第7章 超音速翼型和机翼的气动特性(2)

超音速翼型气动力特性研究摘要:本文研究方程为0.3(1)zx x =±-的轴对称超音速翼形在马赫数为2，攻角分别为0°，2°情形下的气动力特性，基于对翼型进行离散化处理得到该翼型的物理参数及气动力的近似解，并逐步减小空间步长x ∆来提高解的精度。

在步长数分别为5、20、50及攻角为0°、2°的条件下，计算求得翼型头部斜激波后的流动参数，并由此求解各分区相应参数，列出：表面压力Cp 分布曲线Cp －x ，及表面密度、温度分布曲线ρ/ρ∞-x 、T/T ∞-x 。

在不同条件下得出的轴向力Ca 、法向力Cn 、升力Cl 、阻力Cd 及绕头部顶点俯仰力矩Cm 的表格。

最终分析了编程计算的准确性与精度，分析了压力系数、温度、密度沿该翼型的分布特性，并分析了不同攻角对该翼型气动特性的影响。

问题描述已知方程为0.3(1)zx x =±- 的薄翼形，求该翼型在来流马赫数为2，攻角分别为0°，2°情形下的受力情况。

对x 范围（0，1）内分别按5等份、20等份和50等份进行离散计算，得到表面压力Cp 分布曲线Cp －x ，表面密度、温度分别曲线ρ/ρ∞、T/T ∞ 。

计算得出出轴向力Ca 、法向力Cn 、绕头部顶点俯仰力矩Cm 及升力Cl 、阻力Cd 。

计算方案:（一）计算思路：超音速来流以一定攻角遇到类似于楔形体的机翼前缘，在上下面都有可能产生附体斜激波，要是攻角过大也有可能不产生附体斜激波，这里首先需要根据斜激波的θβ-关系曲线图来作出判断。

经判断，如果顶点处产生斜激波，即使用斜激波前后的马赫数、密度、温度、压强计算公式计算出顶点斜激波后的各项物理参数。

接着，根据翼型的形状可知，气流在通过膨胀波之后会经过一系列的向外的转折角，根据普朗特-迈耶膨胀波理论，超音速气流经过每一个折角都会产生膨胀波。

根据数值计算的基本原理，计算机不能处理连续曲线上随x值变化而连续变化的折角，所以在计算之前必须对翼型的几何结构进行离散化处理。

超声速翼型和亚声速翼型的气动特性总负责：祝恺辰（071450704）组员：辛宏宇(071450703)超声速和亚声速翼型不同的主要原因是超声速翼型需承受激波阻力。

激波超声速气体中的强压缩波。

微扰动（如弱压缩波）的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应。

经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。

压强的跃升产生可闻的爆响。

如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。

理想气体的激波没有厚度，是数学意义的不连续面。

实际气体有粘性和传热性，这种物理性质使激波成为连续式的，不过其过程仍十分急骤。

因此，实际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自由程的某个倍数，波前的相对超音速马赫数越大，厚度值越小。

一、超音速薄翼型翼型作亚声速运动和超声速运动时，对气流的扰动有很大不同根据动量定律，向前流出的气体将给翼型一个像后的反作用力，它有一个阻力分量；而从控制面向后流出的气流对翼型有一个推力分量；同理，向前流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。

而向后流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。

从控制面垂直进出的流动不会是翼使翼型承受阻力或是推力。

这样，在无粘性流体中作亚胜诉流亚声速扰动无界原子弹爆炸形成的蘑菇云也是一种激波超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后半部膨胀，扰动均沿着波德传播方向即垂直于马赫波动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声速翼型将承受阻力，这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。

