固定翼無人機技術固定翼無人機技術教師年級授課時間教學內容第四章機翼空氣動力特性授課類型現場講授學情分析教材分析教學目標知識與技能掌握機翼的幾何參數與空氣動力系數掌握直機翼低速氣動特性掌握后掠翼與三角翼的低速氣動特性了解機翼高速氣動特性了解飛機的增升與減阻裝置過程與方法1、講授法2、討論法3、直觀演示法4、讀書指導法5、任務驅動法6、現場教學法7、自主學習法教學重點難點教學重點1、機翼的幾何參數與空氣動力系數（平面形狀，幾何參數，動力系數）2、直機翼低速氣動特性（低速繞流流態(tài)，氣動特性）3、后掠翼與三角翼的低速氣動特性4、機翼高速氣動特性（亞聲速，跨聲速，超聲速氣動特性）教學難點1、機翼的幾何參數與空氣動力系數（平面形狀，幾何參數，動力系數）2、直機翼低速氣動特性（低速繞流流態(tài)，氣動特性）3、后掠翼與三角翼的低速氣動特性知識框架圖教學過程主備從備（教師姓名）[課堂引入]引入：這一部分首先讓大家對固定翼無人機的機翼，平面形狀幾何參數，直機翼，后掠翼，三角翼低速氣動特性，以及高速氣動特性等。[教學內容]機翼空氣動力特性思考：什么是翼型？有哪些主要類型，幾何參數有哪些？畫圖說明機翼的幾種平面類型，說明機翼主要參數的意義。什么是迎角，如何判斷其正負？什么是低速薄翼型理論，其主要作用與結論是什么？升力是如何產生的，如何計算？畫出升力系數隨迎角變化曲線，標出零升迎角、臨界迎角，并說明升力系數隨迎角變化的規(guī)律與原因。壓力中心與焦點有什么聯系與區(qū)別？繪圖并簡述任意翼型低速力矩特性。簡述摩擦阻力、壓差阻力和干擾阻力的不同與產生原因。畫出阻力系數隨迎角變化曲線并說明，標出最小阻力系數。什么是誘導阻力？是如何產生的？影響因素有哪些？畫飛機極曲線示意圖，說明其用途。簡述后掠翼與平直翼升阻特性的區(qū)別，解釋原因。為什么后掠翼在大迎角下翼尖氣流首先分離？緩解翼尖失速的措施有哪些？什么是三角翼脫體渦的法洗效應和切洗效應？起到什么效果？畫出從低速到超聲速翼型升力系數隨Ma的變化曲線并說明。闡述激波阻力的產生原因。為什么超聲速翼型通常選用具有較尖前緣的圓頭對稱薄翼型？簡述襟翼的類型、作用及其增升原理。簡述翼梢小翼的作用及其原理。4.1機翼的幾何參數與空氣動力系數4.1.1機翼的平面形狀與幾何參數從20世紀50年代起，又陸續(xù)出現了由上述基本平面形狀發(fā)展或組合而成的復合機翼，如雙三角翼、S形前緣翼、邊條翼、變后掠翼、前掠翼等。幾種常見的機翼平面形狀如圖4-1所示。根據機翼的平面形狀特點，可以用以下幾個幾何參數（圖4-2）數據表示。（1）機翼面積（S）：機翼在xOz平面上的投影面積稱為機翼面積（襟翼、副翼全收）。如不加說明，機翼面積包括機身所占的那部分面積。（2）展長（L）：機翼左右翼端（翼尖）之間的距離稱為展長。（3）弦長b（z）：機翼展向剖面弦長是展向位置z的函數。根弦（z＝0）長b0和尖弦（z＝±L/2）長b1。氣動計算還會用到平均氣動弦長bA。（4）展弦比（λ）：展長與平均弦長之比叫展弦比。因為，所以（4-1）現代殲擊機的展弦比大致為2～5；轟炸機、運輸機大致為7～12；滑翔機、高空偵察機可達16～19。（5）根尖比（）：翼根弦長（b0）與翼尖弦長（b1）之比，稱為根尖比（也稱根梢比）。即矩形翼的；三角翼的。也有用尖根比（梢根比），是根尖比的倒數。機翼的有關角度，包括：（1）后掠角（χ）：后掠角是指機翼上有代表性的等百分弦線（如前緣、1/4弦線、后緣線等）在xOz平面上的投影與Oz軸之間的夾角。后掠角的大小表示機翼向后傾斜的程度。圖4-2中稱為前緣后掠角，稱為1/4弦線后掠角，稱為后緣后掠角。（2）幾何扭轉角（φ）：機翼展向任一剖面處翼型弦線與翼根剖面處弦線的夾角稱為幾何扭轉角。上扭為正，下扭為負，見圖4-3。除了幾何扭轉角以外還有氣動扭轉角，指平行于機翼對稱面的任一翼剖面的零升力線與翼根剖面零升力線之間的夾角。（3）上（下）反角（Ψ）：機翼的弦平面與Oxz平面的夾角，稱機翼的上（下）反角，見圖4-3。通常機翼Ψ＝+7°～－3°，上反為正，下反為負。（4）機翼安裝角：機翼翼根弦與機身軸線之間的夾角。4.1.2機翼的空氣動力系數如果來流V∞與機翼對稱面平行，則V∞與翼根剖面弦線的夾角定義為機翼迎角α。V∞相對翼根平面弦線上偏為正，下偏為負。