民用机飞行原理——高速空气动力学基础课件.ppt

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1、第十四章 高速空气动力学基础,主要分析高速飞行时气流特性，高速飞行空气动力的变化规律，高速飞机翼型和机翼的空气动力特性以及高速飞机安定性和操纵性的特点等问题,第一节、高速气流特性,高速飞行中气流特性之所以会出现不同于低速飞行气流特性的现象，其根本原因是空气具有压缩性的缘故,一、空气的压缩性,空气的体积是可以改变的；空气密度的变化与空气流动的过程有关；空气具有压缩性，说明其密度可以改变。至于是否容易压缩，这就要看在同样大小的压力变化下，空气密度的变化是多还是少。,二、弱扰动的传播,空间某一处空气受到外力作用时，其压力密度和温度等参数都会发变化，这种现象，叫做扰动。空气的扰动还会波及周围很远的空气

2、，使其压力和密度等参数也随即发生相应变化。这就是扰动的传播。扰动波：在扰动的传播过程中，受到扰动与尚未扰动的空气之间，有一个分界面，在分界面的两边，空气的压力密度等参数的数值是不相同的，这个分界面为扰动波。弱扰动波：波面前后空气参数差别非常小；,强扰动波：波面前后空气参数有显著差别，也叫激波弱压缩波：弱扰动后空气的压力和密度略为增大，温度略为升高，这种扰动为弱压缩扰动，其扰动波叫弱压缩波。弱膨胀波：弱扰动后空气的压力和密度略为减小，温度略为降低，这种扰动为弱膨胀扰动，其扰动波叫弱膨胀波。,(一)弱扰动是怎样传播的?,交替地以弱压缩波和弱膨胀波的形式向外传播，也可能以单纯的弱压缩波或弱膨胀波的形

3、式向外传播。总之不论是哪一种弱扰动，都是以波的形式向远离扰动源的空间传播的。,(二)弱扰动的传播速度音速,不论是哪一种弱扰动，其传播速度就是音速，即音波的传播速度。音速在空气中的快慢也取决于空气是否容易压缩。空气是否容易压缩取决于空气温度。空气温度随飞行高度的不同而不同。,(三)马赫数,飞行速度与音速之比，这个比值，叫做飞行马赫数，简称M数或马赫数。M数大于1是超音速飞行，M数等于1是等音速飞行，M数小于1是亚音速飞行。M数的大小是衡量空气被压缩程度的标志。M数越大，空气被压缩得愈厉害，空气的压缩性对空气动力特性的影响就越大。,气流M数或局部M数：在高速气流中，在飞机周围各点气流速度与当地音速

4、之比。,(四)弱扰动在气流中的传播,三、空气的压力、密度和温度随流速的变化,高速气流规律：流速加快，压力、密度、温度都同时降低；流速减慢，压力、密度、温度都同时升高。空气压缩性影响的伯努利方程从能量守恒定律的观点中表述为：在同一流管的各切面上，空气的压力能、内能和动能之和保持不变，即总能量为一个常数。,由此可见，空气沿流管从一个切面流到另切面，如果动能增加，则压力能与内能之和必然减少；如果动能减少，则压力能与内能之和必然增加。,四、流管切面面积随流速的变化,在亚音速气流中，流管切面面积随着流速的增大而减小；在超音速气流中，流管切面面积随着流速的增大而增大。VA=常数 式中流管某一切面处空气密度

5、；V流管某一切面处的气流速度；A流管某一切面处的流管切面积。,五、激波,(一)什么是激波飞机或其它飞行器以超音速的速度飞行时，沿途的空气来不及“让开”，物体与空气骤然相遇，空气突然遭受强烈压缩，形成强烈的扰动。强扰动在向四周传播的过程中，扰动的空气与尚未受扰动的空气之间，有一个压力、密度、温度等参数都相差很大的分界面，这个分界面叫激波。激波是受到强烈压缩的一层薄薄的空气。,(二)激波的种类,激波分为正激波和斜激波。波面与气流方向垂直的激波，叫正激波。空气流过正激波，压力、密度和温度都突然升高，流速由超音速降为亚音速，但气流方向不变。在同一马赫数下，正激波是最强的激波。波面沿气流方向倾斜的激波，

