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飛行員航空知識手冊 航空知識手冊全集

時間:2011-04-08 11:31來源:網絡 作者:航空 點擊:


沖擊波
當飛機飛行在亞音速速度時,飛機前面的空氣通過聲速傳播的壓力變化而知道后面有飛機要來。因為這個預告,在飛機到達前空氣開始朝兩邊移動,這樣讓飛機很容易的通過。當飛機速度達到聲速時,飛機前面的空氣就不能預告飛機的到來了,因為飛機總是以相同的速度跟隨自己的壓力波。更合適的說法是,在飛機前面的空氣粒子的擠壓導致飛機前面氣流速度的急劇下降,相應的增加了空氣壓力和密度。
當飛機速度增加超過聲音速度是,受壓縮的空氣的壓力和密度繼續增加,飛機前面受壓縮的區域持續的擴大范圍。在氣流中的某一點,空氣粒子完全不受擾動,不能提前預知飛機的接近,在緊接著的瞬間,相同的空氣粒子被迫承受溫度,壓力,密度和速度突然劇烈的變化。未受擾動的空氣和受壓縮的空氣區域之間的邊界稱為沖擊或者壓縮波。
無論何時方向不變的超音速流降低到亞音速流都會形成相同類型的波,例如當氣流在機翼的拱形部分加速到聲速,然后在通過最大拱形區域后降低到亞音速。將會在超音速和亞音速范圍的邊界形成沖擊波。
無論何時,形成和氣流垂直的沖擊波稱為正常沖擊波,緊隨沖擊波之后的氣流是亞音速的。通過正常沖擊波的超音速氣流將發生這些變化:
* 氣流減速到亞音速
* 緊隨沖擊波之后的氣流方向不變
* 波之后氣流的靜壓和密度大大增加
* 氣流的能量(用總壓表示,等于動壓加靜壓)大大降低
沖擊波結構導致阻力增加。沖擊波的主要影響之一就是緊隨波之后形成厚的高壓力區域。高壓區域的不穩定性,和氣流通過沖擊波時它的速度能量部分的轉換成為熱量,這是阻力增加的部分因素,但是氣流分離引起的阻力要大的多。如果沖擊波很強烈邊界層可能沒有足夠的動能來阻止氣流分離。在跨音速區域由于沖擊波結構和氣流分離導致的阻力稱為波阻力。當速度超過臨界馬赫數大約10%的時候,波阻力急劇增加。這樣就需要增加相當大的推力以增加飛行速度來跨越這個點進入超音速區域,這個區域依賴于翼形和迎角,邊界層可能再次附著在機翼上。
正常沖擊波首先在機翼的上表面形成。然而,隨著馬赫數的進一步增加,上表面的超音速區域會擴大,在下表面形成另外一個超音速流區域和一個正常沖擊波。當飛行速度接近聲速時,超音速流的區域繼續擴大,沖擊波向后移動靠近機翼后緣。如圖3-43。

伴隨阻力增加出現的是抖振(稱為馬赫抖振),配平和穩定性,以及控制力有效性的降低。氣流分離導致下洗流的損失和機翼上壓力中心的位置變化,進而使升力損失。氣流分離在機翼后面產生的湍流尾流使得飛機尾部控制面振動。水平尾翼提供的機頭上仰和下俯配平控制和機翼后面的下洗流有關。這樣,減弱的下洗流降低了水平尾翼的配平控制有效性。機翼壓力中心的運動影響機翼的配平力矩。如果壓力中心向后移動,就會產生稱為馬赫俯沖(Mach tuck)或者突然下俯(tuck under)運動,如果中心向前移動,就會產生機頭上仰運動。這是很多渦輪機動力飛機發展T形尾翼結構的主要原因,它把水平尾翼面安裝的盡可能遠離機翼產生的湍流。
后掠角
跨音速飛行的大多數困難都和沖擊波誘導的氣流分離有關。任何延遲或者減輕沖擊波引起的氣流分離的方法都會改進氣動性能。一個方法是機翼的后掠角。后掠角理論基于一個認識,即影響壓力分布和沖擊波形成的只有垂直于機翼前緣的氣流分量。如圖3-44。

在直線機翼的飛機上,氣流呈90度角沖擊機翼的前緣,它的全部沖擊產生壓力和升力。同樣的氣流沖擊后掠角形機翼時的角度小于90度。后掠翼上的氣流會讓機翼”認為”自己飛行的比真實速度慢,因此沖擊波的形成就被延遲了。機翼后掠角的優勢包含增加了臨界馬赫數,力發散馬赫數,阻力最高點的馬赫數。換句話說,后掠角推遲了壓縮性影響的發生。
導致阻力系數急劇變化的馬赫數稱為力發散馬赫數,對于大多數機翼而言,通常超過臨界馬赫數的5%到10%。在這個速度,沖擊波結構引起的氣流分離引發阻力,升力或者配平力矩系數的重大變化。除了延遲壓縮影響的發生外,后掠角海降低了阻力,升力或者力矩系數變化幅度。也就是說,后掠角的應用會”軟化”力發散。

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