飞机飞行原理

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第一章
空气动力学基础知识

1.1
大气层和标准大气

1.1.1 地球大气层
把大气层分为五层：即对流层(变温层)、平流层(同温层)、中间层、电离层(热层)和散逸层。

一、对流层(变温层)

对流层的平均高度在地球中纬度地区约11公里，在赤道约17公里，在两极约8公里。对流层内的空气温度、密度和气压随着高度的增加而下降，并且由于地球对大气的引力作用，在对流层内几乎包含了全部大气质量的四分之三，因此该层的大气密度最大、大气压力也最高。大气中含有大量的水蒸气及其它微粒，所以云、雨、雪、雹及暴风等气象变化也仅仅产生在对流层中。另外，由于地形和地面温度的影响，对流层内不仅有空气的水平流动，还有垂直流动，形成水平方向和垂直方向的突风。对流层内空气的组成成分保持不变。
  
二、平流层(同温层)
从对流层顶起到离地面约30公里之间称为平流层。在平流层中，空气只有水平方向的流动，没有雷雨等现象，故得名为平流层。同时该层的空气温度几乎不变，在同一纬度处可以近似看作常数，常年平均值为摄氏零下56.5度，所以又称为同温层。同温层内集中了全部大气质量的四分之一不到一些，所以大气的绝大部分都集中在对流层和平流层这两层大气内，而且目前大部分的飞机也只在这两层内活动。
   
三、中间层

中间层从离地面30公里到80至100公里为止。中间层内含有大量的臭氧，大气质量只占全部大气总量的三千分之一。在这一层中，温度先随高度增加而上升，后来又下降。
  
四、电离层(热层)

中间层以上到离地面500公里左右就是电离层。这一层内含有大量的离子(主要是带负电的离子)，它能发射无线电波。在这一层内空气温度从-90℃升高到1 000℃，所以又称为热层。高度在150公里以上时，由于空气非常稀薄，已听不到声音。

五、散逸层

散逸层位于距地面500公里到1 600公里之间，这里的空气质量只占全部大气质量的 ，是大气的最外一层，因此也称之为“外层大气”。

1.1.2 大气的物理性质

大气的物理性质主要包括：温度、压强、密度、粘性和可压缩性等。大气的温度和压强的概念将在本章第二节作详细的介绍，这里先介绍大气的其它几个物理性质。
   
一、密度

单位体积物体所含有的质量称为密度。在国际单位制中，密度的单位是千克/米3。
    空气的密度由下面的规则确定：
    (1)密度与压力的变化成正比；

(2)密度与温度的变化成反比。

随着高度的增加，大气的密度逐渐降低。
  
二、粘性

粘性是流体的固有属性之一。它与物体在介质中的运动密切相关。


现在让我们来做一个空气具有粘性的实验：将一块无限薄的静止平板放在气流速度为 的一股直匀流(气流是直的，速度是均匀的)中，并使板面与气流平行(如图1-1所示)。用尺寸十分小的测量风速的仪器，沿平板的法线n-n去测量平板附近气流速度的分布情况。结果离开前缘距离为x的截面上沿法线的速度u分布就如图1-1所示。气流在没有流到平板以前原是均一的，但流到平板后，紧靠板面的那层气流完全贴在板面上，速度为零。逐渐离开板面，速度逐渐增大，直到某一距离δ后，u值才和原来的速度 没有显著的差别。由此可知，在板面和δ距离之间各层速度就不是均一的了。

综上所述，当气体层间发生相对运动或气体与物体间发生相对运动时，在气体内部两个流体层接触面上或者在气体与物体的两个接触面上，便产生相互牵扯和相互粘连的内摩擦力，流体的这种性质称为粘性。

流体粘性力的大小可以用流体的粘性系数 来表示。不同流体的粘性系数各不相同，同一流体的粘性系数也与温度有关。液体的粘性系数随温度的升高而降低，而气体的粘性系数则随温度的升高而增大。

