临界速度临界马赫数局部激波和激波分离飞行原理课件_第1页
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临界速度、临界马赫数、局部激波和激波分离主讲人：徐峰《飞行原理》目录contents01.临界马赫数和临界速度02.局部激波和激波分离临界马赫数和临界速度飞机飞行时，流过机翼表面各处的气流速度并不等于飞机的飞行速度，在正迎角的情况下，流过机翼上翼面的气流被加速，在翼型最大厚度点的附近，压力最低点处，流速达到最大。在最大速度点处温度也最低，声速也最小。临界马赫数和临界速度所以，该点处的局部马赫数是流场中最大的。随着飞机飞行速度的不断提高，该点处的局部气流速度越来越高，局部声速越来越低，局部马赫数也越来越大。当飞机飞行马赫数小于1时，该点处的局部气流速度就可能达到了该处的局部声速，局部马赫数达到了1，形成了等声速点。此时，飞机飞行的马赫数就叫做临界马赫数，飞机飞行的速度就叫做临界速度。局部激波和激波分离1局部激波当飞机飞行速度达到临界速度之后，在机翼上翼面最大厚度点附近形成了等声速点，随着飞行速度继续提高，上翼面上等声速点逐渐增加，在上翼面出现了小小的超声速区域。随着飞行速度的进一步提高，超声速气流加速向后流动，而前面的等声速点又继续增加，这样超声速区域进一步向前后扩大，超声速区域内Ma数更大，压力更小。局部激波和激波分离在下图中，用点画线表示超声速区域和亚声速区域的分界线，点画线上各点是等声速点。在机翼的上翼面形成局部的超声速区，而在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，当流动条件使超声速气流必须由低压区进高压区时，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，以突变的形式转变为亚声速气流。这个正激波就是局部激波。局部激波和激波分离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，对附面层内流体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旋涡。这种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。局部激波和激波分离2激波分离局部激波和激波分离附面层分离会在机翼后部生成涡流区，使机翼后缘的压力减小，机翼前缘和机翼后缘的压力差增大，形成了附加的压差阻力。所以，一旦飞机的飞行速度超过临界速度，就会在机翼上表面出现局部超声速区和局部激波，局部激波不但对气流的流动产生很大的阻力，而且和附面层相

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