考慮越過(guò)一翼剖面的空氣流。由于靠近翼前緣氣體,將會(huì)環(huán)繞頂面膨脹,其速度或馬赫數(shù)快速地增加。事實(shí)上,在翼剖面表面上有一區(qū)域,在那兒的局部馬赫數(shù)可能變得大于M∞。試想將一已知翼剖面,置于風(fēng)洞中,分別調(diào)整M∞,由低漸高;并...[繼續(xù)閱讀]

    圖7.9-1　阻力系數(shù)對(duì)馬赫數(shù)變化現(xiàn)轉(zhuǎn)而注意翼剖面的阻力系數(shù)cd,圖7.9-1素描了cd對(duì)M∞的變化。在小于Mcr的低馬赫數(shù),幾乎是常數(shù)的cd等于其附錄B低速值。關(guān)于此情況的翼剖面流場(chǎng)(如圖中a點(diǎn));同時(shí)注意圖7.9-2(a),各處氣流為M<1。如M∞稍...[繼續(xù)閱讀]

    至此,已討論過(guò)在亞音速下的翼剖面性質(zhì),此即,在M∞<1情況下。但當(dāng)M∞為超音速時(shí),重大而新的物理現(xiàn)象;激震波必須予以介紹。前在5章有關(guān)動(dòng)靜壓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氣動(dòng)力體,在超音速流中的...[繼續(xù)閱讀]

    放大原阻力公式(6-17),可寫(xiě)出翼剖面在三方面來(lái)源的總阻力:D=Df+Dp+Dw(7-46)在此,D=翼剖面上總阻力Df＝表皮摩擦阻力Dp＝由于氣流分離的壓力阻力Dw＝波阻力(只在近音速和超音速時(shí)存在;在阻力擴(kuò)大馬赫數(shù)以下的亞音數(shù)時(shí)為0)就阻力系數(shù)而...[繼續(xù)閱讀]

    現(xiàn)回到開(kāi)始于7.4節(jié)所討論的。至此所考慮和已處理的主為翼剖面,其空氣動(dòng)力性質(zhì)可直接應(yīng)用到有限翼。但所有真實(shí)機(jī)翼都是有限的,為了實(shí)際原因,必須將有關(guān)翼剖面知識(shí)轉(zhuǎn)移到機(jī)翼都有翼尖的情況。此即以下兩節(jié)的目的?？紤]有限...[繼續(xù)閱讀]

    概念化誘導(dǎo)阻力方式之一如圖7.13-1?？紤]此圖中所示的有限機(jī)翼,標(biāo)明R1的點(diǎn)線箭頭,代表在機(jī)翼上的空氣動(dòng)力合力,此系無(wú)翼尖漩渦的虛構(gòu)情形。平行于V∞方向的R1分量為阻力D1,此系代表在這想像情形中,由表皮摩擦阻力和分流的壓力...[繼續(xù)閱讀]

    有限翼空氣動(dòng)力的性質(zhì),和無(wú)限翼適用的附錄B數(shù)據(jù),有兩主要方面的不同。第一個(gè)差異已經(jīng)討論,即有限翼加了誘導(dǎo)阻力;另一個(gè)差異為有限翼的升力曲線,在同樣翼剖面截面下,比無(wú)限翼的相應(yīng)升力曲線,有較小的斜度。升力斜度的改變...[繼續(xù)閱讀]

    幾乎所有現(xiàn)代的高速飛機(jī),都采用后掠(swept-back)機(jī)翼,如圖7.15-1(b)所示。何以如此?現(xiàn)在就可回答此問(wèn)題。圖7.15-1首先,考慮亞音速飛行。先看平直機(jī)翼,如圖7.15-1(a)。假定此機(jī)翼有翼剖面截面,其臨界馬赫數(shù)Mcr＝0.7(記住7.9節(jié)的阻力擴(kuò)大馬...[繼續(xù)閱讀]

    飛機(jī)在起飛或降落時(shí),通常會(huì)遭遇到其最低的飛行速度,這兩個(gè)時(shí)段也是飛機(jī)安全的最關(guān)鍵時(shí)刻。飛機(jī)能作平直飛行的最低速度,定義為失速速度Vstall。故Vstall的計(jì)算,以及使失速速度盡可能地變?yōu)樽钚〉目諝鈩?dòng)力方法,是至關(guān)重要的。失...[繼續(xù)閱讀]

    考慮低速亞音速流越過(guò)一個(gè)球體,或垂直于流向的無(wú)限長(zhǎng)圓柱體。如氣流假定為無(wú)摩擦,則理論流型在性狀上看來(lái),將如圖7.17-1(a)所示。流線將會(huì)是對(duì)稱型;故在前后表面的壓力分布也會(huì)是對(duì)稱的,如圖7.17-1(b)。此種對(duì)稱,產(chǎn)生最重要現(xiàn)象...[繼續(xù)閱讀]