1、超声速翼型和亚声速翼型的气动特性总负责：祝恺辰（071450704）组员：辛宏宇(071450703)超声速和亚声速翼型不同的主要原因是超声速翼型需承受激波阻力。激波 超声速气体中的强压缩波。微扰动（如弱压缩波）的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应。经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。压强的跃升产生可闻的爆响。如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。理想气体的激波没有厚度，是数学意义的不连续面。实际气体有粘性和传热性，这种物理性质使激波成为连续式的，不过其过程仍十分急骤。因此，实际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自
2、由程的某个倍数，波前的相对超音速马赫数越大，厚度值越小。一、超音速薄翼型翼型作亚声速运动和超声速运动时，对气流的扰动有很大不同亚声速扰动无界根据动量定律，向前流出的气体将给翼型一个像后的反作用力，它有一个阻力分量；而从控制面向后流出的气流对翼型有一个推力分量；同理，向前流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。而向后流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。从控制面垂直进出的流动不会是翼使翼型承受阻力或是推力。这样，在无粘性流体中作原子弹爆炸形成的蘑菇云也是一种激波超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后半部膨胀，扰动均沿着波德传播方向即垂直于马赫波亚胜诉流动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声
3、速翼型将承受阻力，这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。超声速流动中，绕流物体产生的激波阻力大小与物体头波钝度有着密切的关系。由于钝物的绕流将产生离体激波，激波阻力大；而尖头体的绕流将产生附体激波，激波阻力小。因此，对于超声速翼型，前缘最好作成尖的，如菱形、四边形、双弧形。但是对于超声速飞机，总是要经历起飞和着陆的低速阶段，尖头翼型在低速绕流时，较小迎角下气流就要发生给力，是翼型的气动特性能变坏。为此，为了兼顾超声速飞机的低速特性，目前低超声速的翼型，其形状都采用小圆头的对称薄翼。1.马赫锥的概念超声速流场内从任一点 P 作两个与来流平行的马赫锥，P 点上流的称为前马赫锥，下流的称为后马赫锥，如
4、图：马赫锥的半顶角为马赫角：马赫锥所围区域称为 P 点的依赖去，在该马赫锥内所有的扰动源都能对 P 产生影响。超声速机翼不同边界对机翼绕流性质有很大影响，从而形象机翼的气动特性，因此必须将机翼的边界划分为前缘、后缘和侧缘。机翼与来流放心平行的直线首先相交的边界为前缘，低二次相交的边界为后缘，与来流平行的机翼为侧缘。是否前缘、后缘或侧缘自然还与来流与机翼的相对放心有关。如果来流的相对于前（后）缘的法向分速小于音速，则称该前（后）缘为亚音速前（后）缘；反之如来流的相对于前（后）缘的法向分速大于音速，则称该前（后）缘为超音速前（后）缘。超声速前缘和亚声速前缘的几何关系见下图，当来流马赫线位于前缘之后
