PAGEPAGE2第二章飛機(jī)的高速空氣動(dòng)力特性由于空氣壓縮性的影響，高速氣流特性不同于低速氣流特性，因此，飛機(jī)的高速空氣動(dòng)力特性與低速空氣動(dòng)力特性有明顯不同。這些特性的變化使得飛機(jī)的結(jié)構(gòu)、使用、維護(hù)等方面也發(fā)生顯著變化。在高速飛行中，不同的階段，空氣被壓縮的程度有很大的差別。本章在前面各章的基礎(chǔ)上，討論翼形、機(jī)翼在亞音速階段、跨音速階段和亞音速階段各有哪些特點(diǎn)，這些特點(diǎn)給飛機(jī)結(jié)構(gòu)和飛機(jī)維護(hù)帶來(lái)哪些問(wèn)題，以及如何保持和恢復(fù)飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能?！?—1翼型的高速空氣動(dòng)力特性一、翼型的亞音速空氣動(dòng)力特性(一)可壓流的壓力系數(shù)微分形式的動(dòng)量方程在小擾動(dòng)情況下可寫(xiě)成所以壓力系數(shù){3—2—1)(3—2—1)式是根據(jù)可壓流在小擾動(dòng)條件推導(dǎo)出來(lái)的，不可壓流是可壓流的特例，所以只要是小擾動(dòng)，不論低速不可壓，還是亞音速可壓，壓力系數(shù)均可用(3—2—1)式計(jì)算。不可壓流，根據(jù)質(zhì)量方程的微分形式得則不可壓流的壓力系數(shù)(3—2—2)而可壓流中速度與截面積之間的關(guān)系由(4—4)式可知?jiǎng)t得可壓流的壓力系數(shù)：(3—2—3)比較(3—2—2)、(3—2—3)式，若兩種情況下的相同，可得(3—2—4)(3—2—4)式對(duì)固壁管道是正確的。因固壁時(shí)，兩種流動(dòng)的，是一樣的。而在二維可壓流中，流管截面的相對(duì)變化量比不可壓流的小，即；因而可壓流的與不可壓流之比不是實(shí)驗(yàn)及理論推導(dǎo)表明二維流為(3—2—5)由(3—2—5)式可知，可壓流動(dòng)時(shí)，機(jī)翼各點(diǎn)的壓力系數(shù)均是不可壓流的倍。所以翼型的壓力系數(shù)分布規(guī)律不變，只是數(shù)值大小發(fā)生變化。如圖3—2—1所示。這就是說(shuō)，亞音速來(lái)流中，翼面上壓力系數(shù)分布規(guī)律是在原來(lái)低速不可壓流的規(guī)律基礎(chǔ)上“吸處更吸，壓處更壓，零處仍為零”。(二)升力特性1、升力系數(shù)和升力系數(shù)斜率隨M數(shù)變化規(guī)律根據(jù)(3—2—5)式，可壓流中機(jī)翼上下表面壓力系數(shù)與不可壓流中機(jī)翼上下表面壓力系數(shù)的關(guān)系為將上兩式代入升力系數(shù)公式因?yàn)樗?3—2—6)將(3—2—6)式對(duì)迎角。求導(dǎo)，得因?yàn)樗?3—2—7)(3—2—6)式、(3—2—7)式表明，在亞音速階段，機(jī)翼的升力系數(shù)和升力系數(shù)斜率都隨飛行M數(shù)的增大而增大。升力系數(shù)增大，說(shuō)明同一迎角下，可壓氣流的機(jī)翼升力系數(shù)比不可壓氣流的大。這是因?yàn)?，機(jī)翼上下表面產(chǎn)生了額外的吸力或壓力，導(dǎo)致升力增加，機(jī)翼升力以超過(guò)飛行速度平方的比例變化。2、臨界迎角和最大升力系數(shù)隨M數(shù)變化規(guī)律飛行M數(shù)增大，機(jī)翼上表面的額外吸力增加。但各點(diǎn)吸力增加的數(shù)值卻不等。在最低壓力點(diǎn)附近，因流速增加得多，密度減小得多，吸力額外增加得多；而在上表面的后緣處，吸力增加得少(見(jiàn)圖3—2—1)。于是，隨著M數(shù)的增大，機(jī)翼上表面后緣的壓強(qiáng)比最低壓強(qiáng)點(diǎn)的壓強(qiáng)大得更多，逆壓梯度增大，導(dǎo)致附面層空氣更容易倒流。這就有可能在比較小的迎角下，出現(xiàn)嚴(yán)重的氣流分離，臨界迎角和最大升力系數(shù)隨之下降。圖３―２―１可壓流與不可壓流中機(jī)翼壓強(qiáng)分布(三)阻力特性飛行M數(shù)增大，一方面前緣壓強(qiáng)由于空氣壓縮性的影響而有額外增加，壓差阻力系數(shù)增大。但增大很有限。另一方面飛行M數(shù)增大(或者飛行速度增大，或者音速減小一氣溫降低，粘性系數(shù)μ減小)，雷諾數(shù)Re增大，導(dǎo)致摩擦阻力系數(shù)減小。但減小也很有限。于是，隨著飛行M數(shù)的增大，壓差阻力系數(shù)的增大和摩擦阻力系數(shù)的減小相抵，機(jī)翼型阻系數(shù)(壓差阻力系數(shù)與摩擦阻力系數(shù)之和)基本不隨飛行M數(shù)而變化。(四)壓力中心位置的變化亞音速飛行，在空氣壓縮性的影響下，整個(gè)機(jī)翼的壓力系數(shù)都放大了倍。這樣，機(jī)翼表面壓強(qiáng)分布的形狀就沒(méi)有改變，可以認(rèn)為機(jī)翼壓力中心位置基本不變。二、翼型的跨音速空氣動(dòng)力特性高速飛行中，在飛行速度還沒(méi)有達(dá)到音速的情況下，機(jī)翼表面的局部地區(qū)，有可能出現(xiàn)超音速氣流并產(chǎn)生激波。這時(shí)飛機(jī)進(jìn)入跨音速飛行。這種超音速氣流和激波是在機(jī)翼表面的局部地區(qū)出現(xiàn)的，故稱(chēng)為局部超音速氣流和局部激波。機(jī)翼表面出現(xiàn)了局部超音速氣流和局部激波，會(huì)顯著改變機(jī)翼表面的壓強(qiáng)分布導(dǎo)致機(jī)翼空氣動(dòng)力特性發(fā)生明顯變化。(一)臨界M數(shù)飛機(jī)以一定的速度飛行時(shí)，空氣流過(guò)機(jī)翼上表面的凸部，由于流管收縮，局部流速必然加快而大于飛行速度。局部速度的加快，必然引起局部溫度降低，從而局部音速也減小。這樣，隨著飛行速度逐漸增大，在上表面最低壓強(qiáng)點(diǎn)(即局部氣流速度最大的那一點(diǎn))處的氣流也不斷加快，而該點(diǎn)的局部音速則不斷減小。于是，局部氣流速度與局部氣流音速逐漸接近，以致相等。當(dāng)飛行速度增大到一定程度時(shí)，機(jī)翼表面最低壓強(qiáng)點(diǎn)的氣流速度剛好等于該點(diǎn)的氣流音速，此時(shí)的飛行速度叫飛行臨界速度，簡(jiǎn)稱(chēng)臨界速度，記作；此時(shí)的飛行M數(shù)就是飛機(jī)的臨界M數(shù)，簡(jiǎn)稱(chēng)臨界M數(shù)，記作(3—2—8)式中為飛機(jī)所在高度的大氣音速。臨界M數(shù)的大小，表示機(jī)翼最低壓強(qiáng)點(diǎn)處產(chǎn)生局部超音速氣流而形成激波(局部激波)的早晚。大表示該機(jī)翼產(chǎn)生局部超音速氣流晚，小產(chǎn)生局部超音速氣流早。是衡量機(jī)翼空氣動(dòng)力性能的一個(gè)很重要的參數(shù)。臨界M數(shù)的大小與最低壓強(qiáng)點(diǎn)處的壓力系數(shù)有關(guān)。最低壓強(qiáng)點(diǎn)處的壓力系數(shù)越小，表示該點(diǎn)的局部氣流速度較遠(yuǎn)前方來(lái)流速度大得越多，溫度下降越多，即局部音速減小越多，產(chǎn)生局部超音速氣流越早，所以臨界M數(shù)也越小。由以上分析可知，翼型的臨界M數(shù)主要是相對(duì)厚度和升力系數(shù)的函數(shù)。