【正文】 小波阻和空氣動力加熱問題。 ? 2. 隨著飛行 Ma 數(shù)的提高， 氣動力系數(shù)的變化 ? CL：當翼型上翼面出現(xiàn)局部超音速區(qū)時，局部超音速區(qū)氣流壓力的下降使升力系數(shù)上升， 但當下翼面也出現(xiàn)了局部超音速區(qū)時， 上下翼面壓力差大大減小，升力系數(shù)隨之下降。 ? CD：機翼表面出現(xiàn)局部激波后，不但阻滯氣流流動造成激波損失，而且還會誘導附麗層分離產(chǎn)生附加的壓差阻力，這就使得跨音速撒波的阻力大大增加了，也就導致了阻力系數(shù)迅速增大。 ? 焦點位置： ? 焦點位置：當飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后，隨著飛行馬赫數(shù)的繼續(xù)提高，局部超音速區(qū)逐漸擴大，局部激波的移動以及附面層的分離也使焦點的位置發(fā)生前后的移動。 當 Ma Ma臨 時，焦點的位置約為 25% 左右， 并基本保持不變。 從 MaMa臨 開始，隨著 Ma 數(shù)的提高，焦點的位置先是略向后移，然后向前移，最后又再次向后移， 移到 50% 附近就基本保持不動了。 ? 激波失速 當飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后，升力迅速下降，阻力迅速增大，造成失速。這種失速稱為激波失速。 ? 激波失速與大迎角失速區(qū)別 原因 出現(xiàn)時機 ? ? MaMa臨 后，翼型的空氣動力特性出現(xiàn)復雜的變化： ? 阻力突然增大，飛機難以加速 ? 自動俯沖 局部激波向后移動引起 ? 飛機抖振 局部激波與附面層相互干擾，不僅一起附面層分離，而且令局部激波前后跳動，引起機翼抖振 ? 飛機操縱面嗡鳴 局部激波引起附面層分離，氣流作用在操縱面上引起高頻振動 ? 飛機操縱面效率下降 操縱舵面偏轉(zhuǎn)難以影響局部激波前部的氣流，使得舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的升力增量和操縱力矩大大下降。 ? 飛機的自動橫滾 左右翼面上產(chǎn)生的局部超音速區(qū)有先后之差，就會產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，引起飛機橫滾。 ? 即使加大亞音速飛機發(fā)動機的功率或推力，也不可能克服這些現(xiàn)象進行跨音速飛行。這些現(xiàn)象也就是所謂的“音障”。 高速飛機氣動外形的特點 ? 為了提高亞音速飛機的飛行速度，就必須提高飛機的臨界馬赫數(shù)，使飛機的飛行速度盡量向音速靠近，這種飛機就稱為高亞音速飛機。 ? 波音 78 A380的巡航速率 ? 高速飛機氣動外形變化的主要目的就是 提高臨界馬赫數(shù)、改善飛機的跨音速空氣動力特性 和 減小波阻 。 ? 協(xié)和 巡航速率 1. 采用薄翼型 ? 薄翼型 ? 高速飛機采用相對厚度比較?。ㄝ^扁平）、最大厚度點位置向后移（ 大約為 50% ）的薄翼型。 ? 低速翼型 厚度、彎度較大，對氣流加速作用明顯，在低速下也能獲得較大的升力系數(shù)。 ?CX? 高速翼型 飛行速度快，無需較大的升力系數(shù)；而是要提高臨界馬赫數(shù)和減小波阻。 亞音速下：翼型的相對厚度小 —上翼面的氣流加速緩慢 —速度增量就越小 ——提高飛機的臨界馬赫數(shù)和飛機的最大平飛速度 進入跨音速飛行后：翼型的相對厚度小 —迎風面積小 —盡量減少產(chǎn)生正激波和脫體激波 ——激波波阻較小 ? 