三、可压缩性

流体在压强或温度改变时，能改变其原来体积及密度的特性，称为流体的可压缩性。

气体和流体的可压缩性的差别很大，流体几乎是不可压缩的。例如，水在1 000个大气压下的体积比起它在1个大气压的体积来，只有5%的变化。而气体由于分子之间的吸引力很小，情况就与液体大不一样了。当压强稍有变化时，体积随即发生变化。当温度不变时，气体的体积与压强成反比。
综上所述，实际气体是有粘性的，也是可压缩的。实际气体的这种物理特性，使飞机的气动力现象大为复杂。工程上常在一定的条件下，采用一些简化假设，即在研究飞机在大气层内的运动时，只在近物体表面考虑空气粘性的影响，并且在低速飞行时忽略空气可压缩性的影响。
    1.1.3 标准大气

飞行中作用在飞机上的空气动力和发动机推力，在其它条件相同的情况下，取决于介质(大气)的压强、温度及其它物理性质。大气的压强、密度和温度等参数在地球表面不同的几何高度上，在不同的纬度上，不同的季节，以及一天内不同的时间上是各不相同的。这样一来，同一飞机在不同的时间、不同地点所进行的同一种纲目飞行的结果也就各不相同了。

为了便于作性能计算，便于整理飞行试验数据，便于同一类飞机进行性能比较，国际航空界根据多年观测北半球中等纬度区域内，各高度上的大气压强、温度、密度等的年平均值的结果。将大气参数加以模型化，制定了国际标准大气表(如表1-1所示)。国际标准大气具有以下的规定：
    (1)空气被视为完全气体，即服从状态方程 ，气体常数 米2/秒2·K。

(2)大气的相对湿度为零。

(3)以海平面作为高度计算的起点，即 ，并且在该处

大气温度
，或 ℃，

大气压强
牛/米2，

大气密度
千克/米3。




表1-1
国际标准大气

H (千米)	T (℃)	a (米/秒)	(牛顿/米2)	(千克/米3)	(千克/米秒)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 18 20 30 45 60 75	15.0 8.5 2.0 -4.5 -11.0 -17.5 -24.0 -30.5 -37.0 -43.5 -50.0 -56.5 -56.5 -56.5 -56.5 -56.5 -56.5 -56.5 -56.5 -56.5 -56.5 -56.5 40.0 70.0 -10.0	340 336 332 329 325 320 316 312 308 304 299 295 295 295 295 295 295 295 295 295 295 295 355 372 325	10.132 8.987 7.948 7.010 6.163 5.400 4.717 4.104 3.558 3.073 2.642 2.261 1.932 1.650 1.409 1.203 1.027 0.785 0.749 0.640 0.546 0.117 0.017 0.003 0.0006	1.226 1.112 1.007 0.909 0.820 0.737 0.660 0.589 0.526 0.467 0.413 0.364 0.311 0.265 0.227 0.194 0.163 0.141 0.121 0.103 0.088 0.019 0.002 3.9×10-4 8.0×10-5	1.780 1.749 1.717 1.684 1.652 1.619 1.586 1.552 1.517 1.482 1.447 1.418 1.418 1.418 1.418 1.418 1.418 1.418 1.418 1.418 1.418 1.418 1.912 2.047 1.667

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1.2  流体力学的基本概念
    1.2.1 气体状态
    实验表明，对一定质量的给定气体的状态可以用三个物理量来表征，即体积V、压强p和温度T。这些物理量可以由直接测量测得，它们统称为气体的状态参数。

    一、体积

    气体的体积V反映了气体分子运动所能充满的空间，它是装贮该气体的容器的体积。当然，这并不是指气体分子本身体积的总和，因为气体分子体积的总和比起气体分子运动所充满的空间来是微不足道的。体积V的常用度量单位是m3、cm3或l。

