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1、超聲速翼型和亞聲速翼型的氣動特性總負(fù)責(zé)：祝愷辰（071450704）組員：辛宏宇(071450703)超聲速和亞聲速翼型不同的主要原因是超聲速翼型需承受激波阻力。激波超聲速氣體中的強壓縮波。微擾動（如弱壓縮波）的疊加而形成的強間斷，帶有很強的非線性效應(yīng)。經(jīng)過激波，氣體的壓強、密度、溫度都會突然升高，流速則突然下降。壓強的躍升產(chǎn)生可聞的爆響。如飛機在較低的空域中作超音速飛行時，地面上的人可以聽見這種響聲，即所謂音爆。理想氣體的激波沒有厚度，是數(shù)學(xué)意義的不連續(xù)面。實際氣體有粘性和傳熱性，這種物理性質(zhì)使
2、激波成為連續(xù)式的，不過其過程仍十分急驟。因此，實際激波是有厚度的，但數(shù)值十分微小，只有氣體分子自由程的某個倍數(shù)，波前的相對超音速馬赫數(shù)越大，厚度值越小。原子彈爆炸形成的蘑菇云也是一種激波一、超音速薄翼型翼型作亞聲速運動和超聲速運動時，對氣流的擾動有很大不同超聲速擾動限于前馬赫錐后，前半部壓縮，后半部膨脹，擾動均沿著波德傳播方向即垂直于馬赫波亞聲速擾動無界根據(jù)動量定律，向前流出的氣體將給翼型一個像后的反作用力，它有一個阻力分量；而從控制面向后流出的氣流對翼型有一個推力分量；同理，向前流入控制面的氣流
3、將給翼型一個阻力分量。而向后流入控制面的氣流將給翼型一個阻力分量。從控制面垂直進(jìn)出的流動不會是翼使翼型承受阻力或是推力。這樣，在無粘性流體中作亞勝訴流動的翼型不承受阻力（推力與阻力相消），而超聲速翼型將承受阻力，這種與馬赫波傳播有關(guān)的阻力稱為波阻。超聲速流動中，繞流物體產(chǎn)生的激波阻力大小與物體頭波鈍度有著密切的關(guān)系。由于鈍物的繞流將產(chǎn)生離體激波，激波阻力大；而尖頭體的繞流將產(chǎn)生附體激波，激波阻力小。因此，對于超聲速翼型，前緣最好作成尖的，如菱形、四邊形、雙弧形。但是對于超聲速飛機，總是要經(jīng)歷起飛和
4、著陸的低速階段，尖頭翼型在低速繞流時，較小迎角下氣流就要發(fā)生給力，是翼型的氣動特性能變壞。為此，為了兼顧超聲速飛機的低速特性，目前低超聲速的翼型，其形狀都采用小圓頭的對稱薄翼。1.馬赫錐的概念超聲速流場內(nèi)從任一點P作兩個與來流平行的馬赫錐，P點上流的稱為前馬赫錐，下流的稱為后馬赫錐，如圖：馬赫錐的半頂角為馬赫角：馬赫錐所圍區(qū)域稱為P點的依賴去，在該馬赫錐內(nèi)所有的擾動源都能對P產(chǎn)生影響。超聲速機翼不同邊界對機翼繞流性質(zhì)有很大影響，從而形象機翼的氣動特性，因此必須將機翼的邊界劃分為前緣、后緣和側(cè)緣。機
5、翼與來流放心平行的直線首先相交的邊界為前緣，低二次相交的邊界為后緣，與來流平行的機翼為側(cè)緣。是否前緣、后緣或側(cè)緣自然還與來流與機翼的相對放心有關(guān)。如果來流的相對于前（后）緣的法向分速小于音速，則稱該前（后）緣為亞音速前（后）緣；反之如來流的相對于前（后）緣的法向分速大于音速，則稱該前（后）緣為超音速前（后）緣。超聲速前緣和亞聲速前緣的幾何關(guān)系見下圖，當(dāng)來流馬赫線位于前緣之后即為超音速前緣，之前為亞音速前緣:2.流區(qū)和三維流區(qū)在超音速三維機翼中僅受單一前緣影響的區(qū)域稱為二維流區(qū)（每點的依賴區(qū)只包含一
6、個前緣），如下圖中陰影部分所示。其余非陰影部分為三維流區(qū)，其影響區(qū)包含兩個前緣（或一前緣一側(cè)緣或還含后緣）。有限翼展薄機翼的超音速繞流特性有限翼展薄機翼的超音速繞流特性與其前后緣性質(zhì)有很大關(guān)系，后掠機翼隨來流馬赫數(shù)不同可以是亞音速前（后）緣，亞音速前緣超音速后緣或超音速前（后）緣，如圖：以平板后掠翼為例，亞音速前緣時，上下翼面的繞流要通過前緣產(chǎn)生相互影響，結(jié)果垂直于前緣的截面在前緣顯示出亞音速的繞流特性（圖a）。如果是亞音速后緣，則垂直于后緣的截面在后緣也要顯示出亞音速的繞流特性：流動沿平板光滑離
7、開以滿足后緣條件（圖b）。如果是超音速前、后緣，則上下表面互不影響，垂直于前、后緣的截面顯示出二維超音速平板的繞流特性：流動以馬赫波為擾動分界（圖c、d）。如圖是垂直于前緣的截面上壓強分布。對于亞音速前、后緣，壓強分布在前緣處趨于無限大，后緣處趨于零（圖a）；亞音速前緣和超音速后緣時，前緣處趨于無限大，后緣處趨于有限值（圖b）;超音速前緣和超音速后緣時，前后、緣處壓強系數(shù)均為有限值（圖c）;3.流場概念所謂錐形流場就是所有流動參數(shù)沿從某點發(fā)出的射線上保持不變的流場。在線化超音速流場中擾動沿馬赫線傳
8、播，可證在頂點馬赫線不相交的區(qū)域，由于只受到一個頂點的擾動將構(gòu)成錐形流場（圖a、b），受兩個頂點影響的馬赫線相交區(qū)域不具有錐形流性質(zhì)（圖c）:如圖是幾個超音速典型平面形狀機翼的壓強分布：二、跨音速流動的簡單介紹前面研究的流場不是純亞音速流就是純超音速流動，如果在亞音速流場中包含有局部超音速區(qū)或超音速流場中包含有局部亞音速區(qū)，此種流動稱為跨音速流。由于從超音速過渡到亞音速往往要通過激波實現(xiàn)，因此跨音速流場中往往包含局部激波。薄翼的跨音速流場主要在來流馬赫數(shù)M∞接近于1時出現(xiàn)，鈍頭物體
