10.1 高速气流特性
流体动力学中的高速气体流动
流体动力学中的高速气体流动1. 引言流体动力学是研究流体的力学性质和运动规律的科学领域。
在工程领域中，流体动力学被广泛应用于高速气体流动的研究。
高速气体流动是指在常温、常压下，气体在较高速度下的流动现象。
高速气体流动具有复杂的物理特性和运动规律，对于工程设计和研究具有重要意义。
本文将介绍在流体动力学中研究高速气体流动的基本原理、数值模拟方法和实验技术等内容。
2. 高速气体流动的基本原理2.1 高速气体流动的特点在高速气体流动中，气体的运动速度远超过声速，压力、温度和密度等物理量的分布变得非常复杂。
高速气体流动具有以下特点：•高速气体流动中，气体的压力和温度分布受到湍流和激波等非定常现象的影响，流动场呈现出不稳定性和不可逆性；•高速气体流动会引起气体的压缩和加热，从而导致压力和温度的非均匀性；•高速气体流动中，气体的速度梯度大，会导致产生剧烈的湍流和分离现象。
2.2 高速气体流动的数学模型研究高速气体流动时，可以采用Navier-Stokes方程组作为基本数学模型。
Navier-Stokes方程组描述了气体在空间中的流动性质和动力学规律。
对于高速气体流动，需要考虑以下一些额外的物理过程：•气体的物理性质随着温度的变化而变化，需要采用物性关系来描述气体的状态方程；•高速气体流动中，湍流的发生和发展对于流动场的影响非常显著，需要考虑湍流模型的引入；•高速气体流动会产生激波和压缩波等非定常现象，需要考虑定常化条件或采用非定常模拟方法。
2.3 高速气体流动的基本参数在研究高速气体流动时，需要考虑一些基本的参数来描述流动的特性和性质：•马赫数（Mach number）：表示气体流速与声速之比，是衡量流动速度的重要参数；•静温（static temperature）：指气体在流动前、流动中的温度，是影响气体性质和压力分布的重要因素；•静压（static pressure）：表示气体在流动前、流动中的压力，是衡量气体压力分布的重要参数；•总压（stagnation pressure）：表示气体在流动中的压力，即气体受到压缩和加热后的压力。
高速飞行器的气动特性与结构设计研究
高速飞行器的气动特性与结构设计研究随着工业技术和社会经济水平的不断发展，人们对飞行器性能的要求越来越高。
高速飞行器的研究和设计成为了当前航空技术研究中的热点之一。
本文将从气动特性和结构设计角度探讨高速飞行器的研究现状和未来发展趋势。
一、高速飞行器的气动特性分析高速飞行器的气动特性是直接影响其性能和安全的关键因素之一。
在高速飞行中，飞行器所受到的气动力会随着速度的变化而不断发生变化。
因此，研究高速飞行器的气动特性对于提高其飞行性能和安全性具有重要意义。
1. 高速飞行器的流场特性高速飞行器在飞行过程中所受到的气动力是由飞行器周围的气流作用所产生的。
因此，研究高速飞行器周围的流场特性是了解其气动特性的关键所在。
目前，对于高速飞行器流场特性的研究主要依靠计算流体力学（CFD）的数值模拟技术。
该技术可以精确的模拟出高速飞行器所受到的流场特性，为下一步的研究提供基础和指导。
2. 高速飞行器的气动力学性能高速飞行器的气动力学性能是指其所受到的气动力大小和方向的变化情况。
在高速飞行过程中，由于气动力的变化会导致飞行器产生剧烈的姿态变化，给飞行带来很大的风险。
因此，研究高速飞行器的气动力学性能，对于提高其安全性和飞行性能具有重要意义。
二、高速飞行器的结构设计分析高速飞行器的结构设计是保证其安全飞行和良好性能的前提。
合理的结构设计不仅可以提高飞行器的刚度和强度，还可以减小其重量和阻力，提高其速度和性能。
因此，研究高速飞行器的结构设计对于提高其性能和安全性具有重要意义。
1. 材料选用高速飞行器所需要的材料必须具有高强度、高刚度、高耐热性和高耐腐蚀性等特点。
当前，常用的材料包括碳纤维、钛合金和复合材料等。
这些材料不仅可以满足高速飞行器对于机体材料的要求，还可以减小飞行器自重，提高其速度和性能。
2. 翼型设计高速飞行器的翼型设计是保证其飞行性能和阻力的关键因素之一。
目前，常用的翼型设计包括矩形翼、梯形翼和翼面泵等。