    二、压强

    气体的压强p是指气体作用于容器内壁的单位面积上的正压力。大气的压强是指大气垂直地作用于物体表面单位面积上的力。气体的分子数目很大，它们始终以很高的速度作不规则的撞击运动，这种撞击既发生在气体的分子与分子之间，也发生在气体分子与物体表面之间。气体分子对物体表面的撞击就统计上来说是均等的，它的宏观表现就是气体的压强。由于气体分子的运动是向着四面八方的，所以压强也作用在与气体相接触的所有表面。

    在国际单位制中，压强的度量单位是帕(Pa)，即(N/m2)。除此之外，气体的压强还有其它一些常用计量单位，它们之间的换算关系如下：

    1巴(bar)=103帕(Pa)


    1毫米汞柱(mmHg)=133.322 4 Pa


    1毫米水柱(mmH2O)=9.806 375 Pa


    1标准大气压(atm)=760 mmHg=101 325 Pa


    1工程大气压(at)=1 kgf/cm2=9.806 65×104 Pa


    1达因/厘米2(dyn/cm2)=0.1 Pa


    随着高度的增加，由于大气越来越稀薄，大气的压强逐渐降低。


    三、温度


    气体的温度T表征气体的冷热程度，是与气体分子运动密切相关的。温度的度量单位常用摄氏温标t[℃]和绝对温标T[K]来表示。两个温标之间的换算关系式为


       [℃]                                   (1-1)


也就是说，绝对温标是以摄氏温标的-273.15[℃]作为零点(0K)，两者单位刻度的绝对值是一致的。例如当摄氏温度为15℃时，绝对温度为288.15°K。从微观来看，气体分子作不规则的热运动时，它的运动平均动能越大，则宏观表现为温度越高。气体分子运动的平均动能与绝对温度成正比。在绝对温标零点，理想气体的分子热运动就终止了。


1.2.2 连续性假设


    流体和一切物体都是由分子组成的，显然分子之间是有空间的。从微观的角度来看，流体的物理量在空间是不连续分布的，同时由于分子的随机运动，又导致任一空间点上的流体物理量对于时间的不连续性。由此可见，流体物理量的分布，从微观的角度来看，在空间和时间都是不连续的。


    但是我们在流体力学中讨论的问题的特征尺寸(如飞机)往往远大于流体的分子距离。在标准状况下，每一立方毫米的空气中含有2.7×1016个分子，一立方毫米的液体中含有3×1021个分子，可见分子本身和分子距离是极其微小的。另外，流体力学所研究的不是个别分子的微观运动，而是研究由大量分子组成的宏观流体在外力(如重力、压力差)的作用下而引起的机械运动。宏观流体的物理量(如压力、密度和温度等)都是大量分子的统计平均特性。这样，我们有理由引进流体的连续介质模型：即将真正的流体看成是由稠密而无间隙的连续介质所组成的，流体的基本单元看成是流体质点。质点体积相对于流动空间和流体中固定尺寸来说，是充分小而可忽略不计；同时它相对于分子和分子间距的尺寸来说，却又是足够大。


流体既被看成是连续介质，则反映宏观流体的各种物理量都是空间和时间的连续函数。因此，在以后的讨论中都可以引用连续函数的数学分析工具，来研究流体各种运动状态下的有关物理量之间的数量关系。


    1.2.3 运动转换原理


当飞机在原来静止的空气中作等速直线飞行时，将引起物体周围空气的运动，同时空气将给飞机以作用力。研究这种空气运动的规律和作用力是空气动力学所面临的任务之一。这里有两种坐标系可供使用。一种是采用静止的坐标系——坐标系固定在地球上，直接将牛顿定律应用于空气对物体的相互作用。另一种是采用动坐标系——坐标系固定在等速飞行的飞机上，换句话说，也就是在飞机上看空气的运动及其对物体的作用力。问题是这两种情况下物体所受的力是否相同？回答是肯定的。我们知道，作等速直线运动的坐标系仍为惯性坐标系，所以两种坐标系求出的力是相同的。因此研究静止气流中飞机作等速直线运动所受的力问题可以转变为让飞机静止，以一股直匀的气流迎面吹来，两者所受的力是相等的。这就是所谓的运动转换原理。无论是实验还是理论计算，这个原理都是常用的。例如，用实验方法来测定等速直线运动的飞机所受的力时，可以将飞机(如模型)静止安装在风洞中，以同样大小的相对风速定常地吹过飞机(或模型)，测出飞机所受的力，其根据就是这个原理。


