圖 " "% &’ "()圖
"*所示。可壓縮流的流線彎曲程度比不可壓時(shí)大,從產(chǎn)生擾動(dòng)影響這個(gè)觀點(diǎn)來看,這好比是在不可壓縮流動(dòng)中出現(xiàn)了一個(gè)厚度(當(dāng) &’ +,時(shí))或彎度(當(dāng) &’ -,時(shí))較大的翼型。由理論計(jì)算可知:
&’可 + &’不( " ")
" ()*
.
因此,這就是在考慮了空氣的壓縮性后,速度又在 (/臨之前的升力系數(shù)不斷上升的原因。
(*)跨音速階段:在跨音速階段,隨著 ()數(shù)增大,升力系數(shù)先增大,隨后減小,接著又增大。其所以如此變化,根本原因在于機(jī)翼上、下表面出現(xiàn)了局部超音速區(qū)和局部激波。另外,機(jī)翼上、下表面局部超音速氣流出現(xiàn)的先后和擴(kuò)張的快慢不一樣,所以上、下表面壓力降低參差不齊,這就造成了跨音速階段升力系數(shù)的劇烈變化。
在 (). -()臨以后,由于上翼面出現(xiàn)了超音速區(qū),致使吸力增大,雖然局部超音速區(qū)激波后的壓力提高一些,但由于波前吸力的增加大于波后吸力的損失,所以 &’隨 ()數(shù)的增加而增加,直到 &點(diǎn),即圖 " "中的 0&段。
"在 ()-()1以后,上翼面的局部激波強(qiáng)度變強(qiáng),波后吸力損失加大。與此同
.
時(shí),下翼面也出現(xiàn)超音速區(qū),并擴(kuò)張得比上翼面迅速,產(chǎn)生向下的附加吸力。這樣機(jī)翼上下翼面的壓力差減小,導(dǎo)致升力系數(shù)下降,即圖 " "中的 &2段。 當(dāng) ()-()2,以后,下翼面局部激波移至后緣,而上翼面局部激波則繼續(xù)緩慢
.
后移,超音速區(qū)繼續(xù)擴(kuò)大,因而上翼面吸力繼續(xù)加大,于是上下翼面的壓力差不斷提高,升力系數(shù)重新增大,如圖 " "中的 23段。另外,在跨音速飛行階段的壓力中心忽前忽后的變化,使飛機(jī)的平衡、穩(wěn)定和操縱很容易出問題,稍微不慎,就會(huì)失事。()超音速階段:所謂超音速階段,是指 () -()上臨以后的 ()數(shù)范圍,整個(gè)翼型附近全部為超音速氣流。在這一速度下采用的翼型大部分為對(duì)稱薄翼型,而且使用
•4•
迎角很小,所以在計(jì)算時(shí)可以把它看作是一個(gè)子板,然后再對(duì)它進(jìn)行厚度修正。為了說明超音速翼型的空氣動(dòng)力,下面以平板為例進(jìn)行討論。
圖 " "%超音速流線譜及壓力分布
超音速氣流流過平板時(shí)的流線譜與壓力分布如圖 " "所示,當(dāng)超音速氣流以迎角 "流過薄平板時(shí),氣流在前緣分為上、下兩支。在上表面,氣流向外轉(zhuǎn)折,氣流膨脹加速,經(jīng)膨脹后,則以不變的速度沿平板表面流去;在下表面,氣流向內(nèi)轉(zhuǎn)折,產(chǎn)生斜激波,氣流通過斜激波后,則保持較小的速度,沿平板表面流去。在平板后緣,情況正好相反,上表面產(chǎn)生斜激波使氣流減速,下表面則使氣流膨脹增速。之后,上下表面氣流匯合并沿原來的方向流去。
上表面的流速大于末受擾動(dòng)的氣流速度,故其壓力減小;而下表面的流速小于未受擾動(dòng)的氣流速度,故其壓力增大。由于在乎板上各點(diǎn)的流速值均保持不變,故表面上的壓力值沿平板也不變化。由此可見,平板上的總氣動(dòng)力只作用于平板弦線的中點(diǎn)上。其方向基本上與平板垂直。平板的壓力中心在弦線的中央,即
&壓 ’ () *+
&壓 ’()*("")} 平板上空氣動(dòng)力的簡(jiǎn)單計(jì)算高速飛行時(shí), ,很小,可以把超音速氣流流過平板情況當(dāng)作小角轉(zhuǎn)折來處理,即上表面的氣流是小角向外轉(zhuǎn)折,而下表面的氣流是小角向內(nèi)轉(zhuǎn)折。理論上可推得
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0,/" 12"( " "3)
.
