1、3.6.6 亞音速、跨音速和超音速飛行以及氣動力系數的變化 1亞音速、跨音速和超音速飛行 圖3-40所示為隨著飛行馬赫數的提高，機翼翼表面上激波變化的情況，從圖中可以看出，當Ma=0.72時，翼型上表面首次出現了等音速點，這個翼型的臨界馬赫數Ma臨=0.72。當Ma=0.77時，在翼型上表面首次出現了局部超音速區和局部激波，激波分離也可能在這時出現。隨著Ma數繼續提高，等音速點向前移，局部激波向后移。超音速區逐漸擴大。當Ma=0.82時，下翼面開始出現局部激波。隨著Ma數的繼續提高，翼型表面的超音速區繼續擴大，直到Ma=1.05 ，局部激波移到了翼型的后緣，在翼型的前緣形成了脫體正激波，這時，

2、只有在正激波的后面有一塊亞音速區，其他流場已全部變成超音速了。如果繼續提高Ma數，亞音速區會進一步縮小，大約在Ma=1.3時，就可以認為氣流在翼型表面全部都是超音速流動了。圖3-40 隨著馬赫數Ma的增加，激波逐漸產生（1）亞音速飛行：在飛行MaMa臨（一般為0.7左右） 時，氣流流過機翼表面的流場全部都是亞音速流場，在這個范圍內，飛機的飛行是亞音速飛行。 （2）跨音速飛行：在飛行Ma>Ma臨 ,在機翼表面出現了局部超音速區和局部激波后，直到機翼流場全部稱為超音速流場之前（Ma臨<Ma1.3），這個范圍內飛機的飛行是跨音速飛行。飛機進行跨音速飛行時，機翼表面的流場既有亞音速流場又有

3、超音速流場。 （3）超音速飛行：到飛行Ma>1.3 以后，機翼表面的流場全部成為超音速流場，飛機的飛行就是超音速飛行了。 2.隨著飛行Ma數的提高，氣動力系數的變化 隨著飛行飛行Ma數的提高，翼型表面的流場發生著劇烈的變化，翼型的空氣動力也著發生變化。圖2-41所示為升力系數CL、阻力系數CD以及交點位置隨著Ma數提高而變化的情況。從圖中可以看到，從Ma>Ma臨 開始，隨著Ma數的提高，交點的我位置約為25%左右，并基本保持不變。從Ma>Ma臨 開始，隨著Ma數的提高，交點的位置現是略向后移，然后向前移，最后又再次向后移，移到 =50%附近就基本保持不動了。圖3-41 翼型的

4、空氣動力特性隨來流馬赫數的變化（a）CL Ma臨曲線；（b）CD Ma曲線；（C） Ma曲線翼型空氣動力的變化是與翼型表面流場的變化密切相關的。當翼型上翼面出現局部超音速區時，局部超音速區氣流壓力的下降使升力系數上升，但當下翼面壓力差大大減小，升力系數也就隨之下降了。機翼表面出現局部激波后，不但阻滯氣流流動造成激波損失，而且還會誘導附面層分離產生附加的壓差阻力，這就使得跨音速激波的阻力大大增加了，也就導致了阻力系數迅速增大。 當飛行馬赫數超過臨界馬赫數之后，隨著飛行馬赫數的繼續提高，出現了激波誘導的附面層分離。飛行阻力中不但有激波阻力還有由于附面層分離產生了較大的壓差阻力。這時，升力迅速下降，

5、阻力迅速增大。飛機的這種失速現象叫做激波失速。激波失速和前面講過的大迎角失速的區別在于：產生的原因和出現的時機都不同。飛機大迎角失速是由于迎角過大（達到臨界速度迎角）造成的，出現在大迎角飛行時；飛機的激波失速是由于飛行速度過大（超過臨界速度）造成的，出現在大速度飛行時。 當飛行馬赫數超過臨界馬赫數之后，隨著飛行馬赫數的繼續提高，局部超音速區逐漸擴大，局部激波的移動以及附面層的分離也是焦點的位置發生前后的移動。 3. 音障 正是因為在Ma>Ma臨 后，翼型的空氣動力特征出現了如此復雜的變化，使得亞音速飛機一旦飛行馬赫數接近臨界馬赫數，除了阻力突然增大使飛機難以加速外，還會出現飛機自動低頭俯沖，飛機抖振、操縱效率下降和自動橫滾等現象，使飛機失去控制，甚至會造成嚴重的飛行事故。即使加大亞音速飛機發動機的功率或推力，也不可能克服這些現象進行跨音速飛行。這些現象就是所謂的“音障”。為了飛行安全，亞音速飛機的飛行儀表上都有臨界馬赫數的指示。駕駛員要隨時注意飛行速度，防止飛行馬赫數接近臨界馬赫數，以保證飛行的安全。 音障現象的出現使人們認識到：由于空氣的壓縮性，按照低速空氣動力學原理設計的