1.2.4 轨迹、流线、流管及流束


    一、轨迹


流场中一个流体质点在一段时间内运动所经过的路线称为流体微团的轨迹。


二、流线


流线就是流场中某一瞬时的一条空间曲线，在该曲线上各点的流体质点所具有的速度方向与曲线在该点的切线方向重合，如图1-2之(a)所示。


通过流场中的其它点，


也可用上述方法作出流线。因此，整个流场成为被无数流线所充满的空间，它显示出流体运动清晰的几何形象。


    根据前面的叙述，我们可知流线具有如下的特征：


    (1)流线的形状和位置，在定常流动时不随时间变化；而在非定常流动时，要随时间变化。这是由于非定常流动时，流场中速度随时间改变。


    (2)定常流动时，流线和轨迹重合。(a) 驻点                            (b) 奇点


    (3)一般情况下流线不能相交。因为空间每一个点只能有一个速度方向，所以不能有两条流线同时通过一点。但有三种例外情况：首先，在速度为零的点上，如图1-3(a)中的A点，通常称A点为驻点；其次，在速度为无限大的点上，如图1-3(b)中的O点，通常称它为奇点；另外，在流线相切的点上，上下两股速度不等的流体在B点相切。

(4)流场中的每一点都有流线通过，由这些流线构成流场的总体称为流线谱，简称流谱。

    三、流管及流束


    在流场中画一封闭曲线C(不是流线)，经过曲线C的每一点作流线，由这许多流线所围成的管状曲面称为流管，如图1-4所示。


    由于流管表面是由流线所围成的，因此流体既不能穿出也不能穿入流管表面。这样，流管就好象刚体管壁一样把流体运动局限在流管之内或流管之外。对于定常流动来说，流管就好象真实的管子。


    充满在流管内的流体，通常称为流束。

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1.3  低速流动特性

    1.3.1 流体的连续性定理和伯努利定理

    一、流体的连续性定理

    为了研究飞机在空中飞行时的受力情况，我们必须首先了解流动空气的特性。但是要试验观察流动空气比较困难，人们常用流动的液体来代替气体进行试验。因为液体和气体流动时的主要特性具有共同之处。在一个容器中充满液体，把进口和出口的开关同时打开，让液体从容器中经过剖面面积不等的管道流出，同时保持容器内液体表面的位置不变(如图1-5所示)。这时，流体的流动是不随时间而变化的，因而是稳定的流动。如果流体流动的速度不太高，把流体看作是不可压缩的，即在流动过程中流体的密度不发生变化。同时流体没有渗漏。这样，在单位时间内流过管道内不同剖面处的流体质量应该相等。若单位时间内流过剖面S1处的流体质量为m1，流过剖面S2处的质量为m2，流过剖面S3处的质量为m3。

由于流体是不可压缩的，因此ρ1=ρ2=ρ3，于

上式称为体的连续性方程。由该方程可以得出如下结论：



    当流体以稳定的流速在管道内流动时，管道剖面面积小的地方流速大，而管道剖面面积大的地方流速小。
    应当指出，连续性方程的推导对流体的性质未加以限制，因此它既可用于理想流动，也可用于粘性流动。


    二、流体的伯努利定理


    在上述流体的连续性实验装置中，如果在不同的剖面管道上装有液体压强计，则可以从压强计内液面的高低得出不同剖面的管道内流体静压的大小。实验表明：在管道剖面面积大的地方，流体的静压也大，在管道剖面面积小的地方，流体的静压也小。如果用p表示流体的静压，上述关系可以表示为
    1738年瑞士物理学家伯努利首先推导出不同剖面的管道内流体的流速和静压之间的关系