这些设计不仅可以减小飞行器的阻力，还可以提高其飞行速度和升力系数。
高速水流 科学名词
高速水流科学名词高速水流是指因流速较高而出现空化、掺气、冲击波、强烈脉动等一种或多种特殊现象的水流。
出现高速水流现象的界限流速，随水流条件、边界条件以及不同特殊现象等因素而变。
空化液体内局部压强降低时，液体中未溶微气泡（空化核）迅速长大而形成空泡的现象。
天然液体中都含有空化核，高速水流可导致液体局部压降而形成空化。
空化状态可用空化数σ描述，其表达式为：式中p∞及υ∞分别为来流压强及流速；ρ为液体密度；pv为相应液体温度下的饱和蒸汽压强。
临界状态时的空化数称临界空化数σcr它又可分为初生空化数σi（未空化过渡到出现空化的临界状态）及消失空化数σd（已空化过渡到空化消失的临界状态)。
临界空化数随流动的边界条件等而异。
对于平顺光洁的边界，临界空化数较小。
当水流的空化数σ与相应流动边界的临界空化数σcr相比较后，即可判明空化是否发生。
σ≤σcr，发生空化；σ>σcr，不发生空化。
水流发生空化后,若下游动水压强升高,则空化消失，空泡溃灭，并形成极高的冲击压强。
若空泡在固体边界附近溃灭,高压冲击招致材料的剥蚀损坏,则称为空蚀。
空化还会招致振动、噪声和机械效率降低等后果。
空化现象于20世纪初最先在船舶螺旋桨中发现，30年代后在高水头泄水建筑物中大量呈现。
在设计高水头泄水建筑物时，要注意避免过低的局部压降而出现空化，可在可能出现的空化区通入空气以缓冲空泡溃灭时的冲击，减免对边界材料的空蚀破坏。
掺气高速明渠水流的水、气界面附近向水体中自动掺入空气的现象。
掺气水流为气、液两相流，常发生在陡槽及溢流高坝的泄流中。
水流掺气的成因，主要有表面波破碎而招致掺气及紊流边界层发展到水面而形成掺气等两种观点。
前者把水流自由表面的掺气看成是波浪现象。
当流速足够大时，导致水流表面波浪破碎，从而卷入空气。
后者认为水流掺气是水质点高度紊动的结果。
由于水流表面的紊动，使水质点的动能足以克服表面张力而跃离水面；水滴下落时卷入的空气，又因水流内部的紊动而挟入水面下一定深度。
飞机原理与构造第四讲_高速空气动力学基础(优.选)
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高速气流的特性
空气压缩性与音速a的关系
a dp
d
a 39 t 273 海里/小时
a 20.1 t 273 公里/小时
音速与传输介质的可压缩性相关，在空 气中，音速大小唯一取决于空气的温度，温 度越低，空气越易压缩，音速越小。
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高速气流的特性
亚音速、等音速和超音速的扰动传播
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高速气流的特性
空气的压缩性与飞行速度的关系
在大速度情况下，气流速度变化引起空气密度的变
化显著增大，就会引起空气动力发生额外的变化，甚至 引起空气动力规律的改变，这就是高速气体特性所以区 别于低速气流根本点。
飞行速度
200 400 600 800 1000 1200
空气密度增加的百分比 1.3% 5.3% 12.2% 22.3% 45.8% 56.6%
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激波前后气流参数变化 28
激波与膨胀波 激波实例
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激波与膨胀波 激波实例
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激波与膨胀波
激波
由于激波前后压力差相当大(例如，飞行速度为每小 时1800公里，激波后面的压力会比激波所压力提高1.39大 气压每平方米，将增大139000牛顿的空气压力)。
压力减小 收缩的流管 流速增大 密度不变
温度不变
压力减小
压力增大
流速增大 密度减 流速减小 密度增大
小
温度降低
温度升高
压力增大 扩张的流管 流速减小 密度不变
