高速空气的动力学

1、飞行原理飞行原理/CAFUC 第十章第十章 高速空气动力学基础高速空气动力学基础 第十章第十章 第第 页页2 本章主要内容本章主要内容 10.1 高速气流特性高速气流特性 10.2 翼型的亚跨音速气动特性翼型的亚跨音速气动特性 10.3 后掠翼的高速升阻力特性后掠翼的高速升阻力特性 飞行原理飞行原理/CAFUC 飞行原理飞行原理/CAFUC 10.1 高速气流特性高速气流特性 第十章第十章 第第 页页4 10.1.1 空气的压缩性空气的压缩性 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。起密度变化的属性。 n 低速飞行低速飞行(马

2、赫数马赫数M0.4) 空气密度随速度增加而减小空气密度随速度增加而减小 第十章第十章 第第 页页5 空气压缩性与音速的关系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。扰动在空气中的传播速度就是音速。 音速的定义音速的定义 第十章第十章 第第 页页6 空气压缩性与音速空气压缩性与音速a的关系的关系 d dp a 27339ta海里海里/小时小时 2731 .20ta公里公里/小时小时 音速与传输介质的可压缩性相关，在空气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。越低，空气越易压缩，

3、音速越小。 第十章第十章 第第 页页7 亚音速、等音速和超音速的扰动传播亚音速、等音速和超音速的扰动传播 第十章第十章 第第 页页8 空气压缩性与马赫数空气压缩性与马赫数M的关系的关系 a TAS M M数越大，空气被压缩得越厉害。数越大，空气被压缩得越厉害。 马赫数马赫数M是真速与音速之比。是真速与音速之比。分为飞行马赫数和局部马赫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）。与局部音速之比（如翼型上表面某点的局部马赫数）。 n 低速飞行低速飞行(马赫数马赫数

4、M0.4) 必须考虑空气压缩性的影响必须考虑空气压缩性的影响 第十章第十章 第第 页页9 气流速度与流管截面积的关系气流速度与流管截面积的关系 由连续性定理，在同一流管内由连续性定理，在同一流管内 constVA 速度增加，空气密度减小。速度增加，空气密度减小。 在亚音速时，在亚音速时，密度的减小量小于速度的增加量密度的减小量小于速度的增加量，故加速时要求，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。增大。 在亚音速气流在亚音速气流 中中,流管截面积流管截面积 随流速的变化随流速的变化 第十章第十章 第第

5、 页页10 因此，因此，M1时，流管扩张，流速增加，流管收缩，流速减小。时，流管扩张，流速增加，流管收缩，流速减小。 在超音速时，在超音速时，密度的减小量大于速度的增加量密度的减小量大于速度的增加量，故加速时要求，故加速时要求 截面积增大。截面积增大。 由连续性定理，在同一流管内由连续性定理，在同一流管内 constVA 速度增加，空气密度减小。速度增加，空气密度减小。 气流速度与流管截面积的关系气流速度与流管截面积的关系 在超音速气流在超音速气流 中中,流管截面积流管截面积 随流速的变化随流速的变化 第十章第十章 第第 页页11 气流气流M数数0.20.40.60.81.01.21.41.6

6、 流速增加的百流速增加的百 分比分比 1%1% 1%1%1%1%1%1% 密度变化的百密度变化的百 分比分比-0.04%-0.16%-0.36%-0.64%-1%-1.44%-1.96%-2.56% 截面积变化的截面积变化的 百分比百分比-0.96%-0.84%-0.64%-0.36%00.44%0.96%1.65% VV / / AA/ 速度、密度和截面积在不同速度、密度和截面积在不同M数下的变化值数下的变化值 第十章第十章 第第 页页12 超音速气流的获得超音速气流的获得 要想获得超音速气流，截面积应该先减后增。要想获得超音速气流，截面积应该先减后增。 第十章第十章 第第 页页13 The

7、 Tailpipe of Space Shuttle 第十章第十章 第第 页页14 本章主要内容本章主要内容 10.1 高速气流特性高速气流特性 10.2 翼型的亚跨音速气动特性翼型的亚跨音速气动特性 10.3 后掠翼的高速升阻力特性后掠翼的高速升阻力特性 飞行原理飞行原理/CAFUC 飞行原理飞行原理/CAFUC 10.2 翼型的亚跨音速气动特性翼型的亚跨音速气动特性 第十章第十章 第第 页页16 翼型的亚音速阻力特性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的变化 翼型的压力中心位置基本保持不变。翼

