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航空航天概論
第四章 飛機(jī)飛行的基本原理
􀀴激波：當(dāng)飛機(jī)以等音速或超音速飛行時(shí)，在其前面也會(huì)出現(xiàn)由無(wú)數(shù)較強(qiáng)的波迭聚而成的波面，這個(gè)波面就稱為激波。4.3.3.2(1)
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回目錄頁(yè)􀀴激波特性：􀂏激波是一層受到強(qiáng)烈壓縮的空氣層。􀂏氣流通過(guò)激波時(shí)，壓強(qiáng)、密度、溫度突然增加，而速度卻大大降低。4.3.3.2 激波及其分類
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第四章 飛機(jī)飛行的基本原理
激波
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回激波
回激波分類
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第四章 飛機(jī)飛行的基本原理
4.3.3.2(2)􀀴激波分類：􀂏正激波：波面與飛行速度垂直。􀂏斜激波：波面相對(duì)于飛行速度有傾斜角。􀀴波阻：空氣在通過(guò)激波時(shí)，受到阻滯，流速急驟降低，由阻滯產(chǎn)生的熱量使空氣加熱。加熱所需的能量來(lái)自動(dòng)能的消耗，動(dòng)能的消耗就表示產(chǎn)生了阻力。因?yàn)檫@一阻力是由于形成激波而產(chǎn)生的，所以叫做波阻。下一頁(yè)回目錄頁(yè)
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第四章 飛機(jī)飛行的基本原理
4.3.3.2(3)􀀴激波強(qiáng)度：􀂏波阻的大小與激波的強(qiáng)度有關(guān)，即激波強(qiáng)度越大，波阻就越大。􀂏正激波的強(qiáng)度總是大于斜激波的強(qiáng)度；且激波面越傾斜，激波強(qiáng)度就越小。􀀴影響激波強(qiáng)度的因素：
􀂏物體形狀，尤其是頭部形狀
􀂏物體運(yùn)動(dòng)速度，即M數(shù)
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形狀影響
當(dāng)M＞1時(shí)：
􀂙若物體頭部圓鈍，在物體前面將形成脫體正激波，而沿上下兩端逐漸傾斜成斜激波。
􀂙若物體頭部尖削，形成附著于物體頭部的斜激波。上一頁(yè)
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M數(shù)影響
􀂙當(dāng)M數(shù)等于或稍大于1時(shí)，不論物體的形狀如何，產(chǎn)生的都將是正激波。
􀂙只有當(dāng)M數(shù)超過(guò)1一定量時(shí)，才有可能形成斜激波。
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第四章 飛機(jī)飛行的基本原理
當(dāng)飛機(jī)的飛行速度達(dá)到一定值但還未達(dá)到音速時(shí)，飛機(jī)上某些部位的局部流速卻已達(dá)到或超過(guò)了音速。于是，在這些局部超音速區(qū)首先開(kāi)始形成激波。這種在飛機(jī)的飛行速度尚未達(dá)到音速而在機(jī)體表面4.3.3.3(1)下一頁(yè)回目錄頁(yè)􀀴局部激波4.3.3.3 局部激波和臨界馬赫數(shù)局部產(chǎn)生的激波稱之為“局部激波”。
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局部激波局部激波面局部超音速區(qū)局部激波面v
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4.3.3.3(2)
􀀴臨界馬赫數(shù)
飛機(jī)開(kāi)始產(chǎn)生局部激波所對(duì)應(yīng)的飛行馬赫數(shù)稱為“臨界馬赫數(shù)”。臨界馬赫數(shù)／臨界速度是亞音速飛行和跨音速飛行的分界點(diǎn)。
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4.3.3.44.3.3.4 4.3.3.4 提高臨界馬赫數(shù)的措施提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)，目的在于推遲局部激波的出現(xiàn)，使飛機(jī)不至于過(guò)早地產(chǎn)生波阻。提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)可以從以下兩個(gè)方面采取必要的措施：􀀩機(jī)翼剖面形狀􀀩機(jī)翼平面形狀
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剖面形狀在機(jī)翼剖面形狀方面，可以采用厚度較小、最大厚度靠近翼弦中部的翼型。薄翼型厚翼型
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在機(jī)翼剖面形狀方面，可以采用后掠機(jī)翼。平面形狀vvv1v2
􀂏后掠翼機(jī)提高臨界馬赫數(shù)的原理——降低機(jī)翼上的有效速度。
􀂏后掠翼存在的問(wèn)題
􀂍翼尖失速 􀂍低速性能變差
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翼刀上一頁(yè)回目錄頁(yè)
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第四章 飛機(jī)飛行的基本原理 變后掠
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§4.4 飛機(jī)的穩(wěn)定和操縱
4.4.1 飛機(jī)的穩(wěn)定4.4.2 飛機(jī)的操縱回目錄頁(yè)
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4.4.1(1)4.4.1 飛機(jī)的穩(wěn)定􀂑穩(wěn)定的概念：物體的穩(wěn)定是指當(dāng)物體處于平衡狀態(tài)時(shí)，受到微小的擾動(dòng)而偏離了原來(lái)的平衡狀態(tài)，在擾動(dòng)消失后能自動(dòng)恢復(fù)到原來(lái)的平衡狀態(tài)的特性。
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4.4.1(2)穩(wěn)定不穩(wěn)定中立穩(wěn)定
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第四章 飛機(jī)飛行的基本原理
4.4.1(3)
􀂑飛機(jī)的穩(wěn)定性：
飛機(jī)的穩(wěn)定性是飛機(jī)設(shè)計(jì)中衡量飛行品質(zhì)的一個(gè)重要參數(shù)。如果飛機(jī)受到擾動(dòng)之后，在駕駛員不進(jìn)行任何操縱的情況下能夠回到受擾動(dòng)前的原始狀態(tài)，則稱飛機(jī)是穩(wěn)定的，反之則稱飛機(jī)是不穩(wěn)定的。
飛機(jī)的穩(wěn)定包括縱向穩(wěn)定 、方向穩(wěn)定
和側(cè)向穩(wěn)定 。
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縱向穩(wěn)定(1)飛機(jī)繞橫軸（z 軸）的穩(wěn)定叫縱向穩(wěn)定，它反映了飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定特性。飛機(jī)主要靠水平尾翼和機(jī)翼來(lái)保證縱向穩(wěn)定，而飛機(jī)的重心位置對(duì)飛機(jī)的縱向穩(wěn)定有很大影響。
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縱向穩(wěn)定(2)回目錄頁(yè)當(dāng)飛機(jī)受到縱向擾動(dòng)后，飛機(jī)的迎角改變，水平尾翼和機(jī)翼所產(chǎn)生的附加力對(duì)重心均形成恢復(fù)力矩。可見(jiàn)，飛機(jī)的重心位置對(duì)飛機(jī)的縱向穩(wěn)定有很大影響。重心越靠后，所產(chǎn)生的恢復(fù)力矩就越小，即穩(wěn)定性就越差，甚至有可能變?yōu)椴环�(wěn)定的。
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方向穩(wěn)定飛機(jī)繞立軸（y 軸）的穩(wěn)定叫方向穩(wěn)定，也叫航向穩(wěn)定。飛機(jī)主要靠垂直尾翼來(lái)保證其方向穩(wěn)定。飛機(jī)的側(cè)面迎風(fēng)面積、機(jī)翼后掠角、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙等對(duì)飛機(jī)的方向穩(wěn)定也有一定的影響。
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垂尾作用當(dāng)飛機(jī)受到方向擾動(dòng)發(fā)生偏航后，氣流與垂直尾翼之間就有了夾角，使垂直尾
　
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