上式称为流体的伯努利方程。式中p称为静压， 称为动压，而p0称为总压。


    这里需要指出的是，在推导流体的伯努利方程时，要求在管道中流动的流体能量既不增加也不减少，因此它只能用于理想流动，即不考虑流体在流动过程中的能量损失。


   1.3.2 流动状态


    流体的流动有两种状态：一种是流体微团分层地流动，各层之间不互相混淆，称为层流；另一种是流体微团作杂乱无章的运动，分不清层与层的界限，称为紊流。


1.3.3 附面层


    当气流流经物体(如机翼)时，由于实际气体存在粘性，就在绕流物体的周围存在两个不同的流动区域，一是紧贴在物体表面的一个薄层(图1-6之a)及尾迹(图1-6之b)，另一是外部流动区(图1-6之c)。紧贴在物体表面的这个薄层称为附面层，其厚度顺着气流是逐渐加厚的。在附面层内，必须考虑流体粘性的作用，而在外部流动区，粘性的影响可以忽略，即可将流体视为理想气体。


    若沿物体表面某点处的法线把附面层放大来看，可以得到附面层内流速分布的图象(如图1-7所示)。在物体的表面处，流速为零，沿法线向外，流速逐渐增大，直到等于外部流动的流速。通常把流速达到外部流速的99%这一点离表面的距离，称为该处附面层的厚度δ。


    那么附面层是怎样形成的呢？原来当气流流过机翼表面时，气流的粘性使得它与机翼相接触的那层空气微团粘附在机翼表面上。于是这层气流的速度降低到零。紧靠这部分气流的上面的气流由于粘性的摩擦作用，受到影响而降低了它的速度。但还未降低到零，仍具有一定的速度。在它更上面的一部分气流的流速受到的影响又要小些，因而速度降低的程度也要小些。这样，由最下面那部分气流的速度降低到零，一直到速度与外界自由气流相等，而不受任何影响为止。这层流速受到粘性影响从自由流速降低到零的空气层就是附面层。在绕流物体的前缘，δ值为零，至后缘附近，δ达到最大值。一般情况下，δ值约为绕流物体长度的1%左右。


    在附面层内，总压要比外部气流的小，并且各点上的总压都是不相同的，这是因为摩擦使气流的动能转化为热能而损耗掉了。在附面层的外部，气流的内摩擦已不明显，可以认为沿流线各点的总压是相等的，并遵循伯努利方程。


按流体的流动状态，可以把附面层分成层流附面层和紊流附面层。在物体前部是层流附面层，而在后部则是紊流附面层(如图1-8所示)。由层流附面层转为紊流附面层的那一点称为“转捩点”，如图1-8(c)中的T点所示。对给定的机身和机翼表面上的转捩点位置将随着飞行速度的提高而前移。另外，物体表面越粗糙，转捩点越靠前。


上面说的是附面层没有从物体表面分离的情况。当气流流过流线型较差的物体时，由于流速下降，压强增大，逐渐使得后部的附面层加厚，以致使附面层中的气流发生倒流，如图1-9所示。图中A点即为 气流分离点。附面层发生分离后，将在物体后部形成涡流区(如图1-10所


示)。附面层分离区和物体后部涡流         

区内的压强要不物体前部的大，因         a—层流；b—紊流；c—混合附面层  


此，物体前部受到的压力要比后部受


到的压力大，于是就形成了所谓的“压差阻力”，也称为形状阻力。有关压差阻力的概念，我们将在下一章中作详细的介绍。

    附面层发生气流分离后，压差阻力急剧上升，导致总阻力的迅猛增大。压差阻力除与物体的外形有关外，还与它的表面光洁度、来流速度的大小和来流初始紊流度有关。例如，在雷诺数Re=7×105时迎面置于气流中的平板上的阻力，是具有相同迎风面积的有着良好流线型的旋成体所受阻力的三十余倍。由此可见，飞机的流线型外形和光洁的表面对降低阻力具有极其重要的意义。


