UCN5829在前面讲到的为了保持层流附面层而采用的层流翼型(见图2-21),前缘半径比较小,最大厚度的位置靠后9 Xc约为40%~50%,上翼面气流加速比较缓慢,压力分布比较平坦,对提高临界马赫数也有作用。所以层流翼型比较适合高亚音速飞行,是高亚音速飞机采用较多的翼型。

对提高临界马赫数有效并在跨音速区域中有较好空气动力特性的翼型是超临界翼型。这种翼声速线 型有较大的前缘半径,~L翼面比较平坦,后部略较大。一旦出现局部超音速区,超音速气流的膨胀加速也比较平缓,这就使得局部激波强度大大降低,并且局部激波的位置靠后,可以缓和激波诱导的附面层分离,从而大大减小跨音速激波的阻力。与层流翼型相比,它的跨音速气动特性也比较好。

超音速飞机的机翼翼型应该采用前缘尖削、相对厚度更小即更薄的翼型(见图2-8(i)、(j)。超音速飞行时在尖削的前缘会形成斜激波,有利于减小波阻。翼型相对厚度的减小也会使波阻大大减小。图中的菱形翼型减小波阻的效果最好。

后掠机翼的作用，采用后掠机翼可以提高飞机的临界马赫数,并可以减小波阻。

我们可以把后掠机翼想象成将一个平直机翼向后掠一个角度(x)安装在机身上(见图2-44)。气流以速度″流过平直机翼时,速度锣垂直机翼前缘,整个速度r都沿着翼弦方向流过,速度的大小发生变化罗以用来产生升力。所以整个速度″对产生升力都是有效的。但对后掠机翼情况就不同了。由于气流速度秒的方向不与机翼前缘垂直,可以将速度v分解为垂直机翼前缘的速度钞1和平行机翼前缘的速度v2。%=v cos X;v2=v six/(见图2=44)。o2沿机翼前缘平行的方向流动,速度大小不发生变化,对产生升力不起作用。只有速度o1在流过机翼的过程中,速度的大小不断地发生变化,引起机翼表面压力分布的变化,是产生升力的有效速度。这样9经翼型加速的速度只是气流速度的一部分色)CosX 9使这部分速度加速到当地的音速,气流的速度v就可以比平直机翼更提高一些。所以,后掠机翼可以提高飞机的临界马赫数。后掠角越大9提高临界马赫数的效果越明显。x=30°时。临界马赫数大约可提高8%。

流过平直机翼和后掠机翼的气流速,(a)平直机翼;(b)后掠机翼,采用后掠杌翼还可以改善机翼的跨音速空气动力特性,减小波阻。由于机翼向后掠一个角度,在机翼前缘和后缘形成的激波相对气流也向后倾斜一个角度,整个激波波而像一个箭头,以锐角对着气流(见图2-45),这种形状的激波产生的波阻要比平直机翼上

激波产生的波阻小一些。能起到减小波阻作用的后掠机翼后掠角都比较大,一般在35°~50°之间。

采用后掠机翼带来的问题,首先,后掠机翼的低速特性不好。与平直机翼相比,后掠机翼用来严生升力的有效速度减小了9升力系数和阻力系数也都减的箭头形斜激波面着陆的速度大,滑跑距离长。

后掠机翼的失速特性不好。气流流过后掠机翼时夕由于平行机翼前缘的分速度沿着展向的流动,使翼梢部位的附面层比翼根部位的厚,造成附面层分离首先在翼稍部位发生。附面层翼分离首先发生在翼梢部位,会带来两个主要的问题,首先,由于机翼具有一定的后掠角,翼梢部位的附面层分离后”而翼根部位的附面层还没有分离,就会使机翼压力中.

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