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1、会计学1高速空气动力学基础资料高速空气动力学基础资料10.1 高速气流特性高速气流特性第2页/共66页第十章 第 页310.1.1 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3页/共66页第十章 第 页4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4页/共66页第十章 第 页5空气压缩性与音速空气压缩性与音速
2、a的关系的关系海里海里/小时小时公里公里/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。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5页/共66页第十章 第 页6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6页/共66页第十章 第 页7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（是真速（TAS）与音速之比。）与音速之比。分为飞行马赫数和局部马赫数，前者是飞行真
3、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）。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）。n 低速飞行低速飞行(马赫数马赫数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7页/共66页第十章 第 页8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，故加速时要求截面积减小。流量一定，
4、流速快则截面积减小；流速慢则截面积增大。，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8页/共66页第十章 第 页9 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，故加速时要求截面积增大。，故加速时要求截面积增大。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
5、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9页/共66页第十章 第 页10气流气流M数数0.20.40.60.81.01.21.41.6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%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10页/共66页第十章 第 页11超音速
6、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11页/共66页第十章 第 页12The Tailpipe of Space Shuttle第12页/共66页第十章 第 页13本章主要内容本章主要内容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第13页/共66页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14页/共66页第十章 第 页1510.2.1 翼型的亚音速空气动力特性
7、翼型的亚音速空气动力特性亚音速的定义亚音速的定义 飞行飞行M数大于数大于0.4,流场内各点的流场内各点的M数都小于数都小于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。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翼型的亚音速空气动力特性第15页/共66页第十章 第 页16I.飞行飞行M数增大数增大,升力系数和升升力
8、系数和升力系数斜率增力系数斜率增大大II.飞行飞行M数增大，数增大，最大升力系数最大升力系数和临界迎角减和临界迎角减小小翼型的亚音速升力特性翼型的亚音速升力特性第16页/共66页第十章 第 页17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。翼型的压力中心位置基本保持不变。第17页/共66页第十章 第 页1810.2.2 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
9、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点称为等音速点)。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音速气流并伴随有激波的产生。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。临界马赫数临界马赫数MCRITMCRIT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18页/共66页第十章 第 页19临界马赫数临界马赫数MCRIT第19页/共66页第十章 第 页
10、20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。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。I.局部激波的形成局部激波的形成第20页/共66页第十章 第 页21II.局部激波的发展局部激波的发展第21页/共66页第十章 第 页22II.局部激波的发展局部激波的发展第22页/共66
11、页第十章 第 页23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上下表面激波相继移至后缘。后缘。5.M数大于数大于1,出现头部激波。出现头部激波。第23页/共66页第十章 第 页24激波实例激波实例第24页/共66页第十章 第 页25激波实例激波实例第25页/共66页第十章 第 页26激波实例激波实例第
12、26页/共66页第十章 第 页27激波实例激波实例第27页/共66页第十章 第 页28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，上表面密度下降更多，产生附加吸力考虑空气压缩性，上表面密度下降更多，产生附加吸力,升力系数升力系数CL增加，且由于出现超音速区，压力更小，附加吸力更大；增加，且由于出现超音速区，压力更小，附加吸力更大；2.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，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，CL减小；减小；3.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，下翼面扩大到后缘，而上翼面超音速区
13、还能后缘，上下翼面的附加压力差增大，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28页/共66页第十章 第 页29II.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，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,升力系数迅速减小升力系数迅速减小,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,飞机将在更小的迎角下开始出现激波失速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。导致
14、临界迎角和最大升力系数的继续降低。第29页/共66页第十章 第 页30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倾斜从而在速度方向所附加产生的阻力。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。I.波阻的产生波阻的产生第30页/共66页第十章 第 页31II.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马赫数，称为阻力发散马赫数。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31页/共66页第十章 第 页32膨胀波