5、即为超音速前缘，之前为亚音速前缘: 2.流区和三维流区在超音速三维机翼中仅受单一前缘影响的区域称为二维流区（每点的依赖区只包含一个前缘），如下图中阴影部分所示。其余非阴影部分为三维流区，其影响区包含两个前缘（或一前缘一侧缘或还含后缘）。有限翼展薄机翼的超音速绕流特性有限翼展薄机翼的超音速绕流特性与其前后缘性质有很大关系，后掠机翼随来流马赫数不同可以是亚音速前（后）缘，亚音速前缘超音速后缘或超音速前（后）缘，如图：以平板后掠翼为例，亚音速前缘时，上下翼面的绕流要通过前缘产生相互影响，结果垂直于前缘的截面在前缘显示出亚音速的绕流特性（图 a）。如果是亚音速后缘，则垂直于后缘的截面在后缘也要显示出亚
6、音速的绕流特性：流动沿平板光滑离开以满足后缘条件（图 b）。如果是超音速前、后缘，则上下表面互不影响，垂直于前、后缘的截面显示出二维超音速平板的绕流特性：流动以马赫波为扰动分界（图 c、d）。如图是垂直于前缘的截面上压强分布。对于亚音速前、后缘，压强分布在前缘处趋于无限大，后缘处趋于零（图 a）；亚音速前缘和超音速后缘时，前缘处趋于无限大，后缘处趋于有限值（图 b）; 超音速前缘和超音速后缘时，前后、缘处压强系数均为有限值（图c）; 3.流场概念所谓锥形流场就是所有流动参数沿从某点发出的射线上保持不变的流场。在线化超音速流场中扰动沿马赫线传播，可证在顶点马赫线不相交的区域，由于只受到一个顶点的
7、扰动将构成锥形流场（图 a、b），受两个顶点影响的马赫线相交区域不具有锥形流性质（图 c）: 如图是几个超音速典型平面形状机翼的压强分布：二、跨音速流动的简单介绍前面研究的流场不是纯亚音速流就是纯超音速流动，如果在亚音速流场中包含有局部超音速区或超音速流场中包含有局部亚音速区，此种流动称为跨音速流。由于从超音速过渡到亚音速往往要通过激波实现，因此跨音速流场中往往包含局部激波。薄翼的跨音速流场主要在来流马赫数 M 接近于 1 时出现，钝头物体作超音速运动时，在头部脱体激波之后也会出现跨音速流。绿色为局部压缩区域，红色为局部膨胀区域。20，马赫数 M =0.71.2 薄翼型的跨音速流场产生过程，当
8、 M =1.4 时，脱体波将向翼型靠近，当 M =1.6 时，头部脱体波将变成附体斜激波。临界马赫数当来流马赫数 M 以亚音速绕过物体时，物体表面各点的流速是不同的，有些点上流速大于来流速度。随来流马赫数增大，表面某些点的流速也相应增大，当来流马赫数最大到某一值时（ M 1 后，翼型前方出现弓形脱体激波，并且随着 M 增大弓形激波逐步向翼型前缘靠近，如图（e）所示。由于脱体激波的一段是正激波，因此前缘附近某一范围内气流是亚音速流，随后沿翼面气流不断加速而达到超音速；在翼型后缘，气流通过后缘激波而减速到接近于来流的速度；M 再继续增大前缘激波就要附体，整个流场表为单一的超音速流场如图（f）所示。
9、前缘激波附体时 M称为上临界马赫数。介于上临界马赫数与下临界马赫数之间的流动即为跨音速流动。跨音速流动时翼面激波与翼面边界层发生干扰是流场的重要特征之一，将使流动变得更加复杂。如图是对称翼型在跨音速时激波与层流边界层或湍流边界层（由翼面上游干扰射流产生）干扰的情况。由于激波造成的逆压梯度将通过边界层的亚音速区向上游传播，从而改变翼面压强分布，边界层厚度增大，增厚的边界层反过来又对外流形成一系列压缩波，从而形成 形激波系。对层流边界层而言向上游传播的距离远，边界层增厚明显， 波系范围大，增厚的边界层容易发生分离（称为激波诱导分离），使翼型升力下降（即所谓激波失速），阻力增加。对湍流边界层而言由于
