1、飞行原理/CAFUC,第十章,高速空气动力学基础,第十章 第 页,2,协和“Concorde”超音速客机,第十章 第 页,3,第十章 第 页,4,翼展：25.56米机长：62.10米机高：11.40米,客舱长度：39.32米客舱宽度：2.63米客舱高度：1.96米,空重：78.7吨最大起飞重量:186吨最大商载：12.7吨最大巡航速度：M2.04最大燃油航程：6580公里最大载重航程：5110公里,起飞距离：3410米着陆距离：2220米起飞噪音：119.5分贝进场噪音：116.7分贝 发动机：4台奥林帕斯593 Mk610涡喷发动机,第十章 第 页,5,2000年“协和”空难,第十章 第 页
2、,6,This piece was not identified as part of the Concorde.,事故原因,第十章 第 页,7,事故原因,第十章 第 页,8,经济性差。由于耗油率过高，载客量偏小，成本高，协和号的票价非常昂贵大多数乘客望而却步。航程短。协和号的航程仅为5110千米，只能勉强飞越大西洋，这一航程无法发挥超音速飞机的优势。特别是在太平洋航线上，协和号难以发挥作用。噪音污染严重。协和式由于音爆水平高，所以被限制不得在大陆上空进行超音速飞行。噪音可以说是协和商业失败的关键性因素。,“协和”的三大弱点:,第十章 第 页,9,第十章 第 页,10,本章主要内容,10.1
3、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,飞行原理/CAFUC,飞行原理/CAFUC,10.1 高速气流特性,第十章 第 页,12,10.1.1 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 空气密度基本不随速度而变化 高速飞行 空气密度随速度增加而减小,密度的变化量，取决于飞行速度（外因）相对于音速（内因）的大小。,第十章 第 页,13,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,14,空气压缩性与音速a的关系,公里/小时,1、音速与传输介质的可压缩性相关，在相同压力变化量
4、的作用下，如果音速小，则表明空气越容易压缩(音速与传输介质的可压缩性有关)； 2、在空气中，音速大小只取决于空气的温度，温度越低，音速越小，空气越易压缩。,第十章 第 页,15,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M0.4) 空气密度随速度增加而减小,M数的大小，是衡量空气被压缩程度的标志。,第十章 第 页,16,雷诺数的概念,Re是一个无量纲量，它是惯性力和粘性力的比值，是空气粘性大小的一个反映。Re越
5、小，空气粘性的作用越大；Re越大，粘性的作用越小,第十章 第 页,17,气流速度与流管截面积的关系,低速连续性定理，在同一流管内,速度增加，面积减小。,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。,第十章 第 页,18,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。,高速（超音速）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（连续方程）,第十章 第 页,19,速度、密度和截面积在不同M数下的变化值,第十章 第 页
6、,20,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,21,确定流速与面积关系的另一种方法：,考虑空气压缩性，从气流流动的最基本规律（连续方程和能量方程）出发，可以得到如下公式：,流管截面积的变化量,流管原来的截面积,流速的变化量,流管截面变化前空气原来的流速,结论：1、当M0时，dA1时， 与 符号相同，即dA与dV的符号相同，即当dV0时，dA0, 流速增加，截面积增加；,第十章 第 页,22,The Tailpipe of Space Shuttle,第十章 第 页,23,流速和压力之间的关系（伯努利方程）,低速(M0.4)气流中，密度基本不随速度改变，只存
7、在压力能（P）和动能（v2/2）之间的转换。,高速气流中，当气流速度变化时，空气的压缩和膨胀现象显著，导致空气的密度、温度发生变化。在这种情况下，流动的空气就存在三种互相转换的能量。即动能、压力能和内能。,由此可知，空气沿流管从一截面流到另一截面，如果动能增大（流速增大），则压力能和内能之和必然同时减小（压力、温度、密度同时减小）；反之亦然。,流速增加，压力减小,高速伯努利方程,第十章 第 页,24, 亚音速、等音速和超音速的扰动传播,第十章 第 页,25, 激波,超音速飞行时，扰动不能够传到飞机的前面去。,对于亚音速飞行，周围的空气在飞机到来前就感受到了飞机的扰动，当飞机到来时，空气已经让开
