空气动力学基础02空气动力学

1、空气动力学与飞行原理,第2章 空气动力学,知识要求 熟练掌握流体流动的基本规律 熟练掌握机体几何外形参数的表示和概念 能够根据相关知识对飞机所受空气动力进行分析 掌握高速飞行理论,2.1 流体流动的基本概念,研究 作用在飞机上的空气动力 气流 空气的流动称为气流。 空气相对物体的流动，称为相对气流。,2.1.1 相对运动原理,作用在飞机上的空气动力取决于飞机和空气之间的相对运动情况，而与观察、研究时所选用的参考坐标无关。 将飞机的飞行转换为空气的流动，使空气动力问题的研究大大简化。风洞实验就是根据这个原理建立起来的。,2.1.2 连续性假设,连续性假设 在进行空气动力学研究时，将大量的、单个分

2、子组成的大气看成是连续的介质。 连续介质 组成介质的物质连成一片，内部没有任何空隙。 在其中任意取一个微团都可以看成是由无数分子组成，微团表现出来的特性体现了众多分子的共同特性。 微小的局部也可代表整体,2.1.3 流场、定常流和非定常流,流场 流体流动所占据的空间。 非定常流 在流扬中的任何一点处，如果流体做困流过时的流动多数随时间变化，称为非定常流；这种流场被称为非定常流场。 定常流 如果流体微团流过时的流动参数速度、压力、温度、密度等不随时间变化，这种流动就称为定常流，这种流场被称为定常流场。,2.1.4 流线、流线谱、流管和流量,流线和流线谱 在定常流动中，空气微团流过的路线（轨迹）叫

3、作流线。 由许多流线所组成的图形，叫做流线谱。 一般情况下流线不能相交。因此，由许多流线所围成的管子称为流管。流线间隔缩小，表明流管收缩；反之，表明流管扩张。,体积流量 质量流量,2.2 流体流动的基本规律,2.2.1 连续方程 连续方程是质量守恒定律在流体定常流动中的应用。 连续方程： 对于不可压缩流体，连续方程可以简化为: 流体的流速与流管的横截面积成反比 注意：质量流量恒定！,2.2.2 伯努利方程 伯努利方程是能量守恒定律在流体流动中的应用。 前提：不可压缩、无粘性、流管高度基本不变，与外界无能量交换 则：流体的流体具有的能量可以在压力能和动能之间进行转换，但能量的总和保持不变 静压。

4、单位体积流体具有的压力能。 动压。单位体积流体具有的动能。,伯努利定理表明 理想流体沿流管流动过程中，流速增大的地方，静压力必然减小，反之亦然。 这个定理不能用于高速气流中！,联系连续方程和伯努利方程，可得出以下结论： 不可压缩的、理想的流体在进行定常流动时： 流管变细，流体的流速将增加，流体的动压增大，静压将减小； 流管变粗，流体的流速将减小，流体的动压减小，静压将增加。,飞机机翼气动升力的产生： 当气流流过机翼表面时，由于气流的方向和机翼所采用的翼型，在机翼表面形成的流管就像图2 - 5 中所示的那样变细或变粗，流体中的压力能和功能之间发生转变，在机翼表面形成不同的压力分布，从而产生升力。

5、,2.3 机体几何外形和参数,2. 3.1 机翼的几何外形和参数 机翼翼型 机翼平面形状 机翼相对机身的安装位置,1.机翼翼型,翼型 用平行机身对称面的平面切割机翼所得机翼的切面形状,翼型参数 弦线、弦长b 厚度、相对厚度 最大厚度、相对厚度、最大厚度位置 中弧线、弯度、相对弯度 最大弯度、相对弯度、最大弯度位置,a平板翼型 b弯板翼型 c超临界翼型 d哥廷根398 e低亚音速翼型 f g对称翼型，常用于尾翼 h i超音速菱形翼型 j超音速双弧形翼型,2.机翼平面形状和参数,机翼平面形状 机翼平面形状是飞机处于水平状态时，机翼在水平面上的投影形状 （a）矩形；（b）梯形；（c）椭圆形； （d）