10、层内亚音速区的厚度较薄，逆压扰动向上游传播的范围要小，因而 波系范围小，且在同样强度激波下不易产生诱导分离。跨音速流动及压力分布（攻角 3.2 度），从下到上对应马赫数0.79，0.87，0.94，1.00，从左到右对应翼型NACA64A006，NACA64A009，NACA64A012。（高速风洞试验结果）1.升力特性随来流马赫数的变化图示翼型升力系数随来流马赫数的变化曲线。可见在 A 点以前和 E 点之后升力系数 Cy 分别按亚音速规律和超音速规律变化，即亚音速时 Cy 随 M 上升而上升，超音速时Cy 随 M 上升而下降。来流马赫数从 A 点增至 B 点，由于上翼面超音速区域不断扩大，压
11、强降低，导致升力系数增大。 在 B 点之后上翼面激波继续后移，且强度增大，边界层内逆压梯度剧增，导致上表面边界层分离，使升力系数骤然下降，这个由于激波边界层干扰引起的现象叫做激波失速。随着马赫数增大，下翼面也出现超音速区和激波且下翼面激波要比上翼面激波更快地移至后缘，使下翼面压强降低，引起升力系数下降至 C 点。小结1.马赫数进一步增大，上翼面激波移到后缘，边界层分离点也后移，上翼面压强继续降低，使升力系数又重新回升到 D 点。D 点之后，翼型前方出现弓形脱体激波，在脱体激波未附体之前，上下翼面压强分布基本不随马赫数而变，但马赫数增大使来流动压增大，所以升力系数仍随马赫数增加而下降。由上可见，
12、在跨音速范围内，翼型升力系数随马赫数的变化是几上几下的。2.阻力特性随来流马赫数的变化，阻力发散马赫数在 M 小于M 临时，翼型阻力主要是由气流粘性引起，所以阻力系数随 M 的变化不大。当来流 M 超过 M 临进入跨音速流后，随 M 增大翼面上超音速区逐渐扩大出现激波产生波阻力，阻力系数增大。当激波越过翼型顶点后，强度迅速加大的激波导致波阻系数急剧增加出现阻力发散现象，因此激波越过顶点时对应的来流马赫数称为阻力发散马赫数 MD。随 M 继续增大激波继续后移，波前超音速继续膨胀加速，波强继续增大，阻力系数继续增大。当来流 M 接近于 1 时上下翼面的激波均移至后缘，阻力系数达到最大。随后，虽然来
13、流 M 继续增大，但由于翼面压强分布基本不变，而来流动压却随 M 增大而继续增大，因此阻力系数逐渐下降。3. 俯仰力矩特性随来流马赫数的变化翼型的俯仰力矩特性随 M 变化与压力中心相对位置随 M 的变化密切相关。在亚音速流中，翼型的压力中心在不同 M 下略有变化但变化不大，在弦长 1/4 上下浮动。当来流 M 超过 M 临后，由于上翼面出现局部超音速区并随来流 M数增大，低压区随之向后扩展，引起压力中心向后移动，使低头力矩增大。当 M 继续增大，下翼面也出现局部超音速和局部激波，并且下翼面的局部激波比上翼面后移得快，低压的局部超音速区向后也扩展得快，所以下翼面后段的吸力迅速增大，使得压力中心前
14、移引起抬头力矩。由此可见，在跨音速范围内，由于翼面激波的移动使得压力中心位置随之前后剧烈移动，导致翼型纵向力矩发生很大变化。如下图所示。4. 超临界翼型的绕流特点和空气动力特性为了提高翼型阻力的发散马赫数 MD，以缓和和延迟翼型气动力特性的剧烈变化而提出了所谓超临界翼型的概念和设计。如图是在设计升力系数下，层流翼型与超临界翼型在来流 M 超过 M 临后的流动现象。可见层流翼型结尾激波前超音速气流是一直加速到激波处，激波较强且靠前，波后逆压梯度大，导致边界层分离阻力剧增。超临界翼型的几何特点如图所示。上翼面曲率较小比较平坦，使来流 M 超过临界马赫数后，大约从距前缘 5弦长处沿上表面为-无加速的
15、均匀超音速，这样结尾激波前的超音速马赫数较低， 激波强度较弱，且伸展范围不大，波后逆压梯度较小，边界层不易分离，从而缓和了阻力发散现象。为了补偿超临界翼型前段升力的不足，一般将后缘附近的下表面做成内凹形以增大翼型后段弯度使后段能产生较大升力。总结上图是某超临界翼型和普通翼型的厚度分布及其阻力系数对比。两个翼型的容积是差不多的。但二者在设计升力系数 Cy=0.6 时的阻力系数随 M 变化对比表明，超临界翼型在M =0.7 时阻力系数只有微小增加，到 M =0.8 时阻力才开始发散；而普通翼型在 M =0.69 时阻力就开始发散。此外，超临界翼型在跨音速的升力系数和力矩系数特性也优于普通翼型。上图