根據(jù)這個(gè)關(guān)系式,在 0, 40,上臨后,隨著 0,數(shù)的增加, -.值下降(見圖 " "
5)。
1)阻力系數(shù)特性
飛行 0,數(shù)超過 0,臨以后,機(jī)翼的阻力急劇增大。這是因?yàn)樵跈C(jī)翼上、下表面出現(xiàn)了局部超音速區(qū)和局部激波,而在飛行速度超過音速以后,機(jī)翼前緣又產(chǎn)生了頭
•3•
部激波。機(jī)翼這種由于出現(xiàn)激波而額外產(chǎn)生的阻力,叫做波阻。與波阻對(duì)應(yīng)的阻力系數(shù)叫做波阻系數(shù)。
圖 " "%激波對(duì)翼型壓力差的影響
()波阻:現(xiàn)通過氣流以超過臨界 & ’(數(shù)的速度流過一個(gè)迎角為零的對(duì)稱翼型的情況來說明波阻的產(chǎn)生。此時(shí)翼型上的壓力分布如圖 " "所示。上翼面上表示了翼型附近局部超音速區(qū)以及激波,下翼面上表示了壓力分布。在前駐點(diǎn)處壓力最大,然后隨著流速增大,壓力降低。在 )處速度達(dá)到音速值,激波在 *處出現(xiàn),該處壓力突增,速度突降至亞音速。壓力分布如圖中 +,*-.折線所示。如果是理想情況,則沒有激波,即沒有動(dòng)能損失,進(jìn)行連續(xù)減速,壓力分布如圖中 +,-/./曲線所示。從圖可見激波出現(xiàn),翼型后半部的壓力比無激波時(shí)低,因而產(chǎn)生了附加的壓差阻力。
上面說的是波阻的一部分,如果局部激波與附面層之間的干擾引起了附面層分離,又會(huì)使氣流的能量受到損失,它也使得機(jī)翼前后壓力差增大形成附加阻力。通常所謂波阻是指激波本身和激波分離而引起的壓差阻力之和。
超音速氣流流過機(jī)翼表面時(shí),附面層氣流按其速度大小可分為兩層,最貼近機(jī)翼表面的亞音速底層和稍靠外的超音速外層。在這兩層分界線上,空氣以音速流動(dòng)。因?yàn)樵趤喴羲贇饬髦胁粫?huì)有激波存在,所以局部激波只能達(dá)到附面層的超音速外層。當(dāng)激波前后壓力差很大時(shí),激波后的壓力增高使得附面層底層的氣流倒流,形成在激波處的氣流分離。這就是激波與附面層之間干擾而引起的附面層分離。順便指出,這一分離現(xiàn)象不僅使得阻力系數(shù)急劇增加,而且還使得升力系數(shù) 01下降。這種現(xiàn)象稱為激波失速。
可見在 23 423臨以后,機(jī)翼的阻力除了型阻(摩擦阻力與壓差阻力的統(tǒng)稱)以外,還要加上波阻,即 565型 75波( " "8)對(duì)應(yīng)的阻力系數(shù)為 09 609型 7 09波( ":)
其中 % 09波 6 5波; <;
=>
;
•8•
波 —
—波阻;
"波———波阻系數(shù)。
()阻力系數(shù)隨飛行 %&數(shù)的變化:根據(jù)上述討論,若將機(jī)翼固定在 & ’(迎角下,隨飛行 %&數(shù)增加,它的阻力系數(shù) "的大致變化趨勢(shì)如圖 ) *+ *,所示。現(xiàn)分段說明如下。
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