于远前方来流速度局部流速的加快

局部温度降低局部音速下降当翼型上最大速度点的速度增加到等于当地音速时，远前方来流速度v∞就叫做此翼型的临界速度（对应临界马赫数）举例飞机在2000m高空以v=900km/h的速度飞行。在此高度音速为a=1200km/h。气流在机翼上翼面最大速度点被加速到v局=1150km/h,由于气流被加速，最大速度点处的音速下降为a局=1150km/h。这样，机翼翼面上的最大速度已达到了当地的音速。此时，飞机飞行的临界马赫数为多少？临界马赫数为900/1200=0.75局部激波和激波分离当Ma∞>Ma临以后，

在翼型上表面最大厚度点附近形成了等声速点，随着飞行速度进一步提高，上翼面等声速点逐渐增加，由于翼型表面的连续外凸，流管扩张，空气膨胀加速，出现局部超音速区；超声速区后面的气流仍为亚声速气流，亚声速气流静压较大，对超声速气流形成反压，当流动条件使气流必须由低压区进入高压区时，在超声速和亚声速流动之间形成正激波，使超声速气流通过正激波减速增压，以突变的形成转变为亚声速气流。这个正激波就是局部激波。由于局部激波后面气流的压力高于激波前面气流的压力，形成了很大的逆压梯度，对附面层的流动产生附加的阻力，使附面层内流体的流速降低，当局部激波达到一定的强度时，会在附面层内产生倒流，并在向后流动的气流冲击下形成漩涡。这就在局部激波作用下形成的附面层分离，就叫做激波诱导附面层分离。局部激波的波阻+附加压差阻力激波分离空速飞行的空气动力特性高速飞行的空气动力一、亚音速、跨音速和超音速飞行二、高速飞行时气动升力、阻力三、高速飞行时气动力系数的变化四、焦点位置随飞行马赫数的变化一、亚音速、跨音速和超音速飞行随着飞行马赫数提高，机翼翼型表面上激波产生变化亚音速飞行：Ma<Ma临(一般为0.7左右)跨音速飞行：1.3≥Ma＞Ma临超声速飞行：5≥Ma＞1.3高超声速飞行：Ma＞5为什么是这样划分的？亚音速飞行：Ma<Ma临(一般为0.7左右)跨音速飞行：1.3≥Ma＞Ma临，既有亚声速又有超声速超声速飞行：5≥Ma＞1.3，全场超声速高超声速飞行：Ma＞5，空气不能视为完全气体Ma=0.72出现等声速点Ma=0.77出现局部超音速区和局部激波，可能发生激波分离随着马赫数继续提高，等音速点向前移，局部激波向后移，超音速区逐渐扩大Ma=0.82下翼面出现超声速区和局部激波随着Ma数的继续提高，超声速区继续扩大，下翼面虽然出现晚，但因为加速缓慢，逆压梯度较小，扩展速度更快。Ma=0.95上下翼面的局部激波都移到后缘Ma=1.05前缘形成脱体正激波，只有正激波后面有一块亚声速区，其他流场已全部变成超声速了约Ma=1.3如果机翼前缘是箭头形，迎角不太大，脱体激波就会附在机翼前缘，此时可认为气流在翼型表面全部都是超声速流动二、高速飞行时气动升力、阻力1气动升力本质：上下表面的压力差亚声速：依靠翼型和迎角使气流在上翼面加速、下翼面减速，产生压力差超声速：上下表面激波都经过内折角产生斜激波，减速增压，后经外折角产生膨胀波，加速降压。

上表面相比下表面内折角小，损失少，速度快，压力更大，从而产生压差。2气动阻力角度：从压力分布解释波阻的产生波阻：和升力无关的零升力波阻+激波干扰分离产生的压差阻力跨音速区域，波阻陡增，发动机动力的3/4都必须用于克服波阻，即声障现象波阻＞＞其他阻力二、高速飞行时气动升力、阻力三、高速飞行时气动力系数的变化1升力系数与跨声速激波特点有关A-B上表面出现超音速流场且不断扩大B-C下表面出现超音速流场且更快扩大至尾部C-D上翼面超音速流场也扩到尾部D-E下翼面超音速区逐渐前移到前缘E以后遵循超音速规律变化E点——上临界马赫数A点——下临界马赫数钱学森、郭永怀提出2阻力系数出现激波强度不大激波分离阻力发散马赫数三、高速飞行时气动力系数的变化3激波失速跨音速飞行阶段，随着速度增加，飞行升力先上升后下降、阻力迅速增加导致的失速现象由于激波的出现而引起，叫做激波失速激波失速与大迎角失速比较：原因不同，时机不同三、高速飞行时气动力系数的变化四、焦点位置随飞行马赫数的变化M<M临界，基本保持在25%M>M临界，由流动状态决定，后移，再前移再后移M>1，基本保持在50%声障和热障声障M>M临界，空气动力特性复杂，出现一系列现象1飞机自动下俯2飞机难以操纵3机体发生振动4飞机自动横滚1飞机自动下俯上表面先出现超声速区域，并向后扩展，使升力增加，压力中心后移，造成飞机俯仰的低头力矩增加，飞机自动低头俯冲2飞机难以操纵附面层分离，后部形成有大量漩涡的尾流区，影响操纵；偏转舵面的弱扰动无法通过激波的强扰动前传，影响操纵。3机体发生振动局部超声速流场不稳定，附面层分离生成有大量漩涡的尾流区，就会造成机翼抖振，也会在机翼后缘操纵面引起高频振动。4飞机自动横滚左右机翼出现超声速流场有前后差异，扩展不完全同步，造成左右机翼气动力不平衡，引起一侧横滚音障现象的出现使人们认识到：由于空气的压缩性，按照低速空气动力学原理设计的低速飞机是不可能突破临界马赫数进行更高速度飞行的，从而促进了高速空气动力学的研究和更大推力的动力装置的设计和制造，最终使人们实现了突破音障，穿越跨音速区域，进行超音速飞行的梦想。热障（空气动力加热）气流流过机体时，由于空气的粘性在机体表面形成了附面层。附面层内的空气受到摩擦，阻滞和压缩，速度下降，温度升高，气流的动能转变为热能，对机体表面进行加热，这就是空气动力加热。亚音速飞行时，气流具有的动能小，摩擦阻滞产生的热量少，很快在空中散掉了，机体表面温度增加不多，也就不存在“热障”问题。但当飞机在空中进行超音速飞行时，空气动力加热的问题就逐渐严重了A点温度同温层，不同速度下的总温短时间，使机体结构承受热应力超音速巡航，机体结构热透，座舱温度升高等首先，座舱的温度太高使机务人员和乘客无法忍受，机上的设备比如无线电、航空仪表等也无法正常工作；其次，机体的温度也会超过机上一些非金属材料的极限工作温度，比如，风挡和观察窗的有机玻璃、密封用的橡胶等都会因为温度过高而不能正常工作甚至完全损坏；更严