基本介紹
- 中文名：跨音速流
- 外文名：transonic flow
- 特點：局部超音速區下游激波
- 研究難點：線化理論不適用
- 主要研究方法：數值計算方法
- 跨音速飛行器：馬赫數0.75-1.4
基本概念,特點,模型,
基本概念
馬赫數在1附近，同時存在亞音速和超音速兩種流型的流動。其馬赫數範圍與繞流物形等有關，下限為來流馬赫數等於臨界馬赫數，上限為流場全部(或基本)成為超音速。飛機、直升機旋翼、螺旋槳、壓氣機和渦輪葉片周圍都可能出現跨音速流。跨音速流動的特點是常在局部超音速區的下游出現激波，以及由於激波和附面層的相互作用而引起氣流分離(參見激波附面層干擾)。在飛機上，這種現象使得作用在機翼上的氣動力出現劇烈而不規律的變化，引起操縱反常，甚至導致激波失速和抖振等，歷史上曾經出現的所謂音障，正是由於跨音速流的特點而引起的。
七十年代以來，由於使用大容量高速空的電子計算機以及發展了數值計算方法(如有限差分法)，才使跨音速流的理論計算取得了一些積極的成果。
特點
跨音速流的特點是在局部超音速區的下游出現激波，由於激波與附面層的相互作用而引起氣流分離。氣流因產生急劇壓縮、膨脹以及內摩擦而引起粘性應力、熱傳導等，使飛行器的阻力、升力、穩定性和操縱性出現急劇而不規律的複雜變化，甚至導致抖振和激波失速等。所謂“音障”，就是由跨音速流的特點引起的。
理論上處理跨音速流是相當困難的：首先，線化理論已不適用，必須求解非線性方程；其次，流場中同時存在亞、超音速兩種流型，而它們之間的邊界是未知的，再次，由於激波與附面層的干擾嚴重存在，必須考慮粘性影響等。目前僅在個別情況下能進行分析計算，解決跨音速流的問題，主要依靠實驗。
空氣作為流體，共性質在音速前後完全改變。在跨音速區域，飛機的速度、飛行姿態稍稍發生變化，作用在飛機各部分的空氣動力的大小和方向就發生很複雜的變化，使平衡和穩定性受到很大影響，顫振嗡鳴、翼落，上仰等所謂氣動力難題，都是跨音速特有的現象。
模型
在跨音速流這個重要課題方面，人們已經取得了重大進展。眾所周知，經典線性擾動理論在跨音速流中是無效的，人們已經作了一些嘗試，以建立一個能給出相容的精確結果的理論模型。其中，較成功的一個要數斯普雷特(Spreiter)的“局部線性化”方法。最近，這個概念被推廣了，以便用於處理跨音速流中的振盪翼型”。另一個值得一提的方法是魯伯特(Rubbert)和蘭達爾研究的參數微分法。“局部線性化”是針對跨音速流的特定近似方法，而參數微分法乃是一攝動法，由該法作進一步的逼近，便可推出局部線性化的結果。幾位作者利用有限差分的數值方法已著手解決跨音速流的問題，並且對二維高亞音速流，已經獲得一些結果。坎寧安對經典理論提出了一個相當簡單的經驗修正。
此處討論一個合理的近似方法，它與局部線性化概念有著廣泛的聯繫。此法有下列優點：
(1)比局部線性化法更簡單；
(2)能夠系統地改進，以求得跨音速控制方程的基本上精確的解。
這個方法雖然是為處理有限厚度翼型的無窮小非定常運動而研製的，但也可以用來(利用參數微分的概念)求非線性、定常無升力流動的解。這就是人們最初研究“部線性化”時所要解決的問題。
首先，就二維流中的有限厚空翼型的無窮小定常運動，來說明本法的基本概念。也要給出一些非定常運動的結果。我們已經推導了幾個三維流的空氣動力格林函式。這些函式是馬赫匣和核函式等流行方法所必需的。利用本法推導的格休函式計算三維流，實際上不會比用經典理論更困難。
