曝光臺(tái) 注意防騙 網(wǎng)曝天貓店富美金盛家居專營(yíng)店坑蒙拐騙欺詐消費(fèi)者

亞音速階段。阻力系數(shù)基本上不隨 %&數(shù)而變化，在快接近 %&臨時(shí)才稍有增加。其原因是空氣壓縮性的影響，會(huì)引起翼型壓力分布的改變，使后緣反壓梯度增加，引起附面層增厚，導(dǎo)致型阻中的黏性壓差阻力有一定增加。在計(jì)算中常引入系數(shù) -.對(duì)不可壓情況下的型阻系數(shù)進(jìn)行修正，即
"型 ’ " %"型不（) *+ *))）修正系數(shù) " %與相對(duì)厚度 /，%&數(shù)等有關(guān)，可由專用曲線中查得。
跨音速階段。超過(guò)臨界 %&數(shù)以后，機(jī)翼上出現(xiàn)局部超音速區(qū)以及局部激波。由于波阻的出現(xiàn)，阻力系數(shù)隨著飛行 %&數(shù)的增大而增加，%&數(shù)增至 )附近，阻力系數(shù)達(dá)到最大。
超音速階段。%&數(shù)再增大，阻力系數(shù)開(kāi)始隨 %&數(shù)逐步增大而下降。理論研究證明，超音速階段翼型的波阻系數(shù)隨 %&數(shù)變化的關(guān)系，可以用下式進(jìn)行計(jì)算
"波 ’
%&0 * ) % 2
%&3 *)/ 2
%&03  *) 4（) *+ *)）
11
 1 
式中第一項(xiàng)與迎角有關(guān)（即與升力有關(guān)），稱為升力波阻；第二項(xiàng)和第三項(xiàng)分別與厚度和彎度有關(guān)，即使在升力等于零時(shí)，這部分阻力依然存在，稱為零升波阻，用 "5波表示。零升波阻系數(shù)為
"5波 ’
%&)1 * )（3/ 2 034）（) * *)+）
式中 /、4為翼型的相對(duì)厚度和相對(duì)彎度；3是與翼型形狀有關(guān)系數(shù)，如菱形 3 ’0，雙弧形 6’ 78++，可查表而知。將式 ) *+ *)+及 ) *+ *9代入式 ) *+ *)可得
"波 ’ " 5波 2
%&01*)"（) *+ *)0）
:
由式（) *+ *)）可知，%& ;)以后，隨 %&數(shù)增大，波阻系數(shù)下降。
+8力矩特性
前一章已經(jīng)說(shuō)明，翼型繞點(diǎn)的力矩，用力矩系數(shù)
<=> ’<=? *"（:焦 *壓）如果采用對(duì)稱薄翼，焦點(diǎn)和壓力中心的位置是重合的。理論上可以證明，低速時(shí)，翼型焦點(diǎn)的位置約在 7@ A處；在超音速階段，焦點(diǎn)在 7?@ A處；在跨音速階段，由于上、下翼面局部激波的發(fā)展，使焦點(diǎn)隨 %&數(shù)的變化而變化。翼剖面不同，變化規(guī)律也
•0?•

 

不一致，只能
借助于實(shí)驗(yàn)方法來(lái)確定。
對(duì)翼型前緣點(diǎn)的力矩系數(shù)（抬頭為正）
"  %&’壓（( ) (*）應(yīng)用式（( ) +）在，超音速飛行時(shí)此力矩系數(shù)可寫(xiě)為
"
-., / ( 1(/
-./ / (（( ) (2）
0
 0 
三、高速翼型特點(diǎn)
綜合上述各點(diǎn)可知，在 -.0 3-.臨后，流過(guò)機(jī)翼的氣流參數(shù)變化特點(diǎn)與亞音速時(shí)大不相同，它使得機(jī)翼的升力、阻力、力矩特性都發(fā)生了很大的變化。
為了適應(yīng)這些變化，在高速飛機(jī)的翼型外形上采用了相應(yīng)的措施。對(duì)于亞音速飛行的飛機(jī)，主要設(shè)法盡量提高翼型的 -.臨以延遲機(jī)翼氣動(dòng)力的急劇變化；對(duì)于主要在跨音速飛行的飛機(jī)，主要設(shè)法緩和 %’的增長(zhǎng)幅度，減少 %&的波動(dòng)幅度及縮短 -.臨和 -.上臨之間的范圍；對(duì)于主要在超音速飛行的飛機(jī)，則盡量設(shè)法減少波阻。
提高翼型 -.臨的措施，是使翼型的壓力分布（或速度分布）均勻化，以推遲超音速區(qū)的出現(xiàn)從而使翼型 -.臨得到提高。為此，一般翼型可采用對(duì)稱或小彎度薄翼，最大厚度位置靠近翼弦的中部。對(duì)于噴氣式運(yùn)輸機(jī)，則可以選用相對(duì)厚度較大，但臨界 -.數(shù)相當(dāng)高的超臨界翼型。為了減少翼型頭部的激波強(qiáng)度，高速翼型的頭部不像低速翼型那樣鈍，以防止脫體激波和正激波的產(chǎn)生。
減少 4是縮短 -臨和 -上臨之間范圍的有效辦法。很明顯 4 5時(shí)的平板（ 6 5）， -.臨和 -上臨間距離趨于 5，也就是沒(méi)有跨音速范圍。實(shí)際上 4是不能等于 5的，所以當(dāng) 4較小時(shí)， -和 -臨之間距離較小， 74& 8 （或 %&）隨 -數(shù)的變化曲線沒(méi)有多大
臨上7
變動(dòng)，在跨音速范圍內(nèi)幾乎是平滑、單調(diào)地由亞音速過(guò)渡到超音速。
第四節(jié) 9后掠機(jī)翼
為了改善機(jī)翼在跨音速和超音速飛行時(shí)的氣動(dòng)特性，除了在機(jī)翼剖面形狀上采取適當(dāng)措施外，在機(jī)翼的平面形狀方面也有相應(yīng)變化。為了改善跨音速飛機(jī)的飛行性能，現(xiàn)代高速飛機(jī)廣泛采用了后掠機(jī)翼。
一、繞后掠機(jī)翼的流動(dòng)和展向載荷分布特點(diǎn)
設(shè)后掠機(jī)翼翼展是無(wú)限長(zhǎng)的情況，如圖 ( ) (5所示。當(dāng)空氣流過(guò)此機(jī)翼時(shí)，可以將 :0分解為兩個(gè)分速，一個(gè)是垂直于前緣的法向流動(dòng)分速 :;  :04<="，一個(gè)是 •,(•
 
平行于前緣的展向流動(dòng)分速 " %&’。如果此無(wú)限翼展的機(jī)翼由同一翼型所組成，若不考慮氣流黏性，則展向流動(dòng)對(duì)于翼面上的壓力分布無(wú)影響，而垂直于前緣的法向氣流則好像是流過(guò)一個(gè)平直機(jī)翼一樣。也就是說(shuō)，此無(wú)限翼展機(jī)翼的氣動(dòng)特性僅取決于法向流動(dòng)，而與展向流動(dòng)無(wú)關(guān)。

圖 ( )* )(+,空氣流過(guò)后掠翼時(shí)速度的分解
當(dāng)氣流流過(guò)此機(jī)翼時(shí)，由于展向分速不變而法向分速不斷改變，使得流線會(huì)產(chǎn)生傾斜。空氣從遠(yuǎn)前方流近前緣，法向分速受到阻滯而越來(lái)越慢，展向分速保持不變
（"-"）。這樣，越靠近前緣，不僅速度越來(lái)越慢，而且氣流方向越來(lái)越向左偏斜。經(jīng)前緣后，空氣流向最小壓力點(diǎn)的途中，法向分速又逐漸增加（ ’. / 0’1），而展向分速不變（".  "1），所以局部流速漸漸增加且方向轉(zhuǎn)向右邊。以后，又因法向分速減小，氣流又轉(zhuǎn)回原來(lái)方向。
對(duì)于有限翼展的后掠翼，由于翼根和翼尖的影響，使它與無(wú)限翼展后掠翼情況有一定的差別。但在后掠翼的中間部分與無(wú)限翼展后掠翼是十分接近的。
后掠翼由于翼根和翼尖的存在，將引起所謂翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)。在根部上表面前段，流線偏離對(duì)稱面，流管擴(kuò)張變粗；而在后段流線向內(nèi)偏斜，流管收縮變細(xì)。在亞音速條件下，前段變粗，于是流速減慢，壓力升高；后段變細(xì)，流速加快，壓力降低
（即吸力增大）。流管的最小截面位置后移，故最小壓力點(diǎn)后移（相對(duì)于后掠翼中段）
至于翼尖部分，情況正好相反，翼尖外側(cè)氣流是徑直向后流動(dòng)。而翼尖部分的前段流線向外偏斜，故流管收縮變細(xì)，流速加快，壓力降低（即吸力增加）；而在后段，因流線向內(nèi)偏斜，故流管擴(kuò)張變粗，流速減慢，壓力升高。因流管最小截面位置前移（相對(duì)于后掠翼的中段來(lái)講），雖然在翼尖部分下翼面壓力大于上翼面，造成向上翻的氣流，增加了一些上翼面的壓力。但由于流線偏斜的影響是主要的，最低壓力點(diǎn)還是前移。這種現(xiàn)象稱為翼尖效應(yīng)。
　
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