此時，作用于機翼上的空氣動力和翼型一樣有升力L、阻力D、縱向力矩Mz：升力：（4-2）阻力：（4-3）縱向力矩：（4-4）其中無量綱空氣動力系數為：升力系數：（4-5）阻力系數：（4-6）縱向力矩系數：（4-7）若來流V∞與機翼對稱面有夾角時，定義此夾角為側滑角β。V∞在對稱面右面β為正。此時，作用于機翼上的空氣動力除了L、D、Mz以外，還有側力Z、滾轉力矩Mx、偏航力矩My。定義其無量剛空氣動力系數如下：側力系數：（4-8）滾轉力矩系數：（4-9）偏航力矩系數：（4-10）4.2直機翼低速氣動特性4.2.1直機翼低速繞流流態(tài)及特點（1）翼端效應和展向流動氣流以正迎角繞流機翼時，機翼產生向上的升力，下翼面的壓力必高于上翼面的壓力，下翼面的高壓氣流有向上翼面流動的傾向。對λ＝∞的無限翼展翼型，由于無翼端存在，上下翼面壓力差不會引起展向流動，展向任一剖面均保持二維特性。而機翼是有限翼展，由于翼端存在，下表面高壓氣流通過翼端（該處上下表面壓力相等）與上表面互相溝通。下表面從翼根剖面產生向外側的展向流速，上表面產生向內側的展向流速。使得下翼面流線向翼端偏斜，上翼面的流線向對稱面偏斜，這種現象稱為翼端效應（圖4-4）。（2）自由渦的形成和發(fā)展圍繞機翼的部分的渦稱之為附著渦，附著渦終止于翼稍，由于上下翼面流線的偏斜，上下翼面氣流在后緣匯合時，又由于展向分速的突躍在后緣拖出無數條渦線，組成一個渦面，稱為機翼的自由渦面。自由渦面在距機翼后緣約一倍展長的地方，由于黏性和渦的相互誘導作用，逐漸卷起并形成一對旋轉方向相反的渦卷面（尾渦）后延伸，其軸線大致與來流平行，見圖4-5。這兩組尾跡渦與起動渦一起形成一組封閉渦環(huán)。而起動渦一般可以認為它的位置位于機翼后方無窮遠處，這樣就這個渦環(huán)就變成了一組附著渦和兩組延伸到無窮遠處的尾跡渦組成的渦系，即所謂的馬蹄渦系真實旋渦視頻。真實旋渦視頻（3）升力沿展向分布在翼端處由于上下表面相通，壓差為零，故升力為零。對有升力的平直機翼，下翼面中間（根部）剖面壓力最高，向兩側逐漸降低；上翼面剛好相反，翼端處壓力最高，向中間逐漸降低。因此，上下翼面壓差升力或環(huán)量沿展向是變化的，中間剖面最大，向外側逐漸隆低，翼端為零。（4）誘導阻力誘導阻力是伴隨著機翼升力產生的。機翼升力的產生源于機翼上下表面的壓力差，壓力差必然導致下翼面高壓氣流向上翼面低壓區(qū)流動，當氣流繞過翼尖時，在翼尖部分形成旋渦，這種旋渦的不斷產生而又不斷地向后流去即形成了翼尖渦流（圖4-7）。翼尖渦流會誘導流過機翼的空氣產生下洗速度。通常這個誘導速度不大，它與來流結合，使流向機翼的氣流方向改變，使機翼有效迎角減小。機翼上的合力因為與氣流合速度垂直而在原來來流方向（即飛行方向）上必然存在一個指向后方的分力（阻礙飛行），這就是誘導阻力。4.2.2直機翼氣動特性根據空氣動力學理論分析，一般大展弦比直機翼的氣動特性可在橢圓形機翼的基礎上加以修正而得：（4-11）（4-12）式中，，由式（3-3）計算。δ為誘導阻力系數修正因子，與展弦比和根梢比有關。誘導阻力系數還可以寫成：（4-13）其中，λe＝λ/（1＋λ）稱為有效展弦比，A＝（1＋λ）/πλ稱為誘導阻力因子，對于大展弦比直機翼，有：（4-14）可見，誘導阻力系數CDi與升力系數CL的平方成正比，并隨展弦比λ的增加而減小，在同樣的λ和CL下，橢圓形機翼CDi最小。由可求得大展弦比直機翼的阻力特性，見圖4-8。實際計算中，通常講由CL＝0變到CL≠0時增加的型阻歸于誘導阻力中，通稱為升致阻力，記為ΔCD（或CDi），整個機翼的阻力系數為：（4-15）其中，CDmin可以用平均幾何弦長處的翼型參數，按照式（3-10）或（3-11）計算，A可以用下式計算：（4-16）4.3后掠翼與三角翼的低速氣動特性4.3.1后掠翼低速氣動特性低速飛機通常采用大展弦比直機翼。隨著飛機速度提高到跨聲速和低超聲速，研究發(fā)現前緣后掠角χ＝30°～70°的后掠翼可推遲和減弱激波阻力，因此在高速飛機上已廣泛采用各種展弦比和平面形狀的后掠翼。但后掠翼飛機也要經歷低速飛行階段，如起飛和著陸等，且后掠翼的亞聲速氣動特征可通過壓縮性修正從低速特性得到，因此研究后掠翼的低速特性仍具有重要意義。4.3.1.1后掠翼升阻特性為了說明機翼的后掠效應，可以先分析無限翼展斜置機翼的氣動特性。氣流流過后掠翼，其流速（）同機翼前緣不垂直，可以分解成兩個分速：一個是垂直分速（），與前緣垂直；另一個是平行分速（），與前緣平行。