空气动力学与飞行原理课件：高速气动特性.pptx

空气动力学与飞行原理高速气动特性

一、二、三、翼型的亚音速空气动力特性翼型的跨音速空气动力特性翼型的超音速升力特性学习大纲目录页第六节

一、二、三、翼型的亚音速空气动力特性翼型的跨音速空气动力特性翼型的超音速升力特性目录页壹

翼型的亚音速空气动力特性壹亚音速的定义：飞行数大于0.4,流场内各点的数都小于1。考虑空气密度随速度的变化，则翼型压力系数基本按同一系数放大，体现出“吸处更吸，压处更压”的特点。因此，升力系数增大，逆压梯度增大，压力中心前移,临界迎角减小，阻力系数基本不变。飞行数增大,升力系数和升力系数斜率增大飞行数增大,最大升力系数和临界迎角减小

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翼型的跨音速空气动力特性贰跨音速是指飞行速度没达到音速，但机翼表面局部已经出现超音速气流并伴随有激波的产生。机翼上表面流速大于飞行速度，因此当飞行数小于1时，机翼上表面最低压力点的速度就已达到了该点的局部音速(此点称为等音速点)。此时的飞行数称为临界马赫数。是机翼空气动力即将发生显著变化的标志。

翼型的跨音速空气动力特性贰升力系数随飞行数的变化1.考虑空气压缩性，上表面密度下降更多，产生附加吸力,升力系数增加，且由于出现超音速区，压力更小，附加吸力更大；2.下翼面出现超音速区，且后移较上翼面快，下翼面产生较大附加吸力，减小；3.下翼面扩大到后缘，而上翼面超音速区还能后缘，上下翼面的附加压力差增大，增加。

翼型的跨音速空气动力特性贰最大升力系数和临界迎角随飞行数的变化当激波增强到一定程度，阻力系数急剧增大,升力系数迅速减小,这种现象称为激波失速。随着飞行数的增加,飞机将在更小的迎角下开始出现激波失速,导致临界迎角和最大升力系数的继续降低。

翼型的跨音速空气动力特性贰翼型的跨音速阻力特性激波阻力当数超过临界马赫数以后，机翼表面会出现局部超音速区和局部激波，飞行＞1后，机翼前缘可能出现头部激波，这时飞行阻力将明显增大。由于激波的存在而产生的阻力叫做激波阻力。1、总空气动力变化；2、局部波阻力；3、头部激波波阻。

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翼型的超音速升力特性叁飞行马赫数大于1后，阻力系数会下降,但阻力会随着M数的增加而增加。在超音速阶段,增加，上翼面膨胀波后斜，弱扰动边界与波前气流的夹角φ减小，膨胀后的压力比φ不变而增加时降低得少。增加，下翼面激波后斜，激波角β减小，下翼面压力比β不变而增加时增加得少，总的效果使升力系数减小。

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