观看高速飞机的视频，谈谈你的直观感觉？看到了什么，听到了什么？
今天我们就带着刚才的疑问来讲讲高速飞行基本特点！
在前面讲述低速飞行的空气动力时，把空气看成是不可压缩的，从而将连续方程简化，并结合伯努利方程解释了空气动力的产生过程。
但在高速飞行时，空气的可压缩性引起了空气流动规律的一些本质性的变化，这时就必须考虑空气的可压缩性了。
空气的可压缩性是造成高速飞行不同于低速飞行的主要原因。
可压缩性的定义？
空气的可压缩性是指一定量的空气，在压力或温度变化时，其体积和密度发生变化的特性。
因为大气层中各处空气的可压缩性并不相同，而可压缩性的大小又通过当地空气声速的变化表现出来。
飞行速度大小表明飞机飞行时，造成空气局部压力变化的大小，而声速的大小则表示了飞行当地空气被压缩的难易程度，为此我们引入飞行马赫数这个概念。
飞机飞行的马赫数（Ma）等于飞机空速与当前飞行高度处声速的比值，是一个无量纲的量。
马赫数既反映了飞机飞行对空气施加的压力变化量的大小，也反映了空气可压缩性的大小。马赫数越大，说明飞机对空气的压缩程度更大。这样，空气的可压缩性表现的越明显，对飞行的影响就越大。
在高速飞行中，不但空气的压缩性表现明显，而且速度的变化导致流体温度和内能的变化也不能忽略。
这样流体内能量的转换也应该包括机械能和内能之间的转换。对高速定常理想绝热流，也可以导出能量守恒的伯努利方程。1.速度增加时，压力、密度、温度、声速都减小，马赫数增加。在这个过程中，部分压力能和内能转变为动能，但系统具有的总能量保持不变。2.速度减小时，压力、密度、温度、声速都增大，马赫数减小。在这个过程中，部分动能转变为压力能和内能，但系统具有的总能量也保持不变。当Ma＜0.4时，流速变化带来的空气密度的变化很小，可以忽略不计，认为空气密度ρ=常数，｛可以插入问题：伯努利定理｝这样，流管的截面面积就必须减小才能使气流加速。所以，低速流动的气流是通过流管变细来实现加速的。
当Ma=1.0时，流管截面面积保持不变。
当Ma＞1.0时，随着马赫数的增大，空气密度减小的百分数越来越大。这时，为了保持质量流量不变，流管的截面面积必须加大。也就是超声速气流是通过流管扩张来加速的。
收缩的流管可以使亚声速气流加速，但却得不到超声速气流。为了使亚声速气流加速到超声速，必须使用先收缩后扩张的流管。
亚声速气流先在流管的收缩部分加速，并在流管的最细部位（流管的喉部）达到声速，然后再在流管的扩张部分继续加速成为超声速气流。
这种形状的流管叫做拉瓦尔喷管，也叫做超声速喷管，如图所示。
我个人比较喜欢李永乐老师的视频，在他18年的时候出了一个讲马赫锥的视频，我觉得讲的非常好，大家来看看！
大家看懂了没？我再来复述一下！
飞机在空中飞行时，对空气产生的小扰动以声速向外传播，使周围空气受到扰动。
当飞机的速度大于声速时，飞机会领先它所发出的扰动波而跑到扰动波的前面。
当飞机以超声速飞行时，通过飞机机头作各扰动波波面的切线，切线形成的圆锥体叫做马赫锥，如上图所示。
马赫锥以内的空气将会受到扰动，而马赫锥以外的空气则不会受到扰动。
只有Ma≥1时才会出现马赫锥。
马赫锥角的大小仅与飞行马赫数有关：飞行马赫数越大，马赫角越小，马赫锥越尖、越细长，空间受到扰动区域的范围越小。
这两张图，哪一个飞机的飞行马赫数更高？对了，左边的！
马赫锥面就是超声速飞行时受扰动空间与未受扰动空间的分界面。
