LC75347E-E临界马赫数和临界速度,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,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o=900 km/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=1150k吼/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。

等音速点局部激波的形成,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,使区继续扩大,直到l1rc=1.05,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,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(一般为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(ui<uo≤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,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if@<uo临时,焦点的位置XF约为25%左右,并基本保持不变。从Ma>u@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加.

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