温度不变
压力增大
压力减小
流速减小 密度增 流速增大 密度减小
空气动力学与飞行原理课件：高速气流特性
上世纪为制造飞三马赫数飞行的飞机，前苏联选用 不锈钢建造米格25，美国人选用钛合金建造SR71
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贰 目录
一、
空气的压缩性
二、
激波
6
贰 激波 激波简介
飞机以超音速飞行时，沿途的空气来不及让开，物 体与空气骤然相遇，空气突然遭受强烈压缩，形成一个 强烈的扰动。（事先无影响）
扰动锥前后即受扰动空气与尚未受到扰动的空气之 间有一个压力、密度、温度等参数都相差很大的分界面， 这个分界面叫激波。
1200 56.6%
4
壹 空气的压缩性 与温度的关系
空气本身温度越高，越不易被压缩。 这种现象是空气分子热运动影响的结 果。温度越高，空气分子的整运动速度越 大，在外界压力改变量相同的条件下，体 积变化小，密度变化也较小、空气压缩性 较少。气体温度越高，它抵抗外界压缩的 能力越强，越难压缩。 空气密度是否容易变化，与温度有很 大的关系。
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2
斜激波
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在大速度情况下，气流速度变化引起空气密度的变化显著增大，就会引起空气 动力发生额外的变化，甚至引起空气动力规律的改变，这就是高速气体特性所以区 别于低速气流根本点。
飞行速度 空气密度增加的百分比
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空气密度随飞行速度变化的关系
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膨胀波产生的特点： 1.超声速来流为定常二维流动,在壁面折转处必定产生一扇型膨胀波组，此扇型膨胀波是有 无限多的马赫波所组成。 2.经过膨胀波组时，气流参数是连续变化的，其速度增大，压强、密度和温度相应减小,流 动过程为绝热等熵的膨胀过程。 3. 气流通过膨胀波组后，将平行于壁面OB流动。 4. 沿膨胀波束的任一条马赫线，气流参数不变，固每条马赫线也是等压线。而且马赫线是 一条直线。 5. 膨胀波束中的任一点的速度大小仅与 该点的气流方向有关。
高速飞行器气动力学特性研究
高速飞行器气动力学特性研究高速飞行器是一种具有超音速、高超音速或超高音速特性的飞行器，在现代军事和航空领域扮演着重要的角色。
为了保证高速飞行器的飞行安全和性能表现，对其气动力学特性进行深入研究是必不可少的。
本文将介绍高速飞行器气动力学特性的研究内容和方法。
一、高速飞行器气动力学基础知识在研究高速飞行器的气动力学特性之前，我们需要了解一些基本概念和原理。
首先，气动力学是研究物体在流体中运动时所受力学和热力学的学科。
而高速飞行器则是在高速条件下运动的飞行器。
在高速飞行器气动力学研究中，我们需要考虑以下几个方面的内容：1. 空气动力学表征空气动力学是研究飞行器在空气中受到力的学科，包括升力、阻力、侧向力和推力等。
在高速条件下，空气动力学表征会受到气动力系数、Mach数等因素的影响。
2. 迎风面和侧面风压分布飞行器在高速运动中，由于气流的影响，其迎风面和侧面压力会发生分布不均的情况。
通过研究风压分布情况，可以得到飞行器受到的气动力分布情况。
3. 稳定性和操纵特性对于高速飞行器来说，稳定性和操纵特性是至关重要的。
通过研究飞行器的稳定性和操纵特性，可以对其机动性和飞行特性进行评价和优化。
4. 气动热力学特性由于高速飞行器在高速飞行过程中会产生大量的气动加热现象，因此需要考虑其气动热力学特性，包括空气离子化、气动热效应等。
二、高速飞行器气动力学特性研究方法为了研究高速飞行器的气动力学特性，研究者们采用了多种方法和手段，包括实验和数值模拟等。
以下是一些常用的研究方法：1. 实验方法实验方法是最直观和有效的研究方法之一。
研究者们可以通过风洞实验等手段来模拟高速飞行器在不同气动条件下的飞行状况。