刚才我们讲了马赫锥，现在我们来看看一个国外的达人的视频，有助于我们理解接下来的内容！
激波是气流以超声速流过带有内折角物体表面时，受到强力压缩而形成的强扰动波。如图所示，随着马赫数的增加，激波逐渐产生。(就像刚才的子弹一样)
激波很薄，可以将其抽象地看成厚度为零、气体状态不连续的断面。
气流通过激波时受到的阻力称为波阻。
气流通过激波后空气的参数发生剧烈的变化，速度下降，温度、压力、密度上升。激波在空气中的传播速度大于声速，激波的强度越大，传播的速度越快。
刚才我们讲，气体加速到超音速时扩张型的，要膨胀，对吧？
当超声速气流流过带有外折角的物体表面时，流管变粗，气流速度加快，压力下降。由于物体外折角对超声速气流的扰动，引起气流膨胀加速的扇形波叫做膨胀波，如图所示。
气流通过一个个波面逐渐加速降压，并转变方向，最后生成更高速的气流，沿外折后的物体表面流走。总之，超声速气流是通过激波压缩减速，通过膨胀波膨胀加速的。
正如我们刚才看到的视频，亚音速的飞机翅膀上一样有超音速的气流！
理解马赫数，要从空气流速和声速这2个点进行分析！
飞机飞行时，流过机翼表面各处的气流速度并不等于飞机的飞行速度，在正迎角的情况下，流过机翼上翼面的气流被加速，在翼型的压力最低点处，流速达到最大。
考虑到空气的可压缩性，气流的流速增加，不但静压要下降，温度和密度也要下降，这样，在最大速度点处温度也最低，声速也最小。所以，该点处的局部马赫数是流场中最大的。
随着飞机飞行速度的不断提高，该点处的局部气流速度越来越高，局部声速越来越低，局部马赫数也越来越大。当飞机飞行速度还没有达到飞行高度的声速时，也就是飞行马赫数小于1时，该点处的局部气流速度就可能达到了该处的局部声速，局部马赫数达到了1，形成了等声速点。此时，飞机飞行的马赫数就叫做临界马赫数，飞机飞行的速度就叫做临界速度。
飞机飞行时,当随飞行速度增大,上翼面压力最低点的速度等于此点上的音速时的飞机飞行马赫数称为临界马赫数。
正是因为在Ma＞M临后，翼型的空气动力特性出现了如此复杂的变化，使得亚声速飞机一旦飞行马赫数接近临界马赫数，除了阻力突然增大使飞机难以加速外，升力也会骤然下降，造成飞机失速。还会出现飞机自动低头俯冲，飞机抖振、操纵效率下降和自动横滚等现象，使飞机失去控制，甚至会造成严重的飞行事故。
即使加大亚声速飞机发动机的功率或推力，也不可能克服这些现象进行跨声速飞行。这些现象就是所谓的“声障”。
声障现象的出现使人们认识到，由于空气的压缩性，按照低速空气动力学原理设计的飞机是不可能突破临界马赫数进行更高速度飞行的，从而促进了高速空气动力学的发展和更大推力的动力装置的设计和制造。
克服了“声障”飞机进入超声速飞行后，在继续提高飞行速度的前进中，遇到的另一个问题是空气动力加热问题，也就是所谓的“热障”问题。
气流流过机体时，附面层内的空气受到摩擦阻滞，温度升高，气流的动能转变为热能，对机体表面进行加热，这就是空气动力加热。亚声速飞行时，摩擦阻滞产生的热量少，很快在空中散掉了，机体表面温度增加不多，也就不存在“热障”问题。但当飞机在空中进行超声速飞行时，空气动力加热的问题就逐渐严重了。
以超声速进行长时间的巡航飞行时，长时间的空气动力加热不但使机体表面温度升高，而且会使机体结构热透，并使座舱温度升高，这就会给飞机的飞行带来很多问题。