16、说明：1.对同一翼型来说，升力系数增加（迎角增加）时 M 临减少（即提前）；2.小 Cy（即小迎角）时，相对厚度大则 M 临减少，相对厚度小则 M 临增大，大 Cy （即大迎角）时则趋势相反，原因是大迎角时相对较薄的翼型对流动扰动大；3.最大厚度位置后移时在大部分迎角范围内 M 临略有增大。上图中，当翼型迎角增加时，激波的发生提前。因此，在高马赫数情况下，翼型所能提供的升力是有限的。验证了前面的结论 1：对同一翼型来说，升力系数增加（迎角增加）时 M 临减少（即提前）；相同马赫数下，比较厚翼型与薄翼型的扰流，厚翼型产生的激波比薄翼型要早，因此，在高速情况下，薄翼型阻力较低。验证了前面的结论 2
17、：小 Cy（即小迎角）时，相对厚度大则 M 临减少，相对厚度小则 M 临增大。超声速飞机的应用一、协和式飞机1、飞机简介协和式飞机是一种由法国宇航和英国飞机公司联合研制的中程超音速客机，它和苏联图波列夫设计局的 图-144 同为世界上少数曾投入商业使用的超音速客机。协和飞机在 1969 年首飞、1976 年投入服务，主要用于执行从伦敦希思罗机场（英国航空）和巴黎戴高乐国际机场（法国航空）往返于纽约肯尼迪国际机场的跨大西洋定期航线。飞机能够在15000 米的高空以 2.02 倍音速巡航，从巴黎飞到纽约只需约 3 小时20 分钟，比普通民航客机节省超过一半时间，所以虽然票价昂贵但仍然深受商务旅客的
18、欢迎。1996 年 2 月 7 日，协和式飞机从伦敦飞抵纽约仅耗时 2 小时 52 分钟 59 秒，创下了航班飞行的最快纪录。1969 年，第一架协和超音速客机诞生，并于 1976 年 1 月 21 日投入商业飞行。协和式超音速客机是世界上唯一投入航线上运营的超音速商用客机。协和式飞机一共只生产了 20 架。英国航空公司和法国航空公司使用协和式飞机运营跨越大西洋的航线。到 2003 年，尚有 12 架协和式飞机进行商业飞行。2003 年 10 月 24 日，协和式飞机执行了最后一次飞行，全部退役。 飞机机翼设计为三角翼，三角翼的特点为失速临界点高，飞行速度可以更快，且能有效降低超高速抖动时的问
19、题。协和号四具引擎更配备了一般在战斗机上才看得到的后燃器。这架飞机还有个令人津津乐道的特点就是它会变形：其一是因为在 2 马赫的飞行速度时，空气摩擦使其机体产生高热，因热胀冷缩效应，协和号在飞行时最长会变长约 24 公分；其二是她的可变式机鼻，在飞行时直直挺挺的如一根针以利高速切开空气，但是在起降时，机鼻可以往下调 5 至 12 度以利飞行员的视野-事实上由于有很多先进电脑导航仪器辅助，飞行员也不一定非得看见跑道才能起降，这么做只是求个安心，不过庞大的机鼻角度调整设备却白白的浪费飞机的宝贵重量与空间。2000 年 7 月 25 日，协和号客机班机 AF4590 在进行起飞时辗过了跑道上另一架美
20、国大陆航空的 DC-10 脱落的小铁条，造成爆胎，而轮胎破片以超过音速的高速击中机翼其中的油箱。之后引发失火，导致飞机于起飞数分钟后即爆炸坠毁于机场附近的旅馆。这是协和号服役期间唯一的一次的失事。也是有史以来第一架超音速喷气式飞机失事，这场悲剧造成了 113 人丧命。 此次失事促使飞机制造商重新改造机体设计，并修补了诸多缺失。甚至利用防弹衣(Kevlar)原料来保护油箱，以避免油箱以后遭到高速的异物的穿刺。但尽管如此，由于整个失事过程都被民众用家用录影器材拍摄下来，造成社会大众心理上的严重震撼，不论这家飞机以往声望有多高，但仅仅一次的失事就让协和号从此一蹶不振虽然协和号客机在 2001年 11