(二)局部激波的產(chǎn)生和發(fā)展1、局部激波的產(chǎn)生當(dāng)飛行M數(shù)增至臨界M數(shù)時(shí)，機(jī)翼上表面首先出現(xiàn)等音速點(diǎn)。如繼續(xù)增大飛行M數(shù)，等音速點(diǎn)的后面流管擴(kuò)張，氣流膨脹加速，出現(xiàn)局部超音速區(qū)。在超音速區(qū)內(nèi)壓強(qiáng)下降，比大氣壓強(qiáng)小得多。但機(jī)翼后緣的壓強(qiáng)卻接近大氣壓強(qiáng)。這種較大的逆壓梯度，必然以較強(qiáng)的壓力波的形式，逆著機(jī)翼表面的氣流向前傳播。由于是強(qiáng)壓力波，故其傳播速度大于當(dāng)?shù)匾羲?。又因?yàn)闄C(jī)翼表面的部分地區(qū)氣流速度已經(jīng)超過(guò)局部音速，所以，當(dāng)壓力波傳到某一位置，其傳播速度等于迎面的局部超音速氣流速度時(shí)，就不能再繼續(xù)前傳，而穩(wěn)定在這一位置上，出現(xiàn)一壓強(qiáng)突增面，稱(chēng)為局部激波。如圖3—2—2所示。氣流通過(guò)局部激波后，即減速為亞音速氣流向后流去。同時(shí)壓強(qiáng)、密度、溫度突然升高。顯然，局部激波前，等音速線(所有等音速點(diǎn)組成的線，對(duì)機(jī)翼來(lái)說(shuō)為一曲面)后是局部超音速區(qū)，其它則是亞音速區(qū)。此時(shí)，機(jī)翼周?chē)扔衼喴羲贇饬?，又有超音速氣流，這就是跨音速飛行的特點(diǎn)。2、局部激波的發(fā)展某對(duì)稱(chēng)翼型局部激波發(fā)展情況如圖3—2—3所示。圖3-2-2機(jī)翼局部激波的產(chǎn)生當(dāng)時(shí)，只在上表面有很小的超音速區(qū)，尚未形成局部激波(圖中A)。當(dāng)稍大于0．75時(shí)，在機(jī)翼上表面就會(huì)形成激波。隨著增大，局部超音速區(qū)擴(kuò)大，等音速點(diǎn)前移，局部激波后移(圖B，C)。等音點(diǎn)之所以前移是因?yàn)樯?、下表面各點(diǎn)的氣流速度均隨增大而普遍加快之故。局部激波之所以后移，是因?yàn)樵龃螅植砍羲賲^(qū)內(nèi)氣流速度也相應(yīng)增大，迫使局部激波后移到某一位置，其傳播速度增加，到與局部氣流速度相等時(shí)，激波重新穩(wěn)定在新的位置上。由0.81增至0.89過(guò)程中，在翼型的下表面也形成了局部激波。但其位置較靠后，且隨增大，激波迅速移到后緣(圖中C)。這是因?yàn)榫哂行∮?如)的對(duì)稱(chēng)翼型，其下表面最低壓強(qiáng)點(diǎn)靠后。所以，激波位置靠后。又因?yàn)橄卤砻媪鞴茏兓^小，氣流膨脹加速較上表面平緩，故當(dāng)增大時(shí)，只有激波后移較大距離，才能增強(qiáng)到相應(yīng)強(qiáng)度，其傳播速度才能重新等于波前氣流速度。因此，下表面局部激波一旦產(chǎn)生，便迅速移到后緣。繼續(xù)增大到0.89時(shí)，上表面局部激波仍繼續(xù)后移，直到后緣(圖D)。再增大，將出現(xiàn)頭部激波(圖E)，后緣激波更向后傾斜。上述關(guān)于局部激波在上下表面的產(chǎn)生和發(fā)展過(guò)程，雖然只是某一翼型的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，但具有一定的代表性。對(duì)于其它翼型，盡管在數(shù)量上有差別，但規(guī)律大體是一樣的。因此，研究機(jī)翼的跨音速空氣動(dòng)力特性，我們就上述關(guān)于圖３―２―３局部激波發(fā)展局部激波的發(fā)展趨勢(shì)和過(guò)程作為基礎(chǔ)。(三)翼型的跨音速升力特性1、升力系數(shù)隨飛行M數(shù)的變化圖3—2—4為機(jī)翼的升力系數(shù)隨飛行M數(shù)變化的曲線?？梢钥闯觯诳缫羲匐A段，隨著飛行M數(shù)的增大，升力系數(shù)先增大，隨后減小，接著又增大，而后又減小。升力系數(shù)之所以有如此起伏變化，是機(jī)翼上下表面出現(xiàn)了局部超音速區(qū)和局部激波的結(jié)果。飛行M數(shù)小于臨界M數(shù)時(shí)，機(jī)翼上下表面全部是亞音速氣流，升力系數(shù)按亞音速規(guī)律變化；M數(shù)增大，空氣壓縮性影響明顯，使升力系數(shù)增大。圖3—2—4中A點(diǎn)以前的一段曲線，反映了亞音速階段升力系數(shù)隨飛行M數(shù)的變化規(guī)律。圖中A點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的M數(shù)。由圖可見(jiàn)，飛行M數(shù)超過(guò)臨界M數(shù)后，升力系數(shù)隨M數(shù)增大而迅速增加。這是因?yàn)?，這時(shí)機(jī)翼上表面已出現(xiàn)了局部超音速區(qū)并隨著M數(shù)的增大而不斷擴(kuò)大。在超音速區(qū)里，流速不斷增加，壓強(qiáng)不斷減小，即吸力不斷增大。這種迅速增加的額外吸力促使機(jī)翼升力有額外增加，導(dǎo)致升力系數(shù)迅速增加，如圖3—2—4中曲段AB段所示。圖３―２―４機(jī)翼升力系數(shù)隨Ｍ數(shù)的變化圖中B點(diǎn)對(duì)應(yīng)的M數(shù)，為機(jī)翼下表面開(kāi)始出現(xiàn)等音速點(diǎn)的M數(shù)。由圖可見(jiàn)，飛行M數(shù)再增大，升力系數(shù)迅速下降。因?yàn)檫@時(shí)機(jī)翼下表面也出現(xiàn)了局部超音速區(qū)和局部激波，產(chǎn)生了向下的附加吸力，引起機(jī)翼上下表面壓強(qiáng)差減小，致使升力系數(shù)下降。隨著M數(shù)的進(jìn)一步增大，機(jī)翼下表面的局部激波迅速向后移動(dòng)，使機(jī)翼上下表面壓強(qiáng)差迅速減小，導(dǎo)致升力系數(shù)繼續(xù)下降。如圖3—2—4中曲線BC段所示。圖中C點(diǎn)對(duì)應(yīng)的M數(shù)，為機(jī)翼下表面局部激波移至后緣時(shí)的飛行M數(shù)。由圖可見(jiàn)，飛行M數(shù)繼續(xù)增大。升力系數(shù)又開(kāi)始增加。因?yàn)檫@時(shí)機(jī)翼下表面的局部激波已移至后緣，不再移動(dòng)了，而上表面激波仍隨著飛行M數(shù)的增大繼續(xù)后移，超音速區(qū)擴(kuò)大，壓強(qiáng)繼續(xù)下降，既額外吸力繼續(xù)增加，使機(jī)翼上下表面壓強(qiáng)差增大，于是，升力系數(shù)重新增加，如圖3—2—4中曲線CD段所示。圖中D點(diǎn)為機(jī)翼上表面局部激波移至后緣時(shí)的飛行M數(shù)。由圖可見(jiàn)，飛行M數(shù)再增大，升力系數(shù)又開(kāi)始下降。因?yàn)闄C(jī)翼上表面局部激波移至后緣時(shí)，等音速點(diǎn)也基本移至前緣，而機(jī)翼下表面，由于開(kāi)始出現(xiàn)的局部超音速區(qū)靠后，且局部激波后移迅速，當(dāng)局部激波移至后緣時(shí)，等音速點(diǎn)仍未移至前緣。因此，飛行M數(shù)增大，上表面超音速區(qū)基本不擴(kuò)大，而下表面等音速點(diǎn)繼續(xù)前移，超音速區(qū)擴(kuò)大，吸力增大，致使升力系數(shù)減小，如圖3—2—4中曲線DE段所示。