6、叫斜激波。,空气通过斜激波，压力、密度和温度也要突然升高，但不象通过正激波那样强烈，流速降低，可能降为亚音速，也可能仍为超音速。通过斜激波后气流方向要向外转折。,(三)激波随物体形状与数的变化,在飞行M数不变的情况下，激波的形状取决于物体的形状，主要是头部的形状。如果物体的头部是方棱棱的或圆钝的，则对气流的阻滞作用很强，在物体的前边通常产生脱体激波。脱体激波中间部分是正激波，外侧是斜激波，再远一些，是弱扰动边界波。如果物体的头部尖削，由于对气流的阻滞作用比较弱空气受到压缩作用小，产生的激波强度小，其传播速度小于物体的运动速度，结果激波就附在物体上，形成附体斜激波。,一般情况下，对同一物体所产生

7、的斜激波而言，M数越大，则激波角越小。,六、膨胀波,超音速气流加速，由于空气逐步发生膨胀，压力逐渐降低，会产生膨胀波。膨胀波是一种弱扰动波。超音速气流通过膨胀波后，速度增大，压力、密度和温度相应降低。,七、在超音速气流中机翼上的激波和膨胀波,在超音速气流中，机翼上不仅有激波产生，还会有膨胀波产生。小迎角情况下见图A；大迎角情况下见图B。,第二节 高速飞行中的机翼升力和阻力,一、机翼局部激波的形成和发展(一)临界马赫数 当飞行速度增大到一定程度，机翼表面最低压力点的气流速度等于该点的音速，此时的飞行速度就叫临界飞行速度，简称临界速度。而临界速度与该飞行高度的音速之比，就叫临界飞行马赫数，简称临界

8、马赫数。飞行M数小于临界M数，机翼表面各点的气流速度都低于音速，气流特性没有性质的变化。,飞行M数超过临界M数后，机翼表面才有可能出现局部超音速气流和局部激波，气流特性有性质的变化,(二)机翼局部激波的形成与发展,飞行速度小于临界速度，机翼表面不会出现局部超音速区和局部激波，通常把这种低于临界速度的飞行速度称为亚音速。飞行速度超过临界速度以后，机翼上、下表面出现了超音速气流，同时还有亚音速气流。具有这种混合气流的飞行速度，称为跨音速。,飞行速度增大到一定程度以后，机翼表面的气流速度都超过音速。称为超音速。,二、升力系数和升力在高速飞行中的变化,(一)升力系数随飞行数的变化 在亚音速阶段，随着飞

9、行马赫数的增大，升力系数先是基本保持不变，随后在接近临界马赫数时，逐渐有些提高；在跨音速阶段，升力系数首先是增大，随后减小，接着又增大；,在超音速阶段，升力系数随飞行数的逐步增大而不断下降。,(二)升力随飞行数的变化,低速飞行：抛物线 高速飞行：升力既随着飞行M数的平方成正比例地变化，又随着升力系数成正比例地变化。当飞行M数增大到一定程度时，升力的增减取决于升力系数增减与飞行M数增减对升力影响的程度大小。,(三)最大升力系数和临界迎角随飞行数的变化,飞行M数小于临界M数的范围内，随着M数的增大，临界迎角和最大升力系数都减小。超过临界M数后，随着飞行M数的增大，激波增强，飞机会出现分离，临界迎角