8、型的压力中心位置基本保持不变。 第十章第十章 第第 页页17 10.2.2 翼型的跨音速空气动力特性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，因此当飞行机翼上表面流速大于飞行速度，因此当飞行M数小于数小于1时，机时，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(此点称为此点称为 等音速点等音速点)。此时的飞行。此时的飞行M数称为临界马赫数数称为临界马赫数MCRIT 。 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。音速气流并伴随有激波的

9、产生。 临界马赫数临界马赫数MCRIT MCRIT是机翼空气动力即将发生显著变化的标志。是机翼空气动力即将发生显著变化的标志。 第十章第十章 第第 页页18 临界马赫数临界马赫数MCRIT 第十章第十章 第第 页页19 局部激波的形成和发展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

10、 的界面，即激波。的界面，即激波。 I. 局部激波的形成局部激波的形成 第十章第十章 第第 页页20 II.局部激波的发展局部激波的发展 第十章第十章 第第 页页21 II.局部激波的发展局部激波的发展 第十章第十章 第第 页页22 局部激波的形成与发展局部激波的形成与发展 1. 大于大于MCRIT后，上表面先产生激波。后，上表面先产生激波。 2. 随随M数增加，上表面超音速区扩展，数增加，上表面超音速区扩展， 激波后移。激波后移。 3. M数继续增加，下表面产生激波，数继续增加，下表面产生激波， 并较上表面先移至后缘。并较上表面先移至后缘。 4. M数接近数接近1,上下表面激波相继移至后上下

11、表面激波相继移至后 缘。缘。 5. M数大于数大于1,出现头部激波。出现头部激波。 激波的视频激波的视频 第十章第十章 第第 页页23 激波实例激波实例 第十章第十章 第第 页页24 激波实例激波实例 第十章第十章 第第 页页25 激波实例激波实例 第十章第十章 第第 页页26 激波实例激波实例 第十章第十章 第第 页页27 翼型的跨音速升力特性翼型的跨音速升力特性 1. 考虑空气压缩性，上表面密考虑空气压缩性，上表面密 度下降更多，产生附加吸力度下降更多，产生附加吸力,升升 力系数力系数CL增加，且由于出现超音增加，且由于出现超音 速区，压力更小，附加吸力更大；速区，压力更小，附加吸力更大；

12、 2. 下翼面出现超音速区，且后下翼面出现超音速区，且后 移较上翼面快，下翼面产生较大移较上翼面快，下翼面产生较大 附加吸力，附加吸力，CL减小；减小； 3. 下翼面扩大到后缘，而上翼下翼面扩大到后缘，而上翼 面超音速区还能后缘，上下翼面面超音速区还能后缘，上下翼面 的附加压力差增大，的附加压力差增大，CL增加。增加。 I. 升力系数随飞行数的变化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 第十章第十章 第第 页页28 II.最大升力系数和临界迎角随飞行数的变化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

13、，阻力系数急剧增大当激波增强到一定程度，阻力系数急剧增大, ,升力系数迅速升力系数迅速 减小减小, ,这种现象称为激波失速。随着飞行这种现象称为激波失速。随着飞行M数的增加数的增加, ,飞机将在飞机将在 更小的迎角下开始出现激波失速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导致临界迎角和最大升力系 数的继续降低。数的继续降低。 第十章第十章 第第 页页29 翼型的跨音速阻力特性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。倾斜从而在速度方向所附加产生的阻力。 I

14、. 波阻的产生波阻的产生 第十章第十章 第第 页页30 II.翼型阻力系数随数的变化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。马赫数，称为阻力发散马赫数。 第十章第十章 第第 页页31 膨胀波膨胀波 激波激波 翼型的超音速升力特性翼型的超音速升力特性 在超音速阶段在超音速阶段,M增增 加，上翼面膨胀波后斜，加，上翼面膨胀波后斜， 弱扰动边界与波前气流弱扰动边界与波前气流 的夹角的夹角 减小减小，膨胀后，膨胀后 的压力比的压力比 不变而不变而M增增 加时降低得少；加时降低得少； M