21、 月重新启航，载客量一直都严重不足。因为对航空公司亏损严重，协和号客机终于在 2003 年退役。到 2003 年 4 月，尚有 12 架进行商业飞行。2003 年 10 月 24 日，协和飞机执行了最后一次飞行。2、技术特点协和式飞机前机身细长，这样既可以获得较高的低速仰角升力，有利于起降，又可以降低超音速飞行时产生的阻力，有利于超音速飞行。协和式飞机由于机头过于细长，飞行员在起降时由于高仰角导致视线会被机头挡住，同时为了改善起降视野，机头设计成可下垂式，在起降时下垂一定的角度，可以往下调 5 至 12 度，以便飞机在起飞和降落时，飞行员获得极好的视野，巡航时则转到正常状态。不过庞大的机头角度
22、调整设备占用了飞机的宝贵重量与空间。协和式超音速客机采用无水平尾翼布局，为了适应超音速飞行，协和式飞机的机翼采用三角翼，机翼前缘为 S 形。 协和式飞机共有四台涡轮喷气发动机。发动机由英国罗尔斯罗伊斯公司和法国国营航空发动机公司负责研制。发动机型号为“奥林帕斯”593Mk610 涡轮喷气式发动机。单台推力169.32 千牛（38,000 lbs)。发动机具备了一般在超音速战斗机上才使用的加力燃烧室(后燃器)。 协和式飞机的飞行速度能超过音速的两倍，最大飞行速度可达 2.04 马赫，巡航高度 18000 米，巡航速度达到每小时 2,150 公里。协和式飞机是 1970 年代的产品，但电子设备还是
23、比较先进的。特别是在自动飞行方面，协和式飞机能够达到级自动降落和起飞，即协和式飞机完全能按照程序和指令，在无飞行员操纵下自动进行起飞与降落。由于协和式飞机设计于 1960 年代，所使用的技术只能代表 60年代的技术水平，所以存在着两个重大的缺陷：一个是经济性差。协和式飞机一次可满载 95.6 吨的燃油，可每小时却要消耗掉 20.5 吨，耗油率较高。最大油量航程 7000 多公里，最大载重航程 5000 公里，由于协和式飞机航程较短，也就是说它只能勉强横跨大西洋飞行，而不能横跨太平洋飞行，这就限制了它的使用范围。协和式飞机标准客座为 100，最大客座为 140，载客量偏小，运营成本较高。从而降低
24、了它的经济性。二是起落时噪音太大，致使世界上绝大部分国家都不让它起落；而且由于超音速飞行产生的音爆，被限制不得在大陆上空进行超音速飞行。3、首创技术协和飞机最初的设计主导思想，是立足于 1950 年代的航空技术水平，避免采用过多未成熟的新技术。但后来在研制过程中发现，超音速客机在空气动力学、飞行控制系统、发动机等方面的技术难度都超过了预期，过分依靠既有技术难以达到预定的性能指标，所以协和飞机的发展过程中也研究、应用了许多新技术，代表了 1960年代欧洲航空技术的最高水平，对以后的民航客机发展具有重要影响，但协和飞机的研制时间也因此大大延长。（1）高速飞行和飞行性能优化： S 型前缘双三角翼电脑
25、控制的可变发动机进气坡度超音速巡航能力电传操纵发动机，是今天全权限数字电子控制。发动机的先驱可下垂式机鼻，以增加着陆时驾驶舱的能见度减重和提升性能： 2.04 马赫的巡航速度能带来最经济的燃油消耗（虽然涡轮喷气发动机于高速时能获得较高的效率，但以 2 倍马赫速度巡航能面对最低的激波阻力）机体主要材质为铝合金以减轻重量，并以传统的方式建造以避免未知因素带来的风险全权自动驾驶和自动节流阀，容许飞行员于爬升至着陆期间完全不介入飞行操纵全电子类比电传操纵飞行控制系统多功能的飞行操纵界面部件更轻但压力高达 28Mpa 的高压液压系统传输各项空气动力学数据（包括总压力、静压力、迎角、侧滑等）的数据通道，传
