翼型的高速空气动力学特征.ppt

《翼型的高速空气动力学特征.ppt》由会员上传分享，免费在线阅读，更多相关内容在应用文档-天天文库。

1、翼型的高速空气动力特性介绍翼型的亚音速超音速空气动力特性翼型的亚音速空气动力特性翼型的超音速空气动力特性2/52§2—1翼型的高速空气动力特性一、翼型的亚音速空气动力特性二、翼型的跨音速空气动力特性三、翼型的超音速空气动力特性第二章飞机的高速空气动力特性(一)可压流的压力系数微分形式的动量方程在小扰动情况下可写成所以压力系数上式是根据可压流在小扰动条件推导出来的，不可压流是可压流的特例，所以只要是小扰动，不论低速不可压，还是亚音速可压，压力系数均可用上式计算。不可压流，根据质量方程的微分形式得一

2、、翼型的亚音速空气动力特性则不可压流的压力系数而可压流中速度与截面积之间的关系由前式可知则得可压流的压力系数：比较上述两式，若两种情况下的相同，可得(3—2—4)式对固壁管道是正确的。因固壁时，两种流动的，是一样的。而在二维可压流中，流管截面的相对变化量比不可压流的小，即；因而可压流的与不可压流之比不是实验及理论推导表明二维流为由(3—2—5)式可知，可压流动时，机翼各点的压力系数均是不可压流的倍。所以翼型的压力系数分布规律不变，只是数值大小发生变化。如图3—2—1所示。这就是说，亚音速来流中，

3、翼面上压力系数分布规律是在原来低速不可压流的规律基础上“吸处更吸，压处更压，零处仍为零”。(二)升力特性1、升力系数和升力系数斜率随M数变化规律根据(3—2—5)式，可压流中机翼上下表面压力系数与不可压流中机翼上下表面压力系数的关系为将上两式代入升力系数公式因为所以将上式对迎角求导，得因为所以上述两式表明，在亚音速阶段，机翼的升力系数和升力系数斜率都随飞行M数的增大而增大。升力系数增大，说明同一迎角下，可压气流的机翼升力系数比不可压气流的大。这是因为，机翼上下表面产生了额外的吸力或压力，导致升力

4、增加，机翼升力以超过飞行速度平方的比例变化。2、临界迎角和最大升力系数随M数变化规律飞行M数增大，机翼上表面的额外吸力增加。但各点吸力增加的数值却不等。在最低压力点附近，因流速增加得多，密度减小得多，吸力额外增加得多；而在上表面的后缘处，吸力增加得少(见图3—2—1)。于是，随着M数的增大，机翼上表面后缘的压强比最低压强点的压强大得更多，逆压梯度增大，导致附面层空气更容易倒流。这就有可能在比较小的迎角下，出现严重的气流分离，临界迎角和最大升力系数随之下降。(三)阻力特性飞行M数增大，一方面前缘压

5、强由于空气压缩性的影响而有额外增加，压差阻力系数增大。但增大很有限。另一方面飞行M数增大(或者飞行速度增大，或者音速减小一气温降低，粘性系数μ减小)，雷诺数Re增大，导致摩擦阻力系数减小。但减小也很有限。于是，随着飞行M数的增大，压差阻力系数的增大和摩擦阻力系数的减小相抵，机翼型阻系数(压差阻力系数与摩擦阻力系数之和)基本不随飞行M数而变化。(四)压力中心位置的变化亚音速飞行，在空气压缩性的影响下，整个机翼的压力系数都放大了倍。这样，机翼表面压强分布的形状就没有改变，可以认为机翼压力中心位置基本

6、不变。二、翼型的跨音速空气动力特性(一)临界M数飞机以一定的速度飞行时，空气流过机翼上表面的凸部，由于流管收缩，局部流速必然加快而大于飞行速度。局部速度的加快，必然引起局部温度降低，从而局部音速也减小。这样，随着飞行速度逐渐增大，在上表面最低压强点(即局部气流速度最大的那一点)处的气流也不断加快，而该点的局部音速则不断减小。于是，局部气流速度与局部气流音速逐渐接近，以致相等。当飞行速度增大到一定程度时，机翼表面最低压强点的气流速度刚好等于该点的气流音速，此时的飞行速度叫飞行临界速度，简称临界速度

7、，记作；此时的飞行M数就是飞机的临界M数，简称临界M数，记作式中为飞机所在高度的大气音速。临界M数的大小，表示机翼最低压强点处产生局部超音速气流继而形成激波(局部激波)的早晚。大表示该机翼产生局部超音速气流晚，小产生局部超音速气流早。是衡量机翼空气动力性能的一个很重要的参数。临界M数的大小与最低压强点处的压力系数有关。最低压强点处的压力系数越小，表示该点的局部气流速度较远前方来流速度大得越多，温度下降越多，即局部音速减小越多，产生局部超音速气流越早，所以临界M数也越小。由以上分析可知，翼型的临界

8、M数主要是相对厚度和升力系数的函数。(二)局部激波的产生和发展1、局部激波的产生当飞行M数增至临界M数时，机翼上表面首先出现等音速点。如继续增大飞行M数，等音速点的后面流管扩张，气流膨胀加速，出现局部超音速区。在超音速区内压强下降，比大气压强小得多。但机翼后缘的压强却接近大气压强。这种较大的逆压梯度，必然以较强的压力波的形式，逆着机翼表面的气流向前传播。由于是强压力波，故其传播速度大于当地音速。又因为机翼表面的部分地区气流速度已经超过局部音速，所以，当压力波传到某一位置，其传播速度等于迎面的局部