高速空氣動力學(xué)ppt課件-文庫吧資料
2025-05-11 07:36本頁面
【正文】 減慢，壓強升高，吸力減小。 第十章 第 頁 44 翼根效應(yīng) 亞音速氣流條件下，上翼面前段流管擴張變粗 ,流速減慢，壓強升高，吸力降低；后段流管收縮變細 ,流速加快，壓強減小 ,吸力有所增加。 第十章 第 頁 43 在氣流向后的流動過程中，平行于前緣的氣流分速不發(fā)生變化，而垂直于前緣的有效分速則發(fā)生先減速、后加速、再減速的變化，導(dǎo)致總的氣流方向發(fā)生左右偏斜。 第十章 第 頁 41 后掠翼的亞音速升阻力特性 ● 對稱氣流經(jīng)過直機翼時的 M數(shù)變化 氣流經(jīng)過直機翼后 , 馬赫數(shù) M會增加。 ⑥ 翼型的超音速阻力特性 第十章 第 頁 35 ⑦ M數(shù)對飛機的失速迎角的影響 第十章 第 頁 36 ⑦ M數(shù)對飛機的最大升力系數(shù) CLmax的影響 第十章 第 頁 37 ⑧ 飛機在不同 M數(shù)下的極曲線 第十章 第 頁 38 本章主要內(nèi)容 高速氣流特性 翼型的亞跨音速氣動特性 后掠翼的高速升阻力特性 飛行原理 /CAFUC 飛行原理 /CAFUC 后掠翼的高速升阻力特性 第十章 第 頁 40 ● 后掠翼與后掠角 后掠角是機翼 188。 第十章 第 頁 33 膨脹波 激波 ⑤ 翼型的超音速升力特性 在超音速階段 ,M增加，上翼面膨脹波后斜，弱擾動邊界與波前氣流的夾角 ?減小 ，膨脹后的壓力比 ?不變而 M增加時降低得少； M增加，下翼面激波后斜，激波角 ?減小，下翼面壓力比 ?不變而 M增加時增加得少，總的效果使升力系數(shù)減小。 第十章 第 頁 31 ④ 翼型的跨音速阻力特性 波阻就是正迎角時，在跨音速階段翼型產(chǎn)生的附加吸力向后傾斜從而在速度方向所附加產(chǎn)生的阻力。 I. 升力系數(shù)隨飛行Ｍ數(shù)的變化 臨界 M數(shù)，機翼上表面達到音速 下表面達到音速 下表面激波移至后緣 上表面激波移至后緣 第十章 第 頁 30 當激波增強到一定程度，阻力系數(shù)急劇增大 ,升力系數(shù)迅速減小 ,這種現(xiàn)象稱為激波失速。 5. M數(shù)大于 1,出現(xiàn)頭部激波。 3. M數(shù)繼續(xù)增加，下表面產(chǎn)生激波，并較上表面先移至后緣。 I. 局部激波的形成 第十章 第 頁 22 第十章 第 頁 23 第十章 第 頁 24 ● 局部激波的形成與發(fā)展 1. 大于 MCRIT后，上表面先產(chǎn)生激波。 第十章 第 頁 20 ● 臨界馬赫數(shù) MCRIT 第十章 第 頁
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