如圖4-9所示，垂直分速和平行分速同前緣后掠角（）的關系是可以得到無限翼展斜置機翼的升力系數、阻力系數和升力線斜率（式中bn為斜置機翼的法向弦長，bn＝bcosχ）：（4-17）（4-18）（4-19）根據這三個公式，即可由無限翼展平直翼的升力系數、阻力系數、升力系數斜率求得無限翼展后掠翼的升力系數、阻力系數、升力系數斜率。顯然，若無限翼展后掠翼的αn、Vn、bn翼型與無限翼展平直翼的都相同，則后掠翼的升力系數、阻力系數和升力線斜率都比平直翼的小。因此，后掠翼的低速空氣動力特性不如平直翼的好。4.3.1.2空氣流過后掠翼的流動情形通過實驗可以看到，空氣流過后掠翼，流線將左右偏斜呈“S”形（圖4-11）。因為機翼表面沿平行于前緣方向沒有彎曲，所以，在空氣流過機翼表面的過程中，平行分速基本不發(fā)生變化，而垂直分速（）則沿途不斷改變，同空氣以流速流過一個平直翼一樣，機翼沿翼弦方向的壓力分布自然會發(fā)生變化。可見，只有氣流的垂直分速（）才對機翼壓力分布起決定性的影響，所以，垂直分速（）又稱為有效分速。機翼后掠角越小，機翼上下表面的有效分速也相應越大。4.3.1.3后掠翼的翼根效應和翼尖效應空氣流過后掠翼，由于流線左右偏斜，會影響機翼的壓力分布，從而出現所謂的“翼根效應”和“翼尖效應”。在后掠翼翼根部分的上表面前段，流線向外偏斜，流管擴張變粗；而在后段，流線向內偏斜，流管收縮變細。在低速條件下，前段吸力減小；后段吸力增大。與此同時，因流管最細的位置后移，使最低壓力點位置向后移動，如圖4-12所示，這種現象稱為翼根效應。翼尖部分情況與翼根部分相反。翼尖外側的氣流徑直的向后流去，而翼尖部分上表面前端流線向外偏斜，故流管收縮變細，吸力增大；在后段流線向內偏斜，故流管擴張變粗，吸力減小。與此同時，因流管最細的位置前移，故最低壓力點向前移動，如圖4-13所示。這種現象稱為翼尖效應。4.3.1.4后掠翼大迎角氣動特性與失速特性對于平直翼，翼尖渦的影響使翼尖部分的有效迎角小于翼根，因此，在大迎角下，氣流分離首先出現在翼根。而后掠翼在大迎角下翼尖氣流首先分離。其原因有兩個方面。一方面，在機翼上表面的翼根部分，因翼根效應，平均吸力減小；在機翼上表面的翼尖部分，因翼尖效應，平均吸力增大。于是沿翼展方向存在壓力差，這個壓力差促使邊界層內的空氣向翼尖方向流動，致使翼尖部分的邊界層變厚，容易產生氣流分離。另一方面，由于翼尖效應，在翼尖部分上表面的最低壓力點處，流管更細，吸力增大，而在上表面后緣部分，流管變化不大，吸力變化較小。于是翼尖上表面的后緣部分與最低壓力點之間的逆壓梯度增大，增強了邊界層內空氣向前倒流的趨勢，容易形成氣流分離。由于這兩個原因，當迎角增達到一定程度時，后掠翼的翼尖部分就會首先產生嚴重的氣流分離，造成翼尖失速。翼尖失速會給飛機的穩(wěn)定性和操縱性帶來不利影響。因此，后掠翼會采取一系列措施以延緩翼尖失速：機翼幾何扭轉，即各剖面的翼弦不在同一平面內，因而各剖面的迎角也不相同。當翼尖處的迎角較其他部位小時，不容易發(fā)生翼尖失速。翼尖部分采用失速迎角較大的翼型。機翼上表面安裝翼刀。這樣可以阻止邊界層橫向流動，延緩翼尖失速。減小翼尖部分的后掠角（如殲-5），使翼尖部分橫向流動減弱，延緩失速。機翼上采用前緣鋸齒，如圖4-14所示。從鋸齒處產生的旋渦可以起到翼刀的作用，并能對邊界層內空氣輸入能量，增大其速度以延緩翼尖分離。4.3.2三角翼低速氣動特性三角翼通常具有較小的展弦比（λ＜3），且一般為銳緣無彎扭對稱薄型，常用于高速飛機。與后掠翼相比，三角翼的后掠角更大，展弦比和厚弦比都小，因而其空氣動力特性又有不同于后掠翼的特點。特別是在低速大迎角飛行中，三角翼上表面會形成脫渦體，產生渦升力。這種不同于前面所介紹的產生升力的方式，是三角翼低速氣動特點的主要原因，并且可以部分彌補三角翼低速氣動特性的不足，同時飛機抖振迎角和臨界迎角也較大。4.3.2.1脫體渦的形成與發(fā)展脫體渦的產生必須具備以下三個條件：第一，機翼具有較大的前緣后掠角。實驗表明，只有當前緣后掠角大于45°時，從前緣分離的氣流才能卷成穩(wěn)定的脫體渦。第二，機翼前緣比較尖銳，前緣曲率半徑較小。第三，機翼迎角通常在3°以上。在小迎角情況下，氣流僅在翼尖附近部分前緣產生分離，渦卷較細，強度較弱，范圍較小。4.3.2.2脫體渦的法洗效應和切洗效應（1）法洗效應氣流流過具有正迎角的三角翼，前緣脫體渦在其內側誘起氣流下洗，在外側誘起氣流上洗，見圖4-19（b）。