飞行原理-10-V3.0

飞行原理/CAFUC第十章高速空气动力学基础第十章第页2●协和“Concorde”超音速客机第十章第页3第十章第页4翼展：25.56米机长：62.10米机高：11.40米客舱长度：39.32米客舱宽度：2.63米客舱高度：1.96米空重：78.7吨最大起飞重量:186吨最大商载：12.7吨最大巡航速度：M2.04最大燃油航程：6580公里最大载重航程：5110公里起飞距离：3410米着陆距离：2220米起飞噪音：119.5分贝进场噪音：116.7分贝发动机：4台奥林帕斯593Mk610涡喷发动机第十章第页5①经济性差。由于耗油率过高，载客量偏小，成本高，协和号的票价非常昂贵大多数乘客望而却步。②航程短。协和号的航程仅为5110千米，只能勉强飞越大西洋，这一航程无法发挥超音速飞机的优势。特别是在太平洋航线上，协和号难以发挥作用。③噪音污染严重。协和式由于音爆水平高，所以被限制不得在大陆上空进行超音速飞行。噪音可以说是协和商业失败的关键性因素。●“协和”的三大弱点:第十章第页6第十章第页7本章主要内容10.1高速气流特性10.2翼型的亚跨音速气动特性10.3后掠翼的高速升阻力特性飞行原理/CAFUC飞行原理/CAFUC10.1高速气流特性第十章第页910.1.1空气的压缩性空气的压缩性是空气的压力、温度等条件改变而引起密度变化的属性。低速飞行(马赫数M0.4)空气密度基本不随速度而变化高速飞行(马赫数M0.4)空气密度随速度增加而减小第十章第页101、空气压缩性与气流速度的关系气流速度（km/h）20040060080010001200驻点处空气密度增加的百分比（）1.3%5.3%12.2%22.3%45.8%56.5%/第十章第页112、空气压缩性与音速的关系扰动在空气中的传播速度就是音速。●音速的定义第十章第页12●空气压缩性与音速c的关系ddpc2731.20tc海里/小时27339tc公里/小时音速与传输介质的可压缩性相关，在空气中，音速大小只取决于空气的温度，温度越低，空气越易压缩，音速越小。第十章第页1310.1.2马赫数McTASM空气压缩性与马赫数M的关系：M数越大，空气被压缩得越厉害。飞行马赫数：飞行真速与飞行高度音速之比。局部马赫数：局部真速与局部音速之比（如翼型上表面某点的局部马赫数）。低速飞行(马赫数M0.4)空气密度基本不随速度而变化高速飞行(马赫数M0.4)空气密度随速度增加而减小第十章第页1410.1.3气流参数随流管截面积的变化规律由连续性定理，在同一流管内dMAdA)1(2M1，M2-10，dA与dV符号相反，即流管截面积增加，速度减小；流管截面积减小，速度增加。M1，M2-10，dA与dV符号相同，即流管截面积增加，速度增加；流管截面积减小，速度减小。第十章第页15流速增大，则压力、温度、密度同时减小。2.高速流动时流管流速与压力、密度、温度之间的关系10.1.3气流参数随流管截面积的变化规律第十章第页16●超音速气流的获得要想获得超音速气流，截面积应该先减后增。第十章第页1710.1.4弱扰动传播第十章第页1810.1.5激波和膨胀波激波：超音速飞行时，空气遭到强烈的压缩，其压力、密度和温度都突然升高，流速突然降低的分界面。第十章第页19本章主要内容10.1高速气流特性10.2翼型的亚跨音速气动特性10.3后掠翼的高速升阻力特性飞行原理/CAFUC飞行原理/CAFUC10.2翼型的亚跨音速气动特性第十章第页2110.2.1翼型的亚音速空气动力特性●亚音速的定义飞行M数大于0.4,流场内各点的M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。①翼型的亚音速空气动力特性第十章第页22I.飞行M数增大,升力系数和升力系数斜率增大II.飞行M数增大，最大升力系数和临界迎角减小②翼型的亚音速升力特性第十章第页23③翼型的亚音速阻力特性翼型的阻力系数基本不随飞行Ｍ数变化。