VND600PEP区继续扩大,直到l1rc=1.o5,局部激波移到了翼型的后缘,在翼型的前缘形成了脱体正激波,这时,只有在正激波的后面有一块亚音速区,其他流场已全部变成超音速了。如果继续提高Mo数,亚音速区会进一步缩小9大约在Mc=1.3时,就可以认为气流在翼型表面全部都是超音速流动了。

亚音速飞行:在飞行″@≤1‰临(^般为0,7左右)时,气流流过机翼表面的流场全部都是亚音速流场,在这个范围内,飞机的飞行是亚音速飞行。

跨音速飞行:从飞行Ma>脓饰,在机翼表面出现了局部超音速区和局部激波后,直到机翼流场全部成为超音速流场之前(ma临<ma≤⒈3),这个范围内飞机的飞行是跨音速飞行。飞机进行跨音速飞行时,机翼表面的流场既有亚音速流场又有超音速流场。

超音速飞行:到飞行跖@>1.3以后,机翼表面的流场全部成为超音速流场9飞机

的飞行就是超音速飞行了。

随着飞行跖@数的提高,气动力系数的变化,随着飞机飞行″@数的提高,翼型表面的流场发生着剧烈的变化,翼型的空气动力也随着发生变化。图2-41所示为升力系数εL、阻力系数CD以及焦点位置XF随着跖岛数提高而变化的情况。从图中可以看到,从1MΩ>MG临开始,随着跖o数的增加升力系数CL是先升高后急剧下降,然后略有上升,又再次下降,呈现出剧烈的上下震荡。阻力系数εD则是随着跖@数的增加而迅速增大,当飞行1Mc接近1时,达到最大,然后又有所下降。当ma<ma临时,焦点的位置XF约为25%左右,并基本保持不变。从Ma>跖@临开始9随着胚Ω数的提高,焦点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%附近就基本保持不动了。

图2-41 翼型的空气动力特性随来流马赫数的变化

(a)CL~J”fσ∞曲线;(b)CD~跖o∞曲线;(c)衔~″@∞曲线

翼型空气动力的变化是与翼型表面流场的变化密切相关的。当翼型上翼面出现局部超音速区时,局部超音速区气流压力的下降使升力系数上升,但当下翼面也出现了局部超音速区时,上下翼面压力差大大减小,升力系数也就随之下降了。机翼表面出现局部激波后,不但阻滞气流流动造成激波损失,而且还会诱导附面层分离产生附加的压差阻力,这就使得跨音速激波的阻力大大增加了,也就导致了阻力系数迅速增大。

当飞行马赫数超过临界马赫数之后,随着飞行马赫数的继续提高,出现了激波诱导的附面层分离。飞行阻力中不但有激波阻力还有由于附面层分离产生了较大的压差阻力。这时,升力迅速下降,阻力迅速增大。飞机的这种失速现象叫做激波失速。激波失速和前面讲过的大迎角失速的区别在于:产生的原因和出现的时机都不同。飞机大迎角失速是由于迎角过大(达到临界迎角)造成的,出现在大迎角飞行时;飞机的激波失速是由于飞行速度过大(超过临界速度)造成的,出现在大速度飞行时。

当飞行马赫数超过临界马赫数之后,随着飞行马赫数的继续提高,局部超音速区逐渐扩大,局部激波的移动以及附面层的分离也使焦点的位置发生前后的移动。

音障,正是因为在ma>ma临后,翼型的空气动力特性出现了如此复杂的变化,使得亚音速飞机一旦飞行马赫数接近临界马赫数,除了阻力突然增大使飞机难以加速外,还会出现飞机自动低头俯冲,飞机抖振、操纵效率下降和自动横滚等现象,使飞机失去控制,甚至会造成严重的飞行事故。即使加大亚音速飞机发动机的功率或推力,也不可能克服这些现象进行跨音速飞行。这些现象也就是所谓的“音障”。

为了飞行安全,亚音速飞机的飞行仪表上都有临界马赫数的指示。驾驶员要随时注意飞行速度,防止飞行马赫数接近临界马赫数以保证飞行的安全。

音障现象的出现使人们认识到营由于空气的压缩性,按照低速空气动力学原理设计的低速飞机是不可能突破临男马赫数进行更高速度飞行的，从而促进了高速空气动力学的研究和更大推力的动力装置的设计和制造,最终使人们实现了突破音障,穿越跨音速区域进行超音速飞行的梦想。

高速飞机气动外形的特点，亚音速飞机的飞行马赫数一定要小于飞机的临界马赫数。所以9为了提高亚音速飞机的飞行速度,就必须提高飞机的临界马赫数饣使飞机的飞行速度尽量|句音速靠近曰这种飞机就称为高亚音速飞机。对于要进行超音速飞行的飞机9在气动外形设计上要改善飞机的跨音速空气动力特性,减小波阻.使之能很快通过跨音速区域进人超音速飞行。所以9高速飞机气动外形变化的主要目的就是提高临界马赫数、改善飞机的跨音速空气动力特性和减小波阻。

采用薄翼型，高速飞机的机翼应采用相对厚度比较小(即比较扁平的)、最大厚度点位置向后移,Xc大约为50%的薄翼型。

从式(2-5)可以知道,飞机的升力与升力系数CL和飞行速度的平方成正比。低亚音速飞机的飞行速度比较小9为了得到足够的升力,一般采用相对厚度、相对弯度比较大9最大厚度点靠前,Xc大约为30%的翼型,如图2-42所示。这种翼型可以使气流很快加速到最大速度,在低速飞行时得到比较大的升力系数cI.。

对于高速飞机来说,飞行速度大,为了得到足够的升力并不需要大的升力系数CL,而是要提高临界马赫数和减小波阻。翼型的相对厚度越小,上翼面的气流加速就越缓慢,速度增量就越小,可以有效地提高飞机的临界马赫数和飞机的最大平飞速度。另外,进入跨音速飞行后,产生的激波波阻会随着翼型相对厚度的增加而增大,所以9采用薄翼型对减小跨音速飞行的波阻也是非常有利的。

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