下洗區(qū)的局部迎角減小，升力減小；上洗區(qū)的局部迎角增大，升力增大，這種現象稱為法洗效應。通常，由于上洗區(qū)的翼面面積較小，所以下洗區(qū)所造成的升力損失往往大于上洗區(qū)的升力增量，即法洗效應使三角翼升力減小。（2）切洗效應脫體渦在翼面上所誘起的切向速度分布如圖4-19（c）所示，其方向是由翼根指向翼尖，其大小與距渦心的距離有關，離渦心越近，切洗速度越大；反之，則越小。切洗速度使流經機翼表面的主流速度偏斜并增大，從而致使翼面升力增大，這種現象稱為切洗效應。圖4-20是某三角形機翼的壓力系數實驗結果，由圖中可以看出，機翼上翼面有兩個吸力峰，這就是脫體渦切洗效應的結果。4.3.2.3渦升力的產生及對升力系數的影響機翼前緣氣流分離而產生的脫體渦，會使飛機在大迎角下增加一部分升力。這是因為在脫體渦流型中，流動是穩(wěn)定的。所以，在機翼表面脫體渦所覆蓋的區(qū)域內，形成穩(wěn)定而強烈的低壓區(qū)，產生很大的吸力，提高了大迎角下機翼的升力。這部分增加的升力叫渦升力。圖4-20是一個展弦比為1，迎角為20°的三角翼各個橫截面上的壓力分布圖。從圖上可以看出，機翼上表面在脫體渦覆蓋的區(qū)域內，吸力很大。由于渦升力的存在，使大后掠角機翼和細長三角翼具有不同尋常的升力特性。后掠翼或一般三角翼，在氣流尚未分離的迎角范圍內，升力系數隨迎角的增大成線性增長，且升力系數曲線斜率比大展弦機翼小得多。殲七飛機就是這樣。4.4機翼高速氣動特性由于空氣壓縮性的影響，飛機的高速氣動特性不同于低速（Ma＜0.3）。本節(jié)在高速氣流特性的基礎上，分別從機翼的剖面形狀和平面形狀入手，按照亞聲速（Ma≥0.3），跨聲速（Ma≈1.0，通常指0.8＜Ma＜1.2）和超聲速（1.2≤Ma＜5.0）三個不同階段分析飛機的高速空氣動力特性。4.4.1翼型的亞聲速氣動特性在亞聲速飛行中，空氣壓縮性的影響已不容忽視，否則會導致較大的誤差。根據空氣密度的變化程度與Ma的關系式：若，當Ma＝0.3時，；Ma＝0.8時，。空氣密度隨Ma的顯著變化，勢必對翼型的壓力分布和空氣動力特性帶來明顯的影響。（1）空氣壓縮性對翼型壓力分布的影響。在不可壓縮氣流中，翼型表面的壓力系數分布僅取決于迎角和翼型，而與來流Ma的大小無關，其壓力系數分布如圖4-21虛線所示。但在亞聲速可壓縮氣流中，空氣流過翼型表面，負壓區(qū)（吸力區(qū)），流速增加，密度減小，根據高速能量方程，壓力有額外降低，即吸力有額外增加；同理，正壓區(qū)，流速減慢，密度增大，壓力有額外升高。因此，由于空氣壓縮性的影響，在亞聲速可壓縮氣流中，翼型表面有“吸處更吸壓處更壓”的特點，壓力系數分布如圖4-21實線所示。且飛行Ma越大，壓縮性的影響越明顯。對于三元機翼，以上結論同樣適用，即亞聲速時壓縮性的影響使CL比不可壓同樣迎角下數值大。（2）翼型的亞聲速空氣動力特性a.Ma增大，升力系數和升力系數斜率增大理論計算表明，亞聲速階段，薄翼型機翼在中小迎角下的壓力系數可按下列普蘭特-葛勞爾特公式近似計算。即（4-45）式中---可壓縮氣流中，機翼表面的壓力系數；---不可壓縮氣流中，機翼表面的壓力系數；因為>1，所以，>。根據升力系數計算式整理可得（4-46）再對迎角求導，得（4-47）可見，在亞聲速階段，機翼的升力系數和升力系數斜率都隨Ma的增大而增大，如圖4-22所示。b.Ma增大，臨界迎角和最大升力系數減小飛行Ma增大，機翼上表面的額外吸力增加。但各點額外吸力增加的數值卻不同。在最低壓力點附近，因流速增加的多，密度減小的多，額外吸力增加得就多；而在上表面后緣部分，額外吸力增加得少（圖4-23）。于是，隨Ma增大，后緣部分的壓力比最低壓力點處的壓力大得更多，逆壓梯度增大，導致邊界層空氣更容易倒流。這就有可能在比較小的迎角下，出現嚴重的氣流分離，使飛機的臨界迎角和最大升力系數隨之降低。同理，飛機的抖振迎角抖振升力系數也隨飛行Ma的增大而減小。c.Ma增大，阻力系數基本不變飛行Ma增大，一方面，前緣壓力額外增加，壓差阻力系數增大，但增大有限。另一方面表明氣流速度大，或者聲速小。而聲速小說明溫度低，空氣的黏度小，空氣微團的黏性力小，從而使摩擦阻力系數減小，但減小也有限。于是壓差阻力系數的增大與摩擦阻力系數的減小大體相抵，使機翼型阻系數（壓差阻力系數與摩擦阻力系數之和）基本不隨Ma變化。