10、和最大升力系数继续减小,三、阻力系数和阻力在高速飞行中的变化,波阻：高速飞行时，当飞行M数超过临界M数后，机翼表面出现了局部超音速区和局部激波导致飞机阻力增大，这种出现激波后额外增加的阻力为波阻。波阻来自机翼前后的压力差，实际上是一种压差阻力。,阻力系数、阻力随M数的变化：在翼型和迎角固定不变的条件下，阻力系数随飞行M而变化的大致趋势是：在临界M数以前，阻力系数基本上不随飞行M数而变；及至接近临界M数时，阻力系数才稍有增加；超过临界M数以后，阻力系数起初缓慢增大；随后则急剧增大；飞行M数大于1以后，阻力系数逐渐下降。,阻力随飞行M数的变化在低速飞行中，阻力系数不随飞行M数变化，阻力与飞行M数的

11、平方成正比例，规律为抛物线。高速飞行时，从临界M数到M数等于1的阶段，由于阻力系数的迅速增大，导致阻力随M数的增大而增大得更为迅速。,飞行M数大于1后，随着M数的增大，由于阻力系数减小，使得阻力增大变得缓慢一些。,四、升阻比和极线在高速飞行中的变化,(一)升阻比随飞行数变化飞行M数很小时，升阻比不随飞行M数而变化。当飞行M数接近临界M数时，对于小迎角薄翼型，随着飞行M数的增加，升力系数和阻力系数同时增加，升阻比的变化不明显；对迎角较大或厚度较厚的翼型，在临界M数前，由于机翼上表面最大厚度位置附近的局部流速加快很多，压力降低很多，使得升力系数比阻力系数增大得更快些，升阻比有所增加。,大于临界M数

12、后的跨音速段，随着M数的增加，升力系数有增有减，但阻力系数增长很快，升阻比降低超音速后，M数再增大，升力系数和阻力系数几乎按同一比例减小，升阻比基本上又不随M数改变了。,(二)不同飞行M数下的极线飞行M数很小时，极线在坐标系中的位置不变，各飞行M数下的极线重合。在大迎角下，超过临界M数后，产生波阻，阻力系数增大，临界迎角和最大升力系数降低，极线向右分开并变平。在小迎角下，极线在小迎角范围内仍然重合；随着M数的增大，到达临界M数的迎角越来越小，极线在各M数下重合的部分也越来越少。,飞行M数进一步增大，各迎角下的阻力系数普遍增大，整个极线向右移。大迎角下，极线同时向下移动。特别是当飞行M数超过阻力

13、剧增M数后，极线向右下方移动就特别明显。在超音速段，升力系数、阻力系数降低，极线上迎角相同的各点向左下方移动。,第三节高速飞机机翼的空气动力特性,飞机的空气动力特性，在很大程度上取决于其机翼的空气动力特性。而机翼的空气动力特性又主要取决于其机翼的翼切面形状和平面形状。,在近音速飞行时，局部激波和波阻的产生，引起升力系数的起伏变化和阻力系数的急剧增大，会使飞机的性能变化。,一、高速飞机的翼型特点,厚弦比小，机翼上、下表面的弯曲程度减小，作用：第一，机翼上、下表面的气流速度增加比较缓和，在同样的飞行速度下，最低压力点的局部流速较小，提高了临界M数，推迟了机翼局部激波的产生 第二，在超过临界M数后，

14、超音速区的吸力小，且吸力向后倾斜的角度也小，使得沿翼弦方向的压力分布变化比较缓和，阻力系数都明显降低。对称形或接近对称形，提高临界马赫数。,最大厚度位置靠近翼弦中间：低速飞机的翼型，最大厚度位置比较靠前；高速飞机的翼型，最大厚度位置比较靠后。最大厚度位置后移，机翼上、下表面前段的弯曲程度减小，最低压力点的流速减小，临界M数提高，波阻减小。,前缘曲率半径较小，即翼切面前缘较尖，可以减少对迎面气流的阻滞，在超音速飞行中，使头部激波的强度减弱，波阻得以降低。平顶翼型平顶翼型的最大厚度位置，一般位于弦长的40%处。由于上表面变平，流速变化缓和，压力分布呈平顶状出现等音速点较迟，临界M数和阻力剧增M数提

