空速氣流的流動特性2臨界馬赫數(shù)01局部激波和激波分離02高速飛行的空氣動力03聲障和熱障04主要內(nèi)容臨界馬赫數(shù)上翼面

流管收縮

局部流速加快，大于遠前方來流速度局部流速的加快

局部溫度降低局部音速下降當(dāng)翼型上最大速度點的速度增加到等于當(dāng)?shù)匾羲贂r，遠前方來流速度v∞就叫做此翼型的臨界速度（對應(yīng)臨界馬赫數(shù)）舉例飛機在2000m高空以v=900km/h的速度飛行。在此高度音速為a=1200km/h。氣流在機翼上翼面最大速度點被加速到v局=1150km/h,由于氣流被加速，最大速度點處的音速下降為a局=1150km/h。這樣，機翼翼面上的最大速度已達到了當(dāng)?shù)氐囊羲?。此時，飛機飛行的臨界馬赫數(shù)為多少？臨界馬赫數(shù)為900/1200=0.75局部激波和激波分離當(dāng)Ma∞>Ma臨以后，

在翼型上表面最大厚度點附近形成了等聲速點，隨著飛行速度進一步提高，上翼面等聲速點逐漸增加，由于翼型表面的連續(xù)外凸，流管擴張，空氣膨脹加速，出現(xiàn)局部超音速區(qū)；超聲速區(qū)后面的氣流仍為亞聲速氣流，亞聲速氣流靜壓較大，對超聲速氣流形成反壓，當(dāng)流動條件使氣流必須由低壓區(qū)進入高壓區(qū)時，在超聲速和亞聲速流動之間形成正激波，使超聲速氣流通過正激波減速增壓，以突變的形成轉(zhuǎn)變?yōu)閬喡曀贇饬?。這個正激波就是局部激波。由于局部激波后面氣流的壓力高于激波前面氣流的壓力，形成了很大的逆壓梯度，對附面層的流動產(chǎn)生附加的阻力，使附面層內(nèi)流體的流速降低，當(dāng)局部激波達到一定的強度時，會在附面層內(nèi)產(chǎn)生倒流，并在向后流動的氣流沖擊下形成漩渦。這就在局部激波作用下形成的附面層分離，就叫做激波誘導(dǎo)附面層分離。局部激波的波阻+附加壓差阻力激波分離空速飛行的空氣動力特性高速飛行的空氣動力一、亞音速、跨音速和超音速飛行二、高速飛行時氣動升力、阻力三、高速飛行時氣動力系數(shù)的變化四、焦點位置隨飛行馬赫數(shù)的變化一、亞音速、跨音速和超音速飛行隨著飛行馬赫數(shù)提高，機翼翼型表面上激波產(chǎn)生變化亞音速飛行：Ma<Ma臨(一般為0.7左右)跨音速飛行：1.3≥Ma＞Ma臨超聲速飛行：5≥Ma＞1.3高超聲速飛行：Ma＞5為什么是這樣劃分的？亞音速飛行：Ma<Ma臨(一般為0.7左右)跨音速飛行：1.3≥Ma＞Ma臨，既有亞聲速又有超聲速超聲速飛行：5≥Ma＞1.3，全場超聲速高超聲速飛行：Ma＞5，空氣不能視為完全氣體Ma=0.72出現(xiàn)等聲速點Ma=0.77出現(xiàn)局部超音速區(qū)和局部激波，可能發(fā)生激波分離隨著馬赫數(shù)繼續(xù)提高，等音速點向前移，局部激波向后移，超音速區(qū)逐漸擴大Ma=0.82下翼面出現(xiàn)超聲速區(qū)和局部激波隨著Ma數(shù)的繼續(xù)提高，超聲速區(qū)繼續(xù)擴大，下翼面雖然出現(xiàn)晚，但因為加速緩慢，逆壓梯度較小，擴展速度更快。Ma=0.95上下翼面的局部激波都移到后緣Ma=1.05前緣形成脫體正激波，只有正激波后面有一塊亞聲速區(qū)，其他流場已全部變成超聲速了約Ma=1.3如果機翼前緣是箭頭形，迎角不太大，脫體激波就會附在機翼前緣，此時可認為氣流在翼型表面全部都是超聲速流動二、高速飛行時氣動升力、阻力1氣動升力本質(zhì)：上下表面的壓力差亞聲速：依靠翼型和迎角使氣流在上翼面加速、下翼面減速，產(chǎn)生壓力差超聲速：上下表面激波都經(jīng)過內(nèi)折角產(chǎn)生斜激波，減速增壓，后經(jīng)外折角產(chǎn)生膨脹波，加速降壓。