d.Ma增大，壓力中心前移在低亞聲速下飛行時，在空氣壓縮性的影響下，整個翼型表面的壓力系數都增大倍，翼型表面的壓力分布形狀沒有改變，所以，翼型壓力中心位置基本不變。高亞聲速的理論計算可用卡門（VanKarman，1881-1963）-錢學森（1911-2009）公式進行計算：（4-48）由該公式計算出的翼型壓力分布，不僅在低亞聲速是準確的，而且在高亞聲速也是準確的。4.4.2翼型的跨聲速氣動特性高速飛行中，在飛行速度還沒有達到聲速之前的情況下，翼型表面的局部地區(qū)，有可能出現超聲速氣流并產生激波，這時，飛機進入跨聲速飛行。這種超聲速氣流和激波是在翼型表面的局部地區(qū)出現的，故稱為局部超聲速區(qū)和局部激波。局部超聲速區(qū)和局部激波的出現，會顯著改變翼型表面的壓力分布，導致翼型空氣動力特性發(fā)生急劇變化。（1）臨界馬赫數（Macr）飛機以一定的速度飛行時，空氣流過翼型表面凸起地方，由于流管收縮，局部流速必然加快，局部流速加快，又引起局部溫度降低，從而使局部聲速減小。這樣，隨著飛行速度的增大，上表面最低壓力點（流速最快的那一點）的氣流速度也不斷增大，而該點的局部聲速則不斷減小。于是，局部流速和局部聲速逐漸接近。當飛行速度增大到某一程度時，翼型表面最低壓力點的氣流速度等于該點的聲速，該點叫等聲速點。這時的飛行速度叫臨界速度，用Vcr表示，如圖4-24所示。此時的飛行馬赫數叫臨界馬赫數，用Macr表示。Macr即臨界速度與飛機所在高度聲速（a）的比值，即若飛行Ma小于Macr，則翼型表面各點氣流速度都低于聲速，氣流特性沒有發(fā)生質變。若Ma大于Macr，翼型表面就會出現局部超聲速區(qū)，并產生激波。在超聲速區(qū)內，氣流特性發(fā)生質變。因此，Macr的大小，可用來說明翼型上表面出現局部超聲速氣流時機的早晚，可以作為翼型空氣動力特性即將發(fā)生顯著變化的標志。Macr會因迎角的大小而不同。迎角增大，Macr降低。因為迎角增大，翼型上表面最低壓力處的氣流速度更為加快，局部聲速更為減慢，于是在較小的飛行速度下，翼型上表面就可能出現等聲速點，即臨界速度和Macr有所降低。反之，迎角減小，Macr提高。（2）翼型的跨聲速升力特性a.升力系數隨飛行Ma的變化圖4-25為翼型升力系數隨飛行Ma變化的典型曲線。從圖中可以看出，在跨聲速階段，隨Ma的增大，升力系數先增大，隨后減小，接著又增大。升力系數之所以有如此起伏變化，是翼型上下表面出現了局部超聲速區(qū)和局部激波的結果。Ma小于Macr時，翼型上下表面全是亞聲速氣流，升力系數按亞聲速規(guī)律變化。即Ma增大，升力系數增大，如圖4-25中A點以前的一段曲線所示。圖中A點所對應的Ma為Macr。由圖可見，飛行Ma超過Macr后，升力系數隨Ma的增大而迅速增加。這是因為，此時翼型上表面已出現了局部超聲速區(qū)和局部激波，并隨Ma的增大而擴大。在超聲速區(qū)，流速不斷增加，壓力不斷減小，即吸力不斷增大。這種迅速增加的額外吸力，導致升力系數迅速增大，如圖4-25中曲線AB段所示。Ma進一步增大，翼型下表面也出現局部超聲速區(qū)，并且隨Ma增大，下表面的局部超聲速區(qū)比上表面的擴展得快。于是翼型下表面產生較大的附加吸力，使升力系數隨Ma的增大而減小，如圖4-25中BC段所示。在翼型下表面的局部激波移到后緣，而上表面的局部激波尚未移到后緣的情況下，隨Ma的增大，上表面的局部激波繼續(xù)后移，超聲速區(qū)向后繼續(xù)擴大，向上的附加吸力不斷增大。于是，升力系數又重新增大，如圖4-25中曲線CD段所示。在Ma大于1以后的超聲速階段，翼型出現后緣激波和前緣激波，升力系數隨飛行Ma的增大而不斷下降，如圖4-25中D點以后的曲線段所示。其原因將在翼型超聲速空氣動力特性中講述。b.壓力中心隨飛行Ma的變化在跨聲速飛行階段，隨飛行Ma增大，翼型壓力中心先后移，接著前移，而后又后移。飛行Ma超過Macr后，翼型上表面首先出現了局部超聲速區(qū)和局部激波。隨Ma增大，激波后移，超聲速區(qū)擴大。局部超聲速區(qū)位于翼型中后段，且流速最快點位于激波前。這就引起翼型上表面中、后段的吸力增大，產生正的附加升力，致使翼型壓力中心向后移動，如圖4-26（a）所示。飛行Ma再增大，翼型下表面也出現了局部超聲速區(qū)和局部激波。