通过实验数据的采集和分析，可以得到高速飞行器在不同速度和姿态下的气动力学特性。
2. 数值模拟方法数值模拟方法是一种依靠计算机模拟高速飞行器气动力学特性的方法。
研究者们可以通过数值计算方法，利用数学模型和流体力学原理，预测和分析高速飞行器在不同飞行条件下的气动力学特性。
高速空气动力特性PPT资料优秀版
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Aircraft Maintenance Engineering Teaching Resource Lib气动力特性
研究考虑空气压缩性时的空气动力特性，包括： 翼型亚声速空气动力特性（无超声速区）； 翼型亚声速空气动力特性（无超声速区）；
第翼三型节 跨声飞速机空的气高动速力空特气性动（力局特部性超声速区）； 第三节 飞机的高速空气动力特性
翼型跨声速空气动力特性（局部超声速区）； 第翼三型节 亚声飞速机空的气高动速力空特气性动（力无特超性声速区）；
第三节 飞机的高速空气动力特性 翼型亚声速空气动力特性（无超声速区）；
第翼三型节 跨亚声飞速机空的气高动速力空特气性动（力局 无翼特部 超性超 声型声 速速 区超区 ）） ；声； 速空气动力特性（整体超声速区）。
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高层大气的气流特点
高层大气的气流特点高层大气的气流特点引言：高层大气是指地球大气中高度较高的部分，通常指海拔10公里以上的区域。
在这个高度范围内，大气对于地球的气候、天气和环境等方面都起着重要的影响。
了解高层大气的气流特点对于我们理解全球变化、预测天气以及开展航空航天活动等都具有重要意义。
本文将从深度和广度两个方面来探讨高层大气的气流特点。
第一部分：深度探讨高层大气的气流结构高层大气中存在着许多特殊的气流结构，其中最引人注目的是风急流。
风急流是指位于高层大气中存在的流速极高的气流，其速度通常在100公里/小时以上。
风急流可以分为两种主要类型：极地急流和副極性急流。
极地急流位于极地附近，其速度较大且变化较小。
副極性急流则位于副热带地区，其速度较小但变化较大。
风急流的存在对于航空业来说既是挑战也是机遇，因为它们可以为高空飞行提供更强劲的推进力，并缩短航行时间。
另外，高层大气中还存在着类似于波动的气流结构，如大气波、高空槽和高空脊等。
这些结构在高层大气中形成并传播，对天气变化产生重要影响。
例如，大气波的存在可以导致湍流的发生，使飞机飞行更加颠簸。
因此，在开展航空活动或极端天气事件预测时，对高层大气中的这些波动结构需要进行深入的研究。
第二部分：广度探讨不同高度层次的气流特点随着高度的逐渐升高，高层大气的气流特点也逐渐发生变化。
在海拔10公里左右的对流层顶部，存在着一种强烈的气流，被称为喷流。
喷流通常具有窄而强烈的纬向流速梯度，其速度可以超过每小时300公里。
喷流的存在对于飞机飞行具有重要影响，因为它可以提供超音速飞行所需的巡航速度。
而在更高的高度，大气中的气流特点则主要由位于赤道附近的赤道风系所主导。
赤道风系是指高度约为16公里的大气中存在的东西向气流，它具有稳定的流速和方向。
这种气流结构对全球气候起着重要的作用，因为它可以带走热带地区的热能，影响大气环流和全球气候模式。
总结和回顾性内容：通过对高层大气的气流特点进行深度和广度的探讨，我们了解到高层大气中存在着多样而复杂的气流结构。
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●局部激波的形成与发展
1. 大于MCRIT后，上表面先产生激波。 2. 随M数增加，上表面超音速区扩展， 激波后移。 3. M数继续增加，下表面产生激波， 并较上表面先移至后缘。 4. M数接近1,上下表面激波相继移至后 缘。 5. M数大于1,出现头部激波。 激波的视频
第十章 第 24 页
●激波实例
② 后掠翼的升力系数随M数的变化
后掠角不同的 后掠翼的升力 系数随M数的 变化
I. 后掠翼的临界马赫数MCRIT较大。 II. 升力系数在跨音速阶段的增减幅度较小。 III.升力系数随飞行M数的变化比较平缓。
