LTC4215CUFD-1TRPBF空氣動力學基礎,大忽小,從而引起機翼、尾翼的振動多飛機的穩定性和操縱性下降,使飛機難以保持正常的飛行。這對飛機的飛行是很危險的。這種迎角過大造成的飛機失速也叫做大迎角失速,在任何空速和飛行姿態下,只要迎角超過飛機的臨界迎角都可能發生失速。飛機的臨界迎角一般為16°左右。通常在飛行中不會達到最大升力系數和臨界迎角的飛行狀態,因為在到達這個狀態之前,由于附面層分離區域的擴大,已經出現了振動、穩定性變壞等失速現象。為了保證飛行安全,防止飛機失速,規定了一個小于最大升力系數的升力系數值和一個小于臨界迎角的迎角值,這兩個值是在飛行中可以達到但不能超過的安全值。

飛機的失速速度,飛機迎角剛達到臨界迎角時的飛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。當飛機以臨界迎角飛行時,升力系數εL應該等于最大升力系數CLmax,由此得出:

12s=(2E'(CLnax(p°s))

式中:us一飛機失速速度。

當飛機平飛時,飛機的升力等于飛機的重力。即ro=uo所以,飛機平飛時的失速速度為:

uS平=(2u7'(εLmax ￠puS))]u2

從失速速度的計算公式,可以得出:

飛機重力增加,飛機的失速速度也會增加。在同樣的飛行狀態下,飛機重力增加,所需要的升力也必須增加9而飛機的最大并力系數基本不變、只有提高飛行速度碎這樣夢飛機的失速速度也就增加了。

飛機起飛著陸過程中,使用增升裝置可以提高最大升力系數,從而降低飛機的失速速度,使飛機可以以更低的速度起飛和著.

在各種不同的飛行狀態下,飛機的失速速度等于飛機平飛失速速度乘以死;u7裁荷系數越大,對應的失速速度也就越大。

失速警告鑼s平甩y1)s1/2在其他的飛行狀態下,飛機的升力并不等于飛機重力,而是等于飛機重力乘以一個系數而y。這個系數叫做載荷系數。

uy=L/u・h

式中:ny--載荷系數;

E一飛機的升力;

W一飛機的重力。

這樣,在其他的飛行狀態,飛機的失速速度就等于直,激波稱為正激波。如果激波波面與氣流方向不垂直,就稱為斜激波。困為正激波波面正對著氣流,所以對氣流產生的波阻最大。超音速氣流通過正激波后,壓力、溫度和密度都驟然升高,速度下降,由超音速氣流轉變為亞音速氣流。斜激波的波面相對氣流傾斜了一個角度,所以它的波阻比正激波小。超音速氣流通過斜激波后,壓力、溫度和密度也都升高,速度也下降,超音速氣流可能減速為亞音速氣流,也可能仍為超音速氣流。

飛機高速飛行時,形成的激波形狀與飛機飛行的馬赫數及飛機的外形有關。當飛行馬赫數超過1較多時,

在飛機尖削的頭部形成斜激波。在飛機圓鈍頭部的正面形成正激波(見圖2-37),并在機頭上下逐漸傾斜為斜激波,最后減弱為邊界波。在圓鈍頭部開始形成的正激波強度比較大,以較快的速度向前傳播。在傳播過程中,能量逐漸損耗,傳播的速度也逐漸慢了下來,最后,在圓鈍頭部的前面,與圓鈍頭部保持一定的距離向前運動,這種正激波也叫做脫體波。氣流經過正激波后要減速為亞音速氣流,所以,在正激波波面的后面會形成一個亞音速區。當飛行的馬赫數等于或略大于1時,在飛機尖削頭部的正面也會形成正激波。

膨脹波當超音速氣流流過帶有外折角的物體表面時(見圖2-38),由于流管變粗,氣流的速度要加快,壓力要下降。這些變化是通過外折角對氣流的擾動,形成的以折角為中心逐漸散開的扇形波來完成的。氣流通過一個個波面逐漸加速降壓,并轉變方向,最后生成更高速的氣流,沿外折后的物體表面流走。由于物體外折角對超音速氣流的擾動,引起氣流膨脹加速的扇形波叫做膨脹波。膨脹波引起氣流參數的變化是逐漸的、連續的,所以是弱擾動波。通過上述分析可以得出這樣的結論:超音速氣流是通過激波壓縮減速,通過膨脹波膨脹加速的。

局部為正激波,其余為傾角變化的,斜激波脫體激波,附體斜激波脫體,激波與附體激波.

圖2-38 膨脹波(a)扇形膨脹區;(b)膨脹區的氣流方向.

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