高速空氣動(dòng)力學(xué)ppt課件-閱讀頁
2025-05-20 07:36本頁面
【正文】 特性 1. 考慮空氣壓縮性，上表面密度下降更多，產(chǎn)生附加吸力 ,升力系數(shù) CL增加，且由于出現(xiàn)超音速區(qū)，壓力更小，附加吸力更大； 2. 下翼面出現(xiàn)超音速區(qū)，且后移較上翼面快，下翼面產(chǎn)生較大附加吸力， CL減??； 3. 下翼面擴(kuò)大到后緣，而上翼面超音速區(qū)還能后緣，上下翼面的附加壓力差增大， CL增加。隨著飛行 M數(shù)的增加 ,飛機(jī)將在更小的迎角下開始出現(xiàn)激波失速 ,導(dǎo)致臨界迎角和最大升力系數(shù)的繼續(xù)降低。 I. 波阻的產(chǎn)生 第十章 第 頁 32 超過臨界馬赫數(shù)后，波阻急劇增大導(dǎo)致阻力系數(shù)急劇增加的馬赫數(shù)，稱為阻力發(fā)散馬赫數(shù)。 第十章 第 頁 34 飛行馬赫數(shù)大于 1后，阻力系數(shù)會(huì)下降 ,但阻力會(huì)隨著M數(shù)的增加而增加。弦長(zhǎng)的連線與飛機(jī)橫軸之間的夾角。 ① 亞音速下對(duì)稱氣流流經(jīng)后掠翼 第十章 第 頁 42 ● 亞音速下對(duì)稱氣流流經(jīng)后掠翼 對(duì)稱氣流經(jīng)過后掠翼 ,可以將氣流速度分解到垂直于機(jī)翼前緣和平行于機(jī)翼前緣。 ● 后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng) 后掠翼的升力大小由垂直于前緣的有效分速所決定。流管最細(xì)的位置后移，最低壓力點(diǎn)向后移動(dòng)。流管最細(xì)位置前移，最低壓力點(diǎn)向前移動(dòng)。 第十章 第 頁 46 ● 后掠翼的翼根和翼尖效應(yīng)對(duì)升力系數(shù)的影響 后掠翼各翼面的升力系數(shù)沿展向的分布 第十章 第 頁 47 ② 中小迎角下后掠翼的亞音速升阻力特性 同一迎角下 ,后掠翼的升力系數(shù)和升力線斜率比平直翼小。 ② 翼尖效應(yīng)使翼尖部位上表面吸力峰增強(qiáng)，逆壓梯度增加，容易氣流分離。根本原因在于后掠翼的升力特性是由垂直于前緣的有效分速?zèng)Q定的。 I. 翼上表面翼刀 第十章 第 頁 56 第十章 第 頁 57 IV. 前緣鋸齒 第十章 第 頁 58 V. 渦流發(fā)生器 第十章 第 頁 59 V. 渦流發(fā)生器 第十章 第 頁 60 后掠翼的跨音速升阻力特性 ① 后掠翼的臨界 M數(shù)和局部激波系 后掠翼的速度分解 后掠翼的臨界馬赫數(shù) MCRIT比相同剖面平直翼的 MCRIT大。 這是高亞音速飛機(jī)采用后掠翼的主要原因。 II. 升力系數(shù)在跨音速階段的增減幅度較小。 后掠角不同的后掠翼的升力系數(shù)隨 M數(shù)的變化 第十章 第 頁 64 ③ 后掠翼的阻力系數(shù)隨 M數(shù)的變化 I. 同平直機(jī)翼相比 ,后掠翼的 MCRIT和阻力發(fā)散馬赫數(shù)更大 ,后掠翼的阻力系數(shù)在更大的 M數(shù)下才開始急劇增加。 M數(shù)的變化比較平緩。厚弦比越小 , MCRIT越大
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