upd6379a面層分離飛行阻力中不但有激波阻力還有由于附面層分離產生了較大的壓差阻力。這時升力迅速下降,阻力迅速增大。飛機的這種失速現象叫做激波失速。激波失速和前面講過的大迎角失速的區別在于:產生的原因和出現的時機都不同。飛機大迎角失速是由于迎角過大(達到臨界迎角)造成的,出現在大迎角飛行時;飛機的激波失速是由于飛行速度過大(超過臨界速度)造成的,出現在大速度飛行時。

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,局部超音速區逐漸擴大,局部激波的移動以及附面層的分離也使焦點的位置發生前后的移動。

音障正是因為在j‰膿f臨后,翼型的空氣動力特性出現了如此復雜的變化,使得亞音速飛機一旦飛行馬赫數接近臨界馬赫數,除了阻力突然增大使飛機難以加速外,還會出現飛機自動低頭俯沖,飛機抖振、操縱效率下降和自動橫滾等現象,使飛機失去控制,甚至會造成嚴重的飛行事故。即使加大亞音速飛機發動機的功率或推力,也不可能克服這些現象進行跨音速飛行。這些現象也就是所謂的“音障”。

為了飛行安全,亞音速飛機的飛行儀表上都有臨界馬赫數的指示。駕駛員要隨時注意飛行速度,防止飛行馬赫數接近臨界馬赫數9以保證飛行的安全。

音障現象的出現使人們認識到營由于空氣的壓縮性,按照低速空氣動力學原理設計的低速飛機是不可能突破臨男馬赫數進行更高速度飛行的9從而促進了高速空氣動力學的研究和更大推力的動力裝置的設計和制造,最終使人們實現了突破音障,穿越跨音速區域9進行超音速飛行的夢想。

高速飛機氣動外形的特點,亞音速飛機的飛行馬赫數一定要小于飛機的臨界馬赫數。所以9為了提高亞音速飛機的飛行速度,就必須提高飛機的臨界馬赫數饣使飛機的飛行速度盡量|句音速靠近曰這種飛機就稱為高亞音速飛機。對于要進行超音速飛行的飛機9在氣動外形設計上要改善飛機的跨音速空氣動力特性,減小波阻.使之能很快通過跨音速區域進人超音速飛行。所以9高速飛機氣動外形變化的主要目的就是提高臨界馬赫數、改善飛機的跨音速空氣動力特性和減小波阻。娃。采用薄翼型高速飛機的機翼應采用相對厚度比較小(即比較扁平的)、最大厚度點位置向后移,xc大約為50%的薄翼型。

從式(2-5)可以知道,飛機的升力與升力系數cl和飛行速度的平方成正比。低亞音速飛機的飛行速度比較小9為了得到足夠的升力,一般采用相對厚度、相對彎度比較大9最大厚度點靠前,xc大約為30%的翼型,如圖2-42所示。這種翼型可以使氣流很快加速到最大速度,在低速飛行時得到比較大的升力系數ci.。

對于高速飛機來說,飛行速度大,為了得到足夠的升力并不需要大的升力系數cl,而是要提高臨界馬赫數和減小波阻。翼型的相對厚度越小,上翼面的氣流加速就越緩慢,速度增量就越小,可以有效地提高飛機的臨界馬赫數和飛機的最大平飛速度。另外,進入跨音速飛行后,產生的激波波阻會隨著翼型相對厚度的增加而增大,所以,采用薄翼型對減小跨音速飛行的波阻也是非常有利的。

在前面講到的為了保持層流附面層而采用的層流翼型(見圖2-21),前緣半徑比較小,最大厚度的位置靠后9 xc約為40%~50%,上翼面氣流加速比較緩慢,壓力分布比較平坦,對提高臨界馬赫數也有作用。所以層流翼型比較適合高亞音速飛行,是高亞音速飛機采用較多的翼型。對提高臨界馬赫數有效并在跨音速區域中有較好空氣動力特性的翼型是超臨界翼型。這種翼聲速線弱激波分離區.型有較大的前緣半徑,l翼面比較平坦,后部略較大。一旦出現局部超音速區,超音速氣流的膨脹加速也比較平緩,這就使得局部激波強度大大降低,并且局部激波的位置靠后,可以緩和激波誘導的附面層分離,從而大大減小跨音速激波的阻力。與層流翼型相比,它的跨音速氣動特性也比較好。

超音速飛機的機翼翼型應該采用前緣尖削、相對厚度更小即更薄的翼型(見圖2-8(i)、(j))。超音速飛行時在尖削的前緣會形成斜激波,有利于減小波阻。翼型相對厚度的減小也會使波阻大大減小。圖中的菱形翼型減小波阻的效果最好。

后掠機翼,后掠機翼的作用,采用后掠機翼可以提高飛機的臨界馬赫數,并可以減小波阻。我們可以把后掠機翼想象成將一個平直機翼向后掠一個角度(x)安裝在機身上(見圖2-43)。氣流以速度″流過平直機翼時,速度鑼垂直機翼前緣,整個速度r都沿著翼弦方向流過,速度的大小發生變化羅以用來產生升力。所以整個速度″對產生升力都是有效的。但對后掠機翼情況就不同了。由于氣流速度秒的方向不與機翼前緣垂直,可以將速度v分解為垂直機翼前緣的速度鈔1和平行機翼前緣的速度v2=v cos x;v2=v six/(見圖2=44)。o2沿機翼前緣平行的方向流動,速度大小不發生變化,對產生升力不起作用。只有速度o1在流過機翼的過程中,速度的大小不斷地發生變化,引起機翼表面壓力分布的變化是產生上升.

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