飛行M數(shù)超過(guò)了圖上E點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的M數(shù)后，機(jī)翼產(chǎn)生了前緣激波，升力系數(shù)將按超音速流動(dòng)規(guī)律變化。2、壓力中心位置隨飛行M數(shù)的變化飛機(jī)進(jìn)入跨音速飛行階段，機(jī)翼壓力中心位置的變化較顯著。其變化規(guī)律是先后移，接著前移，而后又后移。壓力中心位置這樣反復(fù)前后移動(dòng)的原因可作如下解釋。圖３―２―５跨音速階段壓力中心位置的變化飛行M數(shù)超過(guò)臨界M數(shù)后，機(jī)翼上表面首先出現(xiàn)了局部超音速區(qū)和局部激波。隨著M數(shù)的增大，激波后移，局部超音速區(qū)擴(kuò)大。局部超音速區(qū)位于機(jī)翼的中、后段，且流速最快的地方位于激波前，這就引起機(jī)翼上表面的后段吸力增大，產(chǎn)生正的附加升力，致使機(jī)翼壓力中心位置向后移到。如圖3—2—5a所示。飛行M數(shù)再增大，機(jī)翼下表面也出現(xiàn)了局部超音速區(qū)和局部激波，由于下表面的局部激波靠后，并隨著M數(shù)的增大迅速移至后緣，這就引起機(jī)翼下表面后半段吸力增大，產(chǎn)生負(fù)的附加升力，致使壓力中心前移，如圖3—2—5b所示。當(dāng)表面局部激波移至后緣后，飛行M數(shù)繼續(xù)增大，由于上表面局部激波繼續(xù)后移。超音速區(qū)擴(kuò)大，后半部吸力增大，導(dǎo)致壓力中心后移。（四）翼型的跨音速阻力特性飛行M數(shù)超過(guò)臨界M，機(jī)翼阻力急劇增加。這是機(jī)翼上下表面的局部激波所引起的。這種由于出現(xiàn)激波而產(chǎn)生的額外阻力，叫激波阻力，簡(jiǎn)稱(chēng)波阻。1、跨音速飛行時(shí)，波阻產(chǎn)生的原因飛機(jī)作跨音速飛行時(shí)，機(jī)翼的激波阻力是由以下兩個(gè)原因產(chǎn)生。(1)超音速區(qū)造成的額外阻力飛行M數(shù)超過(guò)臨界M數(shù)以后，機(jī)翼表面出現(xiàn)了局部超音速區(qū)和局部激波。局部超音速區(qū)內(nèi)吸力增大，而機(jī)翼前段吸力增加少。吸力增加得多的地方位于機(jī)翼的中、后段表面，故總的增加的吸力的方向向后傾斜，如圖3—2—6所示。由于增加的吸力向后傾斜，使得機(jī)翼前后壓力差增大。這種由于增加的吸力向后傾斜所產(chǎn)生的阻力，是跨音速階段激波阻力產(chǎn)生的原因之一。(2)激波與附面層干擾圖３―２―６波阻的產(chǎn)生圖3-2-7層流附面層與λ激波由于激波與附面層干擾，當(dāng)機(jī)翼的局部激波發(fā)展到一定程度，即激波強(qiáng)度較強(qiáng)時(shí)，局部激波會(huì)使附面層氣流分離。在分離點(diǎn)后面的渦流區(qū)內(nèi)，壓強(qiáng)減小。這就使得機(jī)翼前后的壓力差更為增加。這種由于局部激波激發(fā)附面層氣流分離所額外增加的阻力，是跨音速階段激波阻力產(chǎn)生的又一原因。超音速氣流過(guò)機(jī)翼表面時(shí)，附面層內(nèi)的氣流按其速度大小可分為兩層。一層貼近機(jī)翼表面，流速小于音速，是亞音速底層。另二層稍靠外；流速大于音速，是超音速外層。在這兩層的分界線上，流速等于音速，是音速線。機(jī)翼表面的局部激波只能達(dá)到附面層的超音速外層，而達(dá)不到附面層的亞音速底層?？梢?jiàn)，局部激波實(shí)際上并不與機(jī)翼表面直接接觸，它只能存在于附面層的超音速外層及主流區(qū)之中，如圖3—2—7和3—2—8。層流附面層和紊流附面層的速度分布規(guī)律不一樣，激波與附面層的干擾情況也不一樣。層流附面層受激波的影響要產(chǎn)生氣流分離，激波形狀也改變?yōu)椤唉恕毙?。紊流附面層受激波的影響一般不產(chǎn)生氣流分離，激波形狀為正激波?，F(xiàn)分析如下：層流附面層雖然比較薄，但其流速分布，由附面層外層直到機(jī)翼表面是逐漸減慢的，底層的速度梯度小，所以附面層的亞音速底層較厚。局部激波后面突然升高的壓強(qiáng)，通過(guò)附面層的亞音速底層可以逆氣流傳到激波前面，使得附面層亞音速底層氣流受到阻滯，并產(chǎn)生倒流，形成在激波處的氣流分離。氣流分離能波及附面層超音速外層，這就引起超音速氣流向離開(kāi)翼面方向偏折，象流過(guò)內(nèi)凹曲面一樣，在原來(lái)正激波之前又產(chǎn)生一系列的斜激波，形狀象希臘字母“λ”故稱(chēng)λ激波(圖3—2—7)。飛行M數(shù)增大，激波處附面層的氣流分離加劇。紊流附面層，其流速分布和層流附面層有所不同。附面層底層的速度梯度大，靠近機(jī)翼表面的流速，比起鄰近外層的流速小得多，附面層大部分是超音速外層，而亞音速底層很薄。在這種情況下，局部激波后面突然升高的壓強(qiáng)，不容易通過(guò)亞音速底層傳到激波前面去。這樣，激波前的氣流不致于受到強(qiáng)烈阻滯，也就不會(huì)產(chǎn)生氣流分離，當(dāng)然也不產(chǎn)生斜激波。即是說(shuō)，只有一道較強(qiáng)的正激波(圖3—2—8)。圖3-2-8紊流附面層與正激波2、阻力系數(shù)隨飛行M數(shù)的變化實(shí)踐和理論計(jì)算表明，在翼型和迎角固定的條件下，在跨音速范圍，阻力系數(shù)隨M數(shù)的增大而急劇增大，如圖3—2—9BC段所示。飛行M數(shù)超過(guò)臨界M數(shù)不多時(shí)，機(jī)翼上表面的局部超音速區(qū)范圍很小，附加吸力還不大，向后傾斜也不厲害，前后壓強(qiáng)差額外增加得不多。所以阻力系數(shù)增加略緩慢些。隨著飛行M數(shù)的進(jìn)一步增大，一方面，機(jī)翼上表面的局部激波逐漸后移，局部超音速區(qū)不斷擴(kuò)大，附加吸力越來(lái)越大，且越向后傾斜，使機(jī)翼前后的壓強(qiáng)差有了顯著的額外增加，阻力系數(shù)就急劇增加；另一方面，由于激波處附面層氣流分離，也使機(jī)翼前后壓強(qiáng)差有額外的增加，這也是導(dǎo)致阻力系數(shù)急劇增加的原因。如果飛行M數(shù)繼續(xù)增大，由于上下表面局部激波繼續(xù)后移，局部超音速區(qū)繼續(xù)擴(kuò)大，激波引起的附面層氣流分離影響更為顯著，所以，阻力系數(shù)增加更為急劇。當(dāng)飛行M數(shù)增大到1附近，機(jī)翼上表面局部激波移至后緣，此時(shí)，阻力系數(shù)達(dá)到最大。M數(shù)再增大，阻力系數(shù)減小。機(jī)翼出現(xiàn)前緣激波后，阻力系數(shù)隨M數(shù)的變化遵循超音速規(guī)律。3、在不同迎角下，機(jī)翼阻力系數(shù)隨飛行M數(shù)的變化前面講過(guò)，迎角增大，臨界M數(shù)降低，機(jī)翼表面也就更早地出現(xiàn)局部超音速區(qū)和局部激波。迎角越大，阻力系數(shù)開(kāi)始劇烈增長(zhǎng)的M數(shù)也相應(yīng)越小。圖3—2—10畫(huà)出了在2°和0°迎角下阻力系數(shù)隨M數(shù)變化的曲線。顯而易見(jiàn)，在2°迎角下，阻力系數(shù)開(kāi)始急劇增長(zhǎng)的飛行M數(shù)比較小些。迎角增大要引起機(jī)翼上表面的吸力增大，并且更加向后傾斜，促使前后壓強(qiáng)差增加，圖３―２―９阻力系數(shù)隨Ｍ數(shù)變化圖３―２―１０不同仰角阻力系數(shù)隨Ｍ樹(shù)變化阻力系數(shù)增大。