《高速空氣動力學(xué)》PPT課件.ppt

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1、飛行原理/CAFUC,第十章,高速空氣動力學(xué)基礎(chǔ),第十章 第 頁,2,本章主要內(nèi)容,10.1 高速氣流特性 10.2 翼型的亞跨音速氣動特性 10.3 后掠翼的高速升阻力特性,飛行原理/CAFUC,飛行原理/CAFUC,10.1 高速氣流特性,第十章 第 頁,4,10.1.1 空氣的壓縮性,空氣的壓縮性是空氣的壓力、溫度等條件改變而引起密度變化的屬性。,低速飛行(馬赫數(shù)M0.4) 空氣密度隨速度增加而減小,第十章 第 頁,5,空氣壓縮性與音速的關(guān)系,擾動在空氣中的傳播速度就是音速。,音速的定義,第十章 第 頁,6,空氣壓縮性與音速a的關(guān)系,海里/小時(shí),公里/小時(shí),音速與傳輸介質(zhì)的可壓

2、縮性相關(guān)，在空氣中，音速大小唯一取決于空氣的溫度，溫度越低，空氣越易壓縮，音速越小。,第十章 第 頁,7,亞音速、等音速和超音速的擾動傳播,第十章 第 頁,8,空氣壓縮性與馬赫數(shù)M的關(guān)系,M數(shù)越大，空氣被壓縮得越厲害。,馬赫數(shù)M是真速與音速之比。分為飛行馬赫數(shù)和局部馬赫數(shù)，前者是飛行真速與飛行高度音速之比，后者是局部真速與局部音速之比（如翼型上表面某點(diǎn)的局部馬赫數(shù)）。,低速飛行(馬赫數(shù)M0.4) 必須考慮空氣壓縮性的影響,第十章 第 頁,9,氣流速度與流管截面積的關(guān)系,由連續(xù)性定理，在同一流管內(nèi),速度增加，空氣密度減小。,在亞音速時(shí)，密度的減小量小于速度的增加量，故加速時(shí)要求截面積減小

3、。流量一定，流速快則截面積減??；流速慢則截面積增大。,第十章 第 頁,10,因此，M1時(shí)，流管擴(kuò)張，流速增加，流管收縮，流速減小。,在超音速時(shí)，密度的減小量大于速度的增加量，故加速時(shí)要求截面積增大。,由連續(xù)性定理，在同一流管內(nèi),速度增加，空氣密度減小。,氣流速度與流管截面積的關(guān)系,,第十章 第 頁,11,速度、密度和截面積在不同M數(shù)下的變化值,,,第十章 第 頁,12,,超音速氣流的獲得,要想獲得超音速氣流，截面積應(yīng)該先減后增。,第十章 第 頁,13,,The Tailpipe of Space Shuttle,第十章 第 頁,14,本章主要內(nèi)容,10.1 高速氣流特性 10.2 翼

4、型的亞跨音速氣動特性 10.3 后掠翼的高速升阻力特性,飛行原理/CAFUC,飛行原理/CAFUC,10.2 翼型的亞跨音速氣動特性,第十章 第 頁,16,10.2.1 翼型的亞音速空氣動力特性,亞音速的定義 飛行M數(shù)大于0.4,流場內(nèi)各點(diǎn)的M數(shù)都小于1。,,考慮空氣密度隨速度的變化，則翼型壓力系數(shù)基本按同一系數(shù)放大，體現(xiàn)出“吸處更吸，壓處更壓”的特點(diǎn)。因此，升力系數(shù)增大，逆壓梯度增大，壓力中心前移,臨界迎角減小，阻力系數(shù)基本不變。,翼型的亞音速空氣動力特性,第十章 第 頁,17,飛行M數(shù)增大,升力系數(shù)和升力系數(shù)斜率增大 飛行M數(shù)增大，最大升力系數(shù)和臨界迎角減小,翼型的亞音速升力特性,第