6、后掠翼； （e）（f）和（g）为三角形和双三角形。,参数 机翼面积S 梢根比 翼展展长L 展弦比 后掠角 平均空气动力弦长,3.机翼相对机身的安装位置,(1)机翼相对机身中心线的高度位置 上单翼、下单翼和中单翼,(2) 机翼相对机身的角度 安装角 机翼弦线与机身中心线之间的夹角叫安装角。 加大安装角叫“内洗” (Wash in) ，通过调整外撑轩的长度减小安装角叫“ 外洗” (Wash out) 上反角、下反角- 机翼底面与垂直机体立轴平面之间的夹角,纵向上反角 机翼安装角与水平尾翼安装角之差叫纵向上反角 一般水平尾翼的安装角为负，前缘下偏。,2.3.2机身的几何形状和参数,为了减小阻力， 一

7、般机身前部为圆头锥体， 后都为尖削的锥体，中间较长的部分为等剖面柱体。 表示机身儿何形状特征的参数 机身长度Lah 最大当量直径Dah 长细比ah =Lah/Dah,2.4 作用在飞机上的空气动力,2.4.1 空气动力、升力和阻力 2.4.2 升力的产生 2.4.3 阻力 2.4.4 升力和阻力 2.4.5 升力系数曲线、阻力系数曲线和升阻比曲线、极曲线 2.4.6 机翼的压力中心和焦点(空气动力中心),2.4.1 空气动力、升力和阻力,空气动力 空气作用在与之有相对运动物体上的力称为空气动力。 飞机飞行时，作用在飞机各部件上的空气动力的合力叫做飞机的总空气动力， 用R 表示。 总空气动力R

8、的作用点叫压力中心 总空气动力在垂直来流方向上的分量叫升力，用L 表示 在平行来流方向上的分量叫阻力，用D 表示。,2.4.2 升力的产生,飞机的升力主要由机翼来产生。 迎角 相对气流与机翼弦线之间的夹角 迎角“正负” 当气流以一定的正迎角流过具有一定翼型的机翼时 在机翼上表面流管变细，流线分布较密；在机翼下表面流管变粗，流线分布较疏。,机翼上表面的气流速度要加大， 大于前方气流的速度， 同时，静压要下降，低于前方气流的大气压力； 机翼下表面的气流速度要减小，小于前方气流的速度，同时，静压要上升，高于前方气流的大气压力。 在机翼的前缘有一点(A) ， 气流速度减小到零，正压达到最大值，此点你为

9、驻点。 机翼上表面有一点(B) ， 气流速度最大，负压达到最大值，称为最低压力点。,2.4.3 阻力,在低速飞行中飞机的阻力 摩擦阻力 压差阻力 干扰阻力 诱导阻力 废阻力主要由空气的粘性引起 在介绍飞机的阻力之前，应先了解与空气粘性有关的一些空气的流动状态。,废阻力,1. 气流在机体表面的流动状态,（1）附面层 （2）层流附面层和紊流附面层 （3）附面层的分离,（1）附面层,附面层 沿机体表面法向方向，流速由零逐渐增加到外界气流流速的薄薄的一层空气层；机体表面到附面层边界(流速增大到外界气流流速99% 处)的距离为附面层的厚度（） 附面层的厚度越来越厚,（2）层流附面层和紊流附面层,前段附面

10、层内：层流附面层。 后段附面层：紊流附面层。 附面层由层流状态转变为紊流状态叫转捩 转捩段 转换段是很窄的区域，可近似看成一点，称为“转捩点”。,转捩原因 流动距离越长，附面层内的分层流动越不稳 机体表面对附面层施加扰动 在紊流附面层的底层，机体表面气流的阻滞作用要比层流附面层大得多。,（3）附面层的分离,顺压梯度 逆压梯度 附面层分离 分离点 分离点非转捩点 转捩点在分离点之前 分离点后形成涡流区 涡流区内，气流压力下降,2. 摩擦阻力,（1）摩擦阻力的产生 摩擦阻力是由于空气有粘性而产生的阻力，存在于附面层内 由于空气有粘性，当气流流过机体表面时，机体表面给气流阻滞力并生成附面层。 根据牛

