飞机机电设备维修《局部激波和激波分离》

来源：意榕旅游网

局部激波和激波别离

当飞机飞行嘟嘟到达临界速度之后，在机翼上翼面最大厚度点附近形成了等音速点，在该点的后面机翼的厚度逐渐减小，相当于一个扩张形的流管，假设飞机继续加速，等音速点的气流就会沿扩张形的流管加速，在机翼的上翼面形成局部的超音速区，而在超音速区后面的气流仍为亚音速气流。亚音速气流静压较大，对超音速气流形成反压，在超音速和亚音速流动之间形成正激波，使超音速气流荣国正激波减速增压，以突变的形式变为亚音速气流，这个正激波就是局部激波〔见图3-39〕。正如前面所述，气流通过局部激波，压力、密度和温度上升并减速为亚音速气流，温度的升高说明气流的流动受到了激波的阻力。

图3-39 局部激波的形成

由于局部激波后面气流的压力灯油激波前面气流的压力，行横了很大的逆压梯度，引起了负面层的别离，这就叫做激波有道附面层别离。附面层别离会在机翼后部生成涡流区，使机翼后缘的压力减小，机翼千元那和机翼后缘的压力差增大，形成附加的压差阻力。所以一旦飞机的飞行速度超过临界速度，就会在机翼上外表出现局部超音速区和局部激波，局部激波不但对气流的流动产生很大的阻力，而且和附面层相互干扰，造成激波别离，形成较大的附加压差阻力，这些都使飞机飞行的阻力大大增加。

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