④翼型的压力中心位置的变化翼型的压力中心位置基本保持不变。第十章第页2410.2.2翼型的跨音速空气动力特性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。第十章第页25相对气流M=.7M=.9相对气流M=.8M=1.0①临界马赫数MCRITSubsonicCriticalMachNumber机翼上表面流速大于飞行速度，因此当飞行速度增大到某一速度，翼型表面最低压力点的气流速度等于该点的局部音速，该点称为等音速点，这时的飞行速度叫临界速度，对应的飞行M数称为临界马赫数MCRIT。在本例中，MCRIT=.8MCRIT是机翼空气动力即将发生显著变化的标志。第十章第页26②局部激波的形成和发展飞行马赫数大于临界马赫数后，机翼上表面开始出现超音速区。在超音速区内流管扩张，气流加速，压强进一步降低，与后端的压强为大气压力的气流相作用，形成一道压力、密度、温度突增的界面，即激波。I.局部激波的形成第十章第页27●局部激波第十章第页28II.局部激波的发展第十章第页29II.局部激波的发展第十章第页30●局部激波的形成与发展1.大于MCRIT后，上表面先产生激波。2.随M数增加，上表面超音速区扩展，激波后移。3.M数继续增加，下表面产生激波，并较上表面先移至后缘。4.M数接近1,上下表面激波相继移至后缘。5.M数大于1,出现头部激波。激波的视频第十章第页31●激波实例第十章第页32●激波实例第十章第页33●激波实例第十章第页34●激波实例第十章第页35③翼型的跨音速升力特性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CL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，CL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，CL增加。I.升力系数随飞行Ｍ数的变化临界M数，机翼上表面达到音速下表面达到音速下表面激波移至后缘上表面激波移至后缘第十章第页36II.最大升力系数和临界迎角随飞行Ｍ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M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。第十章第页37④翼型的跨音速阻力特性波阻就是正迎角时，在跨音速阶段翼型产生的附加吸力向后倾斜从而在速度方向所附加产生的阻力。I.波阻的产生第十章第页38II.翼型阻力系数随Ｍ数的变化超过临界马赫数后，波阻急剧增大导致阻力系数急剧增加的马赫数，称为阻力发散马赫数。第十章第页39膨胀波激波⑤翼型的超音速升力特性在超音速阶段,M增加，上翼面膨胀波后斜，弱扰动边界与波前气流的夹角减小，膨胀后的压力比不变而M增加时降低得少；M增加，下翼面激波后斜，激波角减小，下翼面压力比不变而M增加时增加得少，总的效果使升力系数减小。第十章第页40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。⑥翼型的超音速阻力特性第十章第页41⑦M数对飞机的失速迎角的影响第十章第页42⑦M数对飞机的最大升力系数CLmax的影响第十章第页43⑧飞机在不同M数下的极曲线第十章第页4410.2.3超临界翼型超临界翼型的特点是：头部半径非常大，上下表面较为平坦，后缘弯曲较大，下表面有反凹。超临界翼型的设计目的是为了增大翼型的阻力发散马赫数Mdd。第十章第页45本章主要内容10.1高速气流特性10.2翼型的亚跨音速气动特性10.3后掠翼的高速升阻力特性飞行原理/CAFUC飞行原理/CAFUC10.3后掠翼的高速升阻力特性第十章第页47●后掠翼与后掠角后掠角是机翼¼弦长的连线与飞机横轴之间的夹角。第十章第页4810.3.1后掠翼的亚音速升阻力特性●对称气流经过直机翼时的M数变化气流经过直机翼后,马赫数M会增加。