由于下表面的局部激波靠后，并隨Ma的增大迅速移至后緣，這就引起翼型下表面后半段吸力增大，產生負的附加升力，致使壓力中心前移，如圖4-26（b）所示。當下表面局部激波移至后緣后，由于上表面局部激波繼續(xù)后移，超聲速區(qū)擴大，后半部吸力增大，導致壓力中心又后移，（3）翼型的跨聲速阻力特性飛行Ma超過Macr以后，阻力急劇增加。這是因為翼型上下表面出現了局部激波。這種由于出現局部激波而產生的額外阻力，叫跨聲速飛行的激波阻力，簡稱波阻。a.跨聲速飛行時，波阻產生的原因飛行Ma超過Macr以后，翼型表面出現了局部超聲速區(qū)和局部激波，局部超聲速區(qū)內吸力增大，且吸力增加較多的地方位于翼型中后段，故總的增加的吸力方向向后傾斜，如圖4-27所示。由于增加的吸力向后傾斜，使翼型前后壓力差額外增加。這種由于增加的吸力向后傾斜所產生的阻力，是跨聲速階段激波阻力產生的主要原因。b.阻力系數隨飛行Ma的變化在迎角和翼型一定的條件下，在跨聲速范圍，阻力系數隨飛行Ma的增大一直在增加，如圖4-28所示。低速時，阻力系數基本不隨飛行Ma變化；接近Macr時，阻力系數才稍有增加。Ma超過Macr不多時，翼型上表面的局部超聲速區(qū)范圍很小，附加吸力還不很大，向后傾斜也不厲害，所以，翼型前后壓力差額外增加得不大，阻力系數增加得比較緩慢。將Ma增加1%，阻力系數增加0.1%時的飛行Ma定義為阻力發(fā)散Ma。隨后Ma進一步增大，翼型上表面的局部激波逐漸后移，超聲速區(qū)不斷擴大，附加吸力越到后面越大，并且越向后傾斜；另外，下表面也產生局部超聲速區(qū)和局部激波，附加吸力也向后傾斜。這就使翼型前后壓力差顯著增加，導致阻力系數急劇增加，如圖4-28中曲線BC所示。Ma增到1附近時，阻力系數達到最大。當翼型出現前后緣激波后，阻力系數隨Ma增大而減小，其原因將在翼型的超聲速空氣動力特性中講述。c.在不同迎角下，阻力系數隨飛行Ma的變化前面已講過，迎角增大，Macr降低，翼型表面也就更早地出現局部超聲速區(qū)和局部激波。迎角越大，阻力系數開始急劇增長的Ma也相應減小。從圖4-29中可見，2°迎角下阻力系數開始急劇增長的Ma比0°迎角小。迎角增大，翼型上表面的吸力增大，且更向后傾斜，致使前后壓力差增大，阻力系數增大。這從圖4-30中不同迎角下的壓力分布可以清楚的看出來。所以，圖4-30中，大迎角下的阻力系數隨Ma的變化曲線位于小迎角的上邊。4.4.3翼型的超聲速氣動特性從實驗可以看到（圖4-31），超聲速氣流流過物體時，如果物體鈍粗，在物體前面將產生脫體激波。由于脫體激波中有一段強度較大的正激波，使物體承受較大的激波阻力。從減小激波阻力的角度看，超聲速翼型前緣最好做成尖的，如菱形、四邊形和雙弧形等尖前緣。但是，超聲速飛機必然要經歷起飛、著陸等低速飛行階段，尖頭翼型在低速繞流時，在較小迎角時氣流就有可能在前緣產生分離，使翼型的氣動特性變壞。所以，為兼顧超聲速飛機的低速持性，目前低超聲速飛機的翼型形狀大都為圓頭對稱薄翼型。翼型的超聲速升力特性只取決于迎角α和Ma，與彎度、厚度無關；但是在計算波阻時，即使初步計算，彎度和厚度的影響也不能忽略。4.4.3.2升阻力的產生與計算由于超聲速飛機的機翼一般都采用對稱薄翼型，而且迎角很小。所以在計算時可以把它先看作一個平板，然后對它進行厚度修正。（1）平板翼型超聲速升阻力的產生當超聲速氣流以正迎角流過平板時（圖4-32），在上表面前緣，氣流繞外凸角流動，產生膨脹波（圖中用虛線表示）。氣流經過膨脹波后，以較大的速度沿平板上表面等速向后流去。在下表面前緣氣流相當于流過內凹角的壁面，方向內折，產生斜激波（圖中用實線表示）。氣流經過斜激波后，以較小的速度沿平板下表面向后流去。流至后緣，情況恰好相反，上表面產生后緣斜激波；下表面產生后緣膨脹波。氣流流過斜激波和膨脹波后，以同一方向同一速度流離平板。（2）平板翼型超聲速升力阻力特性理論和實驗都證明，平板翼型在超聲速小迎角條件下的升力系數、波阻系數（不計摩擦阻力系數）、升力線斜率隨Ma的變化關系，可用下式作近似計算。即（4-49）（4-50）（4-51）可見，當Ma大于1時，升力系數、阻力系數和升力線斜率均隨Ma的增大而減小。原因是，當Ma增大時，膨脹波和斜激波都要向后傾斜。其結果使得上表面膨脹波后的氣流壓力降低的比例減小，下表面斜激波后的氣流壓力升高的比例減小。