8、；对于超音速飞行，周围的空气事先丝毫没有感受到飞机扰动的影响，当飞机到来时，空气来不及让开，因而突然的遭到强烈的压缩，其压力、密度和温度都突然升高，流速突然降低，这个压力、密度、温度、速度从无变化到突然发生变化的分界面就叫激波。,第十章 第 页,26,激波的分类：,正激波：激波面与运动方向垂直的部分激波称为正激波。 气流通过正激波，压力、密度、温度均升高，流速由超音速降为亚音速。斜激波：激波面与运动方向不垂直的部分激波称为斜激波。气流通过斜激波，压力、密度、温度均升高，但它不像通过正激波后变化那样剧烈，激波后的速度可能是亚音速也可能是超音速。圆锥激波：,第十章 第 页,27, 膨胀波,小结：由
9、于空气的压缩性，在超音速时，气流因阻滞而产生激波，因扩张而产生膨胀波。或者说，激波是超音速气流减速时通常产生的现象；膨胀破是超音速气流加速时所必然产生的现象。,第十章 第 页,28,练习题,1、空气的压缩性是通过下列的哪个物理量的反映的？,密度 温度 压力 密度的变化量,2、什么是音速？音速的大小与压缩性的什么关系？,3、说明M数的大小与空气被压缩程度之间的关系？,4、雷诺数是（）和（）的比值，它反映了空气 （） 的大小。,第十章 第 页,29,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,飞行原理/CAFUC,飞行原理/CAFUC,10
10、.2 翼型的亚跨音速气动特性,第十章 第 页,31,10.2.1 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。,根据压缩性修正公式，考虑空气压缩性影响时的气动力参数比不考虑空气压缩性影响时放大了,第十章 第 页,32,1、升力系数和升力系数曲线斜率随M数的变化规律： 结论：随着M数的增加，升力系数和升力系数曲线斜率均增大。,2、最大升力系数和临界迎角随M数的变化规律： 结论：随着M数的增加，最大升力系数和临界迎角均减小。,第十章 第 页,33,3、阻力系数
11、随M数的变化规律： 结论：翼型的阻力系数基本不随飞行数变化。,4、压力中心的位置随M数的变化规律： 结论：随着M数的增加，压力中心向前移动。,注意：以上四条结论只适用于亚音速范围,0.4M1后，阻力系数减小。,.压力中心随M数的变化,结论：随着M数的增大，压力中心后移。,超过Mcr后,波阻急剧增大导致CD急剧增加的马赫数,称阻力发散马赫数Mdd(Drag Divergence),第十章 第 页,54,【注】：对几个问题的讨论：,1、飞机的最大操纵速度Mmo与阻力发散马赫数Mdd的关系：,后掠翼大大提高的飞机的Mdd，从而提高了飞机的Mmo,2、增大Mdd的方法：,对于大部分翼型,Mmo小于Md
12、d，而Mdd比Mcr大10-15%,超临界翼型的使用,第十章 第 页,55,超临界翼型,超临界翼型的特点：头部半径非常大，上下表面较为平坦，后缘弯曲较大，下边面有反凹。,通过削弱激波强度和减缓激波分离，以达到推迟Mdd的目的，从而提高巡航M数,NASA R.T. whitcomb 1967发明的超临界翼型,第十章 第 页,56,超临界翼型的缺点：升力系数较低；,3、飞机的自动俯冲现象,激波的出现，使飞机阻力剧增(激波阻力)，压力中心后移，使飞机出现自动俯冲现象(Mach Tuck)，导致跨音速区的速度稳定性丧失,马赫配平机构(Mach Trim),带来了较大的低头力矩。,第十章 第 页,57,
13、练习题,1、在其他条件一样的情况下，如果面积减小量相同，在亚音速和低速时，速度的变化量一样吗？试解释原因。,2、什么是临界马赫数？,3、简述波阻形成的原因。,4、在亚音速和跨音速阶段，压力中心随着M数的增加是如何变化的？,第十章 第 页,58,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,飞行原理/CAFUC,飞行原理/CAFUC,10.3 后掠翼的高速升阻力特性,第十章 第 页,60,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,61,10.3.1 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
14、,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,62,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。,后掠翼的升力大小由垂直于前缘的有效分速所决定。,后掠翼可以提高临界M数,第十章 第 页,63,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,64,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