    1.3.4 绕翼型的低速流动


    首先我们来介绍一下翼型的概念。所谓翼型就是沿着飞机机身纵轴平行的方向剖一刀，所剖开来的剖面形状(通常也称为“翼剖面”)，如图1-11所示。所谓机身纵轴就是从机头到机尾贯穿机身的那条轴线。一般翼剖面的前端圆钝、后端尖锐，上边较弯、下边较平，上下不对称，很象一条去掉尾巴的鱼的形状。翼剖面最前端的一点称为“前缘”，最后端的一点称为“后缘”。前缘与后缘之间的连线称为“翼弦”，也称为“弦线”。翼弦或弦线的长度称为弦长，通常用 来表示。


    影响翼型性能的最主要的参数是翼型的厚度和弯度。以翼弦为基础，作若干条垂直线，每一条垂线在翼型内的长度即代表该处的翼型厚度。最长的垂直线就是最大厚度 。各垂直线中点用曲线连接起来，就得到所谓的“中弧线”。相应的翼型的上表面称为“上弧线”，翼型的下表面称为“下弧线”。中弧线离翼弦最远的距离称为最大弯度 (如图1-11所示)。为便于比较不同翼型的厚度和弯度，通常采用相对厚度和相对弯度两个无量纲参数来表示。



    飞机飞行时翼剖面与迎面气流的相对位置用攻角 来表示。所谓攻角就是指翼弦与迎面气流(相对气流)之间所夹的锐角(如图1-12所示)。攻角通常也称为迎角。

1.4  高速流动特性

    气流在低速流动时，密度的变化甚微，而在高速流动时，密度的变化就非常显著，必须考虑空气可压缩性的影响。

    1.4.1 弱扰动的传播和音速

    说话时声带的振动，拉琴时琴弦的振动等都是对周围空气的一种微弱扰动。由此引起的空气密度等的微小变化将以一定的速度向四周传播，这个传播速度就是音速。弱扰动在气态介质中只能以纵波的形式向外传播，其形态为气体的压缩和膨胀。


    音速的大小与介质的被压缩的难易程度有关，介质越难压缩，其音速越快。在大气的对流层内，空气的密度随着高度的增加而降低，因而也就越容易被压缩。所以，在对流层内音速随高度的增加而降低。


    1.4.2 弱扰动在气流中的传播和马赫数


    固定的弱扰动在静止介质中的传播，可以用图1-13来表示。图中的①、②、③等分别表示扰动源在观察瞬间的前1秒、前2秒、前3秒时激发形成的扰动波面。它们组成了以扰动源为圆心，na(n为正整数)为半径的一族同心圆。这里所说的扰动源，是指可以引起空气密度等微小变化的任何物体。例如，飞机表面任意一点都可以看作是扰动源。


    按照相对运动原理，弱扰动在气流中的传播相当于介质静止而扰动源以速度V作运动。这时，根据扰动源运动速度V与当地介质音速的比例关系，又可分为三种不同的情况。


    设以0、-1、-2分别表示扰动源在观察瞬间、前1秒、前2秒的位置，当 时，扰动波面在扰动源前后不对称地向外传播，如图1-14所示。


当 时，即扰动源以音速运动，这时扰动波面只限于在扰动源后方的半个空间中传播，如图1-15所示。

当 时，扰动源以超音速运动，它超过了自己激励的所有扰动波面，扰动波的传播仅限于以扰动源为顶点的一个锥面内,如图1-16所示，该锥面就是扰动区与未扰动区的分界面，称为扰动锥面.
    我们把扰动源运动速度V与当地音速a的比值 称为马赫数。图1-16所示的扰动锥的形状与马赫数M有关，  是扰动锥的半顶角。当M数越大时，扰动锥越尖。扰动锥通常又称为马赫锥。