1.首先，座舱的温度太高使舱内人员无法忍受，无线电、航空仪表等机载设备也无法正常工作。2.其次，机体的温度也会超过机上一些非金属材料的极限工作温度，如风挡和有机玻璃、密封用的橡胶等都会因为温度过高而不能正常工作甚至完全损坏。3.更严重的问题是：飞机机体被热透，温度达到度以上，使飞机主要受力结构件的材料——铝合金的机械性能大大下降，飞机结构的强度和刚度降低，达不到飞机设计要求，无法进行正常飞行。使用耐高温材料如钛合金、耐热合金钢等可以提高飞机机体工作温度，但飞机飞行速度的进一步提高还要依靠先进复合材料等新型结构材料的研制和新工艺方法的开发。高速飞机的机翼应采用相对厚度比较小（即比较扁平的）、最大厚度点位置向后移的薄翼型。对于高速飞机来说，飞行速度大，为了得到足够的升力并不需要大的升力系数CL，而是要提高临界马赫数和减小波阻。翼型的相对厚度越小，上翼面的气流加速就越缓慢，可以有效地提高飞机的临界马赫数和飞机的最大平飞速度。另外，进入跨声速飞行后，产生的激波波阻会随着翼型相对厚度的增加而增大。
层流翼型，是高亚声速飞机采用较多的翼型。这种翼型前缘半径比较小，最大厚度的位置靠后，上翼面气流加速比较缓慢，压力分布比较平坦，对提高临界马赫数也有作用，比较适合高亚声速飞行。
超临界翼型，能够有效提高临界马赫数并在跨声速区域中有较好空气动力特性。如图所示，与传统翼型相比，超临界翼型上翼面比较平坦，后部略向下弯。因为超临界翼型的上翼面比较平坦，气流加速比较缓慢，所以它的临界马赫数比较大。一旦出现局部超声速区，超声速气流的膨胀加速也比较平缓，这就使得局部激波强度大大降低。超临界翼型局部激波的位置也比较靠后，而且翼型后部向下弯曲，这些都可以缓和激波诱导的附面层分离，从而大大减小跨声速激波的阻力。超临界翼型下表面后部有一个向里凹进的反曲面，可以增加后部升力，以弥补上表面平坦引起升力的不足。与层流翼型相比，它的跨声速气动特性也比较好。
除了改变翼型降低空气的加速性外，我们还可以较少空气的有效速度！
采用后掠机翼可以提高飞机的临界马赫数，并可以减小波阻。我们可以把后掠机翼看作是将一个平直机翼向后掠一个角度安装在机身上。
如图所示，对于后掠机翼，由于气流速度的方向不与机翼前缘垂直，可以将其分解为垂直机翼前缘的速度和平行机翼前缘的速度。
平行机翼前缘的速度对产生升力不起作用，只有垂直机翼前缘的速度是产生升力的有效速度。这样，经翼型加速的速度只是气流速度的一部分，使这部分速度加速到当地的声速，气流的速度就可以比平直机翼更提高一些。所以，后掠机翼可以提高飞机的临界马赫数，后掠角越大，提高临界马赫数的效果越明显。采用后掠机翼还可以改善机翼的跨声速空气动力特性，减小波阻。与平直机翼相比，后掠机翼的临界马赫数有明显的提高。
采用后掠机翼也会带来一些问题。
1.首先，后掠机翼的低速特性不好。与平直机翼相比，后掠机翼用来产生升力的有效速度减小了，升力系数和阻力系数也都减小了，在低速飞行时，就不能产生足够的升力，起飞和着陆的速度大，滑跑距离长。2.其次，后掠机翼的失速特性不好。气流流过后掠机翼时，由于平行机翼前缘的分速度沿着翼展方向的流动，造成附面层分离首先在翼梢部位发生，可能会导致飞机大迎角失速，并降低副翼的操纵效率。3.最后，后掠机翼结构的受力形式不好，所以高亚声速民用运输机采用的后掠机翼的后掠角不会太大，一般都在30°左右，主要是用来提高临界马赫数。为了减小诱导阻力，亚声速飞机通常采用大展弦比机翼。但进行跨声速和超声速飞行的飞机，展弦比大大减小，成为小展弦比机翼，如图所示！