15、，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,65,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,66,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,后掠翼亚音速气动力特性不同于一般平直翼的
16、原因有两点：1.后掠翼的空气动力特性取决与有效分速；2.后掠翼的翼尖和翼根效应，影响后掠翼的压力分布（后掠翼低速性能比平直翼差，高速性能好）。,第十章 第 页,67,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,68,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,69,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
17、梯度增加，容易出现气流分离。,.翼尖先失速,第十章 第 页,70,迎角增大，展向流动变强。,翼尖处开始发生气流分离。,翼尖失速区扩大。,失速区向翼根扩展。,后掠翼失速的产生与发展,第十章 第 页,71,后掠翼失速的产生与发展,后掠翼的分离是从翼尖先开始逐渐向翼根扩散。,第十章 第 页,72,后掠翼翼尖先发生气流分离引起的问题：,1、飞机的横侧操纵效能丧失,2、后掠机翼的“上仰”问题：当迎角增大到一定程度，俯仰力矩发生不稳定的转折，这种现象导致飞机抬头，称为上仰。,消除飞机上仰的措施：,合理的设计平尾安装在飞机上的上下位置，使平尾在大迎角下产生稳定的低头力矩。采取有效措施，推迟翼尖气流分离的发生
18、。,CG,CP,第十章 第 页,73,.后掠翼飞机改善翼尖先失速的措施,改善翼尖失速的措施大体可分为两类：一是与改善有限翼展机翼的失速特性相同，如几何扭转、气动扭转、前缘缝翼等；二是根据后掠翼的流动特点，采取适当的措施来缓解翼尖失速。,方法一：各翼截面的安装角不同而形成的扭转叫几何扭转。例如：B767飞机的翼根剖面安装角为4.25，翼尖剖面的安装角为1.3。各剖面使用不同的翼型，叫气动扭转。显然，气动扭转和几何扭转能延缓后掠翼的翼尖先失速。,第十章 第 页,74,采用方法二指导思想:后掠翼的流动特点是流线偏向翼尖，导致翼尖附面层增厚，进而引发气流分离，为此，我们在翼表面上采取一些措施，阻止气流
19、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,75,翼上表面翼刀,第十章 第 页,76,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,77,前缘翼刀,前缘翼下翼刀,第十章 第 页,78,前缘锯齿,第十章 第 页,79,前缘锯齿,第十章 第 页,80,涡流发生器,第十章 第 页,81,涡流发生器,第十章 第 页,82,第十章 第 页,83,（三）.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
20、后掠翼的升力特性是由垂直于前缘的有效分速决定的。,（四）.后掠翼的Mlj和Mdd较平直翼大,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,84,10.3.2 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MCRIT比相同剖面平直翼的MCRIT大。后掠角越大,MCRIT越大。,临界马赫数,后掠翼的临界马赫数MCRIT比相同剖面平直翼的MCRIT大是高亚音速飞机采用后掠翼的主要原因。,第十章 第 页,85,后掠翼的翼尖激波,后掠翼的后激波,第十章 第 页,86,后掠翼的前激波,后掠翼的外激波,第十章 第 页,87,后掠翼
21、的升力系数随M数的变化,后掠翼的临界马赫数MCRIT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,88,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MCRIT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,89,练习题,1、后掠翼的翼根效应和翼尖效应，使得 。2、机翼后掠设计的最大优点在于 。,3、和平直翼相比，后掠翼的低速性能 ， 高速性能 。,第十章 第 页,90,本章小结,飞行原理/CAFUC,音速与压缩性的关系及影响音速大小的物理量低速、高速流动中，压力、密度、温度、速度随截面积的变化规律激波的概念、成因、分类（正激波、斜激波）及流过激波后气体参数的变化规律局部激波的形成和发展过程临界M数和阻力发散M数的概念和物理意义翼型的亚、跨音速气动力特性的变化（升力系数和升力系数曲线斜率、最大升力系数和临界迎角、阻力系数、压力中心位置）后掠翼的翼尖效应和翼根效应后掠翼在大迎角下的失速特性（翼尖先失速及改善方法、后掠翼的临界迎角、最大升力系数、MCR、Mdd与平直翼的关系）后掠翼跨音速的升力系数、阻力系数随M数的变化特性,
