第三章高速特性.ppt

1、第三章 高速飞行的基本特点,当飞机由低速飞行进入高速飞行，就会遇到某些激波、局部激波等与低速飞行截然不同的现象。这主要是高速飞行时，空气密度随飞行速度的变化而变化，使飞机空气动力发生了新的变化。这种变化，又是由于高速飞行中气流特性发生了显著变化所致。,第一节 高速气流特性,高速气动特性与低速气动特性不同，其根本原因是空气具有压缩性的缘故。 一、空气的压缩性 空气的体积是可以改变的。 空气由于压力，温度等条件改变而引起密度的变化叫做空气的压缩性。,二、影响空气压缩性的因素,飞行速度（飞行条件） 温度（空气本身性质）,1、飞行速度对空气压缩性的影响,在大速度情况下，气流速度变化引起空气密度的变化显

2、著增大，就会引起空气动力发生额外的变化，甚至引起空气动力规律的改变，这就是高速气体特性所以区别于低速气流根本点。,2、温度对空气压缩性的影响,空气本身温度越高，越不易被压缩。 这种现象是空气分子热运动影响的结果。温度越高，空气分子的整运动速度越大，在外界压力改变量相同的条件下，体积变化小，密度变化也较小、空气压缩性较少。气体温度越高，它抵抗外界压缩的能力越强，越难压缩。 空气密度是否容易变化，与温度有很大的关系。,三、音波、音速、马赫数,1、音波一一弱扰动波,由于空气具有可压缩的物理特性，当空气受扰动时会使空气的压力和密度发生了变化，就产生压力一升一降，密度一疏一密的扰动波，一个接着一个地向外

3、传播，这种扰动波是空气被压缩和膨胀交替变化的结果，因此，我们把这种空气不断反复发生扰动的弱扰动波称为音波。,2、音速（a）：弱扰动在静止空气中传播的速度叫做音速,音速约等于每小时1227公里或每秒341米。音速大小用字母a来表示。 1）音速的快慢，取决于传播的介质。 介质越难压缩，音速就越大。 2)音速的快慢，取决于空气温度变化。 空气的压缩性取决于空气温度，所以音速在空气中的快慢最终取决于空气温度。气温低时，空气容易压缩，不能快速挤压周围空气，音速慢。 3)音速的快慢，取决于高度的变化。 音速一般在1011公里以下，高度升高，音速下降。,3、马赫数(M数),全面衡量空气压缩量的大小，要同时考

4、虑飞行速度和音速两个因素，一般用气流速度和音速的比值来综合表达对空气压缩性的影响，这个比值称为马赫数(称M数)。 M=V/a,1855年马赫进维也纳大学学习物理和数学，于1860年获得博士学位。以后他进行一系列物理学方面的实验研究，如有关冲击波的研究。在心理学上他也取得了一些重大进展，如“马赫带”的发现等。,恩斯特马赫（Ernst Mach，18381916） 奥地利杰出的物理学家、心理学家和数学家， 同时又是一位伟大的哲学家。他促成了实证主义 向逻辑经验主义的过渡，形成了哲学史上著名的 马赫主义哲学。,他研究物体在气体中高速运动时，发现了激波。确定了以物速与声速的比值（即马赫数）为标准，来描

5、述物体的超声速运动。马赫效应、马赫波、马赫角等这些以马赫命名的术语，在空气动力学中广泛使用，这是马赫在力学上的历史性贡献。,20世纪物理学的两大杰出理论体系相对论和量子力学的建立，都是受马赫的启发和影响而完成的。,四、超音速气流的加速性,低速气流的气流特性是：流速要加快，流管势必变细。 超音速气流的气流特性是：流速要加快，流管必须变粗。,不论在高速还是低速气流，根据连续性原理，都满足质量守恒定律，即： V F = 常数,空气在亚音速气流中，密度的相对变化量较速度的相对变化量小，而在超音速气流中，密度的相对变化量较速度的变化量大。 在超音速时，密度的变化成了决定流管切面积变化的主要因素。因此，要

6、使速度增大，流管切面积必须扩大。,如果要产生超音速气流，必须采用先收缩后扩散的管子，这种管子叫拉瓦尔管。气流流经管子时，先在收敛段加速流动，在最小切面积处达到音速，然后经扩散段，流速继续增大而超过音速。,五、弱扰动波在气流中的传播,波面前后空气压力和密度等参数差别非常微小的叫弱扰动， 波面前后参数有显著差别的，叫强扰动。,1.扰动源不动 2.扰动源的速度小于音速 3.扰动源的速度等于音速 4.扰动源的速度大于音速,在研究声音传播时，往往假设声源是不动的，但实际上声源本身是可以运动的，再加上空气的运动，声音与空气（气流）之间的相对运动可分为：,半径为n*a的球状结构,锥顶角（马赫角）,弱扰动在亚