這從圖3—2—11中對(duì)比大小迎角下的壓強(qiáng)分布就可以清楚地看出來(lái)。所以圖3—2—10中，大迎角下阻力系數(shù)隨飛行M數(shù)變化的曲線位于小迎角的上邊。4、表面質(zhì)量對(duì)波阻的影響機(jī)翼表面粗造會(huì)引起臨界M數(shù)降低和波阻增大。前面已經(jīng)說(shuō)過(guò)，層流附面層引起“λ”形激披，紊流附面層引起正激波。而紊流附面層的波阻大于層流附面層引起的波阻。機(jī)翼表面粗糙，容易使層流附面層提前轉(zhuǎn)換為紊流附面層。機(jī)翼表面碰傷變形，凹凸不平，也會(huì)引起局部流速加快，臨界M數(shù)降低。因?yàn)槌羲贇饬鹘?jīng)過(guò)凹凸不平的表面將產(chǎn)生一系列激波(見(jiàn)圖3—2—12)導(dǎo)致波阻增大。因此，使用維護(hù)要注意保持飛機(jī)表面光潔，不使變形。出現(xiàn)凹凸變形，應(yīng)及時(shí)修復(fù)平整。圖３―２―１１在大小仰角下壓強(qiáng)三、翼型的超音速空氣動(dòng)力特性由于低速圓頭翼型在超音速氣流中會(huì)產(chǎn)生脫體激披，引起較大的損失，產(chǎn)生很大的阻力。所以，超音速翼型要求前緣都應(yīng)該是尖的。但任何超音速飛機(jī)都要經(jīng)過(guò)起、落的低速飛行階段。為兼顧低速和超音速兩種情況，一般超音速機(jī)翼和尾翼還都是采用小圓頭、尖尾的對(duì)稱(chēng)薄翼型。下面討論對(duì)稱(chēng)薄翼型的超音速升、阻力特性。(一)超音速氣流中，對(duì)稱(chēng)薄翼型升、阻力的產(chǎn)生如圖3—2—13所示，在小迎角下，超音速氣流經(jīng)過(guò)翼型前緣，相當(dāng)于繞內(nèi)凹角流動(dòng)，產(chǎn)生兩道附體的斜激波。通過(guò)斜激波，方向偏轉(zhuǎn)到翼型前緣的切線方向，隨后沿翼型表面流動(dòng)。這相當(dāng)于繞外凸曲面的流動(dòng)，產(chǎn)生一系列膨脹波而連續(xù)膨脹加速。從翼型前部所發(fā)出的膨脹波，將與前緣激波相交，削弱激波，使激波角減小，最后減弱為弱擾動(dòng)波。當(dāng)上下翼面的超音速氣流到達(dá)后緣時(shí)，由于上下氣流指向不一致(二者之差為后緣角)。壓強(qiáng)也不相等，故又產(chǎn)生兩道斜激彼，使匯合的氣流有相同的指向和壓強(qiáng)。后緣激波越伸越遠(yuǎn)，被翼面延伸出來(lái)的膨脹波所削弱，最后變成弱擾動(dòng)波。在正迎角下，下翼面比上翼面氣流轉(zhuǎn)折角大，激波強(qiáng)度強(qiáng)，波后M數(shù)小，壓強(qiáng)大。因而上下翼面產(chǎn)生壓強(qiáng)差，壓強(qiáng)差總和垂直于遠(yuǎn)前方來(lái)流方向的合力，就是升力Y，而平行于遠(yuǎn)前方來(lái)流方向上的合力，就是波阻。(二)對(duì)稱(chēng)薄翼的超音空氣動(dòng)力特性對(duì)于薄翼來(lái)說(shuō)，可以將翼剖面外形看作是由許多直折線組成的，氣流每經(jīng)過(guò)一段折線，都可按小角度轉(zhuǎn)折來(lái)計(jì)算其壓強(qiáng)變化，由式，從而可推導(dǎo)(從略)出升力系數(shù)和阻力系數(shù)如下，圖３―２―12機(jī)翼變形引起的激波(3—2—9)(3—2—10)——機(jī)翼迎角；K——形狀修正系數(shù)，見(jiàn)表3—2—1；——翼型的相對(duì)厚度。式(3—2—10)等號(hào)右邊第二項(xiàng)叫零升波阻系數(shù)，它是用無(wú)升力迎角飛行時(shí)的波阻系數(shù)。(三)超音速飛行中機(jī)翼壓力中心對(duì)稱(chēng)薄翼型機(jī)翼的壓力中心位置在翼弦中間，并不隨飛行M數(shù)變化。其它翼型的壓力中心，在超音速階段也基本不隨飛行M數(shù)變化。這是因?yàn)?，在超音速階段，機(jī)翼上下表面的局部激波已移至后緣，局部超音速區(qū)已無(wú)處擴(kuò)大，在飛行M數(shù)增大的過(guò)程中機(jī)翼上下各點(diǎn)的壓強(qiáng)均大致按同一比例變化，所以壓力中心位置也基本不隨飛行M數(shù)變化。圖３―２―13小仰角時(shí)超音速氣流流過(guò)對(duì)稱(chēng)薄翼型的流譜§2—2后掠翼的空氣動(dòng)力特性目前高速飛機(jī)很多都是后掠翼。后掠翼與平直翼不同，其前緣與機(jī)體橫軸并不平行，而具有大約30~60°的前緣后掠角。其氣動(dòng)特性也具有不同于平直翼的特點(diǎn)，下面從亞音速、跨音速和超音速三個(gè)方面討論后掠翼的空氣動(dòng)力特性。一、后掠翼的亞音速空氣動(dòng)力特性(一)空氣流過(guò)后掠翼的情形空氣由前向后流過(guò)后掠翼，其流速C同機(jī)翼前緣不垂直，可以分解成兩個(gè)分速。一個(gè)是與前緣垂直的垂直分速，另一個(gè)是與前緣平行的平行分速。如圖3—2—14所示。垂直分速。和平行分速，同前緣后掠角的關(guān)系是：式中c為遠(yuǎn)前方來(lái)流速度，即飛行速度，為機(jī)翼前緣后掠角。從效果看，垂直分速與平行分速速所起的作用不一樣。因?yàn)闄C(jī)翼表面沿平行于前緣的方向沒(méi)有彎曲，所以，空氣在流過(guò)機(jī)翼表面的過(guò)程中，平行分速沿機(jī)翼表面基本不發(fā)生變化，對(duì)機(jī)翼壓強(qiáng)分布也不起什么作用。而垂直分速則沿途不斷改變，好比空氣以圖3—2—14后掠翼速度分解流速。流過(guò)一個(gè)平直翼一樣，自然引起機(jī)翼沿翼弦方向的壓強(qiáng)分布發(fā)生變化?？梢?jiàn)，只有氣流垂直分速才對(duì)機(jī)翼壓強(qiáng)分布起決定性影響，所以，把垂直分速稱(chēng)為有效分速。機(jī)翼后掠角越大，則有效分速越小，機(jī)翼上下表面各處的有效分速也越大；反之，機(jī)翼后掠角越大，則有效分速越小，機(jī)翼上下表面各處的有效分速也越小。空氣流過(guò)后掠翼，既然平行分速基本不變，而垂直分速不斷變化，故不象流過(guò)平直翼那徑直地向后流去，其流線會(huì)左右偏斜，如圖3—2—15a所示?？諝鈴臋C(jī)翼遠(yuǎn)前方流近機(jī)翼前緣，有效分速受到阻滯而越來(lái)越小(如圖中)；平行分速則不受影響，保持不變。這樣一來(lái)，越接近前緣，氣流速度不僅越來(lái)越慢，而且方向也越來(lái)越向翼尖方向偏斜。經(jīng)過(guò)前緣以后，空氣在流向最低壓力點(diǎn)(圖中C點(diǎn))的途中，有效分速又逐漸加快，平行分速仍保持不變，所以，局部流速不僅逐漸加快，而且方向也從翼尖轉(zhuǎn)向翼根。以后，又因有效分速逐漸減慢，氣流方向轉(zhuǎn)向原來(lái)方向。于是，整個(gè)流線呈“S”形變曲，如圖3—2—15b所示。圖3—2—15空氣流過(guò)后掠翼的情形圖3—2—16翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)對(duì)圖3—2—17后掠翼各剖面的升力系數(shù)沿尺向分布翼弦方向壓強(qiáng)分布影響(二)后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)空氣流過(guò)后掠翼，由于流線左右偏斜，會(huì)影響機(jī)翼的壓強(qiáng)分布，從而出現(xiàn)所謂“翼根效應(yīng)”和“翼尖效應(yīng)”。