即上下表面壓力差增加的程度，也就是升力和波阻增加的程度小于飛行速度的平方比例。若將升力和阻力仍看成與速度平方變化的話，升力系數和阻力系數必然減小。（3）對稱薄翼型超聲速升阻力的產生如圖4-34所示，在小迎角（迎角小于前緣內折角）下，超聲速氣流經過翼型前緣，相當于繞內凹角流動，產生兩道附體斜激波。超聲速氣流通過斜激波，方向偏轉到翼型前緣的切線方向，隨后沿翼型表面流動，這相當于繞外凸曲面流動，產生一系列膨脹波而連續(xù)膨脹加速。從翼型前緣發(fā)出的膨脹波，將與前緣激波相交，削弱激波使激波角減小，最后退化為弱擾動波。當上下翼面的超聲速氣流到達后緣時，由于上下氣流指向不一致（二者之差為后緣角），壓力也不相等，故產生兩道斜激波，使匯合后的氣流具有相同的指向和壓力。后緣激波延伸中，被翼面延伸出來的膨脹波削弱，最后變成弱擾動波。在正迎角下，下翼面比上翼面氣流轉折角大，激波強度強，波后Ma小，壓力大。因而上下翼面產生壓力差。壓力差總和垂直于遠方來流方向的分力，就是升力；而平行于遠前方來流方向的分力，就是波阻。（4）對稱薄翼型超聲速升阻力特性對稱薄翼型在小迎角條件下的升力系數和阻力系數，可按下式作理論計算。（4-52）從（4-52）式可以看出，對稱薄翼型超聲速空氣動力特性與平板型超聲速空氣動力特性僅差別在波阻系數上。即在翼型很薄，忽略厚度影響時，升力系數只取決于迎角和Ma，與翼型相對厚度無關。而相對厚度對波阻的影響卻不能忽略。由（4-52）兩式可以推導出下式（4-53）其中K是形狀修正系數，翼型形狀不同，K值也不同，雙弧形翼型，K=16/3；亞聲速對稱薄翼型，K=10~16。（4-53）式第一項為零升波阻系數，與翼型的形狀和相對厚度有關，而與升力無關，所以又叫厚度波阻系數。零升波阻也是廢阻力（即摩擦阻力、壓差阻力和干擾阻力三者之和，“廢”阻力是相對于因為產生升力而產生的誘導阻力而言的）的一部分。第二項稱為升致波阻系數，其大小與升力系數有關。由于升力而產生的阻力叫升致阻力，它包括誘導阻力和升致波阻。對稱薄翼型的壓力中心位于翼弦中間，并不隨飛行Ma變化。其他翼型的壓力中心位置，在超聲速階段也基本不隨Ma變化。這是因為在超聲速階段，翼型上下表面的局部激波均已移至后緣，局部超聲速區(qū)無法擴大，在Ma增大過程中，翼型上下表面各點的壓力均大致按同一比例變化，所以，壓力中心的位置也基本不隨Ma變化。4.4.4后掠翼和三角翼的高速氣動特性4.4.4.1后掠翼的亞聲速空氣動力特性根據理論計算，在亞聲速階段，后掠翼的升力系數斜率與展弦比的比值為（4-54）式中----機翼1/2弦線的后掠角，，由（4-54）式可以看出，在亞聲速階段，后掠翼的升力系數斜率同翼型一樣，隨Ma增大而增大。因為在此階段，由于空氣壓縮性的影響，隨Ma增加，每一剖面（翼型）升力系數斜率增大，因此機翼升力系數斜率增大。另外，在亞聲速階段，升力系數斜率還隨后掠角（）增大而減小，隨展弦比（）的增大而增大。因為當展弦比一定時，后掠角增大，它的垂直分速（Vn）減小，導致升力系數斜率減小；而當后掠角一定時，展弦比增大，翼尖渦對機翼上下表面均壓作用減弱，致使升力系數斜率增大。4.4.4.2后掠翼的跨聲速空氣動力特性（1）后掠翼的臨界馬赫數Macr空氣流過后掠翼時，其空氣動力特性主要取決于垂直分速，而垂直分速總是小于飛行速度的。所以，在翼型和迎角相同時，當飛行速度增大到平直機翼的臨界速度時，后掠翼上還不致于出現局部垂直分速等于局部聲速的等聲速點，即后掠翼的Macr比相同翼型平直翼的Macr大。后掠角越大，其垂直分速越小，Macr也相應越大。后掠翼的Macr可按下列公式估算（4-55）式中為前緣后掠角。例如=50，若平直翼的Macr為0.75，則后掠翼的Macr為計算結果表明，后掠翼的Macr比平直翼的Macr大得多。（2）后掠翼的跨聲速阻力特性飛行Ma超過Macr而進入跨聲速后，即產生波阻，使阻力系數開始急劇增加。但不同后掠角的后掠翼同平直翼相比，阻力系數隨Ma變化趨勢是不同的（圖4-35）。跨聲速階段，后掠角越大，同一Ma下的阻力系數小，阻力系數隨Ma的變化越緩和。這是因為后掠翼的空氣動力決定于有效分速Vn。有效分速引起的阻力Dn，與有效分速Vn方向一致，即垂直于機翼前緣。而飛機阻力則與飛行速度方向平行。所以，有效分速產生的阻力Dn，分解到平行于飛行速度方向的分力Dx，才是后掠翼的阻力。