第十章 第 63 页
③ 后掠翼的阻力系数随M数的变化
I. 同平直机翼相比,后掠 翼的MCRIT和阻力发散 马赫数更大,后掠翼的 阻力系数在更大的M数 下才开始急剧增加。 II. 后掠翼的最大阻力系数 出现得更晚而且更小。 III.阻力系数随M数的变化 比较平缓。
后掠翼的升力大小由垂 直于前缘的有效分速所决 定。
第十章 第 43 页
翼根效应
亚音速气流条件下，上翼面前段流 管扩张变粗,流速减慢，压强升高， 吸力降低；后段流管收缩变细,流速 加快，压强减小,吸力有所增加。流 管最细的位臵后移，最低压力点向后 移动。
翼尖效应
亚音速气流条件下，上翼面前段流 管收缩变细，流速加快，压强降低， 吸力变大；在后段，流管扩张，流速 减慢，压强升高，吸力减小。流管最 细位臵前移，最低压力点向前移动。
第十章 第 64 页
④ 厚弦比对MCRIT的影响
同平直机翼相比, 后掠翼的MCRIT更大; 厚弦比越小, MCRIT 越大。
第十章 第 65 页
本章小结
流管截面积和气流参数随流速（M数）的变化规律 激波的概念、成因和激波前后气流参数的变化规律 局部激波的形成和发展过程 临界M数的概念和物理意义 后掠翼翼尖失速的特点 后掠翼的升力特性
低速飞行(马赫数M<0.4)
空气密度基本不随速度而变化
高速飞行(马赫数M>0.4) 空气密度随速度增加而减小
第十章 第 4 页
① 空气压缩性与音速的关系
●音速的定义 扰动在空气中的传播速度就是音速。
第十章 第 5 页
●空气压缩性与音速a的关系
dp a d
a 39 t 273 海里/小时
在亚音速气流 中,流管截面积 随流速的变化
第十章 第 9 页
③ 气流速度与流管截面积的关系
由连续性定理，在同一流管内
VA const
速度增加，空气密度减小。 在超音速时，密度的减小量大于速度的增加量，故加速时要求 截面积增大。 因此，M>1时，流管扩张，流速增加，流管收缩，流速减小。
在超音速气流 中,流管截面积 随流速的变化
第十章 第 49 页
●后掠角失速的产生与发展
第十章 第 50 页
●机翼平面形状对失速的影响
椭圆形机翼
矩形机翼
梯形机翼
后掠翼
第十章 第 51 页
II. 后掠翼的临界迎角和最大升力系数比平直翼小
同平直机翼相比,后掠 翼相同迎角下的升力系 数更小,最大升力系数和 临界迎角也较小。根本 原因在于后掠翼的升力 特性是由垂直于前缘的 有效分速决定的。
考虑空气密度随速度的变化，则翼型压力系数基本按同一 系数放大，体现出“吸处更吸，压处更压”的特点。因此， 升力系数增大，逆压梯度增大，压力中心前移,临界迎角减小， 阻力系数基本不变。
第十章 第 16 页
② 翼型的亚音速升力特性
I. 飞行M数增大,升 力系数和升力系 数斜率增大 II. 飞行M数增大， 最大升力系数和 临界迎角减小
第十章 第 52 页
③ 后掠翼飞机改善翼尖先失速的措施
主要方法:
阻止气流在机翼上表面的展向流动 主要手段:
I. II. III.
翼上表面翼刀 前缘翼刀 前缘翼下翼刀
IV.
V.
前缘锯齿
涡流发生器
第十章 第 53 页
I. 翼上表面翼刀
第十章 第 54 页
I. 翼上表面翼刀
翼刀对后掠翼 升力系数的影 响
第十章 第 10 页
●速度、密度和截面积在不同M数下的变化值
气流M数 流速增加的百 分比
0.2
0.4
0.6
0.8
1.0
1.2
1.4
1.6
V / V
/
1%
1%
1%
1%
1%
1%
1%
1%
密度变化的百 分比 截面积变化的 百分比
-0.04%
-0.16%
-0.36%
-0.64%
-1%
气流经过直机翼后, 马 赫数M会增加。
第十章 第 41 页
●亚音速下对称气流流经后掠翼
对称气流经过后掠翼,可 以将气流速度分解到垂直 于机翼前缘和平行于机翼 前缘。
第十章 第 42 页
●后掠翼的翼根效应和翼尖效应
在气流向后的流动过程中， 平行于前缘的气流分速不发 生变化，而垂直于前缘的有 效分速则发生先减速、后加 速、再减速的变化，导致总 的气流方向发生左右偏斜。
第十章 第 30 页
④ 翼型的跨音速阻力特性