參看圖3—2—15b，在后掠翼翼根部分的上表面前段，流線向外偏斜，流管擴(kuò)張變粗；而在后段，流線向內(nèi)側(cè)偏斜，流管收斂變細(xì)。在亞音速條件下，前段流管變粗，流速增加較少，壓強(qiáng)降低不多，即吸力減??；后段流管變細(xì)，流速加快，吸力增大。與此同時(shí)，因流管最細(xì)的位置后移，使最低壓強(qiáng)點(diǎn)的位置向后移動(dòng)，如圖3—2—16所示。這種現(xiàn)象稱(chēng)為翼根效應(yīng)。至于翼尖部分，情況與翼根相反。因翼尖外側(cè)的氣流徑直向后流去，而翼尖部分上表面前段流線向外偏斜，故流管收斂變細(xì)，流速加快得多，壓強(qiáng)減小得多，即吸力增大；在后段，因流線向內(nèi)側(cè)偏斜，故流管擴(kuò)張彎粗，流速減慢，吸力減小。與此同時(shí)，因流管最細(xì)的位置向前移，故最低壓強(qiáng)點(diǎn)向前移動(dòng)，如圖3—2—16所示。這種現(xiàn)象稱(chēng)為翼尖效應(yīng)。翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)引起沿翼弦方向的壓強(qiáng)分布發(fā)生變化，但上表面的前段變化較多。所以，翼根效應(yīng)使翼根部分的平均吸力減小，升力系數(shù)減小。翼尖效應(yīng)使翼尖部分的平均吸力增大，升力系數(shù)增大。后掠翼沿展向各剖面的升力系數(shù)分布如圖3—2—17所示。通過(guò)以上分析可以看出，造成后掠翼亞音速空氣動(dòng)力特性不同于一般平直翼的基本原因有兩條；一是由于后掠翼的空氣動(dòng)力主要取決于有效分速，而有效分速是小于氣流速度的；二是由于空氣流過(guò)后掠翼，流線左右偏斜，形成翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)，影響后掠翼的壓強(qiáng)分布。這兩點(diǎn)是分析后掠翼亞音速空氣動(dòng)力特性的基本依據(jù)。(三)后掠翼的亞音速升力阻力特性圖3—2—18平直翼與后掠翼比較設(shè)有一無(wú)限展長(zhǎng)的平直翼，空氣以速度流過(guò)機(jī)翼，如圖3—2—18a所示。若將此機(jī)翼向后傾斜一個(gè)角度，見(jiàn)圖3—2—18b，則氣流在斜置機(jī)翼表面流動(dòng)情況與前面分析后掠翼的流動(dòng)情況一樣。下面來(lái)分析平直翼與后掠翼的空氣動(dòng)力系數(shù)的關(guān)系。由前面分析可知后掠翼靜空氣動(dòng)力特性只取決于垂直分速，而與平行分速無(wú)關(guān)。這樣在相同迎角下。后掠翼要產(chǎn)生與平直翼的同等空氣動(dòng)力，必須是式中——后掠翼升力系數(shù)；——平直翼升力系數(shù)；而所以(3—2—11)從(3—2—11)式可以看出后掠翼升力系數(shù)比平直翼的小。后掠翼的阻力系數(shù)也比平直翼的小。圖3—2—19后掠翼的阻力由圖3-2—19看出式中——后掠翼阻力；——由垂直分速引起的機(jī)翼翼型阻力，即氣流以流過(guò)平直翼時(shí)的阻力。所以式中分別為后掠翼和平直翼的阻力系數(shù)。因?yàn)樗?3—2—12)對(duì)后掠翼通常取來(lái)流與平行來(lái)流弦線的夾角為仰角,取法向分速；與法向剖面弦線的夾角為。由圖3-2-20可見(jiàn)圖3—2—20式中h為前緣比后緣高出量。b和分別為沿來(lái)流方向和沿垂直分速方向翼剖面的弦長(zhǎng)。將除以得所以當(dāng)迎角不大時(shí)，上式可改寫(xiě)為根據(jù)上述可求得后掠翼升力系數(shù)斜率與平直翼升力系數(shù)斜率的關(guān)系是所以(3—2—13)根據(jù)(3—2—11)、(3—2—12)、(3—2—13)式，可由無(wú)限翼展平直翼的升力系數(shù)、阻力系數(shù),升力系數(shù)斜率求得無(wú)限翼展后掠翼的升力系數(shù)。阻力系數(shù)，力系數(shù)斜率。顯然，當(dāng)無(wú)限翼展后掠翼的、、翼型及飛行高度與無(wú)限翼展平直翼的都相同時(shí)，后掠翼的、、都比平直翼的小。圖3—2—21后掠角對(duì)的影響因此，后掠翼的亞音速空氣動(dòng)力特性不如平直翼的好。對(duì)于有限翼展后掠翼，除翼根和翼尖部分與無(wú)限翼展的有較大差別外，其余部分則是十分接近的。所以,將上述的關(guān)系式用來(lái)定性地分析后掠角對(duì)機(jī)翼空氣動(dòng)力特性的影響,是有實(shí)際意義的。圖3-2-21為一后掠角的后掠翼和相同展弦比的平直翼的升力系數(shù)曲線。由圖看出，同一迎角下，后掠翼的升力系數(shù)比平直翼的小。圖3-2-22為各種不同后掠角的機(jī)翼的升力系數(shù)斜率隨展弦比的變化曲線。由圖看出，當(dāng)展弦比一定時(shí)，后掠角增大，升力系數(shù)斜率減小。當(dāng)后掠角一定時(shí)，展弦比減小，升力系數(shù)斜率也減小。這是由于展弦比減小時(shí)，翼尖渦流對(duì)機(jī)翼上、下表面的均壓作用增強(qiáng)的緣故。圖3—2—22隨后掠角和展弦的變化(四)后掠翼在大迎角下的失速特性1、翼尖先失速翼尖先失速的原因，有兩方面。一方面，在機(jī)翼上表面的翼根部分，因翼根效應(yīng)，平均吸力較??；在機(jī)翼上表面的翼尖部分，因翼尖效應(yīng)，平均吸力較大。于是，沿翼展方向，從翼根到翼尖存在壓力差。這個(gè)壓力差促使附面層內(nèi)的空氣向翼尖方向流動(dòng)，以致翼尖部分的附面層變厚，動(dòng)能損失較多，容易產(chǎn)生氣流分離。另一方面，由于翼尖效應(yīng)，在翼尖部分的上表面前段，流管變細(xì)，吸力增大；而在上表面后段，流管變粗，吸力減小。于是，翼尖上表面的后緣部分與最低壓強(qiáng)點(diǎn)之間的逆壓梯度增大，這就增強(qiáng)了附面層內(nèi)空氣向前倒流的趨勢(shì)，容易形成氣流分離。由于上述兩方面原因，當(dāng)迎角增大到一定程度，機(jī)翼上表面的翼尖部分首先產(chǎn)生氣流分離，形成翼尖先失速。2、后掠翼的最大升力系數(shù)和臨界迎角比平直翼小對(duì)于后掠翼而言，其有效分速與垂直于前緣的翼弦所構(gòu)成的迎角，總是大于相對(duì)氣流速度C與順氣流方向的翼弦所構(gòu)成的迎角的(參看圖3—2—20)。而當(dāng)前一迎角增至與平直翼的臨界迎角同一大小時(shí)，后掠翼就開(kāi)始出現(xiàn)氣流分離。故按后一迎角計(jì)算，后掠翼的臨界迎角就比平直翼小。當(dāng)后掠翼達(dá)到臨界迎角時(shí)，其最大升力系數(shù)就小于平直翼的最大升力系數(shù)。參看圖3—2—21，后掠角為的后掠翼的最大升力系數(shù)比平直翼的減小了20％，臨界迎角減小了。需要指出的是，后掠翼在臨界迎角附近，升力系數(shù)變化比平直翼緩和。這是因?yàn)?，?dāng)后掠翼出現(xiàn)翼尖失速之后，翼尖部分的升力系數(shù)下降(如圖3—2-23曲線2)，而機(jī)翼的中間部分尚未失速，升力系數(shù)仍按線性變化(如圖7—13曲線1)。此時(shí)，機(jī)翼的失速范圍較小，未失速的范圍較大。失速區(qū)升力系數(shù)減小是矛盾的次要方面，而未失速區(qū)升力系數(shù)增大是矛盾的主要方面，所以，整個(gè)機(jī)翼的升力系數(shù)還是增加的，但已不能按線性增加了(如圖3—2—23曲線3)。