LC75347E-E臨界馬赫數(shù)和臨界速度,飛機飛行時,流過機翼表面各處的氣流速度并不等于飛機的飛行速度,在正迎角的情況下,流過機翼上翼面的氣流被加速,在翼型最大厚度點的附近,壓力最低點處(見圖2-16中的B點),流速達到最大�？紤]空氣的可壓縮性,氣流的流速增加,不但靜壓要下降,溫度和密度也要下降步這樣,在最大速度點處溫度也最低,音速也最小。所以,該點處的局部馬赫數(shù)是流場中最大的。隨著飛機飛行速度的不斷提高,該點處的局部氣流速度越來越高,局部音速越來越低,局部馬赫數(shù)也越來越大。當飛機飛行速度還沒有達到飛行高度的音速時,也就是飛行馬赫數(shù)小于1時,該點處的局部氣流速度就可能達到了該處的局部音速,局部馬赫數(shù)達到了1,形成了等音速點。此時,飛機飛行的馬赫數(shù)就叫做臨界馬赫數(shù),飛機飛行的速度就叫做臨界速度。

比如,飛機在2000m高空以o=900 km/h的速度飛行。在此高度音速為@=1200 km/h。氣流在機翼上翼面最大速度點被加速到v局=1150 kn1//h,由于氣流被加速,最大速度點處的音速下降為@局=1150k吼/h。這樣,機翼翼面上的最大速度已達到了當?shù)氐囊羲賤局/a局=1.0。此時,飛機飛行的馬赫數(shù)M島臨=900/1200=0.75就是飛機在該高度上的臨界馬赫數(shù),飛機的飛行速度900 knl'/h就是飛機在該高度上的臨界速度。

局部激波和激波分離,當飛機飛行速度達到臨界速度之后9在機翼上翼面最大厚度點附近形成了等音速點,在該點的后面機翼的厚度逐漸減小,相當于一個擴張形的流管。若飛機繼續(xù)加速,等音速點的氣流就會沿擴張形的流管加速,在機翼的上翼面形成局部的超音速區(qū),而在超音速區(qū)后面的氣流仍為亞音速氣流。亞音速氣流靜壓較大,對超音速氣流形成反壓,在超音速和亞音速流動之間形成正激波,使超音速氣流通過正激波減速增壓,以突變的形式轉(zhuǎn)變?yōu)閬喴羲贇饬鳌?/span>

這個正激波就是局部激波(見圖2-39)。正如前面所述,氣流通過局部激波,壓力、密度和溫度上升并減速為亞音速氣流,溫度的升高說明氣流的流動受到了激波的阻力。

等音速點局部激波的形成,由于局部激波后面氣流的壓力高于激波前面氣流的壓力,形成了很大的逆壓梯度,引起了附面層的分離,這就叫做激波誘導(dǎo)附面層分離。附面層分離會在機翼后部生成渦流區(qū),使區(qū)繼續(xù)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(qū),其他流場已全部變成超音速了。如果繼續(xù)提高Mo數(shù),亞音速區(qū)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(nèi),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(xiàn)了局部超音速區(qū)和局部激波后,

直到機翼流場全部成為超音速流場之前(ui<uo≤⒈3),這個范圍內(nèi)飛機的飛行是跨音速飛行。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(shù)的提高,氣動力系數(shù)的變化,隨著飛機飛行″@數(shù)的提高,翼型表面的流場發(fā)生著劇烈的變化,翼型的空氣動力也隨著發(fā)生變化。圖2-41所示為升力系數(shù)εL、阻力系數(shù)CD以及焦點位置XF隨著跖島數(shù)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(shù)的增加升力系數(shù)CL是先升高后急劇下降,然后略有上升,又再次下降,呈現(xiàn)出劇烈的上下震蕩。阻力系數(shù)εD則是隨著跖@數(shù)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if@<uo臨時,焦點的位置XF約為25%左右,并基本保持不變。從Ma>u@臨開始9隨著胚Ω數(shù)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(shù)的變化(a)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(guān)的。當翼型上翼面出現(xiàn)局部超音速區(qū)時,局部超音速區(qū)氣流壓力的下降使升力系數(shù)上升,但當下翼面也出現(xiàn)了局部超音速區(qū)時,上下翼面壓力差大大減小,升力系數(shù)也就隨之下降了。機翼表面出現(xiàn)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(dǎo)附面層分離產(chǎn)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(dǎo)致了阻力系數(shù)迅速增大。

當飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后,隨著飛行馬赫數(shù)的繼續(xù)提高,出現(xiàn)了激波誘導(dǎo)的附加.

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