15、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增加，上翼面膨胀波后斜，弱扰动边界与波前气流的夹角增加，上翼面膨胀波后斜，弱扰动边界与波前气流的夹角 减小减小，膨胀后的压力比，膨胀后的压力比 不变而不变而M增加时降低得少；增加时降低得少；M增加，下翼面激波后斜，激波角增加，下翼面激波后斜，激波角 减小，下翼面压力比减小，下翼面压力比 不变而不变而M增加时增加得少，总的效果使升力系数减小。增加时增加得少，总的效果使升力系数减小。第32页/共66页第十章 第 页33 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
16、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33页/共66页第十章 第 页34M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34页/共66页第十章 第 页35M数对飞机的最大升力系数数对飞机的最大升力系数C CLmaxLmax的影响的影响第35页/共66页第十章 第 页36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36页/共66页第十章 第 页37本章主要内容本章主要内容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
17、/CAFUC第37页/共66页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38页/共66页第十章 第 页39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39页/共66页第十章 第 页4010.3.1 后掠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,马赫数马赫数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40页/共66页第十章 第 页41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
18、称气流经过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41页/共66页第十章 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。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。后掠翼的升力大小由垂直于前缘的有效分
19、速所决定。第42页/共66页第十章 第 页43翼根效应翼根效应 亚音速气流条件下，上翼面前段流管扩张变粗亚音速气流条件下，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。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。亚音速气流条件下，上翼面前段流管收缩变
20、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，流线左气流流过后掠翼时，流线左右偏移的分析右偏移的分析第43页/共66页第十章 第 页44后掠翼的翼根和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。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44页/共66页第十章 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的翼根和翼尖效应对升力系数的影响后掠翼各翼面后
21、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45页/共66页第十章 第 页46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,后掠翼的升力系数和升力线斜率比平直翼小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后掠翼对升力系数和升力线斜率的影响第46页/共66页第十章 第 页47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47页/共66页第十章 第 页48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，
22、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展向流动，使附面层在翼尖部位变厚，容易产生气流分离。，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。I.翼尖先失速翼尖先失速第48页/共66页第十章 第 页49后掠角失速的产生与发展后掠角失速的产生与发展第49页/共66页第十章 第 页50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
23、形状对失速的影响第50页/共66页第十章 第 页51II.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,后掠翼相同迎角下的升力系数更小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。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51页/共66页第十章 第 页52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
24、段:I.I.翼上表面翼翼上表面翼刀刀II.II.前缘翼刀前缘翼刀III.III.前缘翼下翼前缘翼下翼刀刀IV.前缘锯齿前缘锯齿V.涡流发生器涡流发生器第52页/共66页第十章 第 页53I.翼上表面翼刀翼上表面翼刀第53页/共66页第十章 第 页54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 翼刀可以使全翼的升力系数增加，并改善翼尖失速翼刀可以使全翼的升力系数增加，并改善翼尖失速。I.翼上表面翼刀翼上表面翼刀第54页/共66页第十章 第 页55II.前缘翼刀前缘翼刀III.前缘翼下翼刀前缘翼下翼刀第55页/共66页第十章 第 页56IV.前缘锯齿前缘锯齿第56页/共66页第十章 第
25、页57V.涡流发生器涡流发生器第57页/共66页第十章 第 页58V.涡流发生器涡流发生器第58页/共66页第十章 第 页5910.3.2 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比相同剖面平直翼的比相同剖面平直翼的MCRIT大。后掠角越大大。后掠角越大,MCRIT越大。越大。这是高亚音速飞机采用后掠翼的主要原因。这是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59页/共66页第十章 第 页60II.后掠翼的翼尖激波后掠翼的翼尖激波III
26、.后掠翼的后激波后掠翼的后激波第60页/共66页第十章 第 页61IV.后掠翼的前激波后掠翼的前激波V.后掠翼的外激波后掠翼的外激波第61页/共66页第十章 第 页62后掠翼的升力系数随后掠翼的升力系数随M数的变化数的变化I.后掠翼的临界马赫数后掠翼的临界马赫数MCRIT较大。较大。II.升力系数在跨音速阶段的增减幅度较小。升力系数在跨音速阶段的增减幅度较小。III.升力系数随飞行升力系数随飞行M数的变化比较平缓。数的变化比较平缓。后掠角不同的后掠角不同的后掠翼的升力后掠翼的升力系数随系数随M数的数的变化变化第62页/共66页第十章 第 页63后掠翼的阻力系数随后掠翼的阻力系数随M数的变化数的
27、变化I.同平直机翼相比同平直机翼相比,后掠后掠翼的翼的MCRIT和阻力发和阻力发散马赫数更大散马赫数更大,后掠翼后掠翼的阻力系数在更大的的阻力系数在更大的M数下才开始急剧增数下才开始急剧增加。加。II.后掠翼的最大阻力系后掠翼的最大阻力系数出现得更晚而且更数出现得更晚而且更小。小。III.阻力系数随阻力系数随M数的变数的变化比较平缓。化比较平缓。第63页/共66页第十章 第 页64厚弦比对厚弦比对MCRIT的影响的影响 同平直机翼相比同平直机翼相比,后掠翼的后掠翼的MCRIT更大更大;厚弦比越小厚弦比越小,MCRIT越大。越大。第64页/共66页第十章 第 页65本章小结本章小结飞行原理飞行原理/CAFUCn流管截面积和气流参数随流速（流管截面积和气流参数随流速（M数）的变化规律数）的变化规律n激波的概念、成因和激波前后气流参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n局部激波的形成和发展过程局部激波的形成和发展过程n临界临界M数的概念和物理意义数的概念和物理意义n后掠翼翼尖失速的特点后掠翼翼尖失速的特点n后掠翼的升力特性后掠翼的升力特性第65页/共66页第十章 第 页66感谢您的观看！感谢您的观看！第66页/共66页