迎角再增大，失速范圍擴(kuò)大，未失速范圍縮小，所以升力系數(shù)斜率逐漸減小。當(dāng)迎角增至某一迎角(臨界迎角)時(shí)，升力系數(shù)達(dá)到最大；再增大迎角，由于機(jī)翼的大部分已失速，失速區(qū)升力系數(shù)降低已上升為矛盾的主要方面，于是，升力系數(shù)開(kāi)始下降。由于翼根仍有小部分地區(qū)尚未失速，所以，升力系數(shù)的降低并不劇烈。因此，后掠翼與平直翼比較，在臨界迎角附近，后掠翼的升力系數(shù)變化較緩和。圖3—2—23后掠翼的變化曲線 3、現(xiàn)代后掠翼飛機(jī)延緩翼尖失速的措施后掠翼翼尖先失速，對(duì)后掠翼飛機(jī)大迎角下的安定性產(chǎn)生不利影響。為了彌補(bǔ)這一點(diǎn)，現(xiàn)代后掠翼，常采取一系列措施延緩翼尖失速。主要措施有如下：(1)機(jī)翼幾何扭轉(zhuǎn)。各剖面的翼弦設(shè)置不在同一平面上，各剖面迎角也就不相同。如果翼尖剖面的迎角小于其它部位的迎角，也就不致于過(guò)早地發(fā)生翼尖失速。(2)翼尖部分用失速迎角比較大的翼型。比如適當(dāng)增大翼尖部面的厚弦比，就有可能延緩翼尖失速的發(fā)生。(3)機(jī)翼上表面按裝翼刀。它實(shí)際是一種附面層控制，可以阻止附面層氣流的橫向流動(dòng)。有了翼刀，附面層氣流向翼尖方向流動(dòng)時(shí)，受翼刀阻擋，會(huì)引起翼刀內(nèi)側(cè)的附面層加厚，致使氣流分離現(xiàn)象先從翼刀內(nèi)側(cè)(到飛機(jī)重心的前后距離縮短)開(kāi)始，這就減輕了翼尖失速對(duì)俯仰安定性的影響。(4)減小后掠翼翼尖部分的后掠角，使翼尖部分橫向流動(dòng)減弱，延緩翼尖失速。殲5飛機(jī)就是這樣。(5)在機(jī)翼上用前緣鋸齒，如圖3-2-24所示。從鋸齒處所產(chǎn)生的旋渦，不僅能阻止附面層氣流沿展向流動(dòng)，并能對(duì)附面層內(nèi)空氣輸入能量，增大其流速，以延緩翼尖氣流分離。(6)機(jī)翼翼尖部分設(shè)置前緣縫翼。在大迎角下，前緣縫翼會(huì)自動(dòng)打開(kāi)。這樣，可以利用前緣縫翼的氣流，增大上表面附面層內(nèi)空氣的動(dòng)能，從而延緩翼尖失速的產(chǎn)生。二、后掠翼的跨音速空氣動(dòng)力特性(一)后掠翼的臨界M數(shù)空氣流過(guò)后掠翼,其速度和壓力的變化主要圖3—2—24機(jī)翼前緣鋸齒取決于垂直分速的大小。后掠翼的臨界M數(shù)，指的是當(dāng)機(jī)翼上表面最大局部垂直分速達(dá)到該點(diǎn)的局部音速時(shí)，飛行速度與飛機(jī)所在高度音速的比值。與平直翼相比，后掠翼的有效分速總是小于飛行速度(即相對(duì)氣流速度)的，所以，盡管飛行速度已增大到平直翼的臨界速度；但在后掠翼上還不致于出現(xiàn)最大局部垂直分速等于局部音速的等音速點(diǎn)。只有當(dāng)飛行速度增至更大時(shí)；才會(huì)出現(xiàn)最大局部垂直分速等于局部音速的情況；即是說(shuō)，后掠翼的臨界M數(shù)比相同剖面平直翼的臨界M數(shù)大。機(jī)翼的后掠角越大；其有效分速越小，臨界M數(shù)也相應(yīng)越大。后掠翼的臨界M數(shù)和平直翼的臨界M數(shù)的關(guān)系可以推導(dǎo)如下：由得即(3—2—14)后掠翼的翼根部分和翼尖部分，臨界M數(shù)的大小并不是完全一樣的?？諝庠诹鬟^(guò)翼根部分接近前緣的地方，由于有翼根效應(yīng)，流速增加不多；只有在更大飛行M數(shù)下，才會(huì)達(dá)到局部音速，所以，臨界M數(shù)較高，空氣在流過(guò)翼尖靠近前緣的地區(qū)，由于有翼尖效應(yīng)，流速迅速加快，有可能在較小的飛行M數(shù)下就達(dá)到局部音速，所以臨界M數(shù)較低。即是說(shuō)，翼根效應(yīng)引起翼根部分的臨界M數(shù)有所提高，而翼尖效應(yīng)引起翼尖部分的臨界M數(shù)有所降低。但就飛機(jī)整體而言，機(jī)翼的臨界M數(shù)還要受機(jī)身的影響。因?yàn)闄C(jī)翼和機(jī)身結(jié)合地方，流管更加收斂，流速迅速加快，導(dǎo)致翼根部分的臨界M數(shù)減小。因?yàn)檫@個(gè)緣故，翼根部分的臨界M效甚至可能小于翼尖部分的臨界M數(shù)。臨界M數(shù)受翼尖效應(yīng)和翼根效應(yīng)的影響；可用下面的經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算：(3—2—15)式中為前緣后掠角。例如，后掠翼的臨界M數(shù)()提高21．7％。(二)后掠翼的跨音阻力特性如圖3—2—25所示，不同后掠角的后掠翼同平直翼相比，阻力系數(shù)隨飛行M數(shù)的變化是不同的。從圖上可以看出如下幾點(diǎn):第一，阻力系數(shù)在比較大的M數(shù)下才開(kāi)始急劇增加。這是因?yàn)楹舐右淼木植砍羲賲^(qū)的局部激波在比較大的M數(shù)下才開(kāi)始出現(xiàn)的緣故。阻力系數(shù)開(kāi)始急劇增長(zhǎng)的飛行M數(shù)，稱(chēng)為阻力臨界M數(shù)。有的資料將阻力臨界M數(shù)規(guī)定為：當(dāng)M數(shù)增加1％，阻力系數(shù)增加0．1％時(shí)的飛行M數(shù)。圖圖3—2—25曲線第二，后掠翼的最大阻力系數(shù)，只有在超過(guò)音速更多的飛行速度下才會(huì)出現(xiàn)，而且數(shù)值也比較小。對(duì)平直翼而言，當(dāng)飛行M數(shù)在1附近時(shí)，其阻力系數(shù)達(dá)到最大。但對(duì)后掠翼而言，在飛行速度超過(guò)音速不多時(shí)，有效分速仍然小于音速，阻力系數(shù)尚未達(dá)到最大。只有在更大的飛行速度下，有效分速達(dá)到音速左右，阻力系數(shù)才達(dá)到最大。此時(shí)，由有效分速所確定的阻力相當(dāng)于平直翼在音速附近的阻力。它的平行于飛行方向的分力，即后掠翼的阻力，則比平直翼在音速附近時(shí)的阻力小()。既然后掠翼此時(shí)的阻力比較小，而飛行速度又較大，所以，折算出的最大阻力系數(shù)比平直翼的最大阻力系數(shù)小得多。圖3—2—26后掠角不同的后掠翼零升阻力系數(shù)隨M數(shù)的變化第三，在跨音速階段，阻力系數(shù)隨M數(shù)增大的趨勢(shì)比較緩和。由第二個(gè)特點(diǎn)可知，后掠翼只有在更大的M數(shù)才能出現(xiàn)最大阻力系數(shù)，而且其值也較小，所以，阻力系數(shù)增長(zhǎng)的“坡度”小。另外，由于后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)，會(huì)使機(jī)翼產(chǎn)生的翼尖激波、后激波、前激波的時(shí)機(jī)有先有后，發(fā)展也有快有慢。所以后掠翼阻力系數(shù)隨M數(shù)的變化趨于緩和。后掠角越大，上述三個(gè)特點(diǎn)越突出。圖3-2-26畫(huà)出了后掠角不同的三種后掠翼飛機(jī)的零升阻力系數(shù)隨飛行M數(shù)變化的曲線。這可以大體上看出后掠角大小不同對(duì)飛機(jī)阻力系數(shù)的影響。但應(yīng)指出，其中還存在著由展弦比、厚弦比以及機(jī)身所帶來(lái)的影響。