高亞音速常用層流翼型 ? 前緣半徑比較小，最大厚度的位置署在后， 約為 40% 50% ， 上翼面氣流加速比較緩慢， 壓力分布比較平坦，有利于提高臨界馬赫數(shù)。 ?CX? 有效提高臨界馬赫數(shù)、跨音速區(qū)域空氣動力特性良好的超臨界翼型 ? 特點：前緣半徑較大， 上翼面較平坦， 后部略向下彎 ? 臨界馬赫數(shù)比較大； ? 局部激波強度降低； ? 局部激波的位置靠后，可以緩和激波誘導的附面層分離， 從而大大減小跨音速激波的阻力。 ? 超音速飛機翼型 ? 前緣尖削、相對厚度更小即更薄 ? 尖削的前緣會形成斜激波， 有利于減小被阻。翼型相對厚度的減小也會使波阻大大減小 2. 后掠機翼 ? （ 1）后掠機翼的作用 ? 提高飛機的臨界馬赫數(shù) ? 減小波阻 ? （ 2）采用后掠機翼帶來的問題 ? ①后掠機翼的低速特性不好。 ? ②后掠機翼的失速特性不好。 機翼壓力中心前移，造成機頭自動上仰，迎角增大，附面層進一步分離，最后導致飛機大迎角失速。 大大降低了副翼的操縱效率，造成飛機的橫向操縱性能不足。 ? ③后掠機翼結(jié)構(gòu)的受力形式不好。 機翼根部三角區(qū)的結(jié)構(gòu)受力復雜，承受扭矩比較大，機翼后梁與機身的接頭受力比較大。 3. 小展弦比機翼 ? 當機翼展弦比 λ 4 時，飛機的臨界馬赫數(shù)可以得到較大的提高，減緩阻力增加。 ? 展長縮短 —為保證升力 —增加弦長 —翼型最大厚度不變的情況下，減小翼型的相對厚度，使氣流在翼型表面加速緩慢，從而提高臨界馬赫數(shù)。 ? 展長縮短 —沿機翼前、后緣產(chǎn)生的激波也縮短 —氣流流過機翼時要穿透的激波長度減小 —波阻減小。 ? 不足：低速時誘導阻力較大 4. 渦流發(fā)生器和翼刀 ? （ 1）渦流發(fā)生器 ? 是一種低展弦比小翼段，垂直安裝在它們起作用的氣動力面上，可以成對交錯排列，也可單個地都按一個方向排列。小翼段都與來流形成一定的迎角。 ? 當氣流以一定的迎角流過小翼段時，在小翼段兩側(cè)造成壓力差，因而在端部生成了很強的翼尖旋渦。這些旋渦將外部氣流中的高能量氣流帶入附面層，加快了附面層內(nèi)氣流流動，有效地抑制附面層分離。 ? 作用 ? 亞音速：防止附面層分離、增升 ? 高亞音速和跨音速：防止附面層分離、減緩波阻增加 ? 前緣鋸齒形機翼 ? 外翼前緣相對于內(nèi)翼前緣前伸的機翼，通常前伸 10％左右，多用于后掠翼和三角翼。前緣鋸齒產(chǎn)生的渦流流過翼面，能給附面層補充能量。 （ 2）翼刀 ? 一種較窄的刀條，平行于飛機的對稱面， 垂直地安裝在機翼的表面上 ? 在小迎角飛行時，翼刀不影響升力沿展向的分布 ? 在迎角比較大，特別是接近臨界迎角時，翼刀起到了阻止后掠翼附面層氣流沿展向流動，防止翼梢部位附面層分離，改善后掠翼失速特性的作用。 空氣動力加熱 ? 空氣動力加熱機理 ? 因空氣的粘性使附面層內(nèi)的空氣在流動中受到摩擦、阻滯和壓縮，把氣流的動能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮軐C體表面進行加熱?！疅嵴稀F(xiàn)象只有在超音速飛行時才有顯著的表現(xiàn)。 ? 空氣動力加熱引起的后果 ? 在結(jié)構(gòu)中形成溫度梯度 —產(chǎn)生熱應(yīng)力。 ? 結(jié)構(gòu)在高溫下工作 —降低受力構(gòu)件的強度和剛度，使非金屬材料不能正常工作或損壞。 ? 座艙溫度過高 —環(huán)境惡化，影響乘員和設(shè)備的正常工作。 飛機擾流板