7、音速和超音速时的传播情况是不同的： 1、在亚音速时，在整个空间都能传播扰动；在超音速时，被扰动范围只在扰动锥内，扰动锥以外的气流不受扰动，M数越大，扰动锥锥角越小。 2、在亚音速时，扰动波可以逆气流向前传播，扰动源一路前进，所遇到都是被它扰动过的空气，因此扰动源不会和前面空气骤然相碰；在等音速或超音速气流中，扰动波不能逆气流向前传播，而只能传播到扰动源后边的一定范围，飞行速度越大，扰动波前进越困难。,第二节 激 波,一、什么是激波 飞机以超音速飞行时，沿途的空气来不及让开，物体与空气骤然相遇，空气突然遭受强烈压缩，形成一个强烈的扰动。（事先无影响） 扰动锥前后即受扰动空气与尚未受到扰动的空气之

8、间有一个压力、密度、温度等参数都相差很大的分界面，这个分界面叫激波。 激波是受到强烈压缩的一层薄薄的空气，其厚度仅有千分之一到万分之一毫米，由于空气受到强烈压缩，使激波前后空气的物理特性发生突变， 气流通过激波后，压力突然加大，密度、温度也都突然升高，气流速度却大为降低。,由于激波前后压力差相当大(例如，飞行速度为每小时1800公里，激波后面的压力会比激波所压力提高1.39大气压每平方米，将增大139000牛顿的空气压力)。 当飞机以超音速的速度掠空而过时，机头和机翼都会产生激波，使激波后面的空气压力增大很多，在激波经过瞬间，地面将所到象炸弹爆炸般的震动声，这就是通常所说的超音速“爆音”。,二

9、、激波的种类,激波分为正激波和斜激波。 波面与气流方向垂直的激波，叫正激波。 气流流过正激波，压力、密度和温度都突然引高，流速由超音速降为亚音速，但气流方向不变在同一M数下，正激波是最强的激波。,波面沿气流方向倾斜激波叫斜激波。空气通过斜激波，压力、密度、温度也要突然升高，但不象通过正激波那样强烈。流速降低，可能降为亚音速，也可能仍为超音速，通过斜激波后，气流方向要向外转折。,激波的形状往往与物体头部形状和飞行马赫数有密度关系，不同物体形状头部激波不同。 物体头部是方楞的的或园钝的，则由于对气流的阻滞作用很强，在物体前端通常产生脱体激波，产生强烈的正激波范围较大。 头部尖的物体，由于对气流的阻

10、滞作用较弱，在其前缘常产生附体激波，前缘越尖，气流受阻越小，激波变的越斜。,三、临界M数和飞机机翼局部激波,当飞机作亚音速飞行是，空气流经机翼上表面的凸起部分，由于流管变细，局部流速加快而大于飞行速度。局部流速加快又必然会引起局部压力降低，使局部音速减小，这样，随着飞行速度的增大。机翼上表面流管最细处(即亚音速最低压力点)的气流速度也相应增大，而且该点的音速则不断减小，于是就有可能在飞行速度仍然小于该飞行高度的音速(即飞行M数小于1)时，机翼表面最低压力点处的局部气流速度已等于局部音速。,1、飞机以超音速飞行时，在飞机上会产生激波。同样，飞机以亚音速飞行时，亦会在飞机上某些表面突出部分(如机翼

11、上表面)产生局部超音速区，此时空气动力特性将发生显著变化。 2、飞行M数小于临界M数，机翼表面各点的气流速度都低于音速，气流特性没有质的变化，而当飞行M数超过临界M数以后，机翼表面才有可能出现局部超音速气流，气流特性将显现出质的变化，所以临界M数的高低，可以用来说明飞机上出现局部超音透气流的标志。 3、从临界M数定义可以看出，临界M数只能小于1，不能等于或大于1。,四、机翼局部激波的形成,当飞行速度达到临界M数之后，由于在机翼表面最低压力点之后流管变粗，气流膨胀加速而出现局部超音速区。在局部超音速区内，压力不断降低，以致远低于大气压力。但是，在机翼后部的压力却接近于所在高度的大气压力，于是这种

