超声速翼型和亚声速翼型的气动特性 下载本文

1.马赫锥的概念

超声速流场内从任一点P作两个与来流平行的马赫锥,P点上流的称为前马赫锥,下流的称为后马赫锥,如图:

马赫锥的半顶角为马赫角:

马赫锥所围区域称为P点的依赖去,在该马赫锥内所有的扰动源都能对P产生影响。

超声速机翼不同边界对机翼绕流性质有很大影响,从而形象机翼的气动特性,因此必须将机翼的边界划分为前缘、后缘和侧缘。

机翼与来流放心平行的直线首先相交的边界为前缘,低二次相交的边界为后缘,与来流平行的机翼为侧缘。是否前缘、后缘或侧缘自然还与来流与机翼的相对放心有关。

如果来流的相对于前(后)缘的法向分速小于音速,则称该前(后)缘为亚音速前(后)缘;反之如来流的相对于前(后)缘的法向分速大于音速,则称该前(后)缘为超音速前(后)缘。超声速前缘和亚声速前缘的几何关系见下图,当来流马赫线位于前缘之后即为超音速前缘,之前为亚音速前缘:

2.流区和三维流区

在超音速三维机翼中仅受单一前缘影响的区域称为二维流区(每点的依赖区只包含一个前缘),如下图中阴影部分所示。其余非阴影部分为三维流区,其影响区包含两个前缘(或一前缘一侧缘或还含后缘)。

有限翼展薄机翼的超音速绕流特性

有限翼展薄机翼的超音速绕流特性与其前后缘性质有很大关系,后掠机翼随来流马赫数不同可以是亚音速前(后)缘,亚音速前缘超音速后缘或超音速前(后)缘,如图:以平板后掠翼为例,亚音速前缘时,上下翼面的绕流要通过前缘产生相互影响,结果垂直于前缘的截面在前缘显示出亚音速的绕流特性(图a)。

如果是亚音速后缘,则垂直于后缘的截面在后缘也要显示出亚音速的绕流特性:流动沿平板光滑离开以满足后缘条件(图b)。

如果是超音速前、后缘,则上下表面互不影响,垂直于前、后缘的截面显示出二维超音速平板的绕流特性:流动以马赫波为扰动分界(图c、d)。

如图是垂直于前缘的截面上压强分布。对于亚音速前、后缘,压强分布在前缘处趋于无限大,后缘处趋于零(图a);亚音速前缘和超音速后缘时,前缘处趋于无限大,后缘处趋于有限值(图b); 超音速前缘和超音速后缘时,前后、缘处压强系数均为有限值(图c);