11、顿第三定律: 作用力和反作用力总是大小相等方向相反，同时作用在两个物体上。 机体表面给气体微团向前的阻滞力，使其速度下降，气体微团必定给机体以大小相等方向相反的向后的作用力，这个力就是摩擦阻力。 紊流附面层产生的摩擦阻力比层流附面层大得多。 摩擦阻力的大小除了与附面层内气流的流动状态有关外，还与机体与气流接触的面积(机体的外露面积)大小以及机体表面状态有关。,(2) 减小摩擦阻力的措施, 机翼采用层流翼型。 设法使附面层保持层流状态,在机翼表面安装一些气功装置，不断向附面层输入能量 保持机体表面的光滑清洁。 要尽量减小机体与气流的接触面积。,3. 压差阻力,( 1 )压差阻力的产生 在机翼的后

12、缘生成低压的涡流区 机翼前缘区域的压力大于后缘区域的压力，前后压力差就形成了压差阻力,(2) 减小压差阻力的措施 尽量减小飞机机体的迎风面积。 暴露在空气中的机体各部件外形应采用流线型。 飞行时，除了起气动作用的部件外，其他机体部件的铀钱应尽量与气流方向平行。,4. 干扰阻力,（1）干扰阻力的产生 流过机体各部件的气流在部件结合处互相干扰而产生的阻力 干扰阻力与各部件组合时的相对位置有关，也和部件结合部位形成的流管形状有关。,（2）减小干扰阻力的措施 适当安排各部件之间的相对位置。 中单翼干扰阻力量小，下单翼最大，上单翼居中。 在部件结合部位安装整流罩，使结合部位较为光滑，减小流管的收缩和扩张

13、。,5. 诱导阻力,（1）翼梢旋涡和下洗流 上、下翼面存在压力差 使机翼下表面气流的流线由翼根向翼梢偏斜，使机翼上表面气流的流线由翼梢向翼根偏斜， 机翼的翼梢部位形成了由下向上旋转的翼梢旋涡,（2）诱导阻力的产生 如果上下翼面没有压力差，就不会产生升力，也就没有诱导阻力产生。 上下翼面压力差越大，升力越大，诱导阻力也就越大。,（3） 减小诱导阻力的措施 采用诱导阻力较小的机翼平面形状： 椭圆平面形状的机翼诱导阻力最小，其次是梯形机翼，矩形机翼的诱导阻力最大。 加大机翼的展弦比也可以减小诱导阻力。 在机翼安装翼梢小翼,6. 低速飞行时飞机的阻力,低速飞行时飞机的阻力由摩擦阻力、压差阻力、干扰阻力

14、和诱导阻力组成 诱导阻力是随着飞行速度的提高而逐渐减小 废阻力随飞行速度越提高而增大 在诱导阻力曲线和废阻力曲线相交点总阻力最小，此时的飞行速度称为有利飞行速度。 随着迎角的变化，废阻力中的摩擦阻力和压差阻力所起的作用也不相同。,2.4.4 升力和阻力,1.升力公式、阻力公式 升力公式 阻力公式,2. 影响升力和阻力的因素 （1）空气密度、飞行速度和机翼面积 （2）升力系数和阻力系数 升力系数和阻力系数都是无量纲参数，在飞行马赫数小于一定值时， 它们只与机翼的形状（机翼翼型、机翼平面形状）和迎角的大小有关 翼型 相对厚度和相对弯度 迎角,2.4.5 升力系数曲线、阻力系数曲线和升阻比曲线、极曲