15、增加，下翼面激增加，下翼面激 波后斜，激波角波后斜，激波角 减小，减小， 下翼面压力比下翼面压力比 不变而不变而M 增加时增加得少，总的增加时增加得少，总的 效果使升力系数减小。效果使升力系数减小。 第十章第十章 第第 页页32 飞行马赫数大于飞行马赫数大于1后，阻力系数会下降后，阻力系数会下降,但阻力会随着但阻力会随着 M数的增加而增加。数的增加而增加。 翼型的超音速阻力特性翼型的超音速阻力特性 第十章第十章 第第 页页33 M数对飞机的失速迎角的影响数对飞机的失速迎角的影响 第十章第十章 第第 页页34 M数对飞机的最大升力系数数对飞机的最大升力系数C CLmax Lmax的影响 的影响

16、第十章第十章 第第 页页35 飞机在不同飞机在不同M M数下的极曲线数下的极曲线 第十章第十章 第第 页页36 本章主要内容本章主要内容 10.1 高速气流特性高速气流特性 10.2 翼型的亚跨音速气动特性翼型的亚跨音速气动特性 10.3 后掠翼的高速升阻力特性后掠翼的高速升阻力特性 飞行原理飞行原理/CAFUC 飞行原理飞行原理/CAFUC 10.3 后掠翼的高速升阻力特性后掠翼的高速升阻力特性 第十章第十章 第第 页页38 后掠翼与后掠角后掠翼与后掠角 后掠角是机翼后掠角是机翼弦长的连弦长的连 线与飞机横轴之间的夹角线与飞机横轴之间的夹角。 第十章第十章 第第 页页39 10.3.1 后掠

17、翼的亚音速升阻力特性后掠翼的亚音速升阻力特性 对称气流经过直机翼时的对称气流经过直机翼时的M数变化数变化 气流经过直机翼后气流经过直机翼后, 马马 赫数赫数M会增加会增加。 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 第十章第十章 第第 页页40 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对称气流经过后掠翼,可可 以将气流速度分解到垂直以将气流速度分解到垂直 于机翼前缘和平行于机翼于机翼前缘和平行于机翼 前缘前缘。 第十章第十章 第第 页页41 在气流向后的流动过程中，在气流向后的流动过程中， 平行于前缘的气流分速不发平行于前缘的气流分速不发 生变化，而

18、垂直于前缘的有生变化，而垂直于前缘的有 效分速则发生先减速、后加效分速则发生先减速、后加 速、再减速的变化，导致总速、再减速的变化，导致总 的气流方向发生左右偏斜。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翼根效应和翼尖效应 后掠翼的升力大小由垂后掠翼的升力大小由垂 直于前缘的有效分速所决直于前缘的有效分速所决 定。定。 第十章第十章 第第 页页42 翼根效应翼根效应 亚音速气流条件下，上翼面前段流亚音速气流条件下，上翼面前段流 管扩张变粗管扩张变粗, ,流速减慢，压强升高，流速减慢，压强升高， 吸力降低；后段流管收缩变细吸力降低；后段流管收缩变细, ,流速流速 加快，压强减

19、小加快，压强减小, ,吸力有所增加。流吸力有所增加。流 管最细的位置后移，最低压力点向后管最细的位置后移，最低压力点向后 移动。移动。 翼尖效应翼尖效应 亚音速气流条件下，上翼面前段流亚音速气流条件下，上翼面前段流 管收缩变细，流速加快，压强降低，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。细位置前移，最低压力点向前移动。 气流流过后掠翼时，流线左气流流过后掠翼时，流线左 右偏移的分析右偏移的分析 第十章第十章 第第 页页43 后掠翼的翼根和

20、翼尖效应对升力的影响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。位的吸力峰增强，升力增加。 第十章第十章 第第 页页44 后掠翼的翼根和翼尖效应对升力系数的影响后掠翼的翼根和翼尖效应对升力系数的影响 后掠翼各翼面后掠翼各翼面 的升力系数沿的升力系数沿 展向的分布展向的分布 第十章第十章 第第 页页45 中小迎角下后掠翼的亚音速升阻力特性中小迎角下后掠翼的亚音速升阻力特性 同一迎角下同一迎角下, ,后掠翼的后掠翼的 升力系数和升力线斜率比升力系数和升力

