4+高速空气动力学基础资料

第十章 第 页,*,单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,第十章,高速空气动力学基础,本章主要内容,10.1 高速气流特性,10.2,翼型的亚跨音速气动特性,10.3,后掠翼的高速升阻力特性,第十章 第 页,2,10.1 高速气流特性,飞行原理/CAFUC,10.1.1 空气的压缩性,空气的压缩性是空气的压力、温度等条件改变而引起密度变化的属性。,低速飞行,(,马赫数,M,0.4),空气密度随速度增加而减小,第十章 第 页,4,空气压缩性与音速的关系,扰动在空气中的传播速度就是音速。,音速的定义,第十章 第 页,5,空气压缩性与音速a的关系,海里/小时,公里/小时,音速与传输介质的可压缩性相关，在空气中，音速大小唯一取决于空气的温度，温度越低，空气越易压缩，音速越小。,第十章 第 页,6,亚音速、等音速和超音速的扰动传播,第十章 第 页,7,空气压缩性与马赫数,M,的关系,M,数越大，空气被压缩得越厉害。,马赫数,M,是真速（TAS）与音速之比。,分为飞行马赫数和局部马赫数，前者是飞行真速与飞行高度音速之比，后者是局部真速与局部音速之比（如翼型上表面某点的局部马赫数）。,低速飞行,(,马赫数,M,0.4),必须考虑空气压缩性的影响,第十章 第 页,8,气流速度与流管截面积的关系,由连续性定理，在同一流管内,速度增加，空气密度减小。,在亚音速时，,密度的减小量小于速度的增加量,，故加速时要求截面积减小。流量一定，流速快则截面积减小；流速慢则截面积增大。,在亚音速气流中,流管截面积随流速的变化,第十章 第 页,9,因此，M1时，流管扩张，流速增加，流管收缩，流速减小。,在超音速时，,密度的减小量大于速度的增加量,，故加速时要求截面积增大。,由连续性定理，在同一流管内,速度增加，空气密度减小。,气流速度与流管截面积的关系,在超音速气流中,流管截面积随流速的变化,第十章 第 页,10,气流M数,0.2,0.4,0.6,0.8,1.0,1.2,1.4,1.6,流速增加的百分比,1%,1%,1%,1%,1%,1%,1%,1%,密度变化的百分比,-0.04%,-0.16%,-0.36%,-0.64%,-1%,-1.44%,-1.96%,-2.56%,截面积变化的百分比,-0.96%,-0.84%,-0.64%,-0.36%,0,0.44%,0.96%,1.65%,速度、密度和截面积在不同M数下的变化值,第十章 第 页,11,超音速气流的获得,要想获得超音速气流，截面积应该先减后增。,第十章 第 页,12,The Tailpipe of Space Shuttle,第十章 第 页,13,本章主要内容,10.1 高速气流特性,10.2,翼型的亚跨音速气动特性,10.3,后掠翼的高速升阻力特性,第十章 第 页,14,10.2 翼型的亚跨音速气动特性,飞行原理/CAFUC,10.2.1 翼型的亚音速空气动力特性,亚音速的定义,飞行M数大于0.4,流场内各点的M数都小于1。,考虑空气密度随速度的变化，则翼型压力系数基本按同一系数放大，体现出,“吸处更吸，压处更压”,的特点。因此，升力系数增大，逆压梯度增大，压力中心前移,临界迎角减小，阻力系数基本不变。,翼型的亚音速空气动力特性,第十章 第 页,16,飞行,M,数增大,升力系数和升力系数斜率增大,飞行,M,数增大，最大升力系数和临界迎角减小,翼型的亚音速升力特性,第十章 第 页,17,翼型的亚音速阻力特性,翼型的阻力系数基本不随飞行数变化。,翼型的压力中心位置的变化,翼型的压力中心位置基本保持不变。,第十章 第 页,18,10.2.2 翼型的跨音速空气动力特性,机翼上表面流速大于飞行速度，因此当飞行,M,数小于1时，机翼上表面最低压力点的速度就已达到了该点的局部音速(此点称为等音速点)。此时的飞行M数称为临界马赫数,M,CRIT,。,跨音速是指飞行速度没达到音速，但机翼表面局部已经出现超音速气流并伴随有激波的产生。,临界马赫数,M,CRIT,M,CRIT,是机翼空气动力即将发生显著变化的标志。,第十章 第 页,19,临界马赫数,M,CRIT,第十章 第 页,20,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,第十章 第 页,21,局部激波的发展,第十章 第 页,22,局部激波的发展,第十章 第 页,23,局部激波的形成与发展,大于,M,CRIT,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，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。,第十章 第 页,24,激波实例,第十章 第 页,25,激波实例,第十章 第 页,26,激波实例,第十章 第 页,27,激波实例,第十章 第 页,28,翼型的跨音速升力特性,考虑空气压缩性，上表面密度下降更多，产生附加吸力,升力系数,C,L,增加，且由于出现超音速区，压力更小，附加吸力更大；,下翼面出现超音速区，且后移较上翼面快，下翼面产生较大附加吸力，,C,L,减小；,下翼面扩大到后缘，而上翼面超音速区还能后缘，上下翼面的附加压力差增大，,C,L,增加。,升力系数随飞行数的变化,临界M数，机翼上表面达到音速,下表面达到音速,下表面激波移至后缘,上表面激波移至后缘,第十章 第 页,29,最大升力系数和临界迎角随飞行数的变化,当激波增强到一定程度，阻力系数急剧增大,升力系数迅速减小,这种现象称为激波失速。