15、线,升阻比和升力系数、阻力系数一样都是无量纲参数，在飞行马赫数小于一定值时，只与机翼的形状( 机翼翼型、机翼平面形状) 和迎角的大小有关。 当迎角改变时，气流在机翼表面的流动情况和机翼表面的压力分布都会随之发生变化，结果导致了机翼升力和阻力的变化， 压力中心位置的前后移动。,1. 升力系数CL 随迎角的变化,零升力迎角a0 升力系数为零时，机翼的升力为零 非对称翼型： a0 a0 ： CL0，升力方向指向机翼上表面（图c）,最大升力系数对应迎角amax a amax ：CL随着a的增加而下降,2. 机翼压力中心位置随迎角的变化,机翼气动力合力的作用点叫做机翼的压力中心。 随着迎角的改变，机翼压

16、心的位置会沿飞机纵向前后移动(对称翼型除外) 。 当迎角比较小时 机翼前缘上表面还没有形成很细的流管，气流在机翼前缘的上表面的加速比较缓慢，并没有在机翼前缘形成吸力区，机翼上表面的最低压力点靠后；这时机翼的升力系数比较小， 压力中心也比较靠后。,迎角逐渐增加 机翼前缘上表面的流管逐渐变细，气流在机翼前缘上表面加速的速度加快，机翼上表面的最低压力点向前移，机翼的升力系数增大，压力中心也向前移,迎角继续增加 机翼前缘上表面形成了很细的流管，气流在机翼前缘的上表面很快地被加速，并在机翼前缘形成吸力峰，机翼上表面的最低压力点继续前移，机翼的升力系数继续增大，压力中心也继续向前移动,迎角超过amax 附

17、面层的分离点很快前移，涡流区迅速扩大到整个上翼面，机翼前缘的吸力峰陡落，机翼的升力急剧下降，压力中心又移到靠后的位置,3. 阻力系数CD 随迎角的变化,阻力系数曲线不与阻力系数CD等于零的横线相交，说明在任何情况下飞机的阻力都不等于零。 在迎角等于零度附近，阻力系数最小， 然后随着迎角绝对值的增加而增大，变化近似按抛物线规律。,CL、 CD随迎角变化的规律 随着迎角的增加， CL和CD都增大，在一定的迎角范围内， CL线性增大，而CD按抛物线规律增大。 CD在小迎角范围内增加较慢，随后增大速度加快， 比CL增大的速度更快。 在CL达到最大值之后， CL开始减小，而CD不但继续增大，增大的速度也

18、陡然增加 零升阻力系数CD0,4. 升阻比曲线、极曲线,升阻比K 升阻比随着迎角的增加而增大，由负值增大到零再增大到最大值，然后，随着迎角的增加而逐渐减小。 升阻比的最大值并不是在升力系数等于最大值时达到，而是在迎角等于4 左右达到。 升阻比也叫做气动效率。,对每一个迎角都可以得到一个升力系数和一个阻力系数，以升力系数为纵坐标，以阻力系数为横坐标，并将迎角值标在曲线的各点上就得出极曲线图。 从原点作极曲线的切线与曲线的交点就是达到最大升阻比的迎角值，切线的斜率就是最大升阻比。 曲线的最高点的纵坐标值就是最大升力系数。 用平行纵坐标的直线与曲线相切，可以得到最小阻力系数和迎角值。,5. 飞机大迎

19、角失速,（1）临界迎角和飞机失速 对应最大升力系数的迎角叫做临界迎角（16 ），也叫做失速迎角。 当迎角大于临界迎角时，升力系数急剧下降，阻力系数急剧增加，这种现象就叫做失速。 失速原因 机翼上翼面的附面层大部分分离，形成了大面积的涡流区，产生很大的压差阻力 失速后果 飞机的速度减小，高度降低，机头下沉 机翼、尾翼振动，飞机的稳定性和操纵性下降,（2）飞机的失速速度 当飞机以临界迎角飞行时，飞机的失速速度vs为： 当飞机平飞时，飞机的升力等于飞机的重力。 在其他的飞行状态下，飞机的升力等于飞机重力乘以载荷系数ny 。,从失速速度的计算公式，可以得出： 飞机重力增加，飞机的失速速度也会增加。 飞