12、前后压力差造成的反压力，必然以强压力波的形式，以超音速速度，从机翼表面后部逆气流向前传播，并稳定在波速等于气流速度的机翼表面某处形成气流速度突然降低，压力、温度和密度突然升高的分界面，这个分界面就叫做局部激波。,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。,局部激波的形成,局部激波的发展,局部激波的发展,局部激波的形成与发展,大于MCRIT后，上表面先产生激波。 随M数增加，上表面超音速区扩展，激波后移。 M数继续增加，下表面产生激波

13、，并较上表面先移至后缘。 M数接近1,上下表面激波相继移至后缘。 M数大于1,出现头部激波。,第三节 高速飞行中飞机的阻力,一、激波阻力 当M数超过临界马赫数以后，机翼表面会出现局部超音速区和局部激波，飞行M1后，机翼前缘可能出现头部激波，这时飞行阻力将明显增大。 由于激波的存在而产生的阻力叫做激波阻力。 1、总空气动力变化； 2、局部波阻力； 3、头部激波波阻。,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。,总空气动力的变化,局部波阻,超音速飞行中，机翼会产生头部波阻，气流通过头部激波后，压力升高，然后气流又通过机翼上下表面后，导致流速加快，压力下

14、降，最后通过尾部激波而离开后缘，在这种情况下，机翼前缘和前段上下表面压力都较高，而机翼中后段的上、下表面压力都较低，于是在机翼前后形成了一个较大的压力差，这个压力差就是阻碍飞机飞行的激波阻力。 跨音速和超音速所产生的波阻，实质上都是压差阻力。,头部波波阻,二、使用维护情况对波阻的影响,在高速飞机上，波阻是飞机阻力的主要组成部分。使用维护质量好坏，直接影响波阻的大小。 （一）表面不光洁引起临界M数降低和阻力增大,(二)飞机表面变形引起临界M数降低和波阻增大,第四节 高速飞机的空气动力外形特点,在高速飞行中，由于局部激波和波阻产生，会使飞机的性能变坏。因此，对高速飞机，主要是如何提高临界M数，而不

15、致过早的在机翼上产生局部激波和波阻。 为改善飞机高速性能可从两方面着手： 机翼切面形状 平面形状,一、高速飞机的翼型特点,为了提高临界M数，延缓局部激波的产生，在高速飞机上通常采用所谓高速翼型: 相对厚度小 对称或接近对称,高速翼型的相对弯度一般不超过2 最大厚度位置靠近翼弦中间 前缘曲率半径较小,相对厚度小 1）上下表面气流增速较缓和，最低压力点局部流速较小，提高临界M数，推迟局部激波的产生； 2）超音速区吸力小，向后倾斜的角度也小，沿翼弦向的压力分布较缓和，阻力系数明显降低。,最大厚度位置靠近翼弦中部 1）机翼上下表面前段的弯曲程度减小； 2）最大厚度位置向后移动时，临界M数增大。,二、高

16、速飞机机翼的平面形状,1、后掠翼的临界M数比平直机翼高,空气由前向后流向后掠翼，其流速(v)与机翼前缘不垂直，可以分解为垂直分量Vn（与前缘垂直）和平行分速与Vt（前缘平行) 后掠机翼的临界M数，总比同样翼型的平直机翼临界M数高，后掠角越大， Vn越小，临界M数越高。,后掠翼的高速升阻力特性,后掠翼与后掠角,后掠角是机翼弦长的连线与飞机横轴之间的夹角。,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。,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,对称气流经过后掠翼,可以将气流速度分解到垂直于机翼前缘和平行于机翼前缘。,在气流向后的流动过

17、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,后掠翼的升力大小由垂直于前缘的有效分速所决定。,翼根效应,亚音速气流条件下，上翼面前段流管扩张变粗,流速减慢，压强升高，吸力降低；后段流管收缩变细,流速加快，压强减小,吸力有所增加。流管最细的位置后移，最低压力点向后移动。,翼尖效应,亚音速气流条件下，上翼面前段流管收缩变细，流速加快，压强降低，吸力变大；在后段，流管扩张，流速减慢，压强升高，吸力减小。流管最细位置前移，最低压力点向前移动。,气流流过后掠翼时，流线左右偏移的分析,后掠翼的翼根

18、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。,2、后掠翼的阻力系数小,Vn所引起阻力Xn，其方向与Vn一致（垂直前缘）。阻碍飞机前进的阻力应与飞行方向平行，需Xn将分解后才是飞机的阻力。,3、升力系数和阻力系数随M数变化较为缓和,3、升力系数和阻力系数随M数变化较为缓和,3、升力系数和阻力系数随M数变化较为缓和,后掠翼在大迎角下的失速特性,原因： 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。 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,后掠角失速的产生与发展,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: