XCV600-FG676飞机飞行时,流过机翼表面各处的气流速度并不等于飞机的飞行速度,在正迎角的情况下,流过机翼上翼面的气流被加速,在翼型最大厚度点的附近,压力最低点处(见图2-16中的B点),流速达到最大。考虑空气的可压缩性,气流的流速增加,不但静压要下降,温度和密度也要下降步这样,在最大速度点处温度也最低,音速也最小。所以9该点处的局部马赫数是流场中最大的。随着飞机飞行速度的不断提高,该点处的局部气流速度越来越高,局部音速越来越低,局部马赫数也越来越大。当飞机飞行速度还没有达到飞行高度的音速时,也就是飞行马赫数小于1时,该点处的局部气流速度就可能达到了该处的局部音速,局部马赫数达到了1,形成了等音速点。此时,飞机飞行的马赫数就叫做临界马赫数,飞机飞

行的速度就叫做临界速度。

比如,飞机在2000m高空以u=900km/h的速度飞行。在此高度音速为@=1200 km/h。气流在机翼上翼面最大速度点被加速到v局=1150 kn1//h,由于气流被加速,最大速度点处的音速下降为@局=1150km/h。这样,机翼翼面上的最大速度已达到了当地的音速v局/a局=1.0。此时,飞机飞行的马赫数M岛临=900/1200=0.75就是飞机在该高度上的临界马赫数,飞机的飞行速度900 knl'/h就是飞机在该高度上的临界速度。

局部激波和激波分离,当飞机飞行速度达到临界速度之后9在机翼上翼面最大厚度点附近形成了等音速点,在该点的后面机翼的厚度逐渐减小,相当于一个扩张形的流管。若飞机继续加速,等音速点的气流就会沿扩张形的流管加速,在机翼的上翼面形成局部的超音速区,而在超音速区后面的气流仍为亚音速气流。亚音速气流静压较大,对超音速气流形成反压,在超音速和亚音速流动之间形成正激波,使超音速气流通过正激波减速增压,以突变的形式转变为亚音速气流。

这个正激波就是局部激波(见图2-39)。正如前面所述,气流通过局部激波,压力、密度和温度上升并减速为亚音速气流,温度的升高说明气流的流动受到了激波的阻力。

局部激波的形成,由于局部激波后面气流的压力高于激波前面气流的压力,形成了很大的逆压梯度,引起了附面层的分离,这就叫做激波诱导附面层分离。附面层分离会在机翼后部生成涡流区,使机翼后缘的压力减小,机翼前缘和机翼后缘的压力差增大,形成附加的压差阻力。所以,一旦飞机的飞行速度超过临界速度,就会在机翼上表面出现局部超音速区和局部激波,局部激波不但对气流的流动产生很大的阻力,而且和附面层相互千扰,造成激波分离,形成较大的附加压差阻力,这些都使飞机飞行的阻力大大增加。

亚音速、跨音速和超音速飞行以及气动力系数的变化,亚音速、跨音速和超音速飞行.图2-40所示为随着飞行马赫数的提高j机翼翼型表面上激波变化的情况。从图中可以看到,当ma=0.72时,翼型上表面首次出现了等音速点,这个翼型的临界马赫数ma临=0.72。当ma=0.77时,在翼型上表面首次出现了局部超音速区和局部激波,激波分离也可能在这时出现。随着ma数继续提高,等音速点向前移,局部激波向后移,超音速区逐渐扩大。当跖色=0.82时,下翼面开始出现局部激波。随着跖G数的继续提高,翼型表面的超音速流域,激波诱导附面层分离,最大局部速度小于局部音速,超音速流域正激波,最大局部速度等于局部音速,正激波

(临界马赫数),局部激波(正激波),超音速流域,可能发生分离,亚音速流域.

图2-40 随着马赫数Mo的增加,激波逐渐产生,(a)全部流场是亚音速流场;(b)首次出现音速流动;(c)开始形成正激波;(d)开始出现激波诱导附面层分离;(e)几乎整个流场都是超音速流动,仍存在激波诱导附面层分离;(f)开始形成头部激波头部激波.

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