20、机起飞着陆过程中，使用增升装置可以提高最大升力系数，从而降低飞机的失速速度，使飞机可以以更低的速度起飞和着陆。 在各种不同的飞行状态下，飞机的失速速度等于飞机平飞失速速度乘以 ，载荷系数越大，对应的失速速度也就越大。,（3）失速警告 在飞机接近失速时，给驾驶员一个准确的失速警告。 机翼上表面的气流分离会使飞机发生抖振，会使驾驶杆和脚蹬产生抖动 人工失速警告设备 当迎角增大到接近临界迎角的某个值时(飞行速度比失速速度大7%)，向驾驶员发出失速警告。,2.4.6 机翼的压力中心和焦点（空气动力中心）,1.机翼压力中心和焦点的定义及所在位置的表示方法 机翼压力中心是作用在机翼上的气动力合力的作用点

21、焦点是迎角改变时，机翼气功升力增量的作用点。,表示方法： 机翼焦点 机翼压力中心点,2. 机翼压力中心和焦点的区别,（1）物理意义不一样。 （2）机翼压力中心的位置随着机翼迎角的变化而前后移动；机翼的焦点位置却不随迎角改变。在低速飞行中，机翼焦点的位置保持在25%不变。 （3）机翼焦点及焦点位置对研究飞机的稳定性和操纵性有着重要的意义。 因为机翼焦点的位置不随迎角的变化而改变，所以，在研究由于迎角改变，机翼气动升力变化对飞机稳定性及操纵性影响时， 就可以在原有气动力大小和位置不变的情况下，只将气动升力的增量作用到焦点上，也就是只研究作用在焦点上的气动升力增量对飞机稳定性和操纵性的影响就可以了。

22、,2.5机翼表面结冰（雪、霜）对飞机飞行性能的影响,案例 1、1994 年10 月31日，当地时间约 下午 4点，西蒙斯航空公司4184 航班，从印地安纳波里斯到芝 加哥，飞机在有利于积冰的气 象条件下等待了30分钟，突然 翻滚并从大约10000英尺的高度 坠下，猛冲入ROSELAWN附近的 豆子地里，机上68人顷刻死去。 2、1986年12月15日，西安管理局An-24-3413号机执行 兰州西安成都往返航班任务。9时03分从中川机 场起飞，9时05分飞机高度2700M，入云，有轻度积 冰，9时11分上升到3470M，速度300KM/H，9时15分 速度减到195KM/H，9时29分机组要求

23、返航。飞机保 持2600米高度飞回中川机场，当时结冰相当严重。9 时53分，飞机仍在云中飞行，据气象台报告，云高 600M，10时05分飞机降落时，由于下滑高度不正常 而复飞，飞机保持约10-20米的高度在跑道上平飞。 飞出跑道后，发现前面有一排树，左座又拉了一 杆，飞机便带着25-30度的右坡度撞断了15棵树和1 根电线杆之后触地。机上旅客37人，死亡6人。,1、阻力增大： 迎风面加大压差阻力增大。 表面粗糙增大摩擦阻力。 2、升力系数和临界迎角减小： 翼型改变同样迎角对应的升力系数小，使起飞和着陆速度提高。 两侧机翼翼型不对称使飞机倾钭，操纵困难。 破坏翼型临界迎角减小，使飞机过早出现失速

24、。,机翼除冰,2.6 高速飞行的一些特点,2.6.1 空气的可压缩性和飞行马赫数 1.空气的可压缩性 空气是可压缩的流体。 所谓的可压缩性是指一定量的空气在压力或温度变化时，其体积和密度发生变化的特性。 音速是表示介质可压缩性大小的一个指标： 音速越大，可压缩性越小 a：音速；T：绝对温度 大气中各处的可压缩性是不同的,低速飞行时，由于速度变化带来的压力变化很小，空气的可压缩性表现得不明显。为了简化起见，可以认为空气是不可压缩的，即= 常数。 随着飞行速度的不断提高，空气的压缩性逐渐明显地表现出来，特别是高速飞行时，空气的可压缩性引起了空气流动规律的一些本质性的变化，必须考虑空气的可压缩性。