随着飞行,M,数的增加,飞机将在更小的迎角下开始出现激波失速,导致临界迎角和最大升力系数的继续降低。,第十章 第 页,30,翼型的跨音速阻力特性,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。,波阻的产生,第十章 第 页,31,翼型阻力系数随数的变化,超过临界马赫数后，波阻急剧增大导致阻力系数急剧增加的马赫数，称为阻力发散马赫数。,第十章 第 页,32,膨胀波,激波,翼型的超音速升力特性,在超音速阶段,M,增加，上翼面膨胀波后斜，弱扰动边界与波前气流的夹角,减小,，膨胀后的压力比 ,不变而,M,增加时降低得少；,M,增加，下翼面激波后斜，激波角,减小，下翼面压力比,不变而,M,增加时增加得少，总的效果使升力系数减小。,第十章 第 页,33,飞行马赫数大于1后，阻力系数会下降,但阻力会随着,M,数的增加而增加。,翼型的超音速阻力特性,第十章 第 页,34,M,数对飞机的失速迎角的影响,第十章 第 页,35,M,数对飞机的最大升力系数,C,Lmax,的影响,第十章 第 页,36,飞机在不同,M,数下的极曲线,第十章 第 页,37,本章主要内容,10.1 高速气流特性,10.2,翼型的亚跨音速气动特性,10.3,后掠翼的高速升阻力特性,第十章 第 页,38,10.3 后掠翼的高速升阻力特性,飞行原理/CAFUC,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,。,第十章 第 页,40,10.3.1 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,第十章 第 页,41,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,。,第十章 第 页,42,在气流向后的流动过程中，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。,第十章 第 页,43,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,第十章 第 页,44,后掠翼的翼根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。,第十章 第 页,45,后掠翼的翼根和翼尖效应对升力系数的影响,后掠翼各翼面的升力系数沿展向的分布,第十章 第 页,46,中小迎角下后掠翼的亚音速升阻力特性,同一迎角下,后掠翼的升力系数和升力线斜率比平直翼小,。,后掠翼对升力系数和升力线斜率的影响,第十章 第 页,47,升力线斜率和后掠角的变化,后掠角和展弦比对升力系数斜率的影响,第十章 第 页,48,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,第十章 第 页,49,后掠角失速的产生与发展,第十章 第 页,50,椭圆形机翼,矩形机翼,梯形机翼,后掠翼,机翼平面形状对失速的影响,第十章 第 页,51,后掠翼的临界迎角和最大升力系数比平直翼小,同平直机翼相比,后掠翼相同迎角下的升力系数更小,最大升力系数和临界迎角也较小。根本原因在于后掠翼的升力特性是由垂直于前缘的有效分速决定的。,第十章 第 页,52,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:,翼上表面翼刀,前缘翼刀,前缘翼下翼刀,前缘锯齿,涡流发生器,第十章 第 页,53,翼上表面翼刀,第十章 第 页,54,翼刀对后掠翼升力系数的影响,翼刀可以使全翼的升力系数增加，并改善翼尖失速,。,翼上表面翼刀,第十章 第 页,55,前缘翼刀,前缘翼下翼刀,第十章 第 页,56,前缘锯齿,第十章 第 页,57,涡流发生器,第十章 第 页,58,涡流发生器,第十章 第 页,59,10.3.2 后掠翼的跨音速升阻力特性,后掠翼的临界,M,数和局部激波系,后掠翼的速度分解,后掠翼的临界马赫数,M,CRIT,比相同剖面平直翼的,M,CRIT,大。后掠角越大,M,CRIT,越大。,这是高亚音速飞机采用后掠翼的主要原因。,临界马赫数,第十章 第 页,60,后掠翼的翼尖激波,后掠翼的后激波,第十章 第 页,61,后掠翼的前激波,后掠翼的外激波,第十章 第 页,62,后掠翼的升力系数随,M,数的变化,后掠翼的临界马赫数,M,CRIT,较大。,升力系数在跨音速阶段的增减幅度较小。,升力系数随飞行,M,数的变化比较平缓。,后掠角不同的后掠翼的升力系数随,M,数的变化,第十章 第 页,63,后掠翼的阻力系数随,M,数的变化,同平直机翼相比,后掠翼的,M,CRIT,和阻力发散马赫数更大,后掠翼的阻力系数在更大的,M,数下才开始急剧增加。,后掠翼的最大阻力系数出现得更晚而且更小。,阻力系数随,M,数的变化比较平缓。,第十章 第 页,64,厚弦比对,M,CRIT,的影响,同平直机翼相比,后掠翼的,M,CRIT,更大,;厚弦比越小,M,CRIT,越大。,第十章 第 页,65,本章小结,流管截面积和气流参数随流速（,M,数）的变化规律,激波的概念、成因和激波前后气流参数的变化规律,局部激波的形成和发展过程,临界,M,数的概念和物理意义,后掠翼翼尖失速的特点,后掠翼的升力特性,第十章 第 页,66,