LTC4215CUFD-1TRPBF空气动力学基础,大忽小,从而引起机翼、尾翼的振动多飞机的稳定性和操纵性下降,使飞机难以保持正常的飞行。这对飞机的飞行是很危险的。这种迎角过大造成的飞机失速也叫做大迎角失速,在任何空速和飞行姿态下,只要迎角超过飞机的临界迎角都可能发生失速。飞机的临界迎角一般为16°左右。通常在飞行中不会达到最大升力系数和临界迎角的飞行状态,因为在到达这个状态之前,由于附面层分离区域的扩大,已经出现了振动、稳定性变坏等失速现象。为了保证飞行安全,防止飞机失速,规定了一个小于最大升力系数的升力系数值和一个小于临界迎角的迎角值,这两个值是在飞行中可以达到但不能超过的安全值。

飞机的失速速度,飞机迎角刚达到临界迎角时的飞行速度就叫做失速速度。曲式(2-5)正=CL。言胛zS可以得出t=(2u/(CIop・s))172。当飞机以临界迎角飞行时,升力系数εL应该等于最大升力系数CLmax,由此得出:

12s=(2E'(CLnax(p°s))

式中:us一飞机失速速度。

当飞机平飞时,飞机的升力等于飞机的重力。即ro=uo所以,飞机平飞时的失速速度为:

uS平=(2u7'(εLmax ￠puS))]u2

从失速速度的计算公式,可以得出:

飞机重力增加,飞机的失速速度也会增加。在同样的飞行状态下,飞机重力增加,所需要的升力也必须增加9而飞机的最大并力系数基本不变、只有提高飞行速度碎这样梦飞机的失速速度也就增加了。

飞机起飞着陆过程中,使用增升装置可以提高最大升力系数,从而降低飞机的失速速度,使飞机可以以更低的速度起飞和着.

在各种不同的飞行状态下,飞机的失速速度等于飞机平飞失速速度乘以死;u7裁荷系数越大,对应的失速速度也就越大。

失速警告锣s平甩y1)s1/2在其他的飞行状态下,飞机的升力并不等于飞机重力,而是等于飞机重力乘以一个系数而y。这个系数叫做载荷系数。

uy=L/u・h

式中:ny--载荷系数;

E一飞机的升力;

W一飞机的重力。

这样,在其他的飞行状态,飞机的失速速度就等于直,激波称为正激波。如果激波波面与气流方向不垂直,就称为斜激波。困为正激波波面正对着气流,所以对气流产生的波阻最大。超音速气流通过正激波后,压力、温度和密度都骤然升高,速度下降,由超音速气流转变为亚音速气流。斜激波的波面相对气流倾斜了一个角度,所以它的波阻比正激波小。超音速气流通过斜激波后,压力、温度和密度也都升高,速度也下降,超音速气流可能减速为亚音速气流,也可能仍为超音速气流。

飞机高速飞行时,形成的激波形状与飞机飞行的马赫数及飞机的外形有关。当飞行马赫数超过1较多时,

在飞机尖削的头部形成斜激波。在飞机圆钝头部的正面形成正激波(见图2-37),并在机头上下逐渐倾斜为斜激波,最后减弱为边界波。在圆钝头部开始形成的正激波强度比较大,以较快的速度向前传播。在传播过程中,能量逐渐损耗,传播的速度也逐渐慢了下来,最后,在圆钝头部的前面,与圆钝头部保持一定的距离向前运动,这种正激波也叫做脱体波。气流经过正激波后要减速为亚音速气流,所以,在正激波波面的后面会形成一个亚音速区。当飞行的马赫数等于或略大于1时,在飞机尖削头部的正面也会形成正激波。

膨胀波当超音速气流流过带有外折角的物体表面时(见图2-38),由于流管变粗,气流的速度要加快,压力要下降。这些变化是通过外折角对气流的扰动,形成的以折角为中心逐渐散开的扇形波来完成的。气流通过一个个波面逐渐加速降压,并转变方向,最后生成更高速的气流,沿外折后的物体表面流走。由于物体外折角对超音速气流的扰动,引起气流膨胀加速的扇形波叫做膨胀波。膨胀波引起气流参数的变化是逐渐的、连续的,所以是弱扰动波。通过上述分析可以得出这样的结论:超音速气流是通过激波压缩减速,通过膨胀波膨胀加速的。

局部为正激波,其余为倾角变化的,斜激波脱体激波,附体斜激波脱体,激波与附体激波.

图2-38 膨胀波(a)扇形膨胀区;(b)膨胀区的气流方向.

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