翼型高速空气动力特性.pptVIP

§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 (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 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，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，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