小展弦比机翼在保证产生升力所需要的机翼面积的情况下，可以使翼型的弦长加长，而使机翼的展长缩短。
1.弦长较长就可以在翼型最大厚度不变的情况下，减小翼型的相对厚度，使气流在翼型表面加速缓慢，从而提高了临界马赫数。2.另外，机翼展长缩短使沿机翼前、后缘产生的激波也缩短了，气流流过机翼时要穿透的激波长度减小了，波阻自然也就小了。小展弦比机翼也有不足之处，在低速飞行时，它的诱导阻力大，起飞着陆性能也不太好。
看图机翼上的这些这是什么东西？
涡流发生器是利用旋涡从外部气流中将能量带进附面层，加快附面层内气流流动，防止气流分离的装置。
涡流发生器的构造是一种低展弦比小翼段，垂直的安装在它们起作用的气动力面上。可以成对交错排列，也可以单个地都按一个方向排列。但小翼段都应与来流形成一定的迎角。
当气流以一定的迎角流过小翼段时，在一侧加速，另一侧减速，在小翼段两侧造成压力差，因而在小翼段的端部生成了很强的翼尖旋涡。这些旋涡将外部气流中的高能量气流带入附面层，加快了附面层内气流流动，有效的抑制附面层分离，如图所示。
1.涡流发生器可以安装在低速飞机的气动力面上，起到防止附面层分离和增升的效果。2.也可以用在高亚声速和跨声速飞机上，防止或减弱激波诱导的附面层分离，推迟波阻的急剧增加和减缓波阻增加的趋势，改善飞机的跨声速空气动力特性。高速飞机气动外形变化的主要目的就是？
提高临界马赫数、改善飞机的跨声速空气动力特性和减小波阻。
哪四种方式？
1.薄翼型
2.后掠机翼
3.小展弦比机翼
4.涡流发生器
总结回顾：
1.空气的可压缩性和飞行马赫数
A空气的可压缩性是造成高速飞行不同于低速飞行的主要原因B马赫数越大，说明飞机对空气的压缩程度？更大C飞机飞行的马赫数（Ma）等于？飞机空速与当前飞行高度处声速的比值，是一个无量纲的量。D速度增加时，压力、密度、温度、声速都减小，马赫数增加。在这个过程中，部分压力能和内能转变为动能，但系统具有的总能量保持不变。速度减小时，压力、密度、温度、声速都增大，马赫数减小。2.高速飞行气流的加速、减速特性:拉瓦尔喷管中：收敛加速（亚音速气流）和扩散加速（超音速气流）
3.马赫锥、激波、膨胀波
A马赫锥角的大小仅与飞行马赫数有关：飞行马赫数越大？，马赫角越小，马赫锥越尖、越细长，空间受到扰动区域的范围越小。B激波：波阻的定义？气流通过激波时受到的阻力称为波阻。C膨胀波：超声速气流是通过激波压缩减速，通过膨胀波膨胀加速的。4.临界马赫数和临界速度：
飞机飞行时,当随飞行速度增大,上翼面压力最低点（或者说是气流速度最快的点）的速度等于此点上的音速时的飞机飞行马赫数称为临界马赫数。
5.声障和热障
声障：Ma＞M临,造成失速和失控。
热障：Ma2.5，温度升高导致设备和人无法忍受，非金属材料失效，金属机身损坏。
6.高速飞机气动外形的特点
三个目的：提高临界马赫数、改善飞机的跨声速空气动力特性和减小波阻。
四种形式：1.薄翼型2.后掠机翼3.小展弦比机翼4.涡流发生器
各自的特点：？
☆END☆参考文件：CCAR66民用航空器维修人员执照教材
民用航空器维修基础系列之航空概论仅供交流使用
编辑：刘谦排版：染子默如有侵权请联系删除
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