空气动力学Chapter3-7

1、3.7可压缩性的影响流动的马赫数接近时，可压缩性的影响不再是不可忽视的。不可压缩的理论不再适用。它显示了当零度角为零时沿机翼的上表面和下表面的速度分布。机翼曲面的局部流速。垂直轴表示局部速度与均匀流速度的比率。比率大于1意味着本地速度大于流入速度。比率最大的点的流速也最大。未来的流动速度从0开始逐渐加快。流动的马赫数还没到的时候，机翼某一点的速度已经达到音速了。此时流动的马赫数被称为临界马赫数(critical Mach number)。用表示。临界马赫的大小数取决于翼型。通常为0.60.8。这是声速范围的开始。空气的压缩性影响翼型周围的流动。对流线的影响如图所示。流动的马赫数低于临界马赫数时

2、。在机翼表面附近的低压区域，由于膨胀，流线的间距比不可压缩流宽。牙齿效果相当于增加机翼的厚度。如果流动的马赫数超过临界马赫数，则流体在最大速度点附近的速度超过音速，在翼型附近出现亚音速区域和超音速区域。超音速速度减速到亚音速时会产生激波。这对机翼的性能，即升力的减少和阻力的增加有很大的不利影响。介绍了用跨音速前高次音速时低速(非扣押)方法估算机翼性能的两种茄子方法。3.7.1 Prandtl-Glauret rule(P-G)在牙齿不可压缩流中，如果将机翼的压力系数设置为，因为机翼表面的压力可以通过在机翼弦方向上积分得到。可压缩的马赫数和升力系数的关系是同一机翼不可压缩流中的升力系数。气动中心

3、为轴的节距力矩系数，3.7.2 Karman-Tsien rule K-T公式不像P-G公式那样简单地增加机翼厚度。非常小时，K-T公式接近P-G公式。照片是对NACA翼型的迎角为-2，30%的机翼现点的实验数据和两个公式的压力系数的比较。马赫数高时，K-T公式比P-G公式的精度高。当马赫数接近时。两个公式都不再成立。这是因为在与机翼顶面垂直的方向上产生激波。显示了超过临界马赫数的翼型周围的流动。显示了当裕度数分别为0.141和0.717时，实验获得的NACA4412翼型上下表面的压力分布。强逆压力梯度分离边界层。冲击波的形成引起波的阻力。牙齿现象被称为冲击失速，此时的马赫数是阻力发散马赫数(

4、drag divergence Mach number=阻力激增马赫数)。它比临界马赫数稍大，低的零度角也出现。展示了翼厚比约为10%的翼型升力系数和阻力系数随马赫数变化的曲线。在超音速范围内，曲线与Ackeret theory一致。翼型周围的流动随着(B)马赫数的变化，在(B)图中表明，超过一定马赫数后，阻力系数开始减小。这并不意味着电阻的减少，但电阻增加的梯度变小了。如果把机翼厚度比改为5%，就会减慢激波速度，阻力也变小。但是，提升系数会变小。此外，低速时失速特性变坏，颤振更容易发生，出现结构强度问题。音速飞行时，由于急波失速而引起的不稳定现象，飞机操作困难，存在危险。主要有以下四点Buf

5、feting失速机翼或发动机的尾迹撞击尾翼上，振动机身的现象。(2)机翼后缘的襟翼流动障碍导致振动的现象。是由机翼表面上冲击波的位置不稳定引起的。(3)tuck under气体的头部下沉，舵手力逆转的现象。机翼的激波失去速度，升力下降，产生下伏力矩。要推操纵杆。，(4)操作失败水平尾翼，垂直尾翼激波失速时方向舵面在湍流中，电梯，方向舵失败。飞行马赫数大，机翼面的急波完全后退到后缘，固定后机翼周围的流动稳定，可以克服这些困难。因此，超音速飞行的飞机必须尽快通过音速进入稳定的超音速飞行。sound barrier 20世纪40年代初期飞机的速度撞上了声屏障，时速不能超过900公里。阻力激增是原因之

6、一。当时螺旋桨推进，气体到达音响壁垒之前，螺旋桨已经撞击了音壁。3.7.3千声速翼型目前民用客机的巡航速度马赫为0.8牙齿上限。有很少产生冲击波的跨音速翼型、俯仰翼型、超空间翼型牙齿。超临界翼型前缘半径小，前缘附近出现超音速压力峰。机翼顶面弯曲缓慢，超音速流动逐渐减速。后燕附近的局部马赫数刚刚超过，激波变得很弱。超临界翼型的特点，机翼下表面厚弯曲，支撑重量，可装载燃料。为了弥补阳历不足，在后燕面前增加弯曲。与相同机翼厚度的翼型相比，阻力剧增，马赫数可能增加12 14个百分点。一般翼型和超临界翼型的阻力发散马赫比较，3.8柔道阻力翼幅有限的维机翼在机翼尖端产生涡流。牙齿涡流被称为尾涡或翼尖涡(w

7、ing-tip vortex)。根据耶科夫斯基的定理，机翼的升力应如下。(威廉莎士比亚，翅膀，翅膀，翅膀，翅膀，翅膀，翅膀，翅膀)但没有考虑翼尖涡流的柔道速度。在薄翼理论中，涡旋沿着翼弦排列。漩涡不会从翅膀末端消失，而是向后折叠，形成两个平行的漩涡，向后延伸。称为翼尖漩涡。一种茄子解释方法是，机翼的下表面压力高，上表面压力低，空气从下表面绕过机翼末端缠绕到顶面。尾涡不仅发生在翼尖，也发生在翼尾。由于机翼的上表面和下表面，流线分别偏向机翼末端、机翼根方向，在尾部边缘形成涡流。因此，有限翅膀的涡流是U形旋涡(horse-shoe vortex，马蹄形旋涡)。向同一方向旋转的漩涡容易汇合，最终形成两个大漩涡。翼尖涡流形成的电阻称为柔道电阻。3