超声速流动中，绕流物体产生的激波阻力大小与物体头波钝度有着密切的关系。

由于钝物的绕流将产生离体激波，激波阻力大；而尖头体的绕流将产生附体激波，激波阻力小。

因此，对于超声速翼型，前缘最好作成尖的，如菱形、四边形、双弧形。

但是对于超声速飞机，总是要经历起飞和着陆的低速阶段，尖头翼型在低速绕流时，较小迎角下气流就要发生给力，是翼型的气动特性能变坏。

为此，为了兼顾超声速飞机的低速特性，目前低超声速的翼型，其形状都采用小圆头的对称薄翼。

研究超音速飞行器的气动特性和空气动力学性能超音速飞行器是一种飞行速度高于音速的飞行器，通常被用于军事和民用领域。

超音速飞行器的气动特性和空气动力学性能是影响其飞行安全和性能的重要因素之一。

本文将深入，分析其对飞行器飞行行为的影响。

首先，超音速飞行器的气动特性主要包括气动外形设计、机翼布局、气动力学参数等方面。

气动外形设计是影响超音速飞行器气动特性的关键因素之一，不同的外形设计会对飞行器的空气动力学性能产生重要影响。

例如，流线型的外形设计可以减小飞行器的阻力，提高其超音速性能；而不合理的外形设计可能导致飞行器出现空气动力学失速等问题，影响飞行器的飞行稳定性和控制性能。

其次，超音速飞行器的空气动力学性能主要包括升力、阻力、气动力矩等方面。

升力是飞行器飞行过程中产生的垂直向上的力，可以支撑飞行器的重量，使其脱离地面并保持飞行姿态稳定。

在超音速飞行器的设计中，如何有效地提高升力并减小阻力是提高飞行性能的关键问题之一。

同时，气动力矩也是影响飞行器姿态稳定性的重要因素，良好的气动力矩设计可以保证飞行器在飞行中保持良好的姿态控制。

此外，超音速飞行器的空气动力学性能还受到飞行速度、高度、气流条件等外部环境因素的影响。

在不同的飞行速度和高度下，飞行器所受到的空气流动条件会发生变化，从而影响飞行器的气动特性和空气动力学性能。

因此，超音速飞行器的设计和性能评估需要考虑到实际飞行条件下的气动特性和空气动力学性能，以保证飞行器在设计工作范围内具有良好的飞行性能和飞行安全性。

梳理一下本文的重点，我们可以发现，通过深入研究超音速飞行器的气动特性和空气动力学性能，我们可以更好地理解超音速飞行器的设计原理和飞行特性，为超音速飞行器的设计、制造和运行提供重要的理论基础和技术支持。

在未来的研究中，我们可以进一步深入探讨超音速飞行器的气动特性和空气动力学性能，在实际飞行试验和仿真模拟中验证研究成果，为超音速飞行器的发展和应用做出更大的贡献。

超声速翼型和亚声速翼型的气动特性总负责：祝恺辰（071450704）组员：辛宏宇(071450703)超声速和亚声速翼型不同的主要原因是超声速翼型需承受激波阻力。

激波超声速气体中的强压缩波。

微扰动（如弱压缩波）的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应。

经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。

压强的跃升产生可闻的爆响。

如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。

理想气体的激波没有厚度，是数学意义的不连续面。

实际气体有粘性和传热性，这种物理性质使激波成为连续式的，不过其过程仍十分急骤。

因此，实际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自由程的某个倍数，波前的相对超音速马赫数越大，厚度值越小。

一、超音速薄翼型翼型作亚声速运动和超声速运动时，对气流的扰动有很大不同根据动量定律，向前流出的气体将给翼型一个像后的反作用力，它有一个阻力分量；而从控制面向后流出的气流对翼型有一个推力分量；同理，向前流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。

而向后流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。

从控制面垂直进出的流动不会是翼使翼型承受阻力或是推力。

这样，在无粘性流体中作亚胜诉流亚声速扰动无界原子弹爆炸形成的蘑菇云也是一种激波超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后半部膨胀，扰动均沿着波德传播方向即垂直于马赫波动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声速翼型将承受阻力，这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。

超声速流动中，绕流物体产生的激波阻力大小与物体头波钝度有着密切的关系。

由于钝物的绕流将产生离体激波，激波阻力大；而尖头体的绕流将产生附体激波，激波阻力小。

因此，对于超声速翼型，前缘最好作成尖的，如菱形、四边形、双弧形。

但是对于超声速飞机，总是要经历起飞和着陆的低速阶段，尖头翼型在低速绕流时，较小迎角下气流就要发生给力，是翼型的气动特性能变坏。

为此，为了兼顾超声速飞机的低速特性，目前低超声速的翼型，其形状都采用小圆头的对称薄翼。

航空器的气动特性与优化设计在现代航空领域，航空器的性能和安全性在很大程度上取决于其气动特性和优化设计。

气动特性是指航空器在空气中运动时所受到的空气动力的特性，而优化设计则是为了实现更出色的气动性能、提高飞行效率和安全性。

让我们先了解一下什么是航空器的气动特性。

简单来说，当航空器在空气中飞行时，空气会对其产生各种力和力矩，比如升力、阻力、俯仰力矩、偏航力矩和滚转力矩等。

升力是让航空器能够克服重力飞起来的关键力量，它通常产生于机翼的上下表面压力差。

而阻力则是阻碍航空器前进的力量，包括摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力等。

机翼的形状对于气动特性有着至关重要的影响。

常见的机翼形状有平直翼、后掠翼、前掠翼等。

平直翼结构简单，低速性能好，但高速时阻力较大。

后掠翼在高速飞行时能有效减小阻力，提高飞行速度。

前掠翼则具有更好的机动性，但在结构和材料方面要求较高。

除了机翼，机身的形状也会影响气动特性。

一个流线型的机身可以减少空气的阻力，提高飞行效率。

另外，发动机的安装位置、进气道和尾喷管的设计等，都会对航空器的气动性能产生影响。

了解了气动特性，接下来谈谈优化设计。

优化设计的目标是在满足各种约束条件的前提下，尽可能地提高航空器的性能。

这包括减小阻力、增加升力、提高稳定性和操纵性等。

在优化设计过程中，数值模拟是一种非常重要的手段。

通过计算机软件，可以对航空器的流场进行模拟和分析，从而预测其气动性能。

设计师可以根据模拟结果对设计进行调整和改进。

风洞试验也是不可或缺的环节。

在风洞中，航空器模型可以接受不同风速和气流条件的测试，获取准确的气动数据。

这些数据对于验证和改进设计具有重要的意义。

另外，材料的选择也对气动特性和优化设计有影响。

轻质高强的材料不仅可以减轻航空器的重量，提高燃油效率，还能在一定程度上改善气动性能。

在实际的优化设计中，需要综合考虑多个因素。

比如，在追求高速性能的同时，也要保证低速时的起降性能；在提高升力的同时，要注意控制阻力的增加；在增强机动性的同时，要确保稳定性不受影响。