21、线斜率比 平直翼小平直翼小。 后掠翼对升力系数和升力线斜率的影响后掠翼对升力系数和升力线斜率的影响 第十章第十章 第第 页页46 升力线斜率和升力线斜率和 后掠角的变化后掠角的变化 后掠角和展弦比对升力系数斜率的影响后掠角和展弦比对升力系数斜率的影响 第十章第十章 第第 页页47 后掠翼在大迎角下的失速特性后掠翼在大迎角下的失速特性 原因：原因： 翼根效应和翼尖效应，使机翼上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表面翼根部位压力大于翼尖部位压 力，压力差促使气流力，压力差促使气流展向流动展向流动，使，使 附面层在翼尖部位变厚，容易产生附面层在翼尖部位变厚，容易产生 气流分

22、离。气流分离。 翼尖效应使翼尖部位上表面吸力翼尖效应使翼尖部位上表面吸力 峰增强，逆压梯度增加，容易气流峰增强，逆压梯度增加，容易气流 分离。分离。 I. 翼尖先失速翼尖先失速 第十章第十章 第第 页页48 后掠角失速的产生与发展后掠角失速的产生与发展 第十章第十章 第第 页页49 椭圆形机翼椭圆形机翼 矩形机翼矩形机翼 梯形机翼梯形机翼 后掠翼后掠翼 机翼平面形状对失速的影响机翼平面形状对失速的影响 第十章第十章 第第 页页50 II.后掠翼的临界迎角和最大升力系数比平直翼小后掠翼的临界迎角和最大升力系数比平直翼小 同平直机翼相比同平直机翼相比, ,后掠后掠 翼相同迎角下的升力系翼相同迎角下

23、的升力系 数更小数更小, ,最大升力系数和最大升力系数和 临界迎角也较小。根本临界迎角也较小。根本 原因在于后掠翼的升力原因在于后掠翼的升力 特性是由垂直于前缘的特性是由垂直于前缘的 有效分速决定的。有效分速决定的。 第十章第十章 第第 页页51 后掠翼飞机改善翼尖先失速的措施后掠翼飞机改善翼尖先失速的措施 主要方法主要方法: : 阻止气流在机翼上表面的展向流动阻止气流在机翼上表面的展向流动 主要手段主要手段: : I.I.翼上表面翼刀翼上表面翼刀 II.II.前缘翼刀前缘翼刀 III.III.前缘翼下翼刀前缘翼下翼刀 IV.前缘锯齿前缘锯齿 V.涡流发生器涡流发生器 第十章第十章 第第 页页

24、52 I. 翼上表面翼刀翼上表面翼刀 第十章第十章 第第 页页53 翼刀对后掠翼翼刀对后掠翼 升力系数的影升力系数的影 响响 翼刀可以使全翼翼刀可以使全翼 的升力系数增加，的升力系数增加， 并改善翼尖失速并改善翼尖失速。 I. 翼上表面翼刀翼上表面翼刀 第十章第十章 第第 页页54 II.前缘翼刀前缘翼刀 III.前缘翼下翼刀前缘翼下翼刀 第十章第十章 第第 页页55 IV. 前缘锯齿前缘锯齿 第十章第十章 第第 页页56 V.涡流发生器涡流发生器 第十章第十章 第第 页页57 V.涡流发生器涡流发生器 第十章第十章 第第 页页58 10.3.2 后掠翼的跨音速升阻力特性后掠翼的跨音速升阻力特性 后掠翼的临界后掠翼的临界M数和局部激波系数和局部激波系 后掠翼的速度后掠翼的速度 分解分解 后掠翼的临界马赫数后掠翼的临界马赫数MCRIT比相同剖面平直比相同剖面平直 翼的翼的MCRIT大。后掠角越大大。后掠角越大, ,MCRIT越大。越大。这是这是 高亚音速飞机采用后掠翼的主要原因。高亚音速飞机采用后掠翼的主要原因。 I. 临界马赫数临界马赫数 第十章第十章 第第 页页59 II. 后掠翼的