25、由此可见，空气的可压缩性是造成高速飞行不同于低速飞行的主要原因。,2.飞机飞行的马赫数 在飞机飞行中， 空气所表现出来的可压缩程度：飞机的飞行速度（空速）、飞机飞行当地的音速。 飞行速度大小表明飞机飞行时，造成空气局部压力变化的大小 音速的大小则表示了飞行当地空气被压缩的难易程度。 马赫数Ma v：飞机相对气流的速度；a：当地音速 Ma 数越大说明空气的可压缩性表现得越明显，对飞行的影响就越大。,2.6.2 气流流动的加速、减速特性,低速下，近似地= 常数；高速下， 变化较大。 随着Ma 数的增大，空气密度减小的百分数越来越大。 为了保持质量流量不变，流管的截面面积、必须加大， 也就是超音速气

26、流是通过流管扩张来加速的。,拉瓦尔喷管 管道先收缩使亚音速气流加速，当达到音速（M=l）时管道再扩张，使气流膨胀速度增加，压强下降，得到超音速气流。,2. 6.3 激波、波阻和膨胀波,1.激波和波阻 a、b：只要时间足够长，周围的空气都会受到扰动。通过一个个波面，空气的参数会连续不断地发生微小的变化。这就使飞机前方的空气对飞机的到来有预知，并对自己的状态进行了调整。 马赫锥,c、d：当飞机以很大的速度撞击到前面完全平静的、对飞机的到来毫无“预知”的空气上时，对空气产生了强烈的压缩，就会在机头前面形成一层薄薄的、稠密的空气窟，这就是在机头形成的激波。,气流通过激波后的变化： 速度下降，温度、压力

27、、密度上升。 通过激波后，空气的温度上升，说明空气的部分能量不可逆转地变为热能，能量的损失说明气流通过激波时受到了阻力，这个阻力就叫做被阻。,激波角 正激波 波阻最大 超音速气流转变为亚音速气流 斜激波 波阻略小 超音速气流可能减速为亚音速气流，也可能仍为超音速气流。 激波形状,2.膨胀波 流管变粗，气流的速度要加快，压力下降。 弱扰动波 超音速气流是通过激波压缩减速，通过膨胀波膨胀加速的。,2.6.4 临界马赫数和临界速度,局部马赫数 当飞机飞行速度还没有达到飞行高度的音速时，也就是飞行马赫数小于1 时，该点处的局部气流速度就可能达到了该处的局部音速，局部马赫数达到了1 ，形成了等音速点。

28、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。,2.6.5 局部激波和激波分离,局部激波 到达临界速度，形成等音速点； 最低压力点后，机翼厚度减小，形成扩张流管，气流加速； 形成局部超音速区，产生正激波； 气流通过正激波，减速成为亚音速气流，流速下降，压力、密度和温度上升。,激波分离 由于局部激波后面亚音速气流的压力高于激波前面超音速气流的压力，形成了很大的逆压梯度，引起了附面层的分离，这就叫做激波诱导附面层分离。 附面层分离会在机翼后部生成涡流区，增大压差阻力。 飞行速度超过临界速度 激波波阻 激波激波诱导附面层分离压差阻力,2.6.6 亚音速、跨音速和超音速飞行以及

29、气动力系数的变化,1.亚音速、跨音速和超音速飞行 图a：较低飞行速度 图b：当Ma =0.72 时，翼型上表面首次出现了等音速点，这个翼型的临界马赫数Ma临=0.72。,图c：当Ma= 0. 77 时，在翼型上表面首次出现了局部超音速区和局部激波，激波分离也可能在这时出现。 随着Ma 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。 图d：当Ma =0. 82时，下翼面开始出现局部激波。,图e：随着Ma 数的继续提高，翼型表面的超音速区继续扩大 图f：Ma = 1.05，局部激波移到了翼型的后缘，在翼型的前缘形成了脱体正激波，这时，只有在正激波的后面有一块亚音速区， 其他流场