(三)后掠翼的跨音速升力特性后掠翼與平直翼相比，后掠翼的升力系數(shù)隨M數(shù)的變化也比較和緩。具體有以下特點(diǎn)：圖3—2—27后掠角不同的機(jī)翼升力系數(shù)隨M數(shù)的變化1．升力系數(shù)在比較大的M數(shù)下才開(kāi)始增大；2．隨著M數(shù)的增大，升力系數(shù)的增減都比較緩慢；3．升力系數(shù)在跨音速階段內(nèi)的增減幅度較??；造成以上三個(gè)特點(diǎn)的原因與阻力特性的相同，不再重復(fù)。圖3—2—27給出了后掠角不同的三種后掠翼飛機(jī)的升力系數(shù)隨M數(shù)的變化曲線。當(dāng)然，其中還含有展弦比和厚弦比不同所帶來(lái)的影響。三、后掠翼的超音速空氣動(dòng)力特性(一)幾個(gè)基本概念1．亞音速前緣與超音速前緣由前面分析可知，后掠翼的空氣動(dòng)力特性主要取決于有效分速。如果來(lái)流相對(duì)于機(jī)翼前緣的法向分速小于音速，既則稱(chēng)處于這種情況下的機(jī)翼前緣為圖3—2—28亞音速前緣和超音速前緣亞音速前緣；如，則稱(chēng)為起音速前緣；，則稱(chēng)為等音速前緣。機(jī)翼前緣屬于哪一種，可根據(jù)機(jī)翼前(后)緣與來(lái)流馬赫數(shù)的相對(duì)位置來(lái)判斷。如果馬赫數(shù)位于前緣之間，則是亞音速前緣，見(jiàn)圖3—2—28a。此時(shí)。如果來(lái)流馬赫數(shù)位于前緣之后，則是超音速前緣，見(jiàn)圖3—2—28b，此時(shí)。2．二維區(qū)與三堆區(qū)對(duì)于具有超音速前緣的機(jī)翼，在其翼面上可以找到這樣的區(qū)域，流動(dòng)僅受前緣的影響。該區(qū)域內(nèi)的氣流只在翼剖面所確定的平面內(nèi)流動(dòng)，故稱(chēng)該區(qū)域?yàn)槎S區(qū)。同樣，可以找到另一種區(qū)域，除受前緣影響外，還有受到翼尖(側(cè)緣)繞流或翼根干擾的影響。這個(gè)區(qū)域內(nèi)的氣流除在翼剖面所確定的平面內(nèi)流動(dòng)外，還會(huì)沿展向(Z向)流動(dòng)，故稱(chēng)該區(qū)域?yàn)槿S區(qū)。圖(3—2—29)中畫(huà)出了三種平面形狀的二維區(qū)和三維區(qū)。圖中無(wú)陰影區(qū)為三維區(qū)；有陰影區(qū)為二維區(qū)。(二)升力特性后掠翼在亞音速前緣的情況下，由于翼型的流譜和壓強(qiáng)分布與亞音速情況相似，所以，其升力特性，從定性上說(shuō)，趨勢(shì)與后掠翼的亞音速升力特性一樣。后掠翼在超音速前后緣的情況下，對(duì)于二維區(qū)，因翼面的擾動(dòng)影響不會(huì)超出前緣，故遠(yuǎn)前方來(lái)流就象流過(guò)平直翼一樣，是“直接撞到”前緣上去的，而后緣上的擾動(dòng)影響也不會(huì)影響到翼面上的流動(dòng)。在不考慮粘性作用的前提下，切向分速不起作用，所以是一個(gè)二維流動(dòng)。對(duì)于來(lái)流M數(shù)為，迎角為的后掠翼來(lái)說(shuō)，在超音速前后緣情況下，其二維區(qū)的升力特性就同來(lái)流M數(shù)為。迎角為的二維無(wú)限翼展平直翼一樣。對(duì)于三維區(qū)來(lái)說(shuō)，這就不一樣了。由于翼尖渦流和翼根效應(yīng)，影響機(jī)翼上下表面壓力差減小，即升力或升力系數(shù)減小。因此，就整個(gè)后掠翼來(lái)講，由于有三維區(qū)，同無(wú)限翼展后掠翼相比，升力系數(shù)比較小。而且展弦比越小，升力系數(shù)也相應(yīng)越小。這是由于翼尖、翼根區(qū)相對(duì)增大的緣故。后掠翼的根尖比對(duì)升力系數(shù)也有影響，一般趨勢(shì)是隨著根尖比的增大，升力系數(shù)略有增大，這是由于根尖比越大，翼尖弦越短，翼尖馬赫錐影響區(qū)越小的緣故。3圖3—2—29機(jī)翼上的二維區(qū)和三維區(qū)后掠翼在超音速前后緣情況下，升力系數(shù)隨M數(shù)變化的趨勢(shì)與翼型在超音速流動(dòng)中升力系數(shù)隨M數(shù)變化的趨勢(shì)是一樣的，也是隨M數(shù)增大而減小，道理也是一樣的。不同的是，由于后掠翼的升力主要取決于有效分速，所以，同一M數(shù)下的升力系數(shù)較小。也是由于這個(gè)緣故，升力系數(shù)隨M數(shù)增大而減小的趨勢(shì)也比較和緩。(三)阻力特性后掠翼在亞音速前后緣情況下的阻力特性與亞音速阻力特性相同。這里只說(shuō)明后掠翼在超音速前后緣情況下的阻力特性。超音速氣流以零迎角流過(guò)一具有對(duì)稱(chēng)翼型的機(jī)翼，只會(huì)產(chǎn)生激波阻力，而不會(huì)產(chǎn)生升力，這個(gè)激波阻力叫零升波阻。當(dāng)超音速氣流以迎角流過(guò)機(jī)翼時(shí)，既產(chǎn)生升力，也產(chǎn)生激波阻力。激波阻力中有零升波阻，也有由于產(chǎn)生升力而出現(xiàn)的阻力，叫升致波阻。零升波阻與升致波阻之和就是機(jī)翼的波阻。超音速飛行中，機(jī)翼的阻力除波阻外，還有與粘性有關(guān)的型阻力。這樣，在超音速前后緣情況下，機(jī)翼的阻力包括三部分，即型阻力、零升波阻和升致波阻。超音速飛行的機(jī)翼型阻力系數(shù)與亞音速飛行相同。這里只介紹波阻系數(shù)。在超音速前后緣情況下，不管是零升波阻系數(shù)還是升致波阻系數(shù)，都是隨M數(shù)的增大而減小的。是因?yàn)镸數(shù)增大，激波角減小，機(jī)翼表面的壓力變化不與M數(shù)的平方成正比例地增加，而是小于這個(gè)比例，以致波阻系數(shù)減小。但由于后掠角的作用，機(jī)翼的波阻主要取決于有效分速對(duì)應(yīng)的M數(shù)()，而是小于M數(shù)的。所以，波阻系數(shù)隨M數(shù)的增大而減小的趨勢(shì)比較緩和。機(jī)翼展弦比、根尖比對(duì)波阻系數(shù)也有影響，減小展弦比或根尖比，可減小波阻系數(shù)。這是因?yàn)橐砑馊S擴(kuò)大導(dǎo)致升力系數(shù)減小，升致波阻系數(shù)也隨之減小的緣故。翼剖面形狀不同，波阻系數(shù)不同。前緣尖銳的薄翼型，激波強(qiáng)度較弱，零升波阻系數(shù)也比較小。有必要指出，超音速前緣的機(jī)翼升致波阻系數(shù)比亞音速前緣的大。因?yàn)椋趤喴羲偾熬壡闆r下，前緣有很大吸力，前緣有吸力沿運(yùn)動(dòng)方向的分力起著減小阻力的作用。而在超音速前緣的情況下，不存在前緣吸力。所以波阻系數(shù)較大。這也正是亞音速前緣機(jī)翼選擇鈍頭翼型，而超音速前緣機(jī)翼選擇尖頭翼型的道理。綜合本節(jié)所述可以看出，后掠角的基本作用是，降低氣流的有效分速，提高機(jī)翼的臨界M數(shù)，降低近音速飛行的波阻。為了發(fā)揮這種作用，后掠翼，應(yīng)處于亞音速前緣狀態(tài)。可是，要在較大M數(shù)下保持亞音速前緣，后掠角必然很大。而后掠角大，空氣動(dòng)力引起的機(jī)翼彎扭變形也就越嚴(yán)重，這必然導(dǎo)致結(jié)構(gòu)重量增加。若用增大厚弦比的方法來(lái)減輕結(jié)構(gòu)重量，卻又引起零升波阻增大，抵消了增加后掠角的效果。因此，當(dāng)飛行M數(shù)進(jìn)一步提高時(shí)，有的飛機(jī)就采用了三角翼?！?