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超声速翼型和亚声速翼型的气动特性

总负责：祝恺辰（071450704）
组员：辛宏宇(071450703)

超声速和亚声速翼型不同的主要原因是超声速翼型需承受激波阻力。
激波
超声速气体中的强压缩波。微扰动（如弱压缩波）的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应。
经过激波，气体的HYPERLINK"http://baike.baidu.com/view/82174.htm"\t"http://baike.baidu.com/view/_blank"压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。HYPERLINK"http://baike.baidu.com/view/82174.htm"\t"http://baike.baidu.com/view/_blank"压强的跃升产生可闻的爆响。如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。HYPERLINK"http://baike.baidu.com/view/23832.htm"\t"http://baike.baidu.com/view/_blank"理想气体的激波没有厚度，是HYPERLINK"http://baike.baidu.com/view/1284.htm"\t"http://baike.baidu.com/view/_blank"数学意义的HYPERLINK"http://baike.baidu.com/view/939833.htm"\t"http://baike.baidu.com/view/_blank"不连续面。实际气体有粘性和传热性，这种物理性质使激波成为连续式的，不过其过程仍十分急骤。因此，实际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自由程的某个倍数，HYPERLINK"http://baike.baidu.com/view/738006.htm"\t"http://baike.baidu.com/view/_blank"波前的相对超音速HYPERLINK"http://baike.baidu.com/view/74884.htm"\t"http://baike.baidu.com/view/_blank"马赫数越大，厚度值越小。
原子弹爆炸形成的蘑菇云也是一种激波

一、超音速薄翼型
翼型作亚声速运动和超声速运动时，对气流的扰动有很大不同
超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后半部膨胀，扰动均沿着波德传播方向即垂直于马赫波
亚声速扰动无界

根据动量定律，向前流出的气体将给翼型一个像后的反作用力，它有一个阻力分量；而从控制面向后流出的气流对翼型有一个推力分量；同理，向前流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。而向后流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。从控制面垂直进出的流动不会是翼使翼型承受阻力或是推力。这样，在无粘性流体中作亚胜诉流动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声速翼型将承受阻力，这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。

超声速流动中，绕流物体产生的激波阻力大小与物体头波钝度有着密切的关系。由于钝物的绕流将产生离体激波，激波阻力大；而尖头体的绕流将产生附体激波，激波阻力小。

因此，对于超声速翼型，前缘最好作成尖的，如菱形、四边形、双弧形。但是对于超声速飞机，总是要经历起飞和着陆的低速阶段，尖头翼型在低速绕流时，较小迎角下气流就要发生给力，是翼型的气动特性能变坏。为此，为了兼顾超声速飞机的低速特性，目前低超声速的翼型，其形状都采用小圆头的对称薄翼。

1.马赫锥的概念
超声速流场内从任一点P作两个与来流平行的马赫锥，P点上流的称为前马赫锥，下流的称为后马赫锥，如图：

马赫锥的半顶角为马赫角：
马赫锥所围区域称为P点的依赖去，在该马赫锥内所有的扰动源都能对P产生影响。

超声速机翼不同边界对机翼绕流性质有很大影响，从而形象机翼的气动特性，因此必须将机翼的边界划分为前缘、后缘和侧缘。
机翼与来流放心平行的直线首先相交的边界为前缘，低二次相交的边界为后缘，与来流平行的机翼为侧缘。是否前缘、后缘或侧缘自然还与来流与机翼的相对放心有关。
如果来流的相对于前（后）缘的法向分速小于音速，则称该前（后）缘为亚音速前（后）缘；反之如来流的相对于前（后）缘的法向分速大于音速，则称该前（后）缘为超音速前（后）缘。超声速前缘和亚声速前缘的几何关系见下图，当来流马赫线位于前缘之后即为超音速前缘，之前为亚音速前缘:
2.流区和三维流区
在超音速三维机翼中仅受单一前缘影响的区域称为二维流区（每点的依赖区只包含一个前缘），如下图中阴影部分所示。其余非阴影部分为三维流区，其影响区包含两个前缘（或一前缘一侧缘或还含后缘）。