    M数表示高速流动中气体微团的惯性力与压力之比，它是空气动力学中一个非常重要的参数。


    按照M数的不同，可以把飞行速度分为以下四类，各种情况都有各自非常明显的特点：


    (1)亚音速——


    (2)跨音速——


    (3)超音速——


    (4)高超音速——


    1.4.3 激波


    一、激波的形成


    一般地说，当飞机的飞行M数等于或大于1时，由于空气可压缩性的影响，飞机上就会有激波产生。


    现在我们来研究当飞机以大于音速的速度飞行时，激波是如何产生的。首先我们把飞机想象成一个微小的质点，该质点与周围空气相互撞击后产生扰动波。前面我们已经说过，当扰动源(质点)以大于音速的速度运动时，被质点所扰动的空气中存在一个扰动区和未被扰动区的分界面，这种由质点产生的扰动强度很微弱的波，称为“边界波”，它是一种弱扰动，在边界波两边的空气压强、密度和温度等物理参数并没有什么变化。


    但是，飞机并不是一个微小的质点，它是由无数质点组成的庞然大物。每一个质点都在飞机前方形成一道界面波，无数道界面波叠加在一起，形成一种与飞机形状有关的强扰动波，这种扰动波前后的空气压强、密度和温度都有突变。这样的边界波就称为激波。


因此，激波的物理本质是受到强烈压缩的一层薄薄的空气，即激波是由大气的可压缩性引起的。气流通过激波时，空气微团受到很强的阻滞，速度迅速下降，压强、温度、密度突然增高，如图1-18所示。


    二、激波的分类


    按相对于飞行速度(或气流速度)成垂直或成偏斜的状态，可以把激波分为正激波和斜激波。与气流速度成垂直的是正激波，而与气流速度成偏斜的则是斜激波。


    激波的形状在飞行马赫数不变的情况下，主要取决于物体或飞机的形状，特别是头部的形状。关于这一点，我们将在以后作详细的介绍。


    1.4.4 膨胀波


   当超音速气流绕经凸角流动时，相当于流动截面逐渐扩大的情况。于是，气流就会发生膨胀，在气流的转折点处将形成一个扇形的膨胀区域，即所谓的膨胀波 u气流在膨胀后的M数是增大的。图1-19表示菱形剖面机翼在超音速气流中，翼面上激波的情况。其中实线表示斜激波，虚线表示膨胀波。


气流通过斜激波在机翼前半部相当于绕凹角的流动。这时，气流受到压缩，M数下降，压强升高。流过最大厚度以后相当于绕凸角的流动。这时，截面面积加大，气流膨胀，M数上升，压强下降。这样一来，在机翼的前半部是高压区而后半部是低压区，形成了所谓的“波阻”，它实质上也是一种压差阻力。


    1.4.5 亚音速流和超音速流的区别


    前面我们已经说过，在低速空气动力学中，可以把空气看成是理想的流体，认为是不可压缩的，即在流动过程中空气的密度保持不变。认为空气不可压缩这个假设，将会带来一些较小的误差。但在低速的情况下，空气密度的变化(同时伴随着压强和速度的变化)是非常微小的，以致于可以忽略其影响。


但是，当飞行速度接近音速时，忽略空气可压缩性或密度变化的影响，其误差就变得比较明显。


亚音速流和超音速流之间最重要和最根本的区别总结在表1-2之中。亚音速飞机和超音速飞机之间的本质区别均是由这些影响引起的。


表1-2  亚音速流和超音速流的区别


管道形状

亚音速流动

超音速流动


收缩管道

速度增加，压强下降

速度下降，压强增大


膨胀管道

速度下降，压强增大

速度增加，压强下降

[ 本帖最后由 feibao 于 2009-8-3 11:16 编辑 ]

lkyfly0182

学习了。