—3三角翼的空氣動(dòng)力特性三角翼飛機(jī)最早出現(xiàn)于上世紀(jì)五十年代。三角翼，顧名思義，其平面形狀呈三角形，也可以說(shuō)是后緣平直的后掠翼。三角翼的展弦比(λ)與前緣后掠角()之間，有下式關(guān)系：圖3—2—30細(xì)長(zhǎng)三角翼上表面脫體渦比如，則λ=2.31；，則。后掠角大于60°，展弦比小于2.31，前緣尖銳或比較尖銳的三角翼，稱(chēng)為細(xì)長(zhǎng)三角翼或小展弦比三角翼。三角翼和后掠翼一樣，以其大后掠角，而具有良好的超音速氣動(dòng)特性。而且機(jī)翼剛度比后掠翼更強(qiáng)，適用于超音速飛行。但亞音速飛行，由于展弦比小，其氣動(dòng)特性較差。一、三角翼的亞音速空氣動(dòng)力特性圖3-2-31不同的迎角下產(chǎn)生的上表面脫體渦范圍圖3—2—32脫體渦內(nèi)移細(xì)長(zhǎng)三角翼在小迎角(比如)下，或前緣比較圓鈍的三角翼在小迎角下，一部分空氣從下表面繞過(guò)前緣(或是側(cè)緣)而迅速分離。這種分離，并不象低速飛機(jī)那樣，招致升力下降、阻力增大，而是部分彌補(bǔ)了三角翼亞音速氣動(dòng)特性的不足。氣流從后掠角很大的前緣分離，隨即卷起渦面形成螺旋形穩(wěn)定的脫體渦，向后流去，如圖3—2—30所示。脫體渦是從前緣發(fā)出的，所以也稱(chēng)前緣渦。脫體渦接著重新附著于上表面，產(chǎn)生向外的側(cè)向流動(dòng)，并在接近機(jī)翼后緣的地方脫離機(jī)翼，形成尾渦，沿下洗流方向流去。上表面流譜如圖3—2—30c所示，在小迎角下，氣流僅在一部分前緣產(chǎn)生分離，O點(diǎn)為渦面從前緣開(kāi)始分離的點(diǎn)，OA為脫體渦重新附著于上表面的跡線，OB為脫體渦從上表面重新分離的跡線。這樣，在上表面，有兩種氣流。在脫體渦附著線OA內(nèi)側(cè)，是附著流，氣流基本上平行于遠(yuǎn)前方來(lái)流方向。在附著線OA外側(cè)，OB線內(nèi)側(cè)這一區(qū)域，是脫體渦流，氣流向外偏斜，強(qiáng)烈加速。隨著迎角增大，分離點(diǎn)逐漸向前移動(dòng)；脫體渦增強(qiáng)，附著線OA也跟著迅速向內(nèi)側(cè)移動(dòng)。OB線也同時(shí)向內(nèi)側(cè)移動(dòng)，但移動(dòng)較慢。即是說(shuō)，氣流分離加劇，形成更為強(qiáng)烈的脫體渦。待迎角增大到一定程度，整個(gè)上表面基本上處于脫體渦控制之下。圖3—2—31畫(huà)出了后掠角為55°的三角翼(厚弦比6％)上表面在不同迎角下的脫體渦范圍。實(shí)驗(yàn)表明，前緣尖銳的薄翼面，脫體渦一開(kāi)始就從整個(gè)前緣拖出。前緣比較圓鈍，脫體渦先從翼尖附近開(kāi)始，然后隨著迎角增大而逐漸內(nèi)移，如圖3—2—32所示。應(yīng)該指出，后掠翼在迎角增大的過(guò)程中，也會(huì)出現(xiàn)脫體渦和脫體渦前緣分離點(diǎn)內(nèi)移的現(xiàn)象。圖3—2—33指出了脫體渦、激被、激波失速分離邊界隨M數(shù)、迎角以及展弦比而變化的大體輪廓。我們知道，后掠翼或一般的三角翼，在氣流尚未分離的迎角下，升力系數(shù)隨迎角的增大而直線增長(zhǎng)，升力系數(shù)與迎角表現(xiàn)為線性變化關(guān)系。例如殲7飛機(jī)就是這樣，參見(jiàn)圖3—1—15所示。而細(xì)長(zhǎng)三角翼具有不尋常的升力特性，其不同點(diǎn)為：升力系數(shù)曲線的斜率比大展弦比機(jī)翼小得多；其隨迎角的變化呈現(xiàn)非線性，升力系數(shù)的增長(zhǎng)比迎角更快一些，如圖3—2—34所示。其所以如此，是因?yàn)樯τ蓛刹糠纸M成。一部分是翼面的附著流(整個(gè)下表面和部分上表面)所產(chǎn)生的上表面脫體渦范圍升力，叫做“位流升力”，其變化與迎角成線性關(guān)系。另一部分是上表面脫體渦所產(chǎn)生的升力，叫“渦升力”，其變化與迎角成非線性關(guān)系。脫體渦具有增大上表面吸力，使升力增大的作用。因?yàn)槊擉w渦從前緣連續(xù)產(chǎn)生，形成穩(wěn)定的低壓區(qū)，上表面正處于脫體渦低壓之下，所以吸力很大。迎角大，低壓區(qū)吸力也大，所以升力增大更多。圖3—2—35是一個(gè)展弦比為1的三角翼，在20°迎角下的各個(gè)橫斷面上壓強(qiáng)分布圖。它說(shuō)明了上表面在脫體渦所覆蓋的區(qū)域，吸力很大。(a)前緣渦(b)局部前緣渦圖3—2—33前緣渦、激波和分離邊界隨圖３—２—３４細(xì)長(zhǎng)三角翼的非線性升力特性的變化（）圖３—２—３５細(xì)長(zhǎng)三角翼各橫斷面的展向壓力分布據(jù)理論分析結(jié)果：細(xì)長(zhǎng)三角翼的升力系數(shù)()與迎角()之間的關(guān)系，如下式所示：（3—1—16）在很小的迎角下，上式可寫(xiě)成（3—1—17）式中第一項(xiàng)是位流升力，第二項(xiàng)是渦升力；與。均為常值，其大小取決于展弦比。圖3—2—36表明了按上式計(jì)算的結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的比較?！矗ǎ场病叮┦接?jì)算結(jié)果―――――渦升力˙實(shí)驗(yàn)結(jié)果圖３—3—36細(xì)長(zhǎng)三角翼的升力特性當(dāng)迎角增大到一定程度，脫體渦在機(jī)翼上表面后緣發(fā)生破碎，變得不規(guī)則，這會(huì)使流譜發(fā)生變化。迎角進(jìn)步增大，破碎點(diǎn)向前移動(dòng)，能量進(jìn)一步耗散，渦升力減小。再后，出現(xiàn)失速，升力相應(yīng)下降。臨界迎角可高達(dá).三角翼雖然有這樣大的臨界迎角，但起飛、著陸，還很難得到充分利用。因?yàn)槠痫w、著陸，增大迎角或迎角過(guò)大，勢(shì)必影響飛行員的視界，還會(huì)造成機(jī)身尾部擦地。例如殲7飛機(jī)起飛的著陸迎角，不超過(guò)，遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于臨界迎角。為此，有的超音速飛機(jī)將機(jī)頭向下折轉(zhuǎn)，改善視界；同時(shí)；加高起落架，防止機(jī)尾擦地。二、三角翼的跨、超音速空氣動(dòng)力特性空氣以超音速流過(guò)三角翼的流動(dòng)情形和三角翼在超音速氣流中的壓強(qiáng)分布如何，要看是亞音速前緣，還是超音速前緣而定。(一)三角翼在亞音速前緣情況下的壓強(qiáng)分布在亞音速前緣情況下，三角翼的前緣處于自翼根前緣開(kāi)始的馬赫錐之內(nèi)，如：圖3—2—37所示。流向切面觸的空氣，還未接觸前緣的時(shí)候，就已經(jīng)受到機(jī)翼中段前緣OA段各點(diǎn)的擾動(dòng)影響，因而沿途壓強(qiáng)是逐漸發(fā)生變化的，不致產(chǎn)生激彼。只在機(jī)身頭部和機(jī)身、機(jī)翼結(jié)合部位的轉(zhuǎn)角處才產(chǎn)生激波。所以，三角翼在亞音速前緣情況下的壓強(qiáng)分布，與亞音速氣流情況下的壓強(qiáng)分布大體類(lèi)似。對(duì)于前緣圓鈍的翼面來(lái)說(shuō)，也是上表面前緣附近吸力很高，而沿翼弦往后吸力逐漸降低。圖3—2—38給出了薄平板三角翼亞音速前緣情況下的上下表面壓強(qiáng)差分布情況。該圖表明，機(jī)翼前緣附近，上下表面