5、十章 第 頁,18,翼型的亞音速阻力特性,,翼型的阻力系數(shù)基本不隨飛行數(shù)變化。,翼型的壓力中心位置的變化,翼型的壓力中心位置基本保持不變。,第十章 第 頁,19,10.2.2 翼型的跨音速空氣動力特性,機(jī)翼上表面流速大于飛行速度，因此當(dāng)飛行M數(shù)小于1時(shí)，機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)的速度就已達(dá)到了該點(diǎn)的局部音速(此點(diǎn)稱為等音速點(diǎn))。此時(shí)的飛行M數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)MCRIT 。,跨音速是指飛行速度沒達(dá)到音速，但機(jī)翼表面局部已經(jīng)出現(xiàn)超音速氣流并伴隨有激波的產(chǎn)生。,臨界馬赫數(shù)MCRIT,MCRIT是機(jī)翼空氣動力即將發(fā)生顯著變化的標(biāo)志。,第十章 第 頁,20,臨界馬赫數(shù)MCRIT,第十章 第 頁,21,

6、局部激波的形成和發(fā)展,飛行馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)后，機(jī)翼上表面開始出現(xiàn)超音速區(qū)。在超音速區(qū)內(nèi)流管擴(kuò)張，氣流加速，壓強(qiáng)進(jìn)一步降低，與后端的壓強(qiáng)為大氣壓力的氣流相作用，形成一道壓力、密度、溫度突增的界面，即激波。,局部激波的形成,,第十章 第 頁,22,局部激波的發(fā)展,第十章 第 頁,23,局部激波的發(fā)展,第十章 第 頁,24,局部激波的形成與發(fā)展,大于MCRIT后，上表面先產(chǎn)生激波。 隨M數(shù)增加，上表面超音速區(qū)擴(kuò)展，激波后移。 M數(shù)繼續(xù)增加，下表面產(chǎn)生激波，并較上表面先移至后緣。 M數(shù)接近1,上下表面激波相繼移至后緣。 M數(shù)大于1,出現(xiàn)頭部激波。,激波的視頻,第十章 第 頁,25,激波實(shí)例

7、,第十章 第 頁,26,激波實(shí)例,第十章 第 頁,27,激波實(shí)例,第十章 第 頁,28,激波實(shí)例,第十章 第 頁,29,翼型的跨音速升力特性,考慮空氣壓縮性，上表面密度下降更多，產(chǎn)生附加吸力,升力系數(shù)CL增加，且由于出現(xiàn)超音速區(qū)，壓力更小，附加吸力更大； 下翼面出現(xiàn)超音速區(qū)，且后移較上翼面快，下翼面產(chǎn)生較大附加吸力，CL減??； 下翼面擴(kuò)大到后緣，而上翼面超音速區(qū)還能后緣，上下翼面的附加壓力差增大，CL增加。,升力系數(shù)隨飛行數(shù)的變化,臨界M數(shù)，機(jī)翼上表面達(dá)到音速,下表面達(dá)到音速,下表面激波移至后緣,上表面激波移至后緣,第十章 第 頁,30,最大升力系數(shù)和臨界迎角隨飛行數(shù)的變化,當(dāng)激波增

8、強(qiáng)到一定程度，阻力系數(shù)急劇增大,升力系數(shù)迅速減小,這種現(xiàn)象稱為激波失速。隨著飛行M數(shù)的增加,飛機(jī)將在更小的迎角下開始出現(xiàn)激波失速,導(dǎo)致臨界迎角和最大升力系數(shù)的繼續(xù)降低。,第十章 第 頁,31,翼型的跨音速阻力特性,波阻就是正迎角時(shí)，在跨音速階段翼型產(chǎn)生的附加吸力向后傾斜從而在速度方向所附加產(chǎn)生的阻力。,波阻的產(chǎn)生,第十章 第 頁,32,翼型阻力系數(shù)隨數(shù)的變化,超過臨界馬赫數(shù)后，波阻急劇增大導(dǎo)致阻力系數(shù)急劇增加的馬赫數(shù)，稱為阻力發(fā)散馬赫數(shù)。,第十章 第 頁,33,膨脹波,激波,翼型的超音速升力特性,在超音速階段,M增加，上翼面膨脹波后斜，弱擾動邊界與波前氣流的夾角減小，膨脹后的壓力比 不變

