超声速翼型和亚声速翼型的气动特性

3.流场概念

所谓锥形流场就是所有流动参数沿从某点发出的射线上保持不变的流场。在线化超音速流场中扰动沿马赫线传播，可证在顶点马赫线不相交的区域，由于只受到一个顶点的扰动将构成锥形流场（图a、b），受两个顶点影响的马赫线相交区域不具有锥形流性质（图c）:

如图是几个超音速典型平面形状机翼的压强分布：

二、跨音速流动的简单介绍

前面研究的流场不是纯亚音速流就是纯超音速流动，如果在亚音速流场中包含有局部超音速区或超音速流场中包含有局部亚音速区，此种流动称为跨音速流。由于从超音速过渡到亚音速往往要通过激波实现，因此跨音速流场中往往包含局部激波。

薄翼的跨音速流场主要在来流马赫数 M∞接近于1 时出现，钝头物体作超音速运动时，在头部脱体激波之后也会出现跨音速流。

绿色为局部压缩区域， 红色为局部膨胀区域。

α＝20，马赫数 M∞=0.7~1.2薄翼型的跨音速流场产生过程，当M∞=1.4时，脱体波将向翼型靠近，当M∞=1.6时，头部脱体波将变成附体斜激波。 临界马赫数

当来流马赫数M∞以亚音速绕过物体时，物体表面各点的流速是不同的，有些点上流速大于来流速度。随来流马赫数增大，表面某些点的流速也相应增大，当来流马赫数最大到某一值时（ M∞<1）,物体表面某些局部速度恰好达到当地音速（M=1）,此时对应的来流马赫数称为临界马赫数（或下临界马赫数）M∞临，对应M=1处的压强称为临界压强 P临。

其压强分布与翼型相对厚度、相对弯度和迎角等参数有关，因此翼型的临界马赫数也与这些参数有关，对机翼来说，其临界马赫数还与其平面形状有关。

翼型的跨音速绕流图画

下面进一步就前述薄翼型的跨音速流场对应的局部激波系和翼面的压强分布进行讨论。风洞中的观察如下：