《高速空氣動力學》PPT課件.ppt

飛行原理/CAFUC,第十章,高速空氣動力學基礎,第十章 第 頁,2,本章主要內容,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的關系,海里/小時,公里/小時,音速與傳輸介質的可壓縮性相關，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系,由連續(xù)性定理，在同一流管內,速度增加，空氣密度減小。,在亞音速時，密度的減小量小于速度的增加量，故加速時要求截面積減小。流量一定，流速快則截面積減小；流速慢則截面積增大。,第十章 第 頁,10,因此，M1時，流管擴張，流速增加，流管收縮，流速減小。,在超音速時，密度的減小量大于速度的增加量，故加速時要求截面積增大。,由連續(xù)性定理，在同一流管內,速度增加，空氣密度減小。,氣流速度與流管截面積的關系,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,10.2 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,流場內各點的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。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,機翼上表面流速大于飛行速度，因此當飛行M數(shù)小于1時，機翼上表面最低壓力點的速度就已達到了該點的局部音速(此點稱為等音速點)。此時的飛行M數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)MCRIT 。,跨音速是指飛行速度沒達到音速，但機翼表面局部已經出現(xiàn)超音速氣流并伴隨有激波的產生。,臨界馬赫數(shù)MCRIT,MCRIT是機翼空氣動力即將發(fā)生顯著變化的標志。,第十章 第 頁,20,臨界馬赫數(shù)MCRIT,第十章 第 頁,21,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，機翼上表面開始出現(xiàn)超音速區(qū)。在超音速區(qū)內流管擴張，氣流加速，壓強進一步降低，與后端的壓強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，上表面先產生激波。 隨M數(shù)增加，上表面超音速區(qū)擴展，激波后移。 M數(shù)繼續(xù)增加，下表面產生激波，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,激波實例,第十章 第 頁,26,激波實例,第十章 第 頁,27,激波實例,第十章 第 頁,28,激波實例,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，下翼面產生較大附加吸力，CL減小； 下翼面擴大到后緣，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)，機翼上表面達到音速,下表面達到音速,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,當激波增強到一定程度，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,飛機將在更小的迎角下開始出現(xiàn)激波失速,導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，在跨音速階段翼型產生的附加吸力向后傾斜從而在速度方向所附加產生的阻力。,波阻的產生,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 不變而M增加時降低得少； 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)對飛機的失速迎角的影響,第十章 第 頁,36,M數(shù)對飛機的最大升力系數(shù)CLmax的影響,第十章 第 頁,37,飛機在不同M數(shù)下的極曲線,第十章 第 頁,38,本章主要內容,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 后掠翼的高速升阻力特性,第十章 第 頁,40,后掠翼與后掠角,后掠角是機翼弦長的連線與飛機橫軸之間的夾角。,第十章 第 頁,41,10.3.1 后掠翼的亞音速升阻力特性,對稱氣流經過直機翼時的M數(shù)變化,氣流經過直機翼后, 馬赫數(shù)M會增加。,亞音速下對稱氣流流經后掠翼,第十章 第 頁,42,亞音速下對稱氣流流經后掠翼,對稱氣流經過后掠翼,可以將氣流速度分解到垂直于機翼前緣和平行于機翼前緣。,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，導致總的氣流方向發(fā)生左右偏斜。,后掠翼的翼根效應和翼尖效應,后掠翼的升力大小由垂直于前緣的有效分速所決定。,第十章 第 頁,44,翼根效應,亞音速氣流條件下，上翼面前段流管擴張變粗,流速減慢，壓強升高，吸力降低；后段流管收縮變細,流速加快，壓強減小,吸力有所增加。流管最細的位置后移，最低壓力點向后移動。,翼尖效應,亞音速氣流條件下，上翼面前段流管收縮變細，流速加快，壓強降低，吸力變大；在后段，流管擴張，流速減慢，壓強升高，吸力減小。流管最細位置前移，最低壓力點向前移動。,氣流流過后掠翼時，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對升力的影響,翼根效應使翼根部位機翼的吸力峰減弱，升力降低，翼尖效應使翼尖部位的吸力峰增強，升力增加。,第十章 第 頁,46,后掠翼的翼根和翼尖效應對升力系數(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： 翼根效應和翼尖效應，使機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，容易產生氣流分離。 翼尖效應使翼尖部位上表面吸力峰增強，逆壓梯度增加，容易氣流分離。,翼尖先失速,第十章 第 頁,50,后掠角失速的產生與發(fā)展,第十章 第 頁,51,機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,后掠翼飛機改善翼尖先失速的措施,主要方法: 阻止氣流在機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,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,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 后掠翼的升力特性,