15、高。尖锋翼型,该翼型的前缘圆钝一些，曲率半径稍为大一些。所产生的升力主要在其前缘部分，机翼上表面产生的局部激波较弱，波阻增加缓慢，阻力剧增M数提高。,二、后掠翼的空气动力特性,(一)空气流过后掠翼的情形和后掠翼的压力分布；(二)后掠翼的临界数；(三)后掠翼的升力特性；（四）后掠翼的阻力特性；（五）后掠翼的翼尖失速；,(一)空气流过后掠翼的情形和后掠翼的压力分布 空气流过后掠翼，平行分速不变，垂直分速不断变化 其流线会左右偏斜。气流接近前缘时，其垂直分速由于受阻而越来越慢，气流速度不仅越来越慢，方向越来越向翼尖方向偏斜。经过前缘厚，空气沿上表面流向最低压力点的途中，垂直分速又加快，局部气流速度又

16、加快，其方向则转向翼根。,中间效应：在翼根部分的上表面前段，流线偏离对称面，流管扩张变粗；在后段，流线向内偏斜，流管变细。在亚音速条件下，前段流管变粗，流速减慢，压力升高；后段变细，流速加快，压力降低。同时，因流管最细的位置后移，最低压力点向后移动。翼尖效应：情况与“中间效应“相反。,(二)后掠翼的临界数；对于流过后掠翼的空气来说，其流速和压力的变化，主要取决于有效分速。后掠翼的临界M数总比同样翼型的平直翼的临界M数大。后掠角越大，有效分速越小，临界M数越大(三)后掠翼的升力特性；,1、后掠翼的升力系数随着迎角的变化与平直翼相比，同一迎角下的升力系数，升力系数曲线斜率、临界迎角和最大升力系数比

17、较小，抖动迎角和抖动升力系数也相应减小。2、后掠翼的升力系数随飞行M数的变化与平直翼相比，后掠翼的升力系数随着飞行M数的变化比较缓和，后掠翼的后掠角越大，升力系数随着飞行M数的变化就越加缓和。,（四）后掠翼的阻力特性；与平直翼相比，后掠翼的阻力系数随着飞行M数的变化比较缓和，后掠翼的后掠角越大，阻力系数随着飞行M数的变化就越加缓和。后掠翼提高了临界M数，局部超音速区和局部激波要在更大的飞行M数下才出现，阻力系数在比较大的飞行M数下才开始增大。,后掠翼的空气动力特性是由有效分速的大小决定。真正阻碍飞机前进的阻力应与飞行方向平行。有效分速引起的阻力在飞行方向的分力即为后掠翼的阻力。同一飞行速度下，

18、后掠翼的阻力比平直翼的小随着飞行M数的增大，阻力系数的增长趋势比较缓慢后掠翼的后掠角越大，临界M数提高越多，有效分速所对应的M数与飞行M数相差越多，阻力系数随着飞行M数的变化更加缓和。,（五）后掠翼的翼尖失速；后掠翼虽有提高临界M数和减小波阻的优点，但却存在有翼尖失速等缺点。后掠翼存在气流分离，从翼尖部分开始，向翼根部分发展。其原因：一方面，翼根部分因中间效应，平均吸力较小，翼尖部分因翼尖效应，平均吸力较大。沿展向存在压力差，促使翼尖部分的附面层加厚，易形成气流分离；另一方面，由于翼尖效应，翼尖的前后段的吸力不同，加强了空气向前倒流的作用，易形成气流分离。,翼尖失速会消弱飞机在大迎角下的迎角安定性。翼尖失速还会引起副翼效用降低。为了延缓后掠翼的翼尖失速，现代飞机上采用了下列措施。,