4030機翼后緣的壓力減小,機翼前緣和機翼后緣的壓力差增大,形成附加的壓差阻力。所以,一旦飛機的飛行速度超過臨界速度,就會在機翼上表面出現局部超音速區和局部激波,局部激波不但對氣流的流動產生很大的阻力,而且和附面層相互千擾,造成激波分離,形成較大的附加壓差阻力,這些都使飛機飛行的阻力大大增加。

亞音速、跨音速和超音速飛行以及氣動力系數的變化

亞音速、跨音速和超音速飛行,圖2-40所示為隨著飛行馬赫數的提高j機翼翼型表面上激波變化的情況。從圖中可以看到,當uj=0.72時,翼型上表面首次出現了等音速點,這個翼型的臨界馬赫數跖o臨=0.72。當跖o=0.77時,在翼型上表面首次出現了局部超音速區和局部激波,激波分離也可能在這時出現。隨著跖o數繼續提高,等音速點向前移,局部激波向后移,超音速區逐漸擴大。當跖色=0.82時,下翼面開始出現局部激波。隨著跖G數的繼續提高,翼型表面的超音速.

超音速流域,激波誘導附面層分離,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(臨界馬赫數),au=0.95局部激波(正激波),超音速流域可能發生分離,亞音速流域17=0.77

圖2-40 隨著馬赫數Mo的增加,激波逐漸產生,(a)全部流場是亞音速流場;(b)首次出現音速流動;(c)開始形成正激波;(d)開始出現激波誘導附面層分離;(e)幾乎整個流場都是超音速流動,仍存在激波誘導附面層分離;(f)開始形成頭部激波頭部激波面層分離。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Ju>uF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,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,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,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,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,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,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。

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,為了得到足夠的升力,一般采用相對厚度、相對彎度比較大,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cIo。

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。

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