考虑越过一翼剖面的空气流。由于靠近翼前缘气体,将会环绕顶面膨胀,其速度或马赫数快速地增加。事实上,在翼剖面表面上有一区域,在那儿的局部马赫数可能变得大于M∞。试想将一已知翼剖面,置于风洞中,分别调整M∞,由低渐高;并...[继续阅读]

    图7.9-1　阻力系数对马赫数变化现转而注意翼剖面的阻力系数cd,图7.9-1素描了cd对M∞的变化。在小于Mcr的低马赫数,几乎是常数的cd等于其附录B低速值。关于此情况的翼剖面流场(如图中a点);同时注意图7.9-2(a),各处气流为M<1。如M∞稍...[继续阅读]

    至此,已讨论过在亚音速下的翼剖面性质,此即,在M∞<1情况下。但当M∞为超音速时,重大而新的物理现象;激震波必须予以介绍。前在5章有关动静压管的超音速速率量度,曾提及激震波;至于翼剖面和其他的空气动力体,在超音速流中的...[继续阅读]

    放大原阻力公式(6-17),可写出翼剖面在三方面来源的总阻力:D=Df+Dp+Dw(7-46)在此,D=翼剖面上总阻力Df＝表皮摩擦阻力Dp＝由于气流分离的压力阻力Dw＝波阻力(只在近音速和超音速时存在;在阻力扩大马赫数以下的亚音数时为0)就阻力系数而...[继续阅读]

    现回到开始于7.4节所讨论的。至此所考虑和已处理的主为翼剖面,其空气动力性质可直接应用到有限翼。但所有真实机翼都是有限的,为了实际原因,必须将有关翼剖面知识转移到机翼都有翼尖的情况。此即以下两节的目的。考虑有限...[继续阅读]

    概念化诱导阻力方式之一如图7.13-1。考虑此图中所示的有限机翼,标明R1的点线箭头,代表在机翼上的空气动力合力,此系无翼尖漩涡的虚构情形。平行于V∞方向的R1分量为阻力D1,此系代表在这想像情形中,由表皮摩擦阻力和分流的压力...[继续阅读]

    有限翼空气动力的性质,和无限翼适用的附录B数据,有两主要方面的不同。第一个差异已经讨论,即有限翼加了诱导阻力;另一个差异为有限翼的升力曲线,在同样翼剖面截面下,比无限翼的相应升力曲线,有较小的斜度。升力斜度的改变...[继续阅读]

    几乎所有现代的高速飞机,都采用后掠(swept-back)机翼,如图7.15-1(b)所示。何以如此?现在就可回答此问题。图7.15-1首先,考虑亚音速飞行。先看平直机翼,如图7.15-1(a)。假定此机翼有翼剖面截面,其临界马赫数Mcr＝0.7(记住7.9节的阻力扩大马...[继续阅读]

    飞机在起飞或降落时,通常会遭遇到其最低的飞行速度,这两个时段也是飞机安全的最关键时刻。飞机能作平直飞行的最低速度,定义为失速速度Vstall。故Vstall的计算,以及使失速速度尽可能地变为最小的空气动力方法,是至关重要的。失...[继续阅读]

    考虑低速亚音速流越过一个球体,或垂直于流向的无限长圆柱体。如气流假定为无摩擦,则理论流型在性状上看来,将如图7.17-1(a)所示。流线将会是对称型;故在前后表面的压力分布也会是对称的,如图7.17-1(b)。此种对称,产生最重要现象...[继续阅读]