后掠翼的空氣動(dòng)力特性一(存儲(chǔ)版)
【正文】 臨界 M數(shù)的關(guān)系可以推導(dǎo)如下： ? 由 ? 得 ? 即 ?c o s臨界后臨界 CC ??c o s臨界后臨界 MM ??c o s臨界后臨界MM ?? 后掠翼的翼根部分和翼尖部分，臨界 M數(shù)的大小并不是完全一樣的。 ?c os12?? 臨界臨界后 MM? ?50??臨界后M(二 )后掠翼的跨音阻力特性 ? 如 圖 3— 2— 25所示，不同后掠角的后掠翼同平直翼相比，阻力系數(shù)隨飛行 M數(shù)的變化是不同的。只有在更大的飛行速度下，有效分速達(dá)到音速左右，阻力系數(shù)才達(dá)到最大。 ? 后掠角越大，上述三個(gè)特點(diǎn)越突出。當(dāng)然，其中還含有展弦比和厚弦比不同所帶來(lái)的影響。另外，由于后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)，會(huì)使機(jī)翼產(chǎn)生的翼尖激波、后激波、前激波的時(shí)機(jī)有先有后，發(fā)展也有快有慢。對(duì)平直翼而言，當(dāng)飛行 M數(shù)在 1附近時(shí)，其阻力系數(shù)達(dá)到最大。 ? 臨界 M數(shù)受翼尖效應(yīng)和翼根效應(yīng)的影響；可用下面的經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算： ? 式中 為前緣后掠角。只有當(dāng)飛行速度增至更大時(shí)；才會(huì)出現(xiàn)最大局部垂直分速等于局部音速的情況；即是說(shuō)，后掠翼的臨界 M數(shù)比相同剖面平直翼的臨界 M數(shù)大。 ? (5)在機(jī)翼上用前緣鋸齒，如 圖 3224所示。如果翼尖剖面的迎角小于其它部位的迎角，也就不致于過(guò)早地發(fā)生翼尖失速。當(dāng)迎角增至某一迎角 (臨界迎角 )時(shí)，升力系數(shù)達(dá)到最大；再增大迎角，由于機(jī)翼的大部分已失速，失速區(qū)升力系數(shù)降低已上升為矛盾的主要方面，于是，升力系數(shù)開(kāi)始下降。故按后一迎角 計(jì)算，后掠翼的臨界迎角就比平直翼小。一方面，在機(jī)翼上表面的翼根部分，因翼根效應(yīng)，平均吸力較??；在機(jī)翼上表面的翼尖部分，因翼尖效應(yīng)，平均吸力較大。 ? 對(duì)于有限翼展后掠翼，除翼根和翼尖部分與無(wú)限翼展的有較大差別外，其余部分則是十分接近的，所以 ,將上述的關(guān)系式用來(lái)定性地分析后掠角對(duì)機(jī)翼空氣動(dòng)力特性的影響 , 是有實(shí)際意義的。 121121 22 ??????? nnyny bCCbCC ?? 直后?2c o s?? 直后 yy CC?c o s?? 直后 yCX后XnXnC 直X ? 所以 ? 式中 分別為后掠翼和平直翼的阻力系數(shù)。這兩點(diǎn)是分析后掠翼亞音速空氣動(dòng)力特性的基本依據(jù)。因翼尖外側(cè)的氣流徑直向后流去，而翼尖部分上表面前段流線向外偏斜，故流管收斂變細(xì)，流速加快得多，壓強(qiáng)減小得多，即吸力增大；在后段，因流線向內(nèi)側(cè)偏斜，故流管擴(kuò)張彎粗，流速減慢，吸力減小。以后，又因有效分速逐漸減慢，氣流方向轉(zhuǎn)向原來(lái)方向。而垂直分速 則沿途不斷改變，好比空氣以流速 。其氣動(dòng)特性也具有不同于平直翼的特點(diǎn)，下面從亞音速、跨音速和超音速三個(gè)方面討論后掠翼的空氣動(dòng)力特性。 的前緣后掠角。因?yàn)闄C(jī)翼表面沿平行于前緣的方向沒(méi)有彎曲，所以，空氣在流過(guò)機(jī)翼表面的過(guò)程中，平行分速沿機(jī)翼表面基本不發(fā)生變化，對(duì)機(jī)翼壓強(qiáng)分布也不起什么作用。經(jīng)過(guò)前緣以后，空氣在流向最低壓力點(diǎn) (圖中 C點(diǎn) )的途中，有效 分速又逐漸加 快 ，平行分速仍保持不變 ，所以，局部流速不僅逐漸加快，而且方向也從翼尖轉(zhuǎn)向翼根。 至于翼尖部分，情況與
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