upd78015f-515區域繼續擴大,直到l1rc=1.05,局部激波移到了翼型的后緣,在翼型的前緣形成了脫體正激波,這時,只有在正激波的后面有一塊亞音速區,其他流場已全部變成超音速了。如果繼續提高mo數,亞音速區會進一步縮小,大約在mc=1.3時,就可以認為氣流在翼型表面全部都是超音速流動了。

亞音速飛行:在飛行″@≤1‰臨(一般為0,7左右)時,氣流流過機翼表面的流場全部都是亞音速流場,在這個范圍內,飛機的飛行是亞音速飛行。

跨音速飛行:從飛行ma>膿飾,在機翼表面出現了局部超音速區和局部激波后,直到機翼流場全部成為超音速流場之前(uc速飛行。飛機進行跨音速飛行時,機翼表面的流場既有亞音速流場又有超音速流場。

超音速飛行:到飛行跖@>1.3以后,機翼表面的流場全部成為超音速流場,飛機的飛行就是超音速飛行了。

隨著飛行跖@數的提高,氣動力系數的變化,隨著飛機飛行″@數的提高,翼型表面的流場發生著劇烈的變化,翼型的空氣動力也隨著發生變化。圖2-41所示為升力系數εl、阻力系數cd以及焦點位置xf隨著跖島數提高而變化的情況。從圖中可以看到,從1mΩ>mg臨開始,隨著跖o數的增加升力系數cl是先升高后急劇下降,然后略有上升,又再次下降,呈現出劇烈的上下震蕩。阻力系數εd則是隨著跖@數的增加而迅速增大,當飛行1mc接近1時,達到最大,然后又有所下降。當of@(跖o臨時,焦點的位置xf約為25%左右,并基本保持不變。從ma>跖@臨開始9隨著胚Ω數的提高,焦點的位置先是略向后移,然后向前移,最后又再次向后移,移到xf=50%附近就基本保持不動了。

圖2-41 翼型的空氣動力特性隨來流馬赫數的變化

cl~j”fσ∞曲線;(b)cd~跖o∞曲線;(c)銜~″@∞曲線翼型空氣動力的變化是與翼型表面流場的變化密切相關的。當翼型上翼面出現局部超音速區時,局部超音速區氣流壓力的下降使升力系數上升,但當下翼面也出現了局部超音速區時,上下翼面壓力差大大減小,升力系數也就隨之下降了。機翼表面出現局部激波后,不但阻滯氣流流動造成激波損失,而且還會誘導附面層分離產生附加的壓差阻力,這就使得跨音速激波的阻力大大增加了,也就導致了阻力系數迅速增大。

當飛行馬赫數超過臨界馬赫數之后,隨著飛行馬赫數的繼續提高,出現了激波誘導的附加值.

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