臨界速度、臨界馬赫數(shù)、局部激波和激波分離主講人：徐峰《飛行原理》目錄contents01.臨界馬赫數(shù)和臨界速度02.局部激波和激波分離臨界馬赫數(shù)和臨界速度飛機(jī)飛行時(shí)，流過機(jī)翼表面各處的氣流速度并不等于飛機(jī)的飛行速度，在正迎角的情況下，流過機(jī)翼上翼面的氣流被加速，在翼型最大厚度點(diǎn)的附近，壓力最低點(diǎn)處，流速達(dá)到最大。在最大速度點(diǎn)處溫度也最低，聲速也最小。臨界馬赫數(shù)和臨界速度所以，該點(diǎn)處的局部馬赫數(shù)是流場中最大的。隨著飛機(jī)飛行速度的不斷提高，該點(diǎn)處的局部氣流速度越來越高，局部聲速越來越低，局部馬赫數(shù)也越來越大。當(dāng)飛機(jī)飛行馬赫數(shù)小于1時(shí)，該點(diǎn)處的局部氣流速度就可能達(dá)到了該處的局部聲速，局部馬赫數(shù)達(dá)到了1，形成了等聲速點(diǎn)。此時(shí)，飛機(jī)飛行的馬赫數(shù)就叫做臨界馬赫數(shù)，飛機(jī)飛行的速度就叫做臨界速度。局部激波和激波分離1局部激波當(dāng)飛機(jī)飛行速度達(dá)到臨界速度之后，在機(jī)翼上翼面最大厚度點(diǎn)附近形成了等聲速點(diǎn)，隨著飛行速度繼續(xù)提高，上翼面上等聲速點(diǎn)逐漸增加，在上翼面出現(xiàn)了小小的超聲速區(qū)域。隨著飛行速度的進(jìn)一步提高，超聲速氣流加速向后流動(dòng)，而前面的等聲速點(diǎn)又繼續(xù)增加，這樣超聲速區(qū)域進(jìn)一步向前后擴(kuò)大，超聲速區(qū)域內(nèi)Ma數(shù)更大，壓力更小。局部激波和激波分離在下圖中，用點(diǎn)畫線表示超聲速區(qū)域和亞聲速區(qū)域的分界線，點(diǎn)畫線上各點(diǎn)是等聲速點(diǎn)。在機(jī)翼的上翼面形成局部的超聲速區(qū)，而在超聲速區(qū)后面的氣流仍為亞聲速氣流。亞聲速氣流靜壓較大，對(duì)超聲速氣流形成反壓，當(dāng)流動(dòng)條件使超聲速氣流必須由低壓區(qū)進(jìn)高壓區(qū)時(shí)，在超聲速和亞聲速流動(dòng)之間形成正激波，使超聲速氣流通過正激波減速增壓，以突變的形式轉(zhuǎn)變?yōu)閬喡曀贇饬?。這個(gè)正激波就是局部激波。局部激波和激波分離由于局部激波后面氣流的壓力高于激波前面氣流的壓力，形成了很大的逆壓梯度，對(duì)附面層內(nèi)流體的流動(dòng)產(chǎn)生附加的阻力，使附面層內(nèi)流體的流速降低。當(dāng)局部激波達(dá)到一定的強(qiáng)度時(shí)，會(huì)在附面層內(nèi)產(chǎn)生倒流，并在向后流動(dòng)的氣流沖擊下形成旋渦。這種在局部激波作用下形成的附面層分離，就叫做激波誘導(dǎo)附面層分離。局部激波和激波分離2激波分離局部激波和激波分離附面層分離會(huì)在機(jī)翼后部生成渦流區(qū)，使機(jī)翼后緣的壓力減小，機(jī)翼前緣和機(jī)翼后緣的壓力差增大，形成了附加的壓差阻力。所以，一旦飛機(jī)的飛行速度超過臨界速度，就會(huì)在機(jī)翼上表面出現(xiàn)局部超聲速區(qū)和局部激波，局部激波不但對(duì)氣流的流動(dòng)產(chǎn)生很大的阻力，而且和附面層相