I. 波阻的产生
波阻就是正迎角时，在跨音速阶段翼型产生的附加吸力向后 倾斜从而在速度方向所附加产生的阻力。
第十章 第 31 页
II. 翼型阻力系数随Ｍ数的变化
超过临界马赫数后，波阻急剧增大导致阻力系数急剧增加的 马赫数，称为阻力发散马赫数。
第十章 第 32 页
机翼上表面流速大于飞行速度，因此当飞行M数小于1时，机 翼上表面最低压力点的速度就已达到了该点的局部音速(此点称 为等音速点)。此时的飞行M数称为临界马赫数MCRIT 。
MCRIT是机翼空气动力即将发生显著变化的标志。
第十章 第 19 页
●临界马赫数MCRIT
第十章 第 20 页
② 局部激波的形成和发展
② 中小迎角下后掠翼的亚音速升阻力特性
●后掠翼对升力系数和升力线斜率的影响
同一迎角下,后掠翼的 升力系数和升力线斜率比 平直翼小。
第十章 第 47 页
●后掠角和展弦比对升力系数斜率的影响
升力线斜率和 后掠角的变化
第十章 第 48 页
③ 后掠翼在大迎角下的失速特性
I. 翼尖先失速
原因： ①翼根效应和翼尖效应，使机翼上 表面翼根部位压力大于翼尖部位压 力，压力差促使气流展向流动，使 附面层在翼尖部位变厚，容易产生 气流分离。 ②翼尖效应使翼尖部位上表面吸力 峰增强，逆压梯度增加，容易气流 分离。
第十章
高速空气动力学基础
飞行原理/CAFUC
本章主要内容
10.1 高速气流特性 10.2 翼型的亚跨音速气动特性
10.3 后掠翼的高速升阻力特性
第十章 第 2 页
飞行原理/CAFUC
10.1 高速气流特性
飞行原理/CAFUC
10.1.1 空气的压缩性
空气的压缩性是空气的压力、温度等条件改变而引 起密度变化的属性。
第十章 第 17 页
③ 翼型的亚音速阻力特性
翼型的阻力系数基本不随飞行Ｍ数变化。
④ 翼型的压力中心位臵的变化
翼型的压力中心位臵基本保持不变。
第十章 第 18 页
10.2.2 翼型的跨音速空气动力特性
跨音速是指飞行速度没达到音速，但机翼表面局部已经出现超 音速气流并伴随有激波的产生。
① 临界马赫数MCRIT
10.3 后掠翼的高速升阻力特性
第十章 第 38 页
飞行原理/CAFUC
10.3 后掠翼的高速升阻力特性
飞行原理/CAFUC
●后掠翼与后掠角 后掠角是机翼¼弦长的连 线与飞机横轴之间 后掠翼的亚音速升阻力特性
① 亚音速下对称气流流经后掠翼
●对称气流经过直机翼时的M数变化
I. 临界马赫数
后掠翼的临界马赫数MCRIT比相同剖面平直 翼的MCRIT大。后掠角越大,MCRIT越大。这是 高亚音速飞机采用后掠翼的主要原因。
后掠翼的速度 分解
第十章 第 60 页
II. 后掠翼的翼尖激波
III. 后掠翼的后激波
第十章 第 61 页
IV. 后掠翼的前激波
V. 后掠翼的外激波
第十章 第 62 页
气流流过后掠翼时，流线左 右偏移的分析
第十章 第 44 页
●后掠翼的翼根和翼尖效应对升力的影响
翼根效应使翼根部位机翼的吸力峰 减弱，升力降低，翼尖效应使翼尖部 位的吸力峰增强，升力增加。
第十章 第 45 页
●后掠翼的翼根和翼尖效应对升力系数的影响
后掠翼各翼面 的升力系数沿 展向的分布
第十章 第 46 页
I. 局部激波的形成
飞行马赫数大于临界马赫数后，机翼上表面开始出现超音速区。 在超音速区内流管扩张，气流加速，压强进一步降低，与后端的 压强为大气压力的气流相作用，形成一道压力、密度、温度突增 的界面，即激波。
第十章 第 21 页
II. 局部激波的发展
第十章 第 22 页
II. 局部激波的发展
第十章 第 23 页
本章主要内容
10.1 高速气流特性 10.2 翼型的亚跨音速气动特性
10.3 后掠翼的高速升阻力特性
第十章 第 14 页
飞行原理/CAFUC
10.2 翼型的亚跨音速气动特性
飞行原理/CAFUC
10.2.1 翼型的亚音速空气动力特性
●亚音速的定义 飞行M数大于0.4,流场内各点的M数都小于1。
① 翼型的亚音速空气动力特性
临界M数， 机翼上表面 达到音速
下表面达 到音速 上表面激波 移至后缘
下表面激波 移至后缘
第十章 第 29 页
II. 最大升力系数和临界迎角随飞行Ｍ数的变化