亚音速、跨音速和超音速飞行以及气动力系数的变化

1、3.6.6 亚音速、跨音速和超音速飞行以及气动力系数的变化 1亚音速、跨音速和超音速飞行 图3-40所示为随着飞行马赫数的提高，机翼翼表面上激波变化的情况，从图中可以看出，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。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。当Ma=0.82时，下翼面开始出现局部激波。随着Ma数的继续提高，翼型表面的超音速区继续扩大，直到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，

2、只有在正激波的后面有一块亚音速区，其他流场已全部变成超音速了。如果继续提高Ma数，亚音速区会进一步缩小，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。图3-40 随着马赫数Ma的增加，激波逐渐产生（1）亚音速飞行：在飞行MaMa临（一般为0.7左右） 时，气流流过机翼表面的流场全部都是亚音速流场，在这个范围内，飞机的飞行是亚音速飞行。 （2）跨音速飞行：在飞行Ma>Ma临 ,在机翼表面出现了局部超音速区和局部激波后，直到机翼流场全部称为超音速流场之前（Ma临<Ma1.3），这个范围内飞机的飞行是跨音速飞行。飞机进行跨音速飞行时，机翼表面的流场既有亚音速流场又有

3、超音速流场。 （3）超音速飞行：到飞行Ma>1.3 以后，机翼表面的流场全部成为超音速流场，飞机的飞行就是超音速飞行了。 2.随着飞行Ma数的提高，气动力系数的变化 随着飞行飞行Ma数的提高，翼型表面的流场发生着剧烈的变化，翼型的空气动力也着发生变化。图2-41所示为升力系数CL、阻力系数CD以及交点位置随着Ma数提高而变化的情况。从图中可以看到，从Ma>Ma临 开始，随着Ma数的提高，交点的我位置约为25%左右，并基本保持不变。从Ma>Ma临 开始，随着Ma数的提高，交点的位置现是略向后移，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。图3-41 翼型的

4、空气动力特性随来流马赫数的变化（a）CL Ma临曲线；（b）CD Ma曲线；（C） Ma曲线翼型空气动力的变化是与翼型表面流场的变化密切相关的。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，但当下翼面压力差大大减小，升力系数也就随之下降了。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，而且还会诱导附面层分离产生附加的压差阻力，这就使得跨音速激波的阻力大大增加了，也就导致了阻力系数迅速增大。 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，出现了激波诱导的附面层分离。飞行阻力中不但有激波阻力还有由于附面层分离产生了较大的压差阻力。这时，升力迅速下降，

5、阻力迅速增大。飞机的这种失速现象叫做激波失速。激波失速和前面讲过的大迎角失速的区别在于：产生的原因和出现的时机都不同。飞机大迎角失速是由于迎角过大（达到临界速度迎角）造成的，出现在大迎角飞行时；飞机的激波失速是由于飞行速度过大（超过临界速度）造成的，出现在大速度飞行时。 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是焦点的位置发生前后的移动。 3. 音障 正是因为在Ma>Ma临 后，翼型的空气动力特征出现了如此复杂的变化，使得亚音速飞机一旦飞行马赫数接近临界马赫数，除了阻力突然增大使飞机难以加速外，还会出现飞机自动低头俯冲，飞机抖振、操纵效率下降和自动横滚等现象，使飞机失去控制，甚至会造成严重的飞行事故。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。这些现象就是所谓的“音障”。为了飞行安全，亚音速飞机的飞行仪表上都有临界马赫数的指示。驾驶员要随时注意飞行速度，防止飞行马赫数接近临界马赫数，以保证飞行的安全。 音障现象的出现使人们认识到：由于空气的压缩性，按照低速空气动力学原理设计的