4030机翼后缘的压力减小,机翼前缘和机翼后缘的压力差增大,形成附加的压差阻力。所以,一旦飞机的飞行速度超过临界速度,就会在机翼上表面出现局部超音速区和局部激波,局部激波不但对气流的流动产生很大的阻力,而且和附面层相互千扰,造成激波分离,形成较大的附加压差阻力,这些都使飞机飞行的阻力大大增加。

亚音速、跨音速和超音速飞行以及气动力系数的变化

亚音速、跨音速和超音速飞行,图2-40所示为随着飞行马赫数的提高j机翼翼型表面上激波变化的情况。从图中可以看到,当uj=0.72时,翼型上表面首次出现了等音速点,这个翼型的临界马赫数跖o临=0.72。当跖o=0.77时,在翼型上表面首次出现了局部超音速区和局部激波,激波分离也可能在这时出现。随着跖o数继续提高,等音速点向前移,局部激波向后移,超音速区逐渐扩大。当跖色=0.82时,下翼面开始出现局部激波。随着跖G数的继续提高,翼型表面的超音速.

超音速流域,激波诱导附面层分离,最大局部速度小于局部音速au=0.82,正激波超音速流域,正激波最大局部速度等于局部音速,正激波i=0.72(临界马赫数),au=0.95局部激波(正激波),超音速流域可能发生分离,亚音速流域17=0.77

图2-40 随着马赫数Mo的增加,激波逐渐产生,(a)全部流场是亚音速流场;(b)首次出现音速流动;(c)开始形成正激波;(d)开始出现激波诱导附面层分离;(e)几乎整个流场都是超音速流动,仍存在激波诱导附面层分离;(f)开始形成头部激波头部激波面层分离。飞行阻力中不但有激波阻力还有由于附面层分离产生了较大的压差阻力。这时,升力迅速下降,阻力迅速增大。飞机的这种失速现象叫做激波失速。激波失速和前面讲过的大迎角失速的区别在于:产生的原因和出现的时机都不同。飞机大迎角失速是由于迎角过大(达到临界迎角)造成的,出现在大迎角飞行时;飞机的激波失速是由于飞行速度过大(超过临界速度)造成的,出现在大速度飞行时。

当飞行马赫数超过临界马赫数之后,随着飞行马赫数的继续提高,局部超音速区逐渐扩大,局部激波的移动以及附面层的分离也使焦点的位置发生前后的移动。

音障,正是因为在Ju>uF临后,翼型的空气动力特性出现了如此复杂的变化,使得亚音速飞机一旦飞行马赫数接近临界马赫数,除了阻力突然增大使飞机难以加速外,还会出现飞机自动低头俯冲,飞机抖振、操纵效率下降和自动横滚等现象,使飞机失去控制,甚至会造成严重的飞行事故。即使加大亚音速飞机发动机的功率或推力,也不可能克服这些现象进行跨音速飞行。这些现象也就是所谓的“音障”。

为了飞行安全,亚音速飞机的飞行仪表上都有临界马赫数的指示。驾驶员要随时注意飞行速度,防止飞行马赫数接近临界马赫数,以保证飞行的安全。

音障现象的出现使人们认识到营由于空气的压缩性,按照低速空气动力学原理设计的低速飞机是不可能突破临男马赫数进行更高速度飞行的,从而促进了高速空气动力学的研究和更大推力的动力装置的设计和制造,最终使人们实现了突破音障,穿越跨音速区域,进行超音速飞行的梦想。

高速飞机气动外形的特点,亚音速飞机的飞行马赫数一定要小于飞机的临界马赫数。所以,为了提高亚音速飞机的飞行速度,就必须提高飞机的临界马赫数使飞机的飞行速度尽量|句音速靠近曰这种飞机就称为高亚音速飞机。对于要进行超音速飞行的飞机,在气动外形设计上要改善飞机的跨音速空气动力特性,减小波阻.使之能很快通过跨音速区域进人超音速飞行。所以,高速飞机气动外形变化的主要目的就是提高临界马赫数、改善飞机的跨音速空气动力特性和减小波阻。

采用薄翼型高速飞机的机翼应采用相对厚度比较小(即比较扁平的)、最大厚度点位置向后移,Xc大约为50%的薄翼型。

从式(2-5)可以知道,飞机的升力与升力系数CL和飞行速度的平方成正比。低亚音速飞机的飞行速度比较小,为了得到足够的升力,一般采用相对厚度、相对弯度比较大,最大厚度点靠前,Xc大约为30%的翼型,如图2-42所示。这种翼型可以使气流很快加速到最大速度,在低速飞行时得到比较大的升力系数cIo。

对于高速飞机来说,飞行速度大,为了得到足够的升力并不需要大的升力系数CL,而是要提高临界马赫数和减小波阻。翼型的相对厚度越小,上翼面的气流加速就越缓慢,速度增量就越小,可以有效地提高飞机的临界马赫数和飞机的最大平飞速度。另外,进入跨音速飞行后,产生的激波波阻会随着翼型相对厚度的增加而增大,所以,采用薄翼型对减小跨音速飞行的波阻也是非常有利的。

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