9、而M增加時(shí)降低得少； M增加，下翼面激波后斜，激波角減小，下翼面壓力比不變而M增加時(shí)增加得少，總的效果使升力系數(shù)減小。,第十章 第 頁,34,飛行馬赫數(shù)大于1后，阻力系數(shù)會下降,但阻力會隨著M數(shù)的增加而增加。,翼型的超音速阻力特性,第十章 第 頁,35,M數(shù)對飛機(jī)的失速迎角的影響,第十章 第 頁,36,M數(shù)對飛機(jī)的最大升力系數(shù)CLmax的影響,第十章 第 頁,37,飛機(jī)在不同M數(shù)下的極曲線,第十章 第 頁,38,本章主要內(nèi)容,10.1 高速氣流特性 10.2 翼型的亞跨音速氣動特性 10.3 后掠翼的高速升阻力特性,飛行原理/CAFUC,飛行原理/CAFUC,10.3 后掠翼的高速

10、升阻力特性,第十章 第 頁,40,后掠翼與后掠角,后掠角是機(jī)翼弦長的連線與飛機(jī)橫軸之間的夾角。,第十章 第 頁,41,10.3.1 后掠翼的亞音速升阻力特性,對稱氣流經(jīng)過直機(jī)翼時(shí)的M數(shù)變化,氣流經(jīng)過直機(jī)翼后, 馬赫數(shù)M會增加。,亞音速下對稱氣流流經(jīng)后掠翼,第十章 第 頁,42,亞音速下對稱氣流流經(jīng)后掠翼,對稱氣流經(jīng)過后掠翼,可以將氣流速度分解到垂直于機(jī)翼前緣和平行于機(jī)翼前緣。,第十章 第 頁,43,在氣流向后的流動過程中，平行于前緣的氣流分速不發(fā)生變化，而垂直于前緣的有效分速則發(fā)生先減速、后加速、再減速的變化，導(dǎo)致總的氣流方向發(fā)生左右偏斜。,后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng),后掠翼的升力大小

11、由垂直于前緣的有效分速所決定。,第十章 第 頁,44,翼根效應(yīng),亞音速氣流條件下，上翼面前段流管擴(kuò)張變粗,流速減慢，壓強(qiáng)升高，吸力降低；后段流管收縮變細(xì),流速加快，壓強(qiáng)減小,吸力有所增加。流管最細(xì)的位置后移，最低壓力點(diǎn)向后移動。,翼尖效應(yīng),亞音速氣流條件下，上翼面前段流管收縮變細(xì)，流速加快，壓強(qiáng)降低，吸力變大；在后段，流管擴(kuò)張，流速減慢，壓強(qiáng)升高，吸力減小。流管最細(xì)位置前移，最低壓力點(diǎn)向前移動。,氣流流過后掠翼時(shí)，流線左右偏移的分析,第十章 第 頁,45,后掠翼的翼根和翼尖效應(yīng)對升力的影響,翼根效應(yīng)使翼根部位機(jī)翼的吸力峰減弱，升力降低，翼尖效應(yīng)使翼尖部位的吸力峰增強(qiáng)，升力增加。,第十章 第