可見，即使后掠翼的有效分速Vn與平直翼的飛行速度相同時，后掠翼的阻力也小于平直翼的阻力。（3）后掠翼的跨聲速升力特性與平直翼相比，后掠翼的升力系數隨Ma的變化也比較緩和；后掠角越大，升力系數變化越緩和，如圖4-36所示。這是因為，一方面后掠翼的Macr比較大，使CL顯著增減對應的Ma增大；另一方面，CL在跨聲速階段的增減幅度比較小。只有當有效分速對應Ma（Man）同平直翼取得最大或最小升力系數的Ma相等時，后掠翼的CL才達到最大或最小。這時后掠翼的升力與平直翼處于最大或最小升力系數情況下的升力相等，但Ma卻比平直翼大得多，因此，折算出后掠翼的最大或最小升力系數值，要比平直翼小。即一定迎角下，后掠翼的CL隨Ma增減的幅度小。此外，由于翼根效應和翼尖效應的存在，后掠翼沿翼展各處的局部超聲速區(qū)和局部激波的產生發(fā)展不一致，導致個剖面CL的增減時機也各不相同，這也是造成后掠翼CL隨Ma變化緩和的原因。4.4.4.3后掠翼的超聲速氣動特性機翼邊界可分為前緣、后緣和側緣（圖4-37），超聲速飛行時后掠翼的空氣動力特性與其前后緣性質有關。空氣流過后掠翼或三角翼，如果來流相對于前緣的垂直分速（Vn）小于聲速（Man<1），則該前緣稱為亞聲速前緣；反之，Man>1，則該前緣為超聲速前緣。如果Man=1，則稱聲速前緣。同理，后緣也可按此劃分。對于后掠翼飛機和三角翼飛機來說，是超聲速前緣還是亞聲速前緣，取決于來流Ma和后掠角的大小，因為Man＝Macosx。例如，殲八飛機后掠角為60，當飛行Ma等于2時，Man＝Macosx＝1，為聲速前緣；Ma<2時，Man<1，為亞聲速前緣；只有當Ma>2時，Man>1，機翼才為超聲速前緣。4.4.4.4三角翼的跨聲速和超聲速空氣動力特性空氣以超聲速流過三角翼，對于前緣圓鈍的翼面，在亞聲速前緣情況下，氣流仍是從前緣下表面的駐點開始分為上下兩股。一股繞過前緣流向上表面，流速增大，吸力增大，前緣附近的吸力很高；另一股在下表面駐點附近，流速減慢，壓力增大。因此，在機翼前緣附近上下表面的壓力差較大（圖4-38）。在超聲速前緣情況下，空氣流至前緣，突然減速，產生前緣激波。因而機翼前緣附近上下表面的壓力差是均勻分布，如圖4-39所示。由于三角翼一般都是具有大后掠角小展弦比的特點，因此，無論是在超聲速前緣情況下還是在亞聲速前緣情況下，其升力系數和升力系數斜率都是比較小的。對于大后掠角小展弦比的三角翼而言，因為Macr較大，所以阻力系數在更大的Ma下才開始增長。阻力系數增長的趨勢也比較緩和，最大阻力系數也比較小，如圖4-40所示。具有大后掠角小展弦比的三角翼，其最大阻力系數，是在Ma大于1而又屬于亞聲速前緣的情況下，才會出現。某機的零升阻力系數隨Ma的變化，如圖4-41所示。4.5飛機的增升與減阻裝置對于飛機設計來說，增升和減阻是兩大永恒主題。它們的每一次重大突破，都會對飛機性能帶來顯著提升。4.5.1襟翼及其增升原理隨著飛機飛行性能的提高，特別是飛行速度的加快，產生的一個副作用是起飛和著陸速度也提高了，滑跑距離加長。這是機翼面積減小的結果。由于面積較小，在起飛和著陸階段，即使最大限度地增加迎角，升力仍然不夠。如果增加機翼面積，最大飛行速度又會因此而降低。因此，機翼面積一定的飛機不能很快協(xié)調高速和低速的矛盾，即不能同時滿足高、低速度的不同要求。另外，普朗特邊界層理論指出，飛機機翼的迎角大于臨界值，會造成氣流分離，升力急劇減小，從而導致失速。對軍用飛機來說，這意味著機動性能差，對民用飛機來說，帶來了不安全因素。這些問題的出現，要求從理論和設計上給出解決辦法。理論上有4個增加升力的途徑：（1）改變機翼剖面形狀，增加翼型的彎度；（2）增加機翼面積；（3）控制機翼上的邊界層，推遲或避免氣流分離；（4）在環(huán)繞機翼的氣流中，增加一股噴氣氣流。增升的第一種有效的技術途徑是采用襟翼（flaps）。襟翼的增升效果十分明顯，同樣迎角下，升力系數增加明顯（圖4-42）。因此，襟翼在固定翼飛機上得到了廣泛應用，且逐漸發(fā)展出一個龐大的襟翼家族，統(tǒng)稱增升裝置。4.5.1.1襟翼增升原理與類型襟翼是裝在機翼前緣或后緣的可動翼片。在正常狀態(tài)下，它與機翼連為一體，可看作是機翼的一部分。在起飛或著陸等狀態(tài)下，可通過機械操縱襟翼偏轉或滑動伸出，使機翼的形狀和大小發(fā)生變化。各種襟翼增加升力的原理不同，有的是改變機翼的彎度；有的是增加機翼面