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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。
飞机机翼的气动特性研究与优化设计在航空工程领域，飞机机翼的气动特性研究与优化设计是一项重要的工作。
机翼的气动特性直接影响着飞机的飞行性能和安全性。
本文将对飞机机翼的气动特性进行研究，并提出优化设计方案，以期提高飞机的性能和安全性。
一、气动力学基础在开始研究飞机机翼的气动特性之前，我们首先需要了解一些气动力学基础知识。
气动力学是研究空气与物体运动相互作用的科学，而飞机机翼则是在飞行中扮演着至关重要的角色。
机翼产生升力和阻力是其最基本的气动特性。
升力使飞机能够克服重力并维持在空中飞行，而阻力则是抵抗飞机前进的力量。
除此之外，机翼的升阻比、失速特性、气动操纵特性等也是需要研究与优化的关键要素。
二、机翼气动特性研究方法为了研究飞机机翼的气动特性，科学家和工程师们采用了多种研究方法。
其中，数值模拟、风洞试验和实际飞行测试是最常见的方法。
1. 数值模拟数值模拟是通过计算机模拟飞机在各种飞行状态下与空气之间的相互作用，从而得出机翼的气动特性。
数值模拟方法可以节省时间和成本，并且可以对各种参数进行敏感性分析，提供了许多有价值的信息。
2. 风洞试验风洞试验是通过在实验室里建立一个人工流体环境，模拟飞机在真实空气中的飞行情况。
利用风洞试验可以获得具体的数据和图像，并验证数值模拟的准确性。
3. 实际飞行测试实际飞行测试是验证数值模拟和风洞试验结果的最终步骤。
通过在真实飞行中对机翼的气动特性进行观测和测量，可以对研究结果进行验证和修正。
三、飞机机翼气动特性的优化设计了解了机翼的气动特性研究方法后，我们可以开始讨论如何进行机翼的优化设计。
机翼的优化设计旨在减小阻力、提高升力，并尽量降低飞机的空气阻力。
1. 翼型设计翼型的选择对机翼的气动特性有着重要的影响。
不同的翼型具有不同的升阻比、失速速度和气动操纵特性。
通过翼型的优化设计，可以在提高升力的同时减小阻力，提高整体飞行性能。
2. 翼展与梢加载荷分布翼展和梢加载荷分布也是影响机翼气动特性的关键因素。
高超声速飞行的气动热特性分析在现代航空航天领域，高超声速飞行技术正逐渐成为研究的焦点。
高超声速飞行是指飞行器的速度超过 5 倍音速，在这种极端条件下，气动热问题成为了制约飞行器性能和安全性的关键因素。
当飞行器以高超声速飞行时，空气与飞行器表面之间的剧烈摩擦会产生大量的热量，导致飞行器表面温度急剧升高。
这种高温不仅会对飞行器的结构材料造成严重的损伤，还会影响飞行器的气动特性和飞行性能。
首先，来看看高超声速飞行中的热流分布特点。
在飞行器的前端，如机头、机翼前缘等部位，由于空气受到强烈的压缩和阻滞，热流密度极高，形成所谓的“热斑”区域。
而在飞行器的侧面和后缘，热流密度相对较低，但整体的热量累积仍然不容忽视。
飞行器的外形设计对气动热特性有着显著的影响。
尖锐的前缘可以有效地减少激波的强度，从而降低热流的产生。
而光滑的表面有助于减少气流的分离和摩擦，降低热量的生成。
例如，采用流线型的外形能够减少空气阻力，同时也能在一定程度上降低气动加热的程度。
材料的选择在应对高超声速气动热问题中至关重要。
传统的金属材料在高温下容易软化甚至熔化，无法满足高超声速飞行的要求。
因此，新型的耐高温材料，如陶瓷基复合材料、碳/碳复合材料等，逐渐成为研究和应用的热点。
这些材料具有出色的耐高温性能和机械强度，能够在极端的热环境中保持稳定。
高超声速飞行中的气动热还会引起气流的化学变化。
高温使得空气中的分子发生解离和化学反应，产生新的物质和能量传递过程。
这进一步增加了气动热问题的复杂性，需要在理论分析和实验研究中加以考虑。
在实验研究方面，风洞试验是研究高超声速气动热特性的重要手段。
通过在风洞中模拟高超声速飞行的条件，可以测量飞行器表面的热流、温度等参数，为理论分析和数值模拟提供验证数据。
然而，风洞试验也存在一些局限性，比如难以完全模拟真实的飞行环境和长时间的加热过程。
数值模拟在高超声速气动热研究中发挥着越来越重要的作用。
通过建立数学模型和运用计算流体力学（CFD）方法，可以预测飞行器在高超声速飞行时的气动热分布和流场特性。
飞行器的气动特性分析随着科技的不断发展和进步，人们对飞行器的需求也越来越高。
一个好的飞行器需要具备很多的特性，其中最为重要的就是气动特性。
气动特性是指飞行器在空气中运动时所表现出来的气动学性能，包括飞行器的起飞、飞行、着陆、机动等方面。
因此，对于飞行器的气动特性进行分析和研究，对于提高飞行器性能具有至关重要的作用。
一、气动特性的基本概念1.升力和阻力升力是指飞行器所受到的向上的支撑力，其大小与飞行器速度、翼面形状、横截面积、气动表面的粗糙度和攻角等因素有关。
阻力是指飞行器在飞行过程中所受到的阻碍其前进的力，其大小与飞行器速度、横截面积、气动表面的粗糙度、来流速度、攻角等因素有关。
2.滚转、俯仰、偏航滚转、俯仰和偏航是飞行器的三个主要姿态。
滚转是指飞行器绕其纵轴旋转；俯仰是指飞行器绕其横轴旋转；偏航是指飞行器绕其垂直于翼面的轴旋转。
3.稳定性和控制性稳定性是指飞行器在保持飞行方向时所表现出来的稳定性能力。
控制性是指飞行员通过操作操纵杆和脚踏板对飞行器进行控制的能力。
二、影响气动特性的因素1.气动表面的粗糙度气动表面的粗糙度会对飞行器的阻力产生影响。
粗糙表面会带来更多的湍流，从而增加阻力，降低飞行器的速度和升力。
2.来流速度来流速度越大，产生的升力和阻力也越大。
同时，来流速度还会对飞行器的稳定性和控制性产生影响。
3.攻角攻角是指飞行器的机翼与来流方向之间的夹角。
攻角越大，产生的升力和阻力也越大。
同时，攻角还会对飞行器的气动稳定性产生影响。
4.翼面形状翼面形状是指机翼的形状和尺寸。
不同的翼面形状会对飞行器的升力、阻力和稳定性产生影响。
5.横截面积横截面积是指飞行器横截面上的面积。
横截面积越大，飞行器所受到的阻力也越大。
6.气流湍流度湍流程度越高，对飞行器气动特性影响就越大。
湍流可能会降低飞行器的稳定性，影响飞行器的控制性。
三、气动特性分析的技术手段1.实验方法实验方法是通过实验手段对飞行器的气动特性进行测试和分析。
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。