12、 頁,46,后掠翼的翼根和翼尖效應(yīng)對升力系數(shù)的影響,后掠翼各翼面的升力系數(shù)沿展向的分布,第十章 第 頁,47,中小迎角下后掠翼的亞音速升阻力特性,同一迎角下,后掠翼的升力系數(shù)和升力線斜率比平直翼小。,后掠翼對升力系數(shù)和升力線斜率的影響,第十章 第 頁,48,升力線斜率和后掠角的變化,后掠角和展弦比對升力系數(shù)斜率的影響,第十章 第 頁,49,后掠翼在大迎角下的失速特性,原因： 翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)，使機(jī)翼上表面翼根部位壓力大于翼尖部位壓力，壓力差促使氣流展向流動，使附面層在翼尖部位變厚，容易產(chǎn)生氣流分離。 翼尖效應(yīng)使翼尖部位上表面吸力峰增強(qiáng)，逆壓梯度增加，容易氣流分離。,翼尖先失速,第十章

13、 第 頁,50,后掠角失速的產(chǎn)生與發(fā)展,第十章 第 頁,51,機(jī)翼平面形狀對失速的影響,第十章 第 頁,52,后掠翼的臨界迎角和最大升力系數(shù)比平直翼小,同平直機(jī)翼相比,后掠翼相同迎角下的升力系數(shù)更小,最大升力系數(shù)和臨界迎角也較小。根本原因在于后掠翼的升力特性是由垂直于前緣的有效分速決定的。,第十章 第 頁,53,后掠翼飛機(jī)改善翼尖先失速的措施,主要方法: 阻止氣流在機(jī)翼上表面的展向流動,主要手段: 翼上表面翼刀 前緣翼刀 前緣翼下翼刀,前緣鋸齒 渦流發(fā)生器,第十章 第 頁,54,翼上表面翼刀,第十章 第 頁,55,翼刀對后掠翼升力系數(shù)的影響,翼刀可以使全翼的升力系數(shù)增加，并改善翼尖

14、失速。,翼上表面翼刀,第十章 第 頁,56,前緣翼刀,,前緣翼下翼刀,第十章 第 頁,57,,前緣鋸齒,第十章 第 頁,58,渦流發(fā)生器,第十章 第 頁,59,渦流發(fā)生器,第十章 第 頁,60,10.3.2 后掠翼的跨音速升阻力特性,后掠翼的臨界M數(shù)和局部激波系,后掠翼的速度分解,后掠翼的臨界馬赫數(shù)MCRIT比相同剖面平直翼的MCRIT大。后掠角越大,MCRIT越大。這是高亞音速飛機(jī)采用后掠翼的主要原因。,臨界馬赫數(shù),第十章 第 頁,61,后掠翼的翼尖激波,后掠翼的后激波,第十章 第 頁,62,后掠翼的前激波,后掠翼的外激波,第十章 第 頁,63,后掠翼的升力系數(shù)隨M數(shù)的變化,

15、后掠翼的臨界馬赫數(shù)MCRIT較大。 升力系數(shù)在跨音速階段的增減幅度較小。 升力系數(shù)隨飛行M數(shù)的變化比較平緩。,后掠角不同的后掠翼的升力系數(shù)隨M數(shù)的變化,第十章 第 頁,64,后掠翼的阻力系數(shù)隨M數(shù)的變化,同平直機(jī)翼相比,后掠翼的MCRIT和阻力發(fā)散馬赫數(shù)更大,后掠翼的阻力系數(shù)在更大的M數(shù)下才開始急劇增加。 后掠翼的最大阻力系數(shù)出現(xiàn)得更晚而且更小。 阻力系數(shù)隨M數(shù)的變化比較平緩。,第十章 第 頁,65,厚弦比對MCRIT的影響,同平直機(jī)翼相比,后掠翼的MCRIT更大;厚弦比越小, MCRIT越大。,第十章 第 頁,66,本章小結(jié),飛行原理/CAFUC,流管截面積和氣流參數(shù)隨流速（M數(shù)）的變化規(guī)律 激波的概念、成因和激波前后氣流參數(shù)的變化規(guī)律 局部激波的形成和發(fā)展過程 臨界M數(shù)的概念和物理意義 后掠翼翼尖失速的特點(diǎn) 后掠翼的升力特性,