①亚音速下对称气流流经后掠翼第十章第页49●亚音速下对称气流流经后掠翼对称气流经过后掠翼,可以将气流速度分解到垂直于机翼前缘和平行于机翼前缘。第十章第页50在气流向后的流动过程中，平行于前缘的气流分速不发生变化，而垂直于前缘的有效分速则发生先减速、后加速、再减速的变化，导致总的气流方向发生左右偏斜。●后掠翼的翼根效应和翼尖效应后掠翼的升力大小由垂直于前缘的有效分速所决定。第十章第页51●翼根效应亚音速气流条件下，上翼面前段流管扩张变粗,流速减慢，压强升高，吸力降低；后段流管收缩变细,流速加快，压强减小,吸力有所增加。流管最细的位置后移，最低压力点向后移动。●翼尖效应亚音速气流条件下，上翼面前段流管收缩变细，流速加快，压强降低，吸力变大；在后段，流管扩张，流速减慢，压强升高，吸力减小。流管最细位置前移，最低压力点向前移动。气流流过后掠翼时，流线左右偏移的分析第十章第页52●后掠翼的翼根和翼尖效应对升力的影响翼根效应使翼根部位机翼的吸力峰减弱，升力降低，翼尖效应使翼尖部位的吸力峰增强，升力增加。第十章第页53●后掠翼的翼根和翼尖效应对升力系数的影响后掠翼各翼面的升力系数沿展向的分布第十章第页54②中小迎角下后掠翼的亚音速升阻力特性同一迎角下,后掠翼的升力系数和升力线斜率比平直翼小。●后掠翼对升力系数和升力线斜率的影响第十章第页55升力线斜率和后掠角的变化●后掠角和展弦比对升力系数斜率的影响第十章第页56③后掠翼在大迎角下的失速特性原因：①翼根效应和翼尖效应，使机翼上表面翼根部位压力大于翼尖部位压力，压力差促使气流展向流动，使附面层在翼尖部位变厚，容易产生气流分离。②翼尖效应使翼尖部位上表面吸力峰增强，逆压梯度增加，容易出现气流分离。I.翼尖先失速第十章第页57迎角增大，展向流动变强。翼尖处开始发生气流分离。翼尖失速区扩大。失速区向翼根扩展。●后掠角失速的产生与发展第十章第页58●后掠角失速的产生与发展第十章第页59椭圆形机翼矩形机翼梯形机翼后掠翼●机翼平面形状对失速的影响第十章第页60II.后掠翼的临界迎角和最大升力系数比平直翼小同平直机翼相比,后掠翼相同迎角下的升力系数更小,最大升力系数和临界迎角也较小。根本原因在于后掠翼的升力特性是由垂直于前缘的有效分速决定的。第十章第页61③后掠翼飞机改善翼尖先失速的措施主要方法:阻止气流在机翼上表面的展向流动主要手段:I.翼上表面翼刀II.前缘翼刀III.前缘翼下翼刀IV.前缘锯齿V.涡流发生器第十章第页62I.翼上表面翼刀第十章第页63翼刀对后掠翼升力系数的影响翼刀可以使全翼的升力系数增加，并改善翼尖失速。I.翼上表面翼刀第十章第页64II.前缘翼刀III.前缘翼下翼刀第十章第页65IV.前缘锯齿第十章第页66IV.前缘锯齿第十章第页67V.涡流发生器第十章第页68V.涡流发生器第十章第页6910.3.2后掠翼的跨音速升阻力特性①后掠翼的临界M数和局部激波系后掠翼的速度分解后掠翼的临界马赫数MCRIT比相同剖面平直翼的MCRIT大。后掠角越大,MCRIT越大。I.临界马赫数后掠翼的临界马赫数MCRIT比相同剖面平直翼的MCRIT大是高亚音速飞机采用后掠翼的主要原因。第十章第页70II.后掠翼的翼尖激波III.后掠翼的后激波第十章第页71IV.后掠翼的前激波V.后掠翼的外激波第十章第页72②后掠翼的升力系数随M数的变化I.后掠翼的临界马赫数MCRIT较大。II.升力系数在跨音速阶段的增减幅度较小。III.升力系数随飞行M数的变化比较平缓。后掠角不同的后掠翼的升力系数随M数的变化第十章第页73③后掠翼的阻力系数随M数的变化I.同平直机翼相比,后掠翼的MCRIT和阻力发散马赫数更大,后掠翼的阻力系数在更大的M数下才开始急剧增加。II.后掠翼的最大阻力系数出现得更晚而且更小。III.阻力系数随M数的变化比较平缓。第十章第页74④厚弦比对MCRIT的影响同平直机翼相比,后掠翼的MCRIT更大;厚弦比越小,MCRIT越大。第十