基本介紹
- 中文名:跨聲速機翼
- 外文名:Transonic wing
- 適用對象:跨音速飛機
- 分類:超臨界翼型、尖峰翼型
- 一級學科:航空科技
- 二級學科:飛行原理
跨聲速機翼即跨音速機翼(Transonic wing)是指適用於跨聲速飛機飛行的機翼翼型,常用的跨音速機翼有超臨界翼型(supersonic airfoil profile)和尖峰翼型(peaky airfoil pro...
跨音速翼型(transonic airfoil)是指適用於跨音速飛機飛行的機翼翼型,常用的跨音速翼型有超臨界翼型(supersonic airfoil profile)和尖峰翼型(peaky airfoil profile)。超臨界翼型是一種高性能的跨音速翼型,是一種為增大阻力發散馬赫數(...
超聲速飛機越過跨聲速的時間短暫,這些影響不致給駕駛員帶來麻煩。持久的跨聲速飛行不僅阻力劇增,耗油量大,而且會使駕駛員操縱困難。現代很少有專為跨聲速飛行設計的飛機。克服跨聲速不利影響的措施是使用小展弦比、小厚度比的後掠機翼...
跨聲速流的主要特點就是既有亞聲速又有超聲速的混合流場。以高亞聲速機翼繞流為例,亞聲速流場占據著外流場的絕大部分,只是在機翼表面附近有小塊的超聲速流場,並可能出現激波。跨聲速飛行範圍是以機翼表面出現激波為表征的。激波表示...
跨聲速流數值計算 (numerical computation of transonic flow)跨聲速流的主要特點就是既有亞聲速又有超聲速的混合流場。以高亞聲速機翼繞流為例,亞聲速流場占據著外流場的絕大部分,只是在機翼表面附近有小塊的超聲速流場,並可能出現...
後掠機翼是現代跨聲速和超聲速飛機最普遍採用的機翼形式,主要因為後掠機翼可以提高臨界馬赫數,減小跨聲速和超聲速飛行時波阻。適當的選擇後掠角和展弦比可綜合考慮超聲速性能和跨聲速機動性。又如中等後掠角和中等展弦比機翼是亞聲速和...
2.5 跨聲速繞流的特點 2.5.1 臨界馬赫數 2.5.2 翼型跨聲速定常繞流特徵 2.5.3 阻力發散馬赫數 2.6 跨聲速馬赫數凍結原理 第3章 跨聲速漸近展開理論 3.1 定常翼型和機翼繞流的跨聲速漸近展開過程 3.1.1 薄翼型線性理論...
對於後掠角不大的機翼,焦點在平均空氣動力弦的1/4弦長點附近。跨音速空氣動力特性 在跨音速氣流中,機翼會在其繞流場中產生激波。對於直機翼,激波隨來流馬赫數M∞的增加而增強,上下翼面的激波位置也會移動,使機翼波阻力激增;同時...
也就是說,變形機翼可從根本上改善飛機的巡航和衝刺能力,以及飛行機動能力。種類 “變形飛機結構”項目首先集中研究機翼的變形技術,設計、製造和試驗能夠確保變形機翼在低速和跨聲速飛行中伸縮150%的部件及配件(例如作動器、連線件、子...
跨聲速風洞:風洞的馬赫數為0.5~1.3。當風洞中氣流在實驗段內最小截面處達到聲速之後,即使再增大驅動功率或壓力,實驗段氣流的速度也不再增加,這種現象稱為壅塞。因此,早期的跨聲速實驗只能將模型裝在飛機機翼上表面或風洞底壁的...
機翼是飛行器的主要升力面,而機翼的設計主要考慮飛行器完成任務的性質對飛行器性能的要求,如有效負載的大小,巡航速度,飛行高度,飛行範圍(半徑),續航能力,起飛距離,機動性等。而起飛重量和翼載是機翼設計時用到的兩個最重要參數。
在跨聲速情形下,有一種翼型叫作超臨界翼型,它的上表面比較平坦,翼面上一般只產生壓縮波和膨脹波,間或有弱激波,因而波阻較小。翼型 隨著航空科學的發展,世界各主要航空發達的國家建立了各種翼型系列。美國有NACA系列,德國有DVL系列...
整個機翼是由實心鋼板銑削而成的。為了減小跨音速阻力,其機身細長,並具備符合跨音速面積率的蜂腰設計。為了抑制飛機在俯仰軸和航向軸產生耦合動作(荷蘭滾)的趨勢,機翼採用了高達10度的下反角以提升其滾轉穩定性。
跨聲速風洞 跨聲速風洞試驗馬赫數的範圍大致在0.8~1.4,其馬赫數上限主要受動力限制。跨聲速風洞所消耗的動力是十分巨大的,而且隨馬赫數提高而迅速增大。當馬赫數達到1.4左右時,繞模型(如機翼)的流動已全部或基本變成超聲速流了...
氣流流經機翼表面時某些點的速度會大於自由流的速度。當翼型表面任一點達到當地聲速時,其飛行馬赫數稱為臨界馬赫數。相對厚度大的翼型的臨界馬赫數低於相對厚度小的薄翼型。翼型的相對厚度直接影響到阻力、升力、失速特性,甚至結構重量。...
隨著科學技術的進步,對飛行器使用提出了更高的要求,如要求飛行器能夠實現亞聲速、跨聲速、超聲速飛行,降低飛行時油耗,增加飛行時間和距離,執行任務時提高飛行器的機動特性,提高突防能力。飛行器在高空低速飛行時,大彎度、大前緣半徑...
圖1表示某機翼機身組合體的自由飛行試驗結果,模型1為基本模型,模型2~模型4分別為按Ma=1.0,1.2,1.41修形。由圖1可知採用跨聲速面積律修形可能出現在某些馬赫數時阻力偏高,而採用Ma=1.41修形可得到較低的CDO值。
這種採用渦襟翼技術的布局,其亞聲速巡航升阻比與F-16戰鬥機一樣出色,跨聲速機動的升阻比處於F-16機翼和超聲速機翼之間,而它的設計和製造要比拱形機翼簡單得多,因而非常有吸引力。蘭利中心隨後進行了更深人的研究,包括集中研製和驗證...