上表面相比下表面內(nèi)折角小，損失少，速度快，壓力更大，從而產(chǎn)生壓差。2氣動阻力角度：從壓力分布解釋波阻的產(chǎn)生波阻：和升力無關(guān)的零升力波阻+激波干擾分離產(chǎn)生的壓差阻力跨音速區(qū)域，波阻陡增，發(fā)動機動力的3/4都必須用于克服波阻，即聲障現(xiàn)象波阻＞＞其他阻力二、高速飛行時氣動升力、阻力三、高速飛行時氣動力系數(shù)的變化1升力系數(shù)與跨聲速激波特點有關(guān)A-B上表面出現(xiàn)超音速流場且不斷擴大B-C下表面出現(xiàn)超音速流場且更快擴大至尾部C-D上翼面超音速流場也擴到尾部D-E下翼面超音速區(qū)逐漸前移到前緣E以后遵循超音速規(guī)律變化E點——上臨界馬赫數(shù)A點——下臨界馬赫數(shù)錢學(xué)森、郭永懷提出2阻力系數(shù)出現(xiàn)激波強度不大激波分離阻力發(fā)散馬赫數(shù)三、高速飛行時氣動力系數(shù)的變化3激波失速跨音速飛行階段，隨著速度增加，飛行升力先上升后下降、阻力迅速增加導(dǎo)致的失速現(xiàn)象由于激波的出現(xiàn)而引起，叫做激波失速激波失速與大迎角失速比較：原因不同，時機不同三、高速飛行時氣動力系數(shù)的變化四、焦點位置隨飛行馬赫數(shù)的變化M<M臨界，基本保持在25%M>M臨界，由流動狀態(tài)決定，后移，再前移再后移M>1，基本保持在50%聲障和熱障聲障M>M臨界，空氣動力特性復(fù)雜，出現(xiàn)一系列現(xiàn)象1飛機自動下俯2飛機難以操縱3機體發(fā)生振動4飛機自動橫滾1飛機自動下俯上表面先出現(xiàn)超聲速區(qū)域，并向后擴展，使升力增加，壓力中心后移，造成飛機俯仰的低頭力矩增加，飛機自動低頭俯沖2飛機難以操縱附面層分離，后部形成有大量漩渦的尾流區(qū)，影響操縱；偏轉(zhuǎn)舵面的弱擾動無法通過激波的強擾動前傳，影響操縱。3機體發(fā)生振動局部超聲速流場不穩(wěn)定，附面層分離生成有大量漩渦的尾流區(qū)，就會造成機翼抖振，也會在機翼后緣操縱面引起高頻振動。4飛機自動橫滾左右機翼出現(xiàn)超聲速流場有前后差異，擴展不完全同步，造成左右機翼氣動力不平衡，引起一側(cè)橫滾音障現(xiàn)象的出現(xiàn)使人們認識到：由于空氣的壓縮性，按照低速空氣動力學(xué)原理設(shè)計的低速飛機是不可能突破臨界馬赫數(shù)進行更高速度飛行的，從而促進了高速空氣動力學(xué)的研究和更大推力的動力裝置的設(shè)計和制造，最終使人們實現(xiàn)了突破音障，穿越跨音速區(qū)域，進行超音速飛行的夢想。熱障（空氣動力加熱）氣流流過機體時，由于空氣的粘性在機體表面形成了附面層。附面層內(nèi)的空氣受到摩擦，阻滯和壓縮，速度下降，溫度升高，氣流的動能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮?，對機體表面進行加熱，這就是空氣動力加熱。亞音速飛行時，氣流具有的動能小，摩擦阻滯產(chǎn)生的熱量少，很快在空中散掉了，機體表面溫度增加不多，也就不存在“熱障”問題。但當(dāng)飛機在空中進行超音速飛行時，空氣動力加熱的問題就逐漸嚴(yán)重了A點溫度同溫層，不同速度下的總溫短時間，使機體結(jié)構(gòu)承受熱應(yīng)力超音速巡航，機體結(jié)構(gòu)熱透，座艙溫度升高等首先，座艙的溫度太高使機務(wù)人員和乘客無法忍受，機上的設(shè)備比如無線電、航空儀表等也無法正常工作；其次，機體的溫度也會超過機上一些非金屬材料的極限工作溫度，比如，風(fēng)擋和觀察窗的有機玻璃、密封用的橡膠等都會因為溫度過高而不能正常工作甚至完全損壞；更嚴(yán)