30、已全部变成超音速了。 大约在Ma = 1. 3 时，就可以认为气流在翼型表面全部都是超音速流动了,亚音速、跨音速和超音速飞行： （1）亚音速：MaMa临，流过机翼表面的流场为亚音速流场，低亚音速范围内可不考虑空气的压缩性影响，而在高亚音速范围内则必须进行压缩性的修正和解决提高临界马赫数的问题。 （2）跨音速： Ma临Ma1.3，流过机翼表面的流场既有亚音速也有超音速流场。关键的向题是克服音障。它的气动力系数在飞行过程中会出现上下波动的现象，除造成阻力突增难于加速外，还会出现使飞机难以控制的情况音障。 （3）超音速：Ma 1.3，流过机翼表面的流场为超音速流场。对这种飞机重点解决的问题是：减小波

31、阻和空气动力加热问题。,2. 随着飞行Ma 数的提高， 气动力系数的变化 CL：当翼型上翼面出现局部超音速区时，局部超音速区气流压力的下降使升力系数上升， 但当下翼面也出现了局部超音速区时， 上下翼面压力差大大减小，升力系数随之下降。 CD：机翼表面出现局部激波后，不但阻滞气流流动造成激波损失，而且还会诱导附丽层分离产生附加的压差阻力，这就使得跨音速撒波的阻力大大增加了，也就导致了阻力系数迅速增大。 焦点位置：,焦点位置：当飞行马赫数超过临界马赫数之后，随着飞行马赫数的继续提高，局部超音速区逐渐扩大，局部激波的移动以及附面层的分离也使焦点的位置发生前后的移动。 当Ma Ma临开始，随着Ma 数

32、的提高，焦点的位置先是略向后移，然后向前移，最后又再次向后移， 移到50% 附近就基本保持不动了。,激波失速 当飞行马赫数超过临界马赫数之后，升力迅速下降，阻力迅速增大，造成失速。这种失速称为激波失速。 激波失速与大迎角失速区别 原因 出现时机,3.音障 MaMa临后，翼型的空气动力特性出现复杂的变化： 阻力突然增大，飞机难以加速 自动俯冲 局部激波向后移动引起 飞机抖振 局部激波与附面层相互干扰，不仅一起附面层分离，而且令局部激波前后跳动，引起机翼抖振 飞机操纵面嗡鸣 局部激波引起附面层分离，气流作用在操纵面上引起高频振动,飞机操纵面效率下降 操纵舵面偏转难以影响局部激波前部的气流，使得舵面

33、偏转产生的升力增量和操纵力矩大大下降。 飞机的自动横滚 左右翼面上产生的局部超音速区有先后之差，就会产生滚转力矩，引起飞机横滚。 即使加大亚音速飞机发动机的功率或推力，也不可能克服这些现象进行跨音速飞行。这些现象也就是所谓的“音障”。,2.6.7 高速飞机气动外形的特点,为了提高亚音速飞机的飞行速度，就必须提高飞机的临界马赫数，使飞机的飞行速度尽量向音速靠近，这种飞机就称为高亚音速飞机。 波音787、A380的巡航速率 0.85Ma,高速飞机气动外形变化的主要目的就是提高临界马赫数、改善飞机的跨音速空气动力特性和减小波阻。 协和 巡航速率2.04Ma,1. 采用薄翼型,薄翼型 高速飞机采用相对

34、厚度比较小（较扁平）、最大厚度点位置向后移（ 大约为50% ）的薄翼型。 低速翼型 厚度、弯度较大，对气流加速作用明显，在低速下也能获得较大的升力系数。,高速翼型 飞行速度快，无需较大的升力系数；而是要提高临界马赫数和减小波阻。 亚音速下：翼型的相对厚度小上翼面的气流加速缓慢速度增量就越小提高飞机的临界马赫数和飞机的最大平飞速度 进入跨音速飞行后：翼型的相对厚度小迎风面积小尽量减少产生正激波和脱体激波激波波阻较小,高亚音速常用层流翼型 前缘半径比较小，最大厚度的位置署在后， 约为40% -50% ， 上翼面气流加速比较缓慢， 压力分布比较平坦，有利于提高临界马赫数。,有效提高临界马赫数、跨音速区域空气动力特