26、感器分布于机身多个位置全电子控制类比电传制动系统采用俯仰配平、燃油可以在各油箱内转移以控制飞机重心和升力中心的相对位置部分部件以雕刻铣削方式从一整块合金坯料制造成形，以减少零部件数量，同时减轻重量并提高部件强度。（2）细长三角翼协和飞机的 S 型前缘细长三角翼的出现，有功于 1950 年代至1960 年代期间超音速空气动力学、旋涡动力学的蓬勃发展，许多理论上的预言已经得到了风洞试验的证实。第二次世界大战后，后掠翼得到了广泛的应用，超音速飞行也成为可能。1950 年代初，英国皇家飞机研究院空气动力学部成立了一个研究小组，开始了对超音速客机的初步研究和设计工作。起初研究小组提出过采用后掠翼的方案，
27、但发现这样虽能提高飞行速度，但也产生了一些问题，最主要是降低了飞机的升阻比，起飞着陆距离长。为了改善飞机的低速性能，研究小组甚至讨论过采用可变后掠翼的可行性，但依然存在结构复杂、配平困难等问题。但非常幸运的是，一大批优秀的空气动力学家，例如迪特里希屈西曼、约翰娜韦伯、史密斯、马斯克尔，当时云集超音速运输飞机委员会，为协和飞机的细长三角翼作出重要贡献。这些空气动力学家的研究发现，气流从涡流发生器（例如细长机翼）前缘通过会分离出稳定的漩涡（脱体涡，trapped vortex），高速旋转的气流提高了机翼表面的负压，漩涡强度随迎角增大而增大，产生很大的涡升力（Vortex lift），并在升力线斜率
28、上表现出明显的非线性。这种非线性升力在低速或大迎角状态下更明显，所产生的升力更大。1950 年代起，跨声速风洞、超声速风洞成为试验超音速飞机气动性能的最佳途径。在试验中，三角翼的优势越来越明显。在超音速飞行中，三角翼气动阻力小，而机鼻形成的冲击波到达三角翼的大后掠前缘时，会使三角翼产生非常高的气动效率。另一方面，在大迎角飞行时，三角翼的前沿还能产生大量涡流，附着在上翼面，产生的涡升力能大大提高总体升力。一批三角翼试验机，如亨德里佩奇公司的 HP.115、费尔雷公司的 Delta 1、Delta 2，也验证了这项特性。然而，普通无尾三角翼的设计也拥有了后掠翼的部分缺点，由于超声速三角翼飞机展弦比
29、较小，低速飞行时的升阻比低，气动特性不理想，起飞着陆距离长。因此，协和飞机采用了双三角翼的设计。双三角翼的内外侧两个后掠角，靠近机身的翼根位置有较大的后掠角，以降低阻力；而在主要产生升力的机翼外段采用较小的后掠角和较小的机翼弦长，机翼前沿不是直线而是S 型的曲线。细长 S 型前缘三角翼提高了低速时的升阻比，涡流稳定性好，平衡了高速和低速时的要求，对低速起降时的操纵性有所改善。协和飞机的细长三角翼由于有效利用了脱体涡升力，满足了飞机在低速、大迎角的情况下所需要的升力。此外，S 型前缘三角翼的空气动力中心位于飞机重心之后，最大限度地减少升力中心随速度的移动；从亚音速过渡到超音速飞行时，机翼压力中心位置变化较小，提高了飞机的稳定性。（3）配平油箱当任何飞机在飞越临界马赫数时，压力中心会向后转移。在飞机重心不变的情况下会为飞机带来一股下俯力矩。即使工程师为协和飞机设计了 S 型前缘的三角翼，压力中心仍然会后移约 2 米。虽然可以利用气动翼面作配平控制来抵销，但在如此高速的情况下会大幅增加飞机的阻力。因此，协和飞机会通过将燃油在机内三个辅助调整油箱（4 个位于机身与机翼前缘交会处，一个位于机尾）之间转移，以电脑自动控制重心来达到配平，成为一种有效的辅助配平控制。（4）发动机为了令协和飞机在经济上可行，它需要飞行一段颇长的距离，这需要一种高效率的发动机。为了适应超音速飞行的需要，因此迎
