发布时间 : 星期五 文章空气动力学复习题更新完毕开始阅读f6ed48fc700abb68a982fbf5
即Mcr=Vcr/a(Vcr--翼型表面最低压力点的气流速度等于该点的音速,这时的
飞行速度。)
M M>Mcr--气流特性有质变。(产生局部激波和局部超音速区) 故Mcr大小,可说明机翼翼型上表面出现局部超音速气流时机的早晚,也可作为机翼翼型空气动力特性发生显著变化的标志。 4.翼型表面局部激波是怎样产生的?又是怎样发展的?“局部激波总是先在翼型上表面产生。”对吗?为什么? 局部激波的产生 M>Mcr时→等音速点的后空气膨胀加速→压力降低→翼型后压力接近大 气压力且形成逆压梯度→压力波向前传播→当传播速度等于迎面气流速度时,稳定在此位置→形成局部激波。局部激波前,等音速线后即为局部超音速区。气流通过局部激波后,V↓为亚音速,P↑,ρ↑,T↑。 局部激波的发展 以接近对称的薄翼型,在小正迎角下的情况为例 M↑→等音速点前移,局部激波后移→使超音速区扩大 。 当M↑到一定程度,下表面出现局部激波和局部超音速区。 M继续↑→翼型上下表面等音速线前移,局部激波后移→局部超音速区 扩大。 M再↑→下表面局部激波先移到后缘→M≈1时,上表面局部激波也移到后缘→翼型后缘出现两道斜激波,上下表面几乎全是超音速区。 M>1时前缘出现激波,全为超音速了。 总之,局部激波发展规律:产生先后--上先下后; 后移快慢--上慢下快; 激波形状--λ形(斜激波+正激波)激波 局部激波总是先在翼型上表面产生原因:局部激波总是先在翼型上表面产生,因为机翼要产生向上的升力,那么就必须使机翼上表面气流速度大于下表面气流速度从而使机翼上表面先产生局部激波。 5.画出翼型升力系数随M数变化的曲线示意图,说明跨音速时的变化规律,并解释原因。 Cy随M的变化(如图4-5所示) ①M 音速规律变化(M↑→ 图4-5 升力系数随M数的变化 Cy↑); ②M>Mcr(跨音速阶段): AB段--上表面产生局部激波和局部超音速区,吸力↑,Cy↑; BC段--下表面产生局部激波和局部超音速区,吸力↑Cy↓; CD段--下表面发展到后缘,上表面局部超音速区继续发展,向上吸力↑,Cy↑。 ③M>1后(D点以后)--全为超音速。 M↑,Cy↓ 。 升力(Y)随M数的变化 Y大小决定于Cy和V(M)。 一般,M↑→Cy↑→Y↑。M↑一定程度,Cy↓→Y↓或↑(要看V变化情 况而定) 2 6.跨音速飞行时,翼型压力中心随飞行M数是怎样变化的?为什么? 压力中心随M数变化(如图4-9所示) M M>Mcr:M↑--压力中心先后移,接着前移,而 后又后移。 原因: M 化; M>Mcr,如图4-10所示 AB段:翼型上表面产生局部激波,且吸 力↑,压力中心向后移; BC段:翼型下表面产生局部激波和局部 图4-9 压力中心随气流M 数的变化 超音速区,位置靠后,产生吸力 向下,压力中心前移; CD段:上表面局部超音速区向后扩大,局 部吸力↑,压力中心又后移。 7.跨音速飞行时,翼型波阻是怎样产生的?画出翼型阻力系数随M数变化的曲线示意图,说明跨音速阶段, 阻力系数随M数急剧增 大的原因。 局部激波对阻力的影响 M>Mcr后--产生波阻。 跨音速飞行时,波阻产生的原因 局部超音速区使吸力增大的地方位于机翼中后段,吸力方向向后倾斜,分出一个向后分力,即为波阻。 阻力系数随飞行M数的变化 Cx随M数变化(如图所示) M M>Mcr:BC段,上下表面产生局部超音速区,吸力向后倾斜,使前后压力 差显著增加,Cx↑。M≈1时,Cx↑最大。 在不同迎角下,阻力系数随飞行M数的变化 α↑→Mcr↓→局部超音速区出现早→Cx↑早; α越大,吸力更向后倾斜→压差更大→Cx↑。 8.说明后掠翼跨音速空气动力特性,升阻特性。 后掠翼跨音速空气动力特性 在翼型和迎角相同时,后掠翼的Mcr 比平直翼的Mcr 大。后掠角↑,Mcr ↑。 后掠翼跨音速阻力特性 后掠角越大,同一M数的下Cx 越小,Cx ~M变化越缓和。 后掠翼跨音速升力特性 后掠翼Cy 随M数变化比较缓和,后掠角越大,Cy变化越缓和。 9.说明后掠翼超音速空气动力特性。 后掠翼超音速空气动力特性 翼型的超音速空气动力特性也就是机翼的超音速空气动力特性。但机翼的翼展不可能是无限的。从空气流动看,有限翼展后掠翼存在着与无限翼展平直翼不同的特点: (1)有效分速和切向分速; (2)展向流动; (3)翼根效应和翼尖效应; (4)翼尖涡流。 具有这些特点的机翼称为三维机翼;而无限翼展平直翼则称为二维机翼。研究三维机翼的超音速空气动力特性必须考虑这些特点。 (一)升力特性 同一M数下,Cy较小,Cy随M数↑而↓的趋势较缓和。 (二)阻力特性 Cx0波和Cx升致波都随M↑而↓,Cx波随M↑而↓的趋势较缓和。超音速前缘Cx升致波比亚音速前缘Cx升致波大。 10.说明亚音速前、后缘和超音速前、后缘。 Vn<a(Mn<1=—— 亚音速前缘。 Vn>a(Mn>1)—— 超音速前缘。 Vn=a(Mn=1)—— 等音速前缘。 同理,后缘也可按此划分。 对于后掠翼和三角翼飞机, 超(亚)音速前缘取决于M和χ的大小。 (因为Mn=Mcosχ)。 只有在超音速前缘情况下,机翼才会产生前缘激波。