飞机空气动力学试卷飞机氛围动力学课件ppt

 新闻资讯     |      2019-08-12 05:39
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  诀别区内庞杂的气流形成机翼上压力漫衍及升力不不乱的水平就会使飞机发作鲜明的震颤,是某一瞬时的速率漫衍 流线不也许结交 流管具有密封性 1.3 流场的根基观念 和滚动相干的几个观念 可压流和不成压流 不成压流: 滚动中流体微团的密度坚持稳定,R=287.06J/ (kg °K),气氛密度为ρ气氛正在距入口直管段D/2处(即过水断面2-2身分)安置静压测压管,可压流 当相对运动速率比力小时,用°K显示 华氏温度,该段称为逆压区 翼型外观的压力向量也可显示为Cp,并正在翼型的后缘汇合向后流去 正在翼型的上外观,总压和总密度减小。这两个激波触及到地面,正在管内将爆发一道单薄压缩波,由翼面指向外 正在最大速率点,当飞机外观上Pmin的Mmax=1时的飞机速率便是临界遨游速率,音速线是气流恰恰加快到音速、M=1的地方 1.5 膨胀波与激波 1.5 膨胀波与激波 爆发激波和膨胀波的例子 1.5 膨胀波与激波 爆发激波和膨胀波的例子 脱体激波 爆发进程 爆发条目 特征 1.5 膨胀波与激波 爆发激波和膨胀波的例子--头部激波的爆发 1.5 膨胀波与激波 1.5 膨胀波与激波 1.5 膨胀波与激波 爆发激波和膨胀波的例子 1.5 膨胀波与激波 爆发激波和膨胀波的例子 当飞机作超音速或崇高音速遨游时,φ越小 马赫角是相对付来流倾向胸怀的 1.5 膨胀波与激波 单薄扰动的传达与马赫波 马赫波、马赫角 马赫锥是受扰气流与未受扰气流的分界面,熵稳定!

  有时从诀别区脱出的漩涡会打到尾翼上,更能评释特点的是最大厚度身分和弦长之比,对付几十公里高度以下遨游的飞机来说,惟有法向力 1.3 流场的根基观念 一、流场: 二、流场的分类 三、流线与流管 四、和滚动相干的几个观念 1.3 流场的根基观念 流场界说 场:某种量正在空间的一种漫衍 如:磁场、重力场 任暂时刻,气氛可能以为是接连介质 1.1 流体的属性 气体的密度、压强、温度 气体密度(ρ) 单元体积所含的气体质料?

  波强越大,试揣度此风机的风量Q 。近似笔直于来流,寻常略去 外观力 由该团流体外部流体通过该团流体外观施加的功用力。音速低落,高速气氛动力学,低速气氛动力学,密度为1.225kg/m3,可能运用高速伯努利方程 有众数条 最大偏转角与来流马赫数相闭。这个过渡区称为转捩区 转捩点:为了剖判题目纯洁起睹。

  这是为什么? 1.4 气氛动力学的根基方程 低速定常理念流的伯努利方程 1.4 气氛动力学的根基方程 低速理念定常流的伯努利方程 驻点压力: 假念地负气流无摩擦地滞止到速率为0,辞别沿翼型的上、下外观流过,速率(动压)增大时,称为最低压力点 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 翼型的压力漫衍 理念流体绕翼型低速滚动的压力漫衍 向量显示法 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 翼型的压力漫衍 理念流体绕翼型低速滚动的压力漫衍 向量显示法 旧日驻点到最小压力点(速率最大点),压力低落 正在翼型的下外观,1.1 流体的属性 气体的热力学性子 等熵进程 理念绝热进程(也称可逆绝热进程):肯定量的气体正在状况发作转化时和外界无传热(即是个关闭编制)、同时气体内部也互不传热(即气体任何岁月都处于平均状况)的状况转化进程 这种状况转化进程中熵是稳定的,用MX显示 理念流体低速流经对称翼型的绕流谱 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 翼型的压力漫衍 升力爆发的因由 气氛流到翼型前缘,那么各条流线上的熵相称,由粘性形成 静止流体外观力惟有法向力 无粘性流体,升力L降低 呈现阻力 小迎角无诀别时,A2 合用条目: 定常、理念滚动;假设物体不动,而是显示无尽远方的兴味 1.4 气氛动力学的根基方程 定常流的质料方程 理念定常流的动量方程 低速理念定常流的伯努利方程 音速与马赫数 理念定常绝热流的伯努利方程 气流总参数 临界马赫数 定常均熵流中流速与流管截面积的联系 1.4 气氛动力学的根基方程 定常流的质料方程(接连方程) 质料守恒定律正在流体力学中的行使 由质料守恒定律及定常流的界说:流入质料=流出气力 ρ1v1A1= ρ2v2A2 或 ρvA=Const 物理事理:通过流管任一截面积的质料流量坚持稳定 合用条目:定常流,当听到声爆时,正在离避面较远方逼近斜激波,延缓了激波的呈现。压强最小。

  压强减小 速率减小,单元:千克/米3(kg/m3) 比重:单元体积所含气体的重量。马赫波可能是压缩波也可能是膨胀波!

  均熵流沿全场中 速率增大,感触火车车身有一股“吸引力”,压强增大 P: 静压 ρv2/2:与压强有雷同的量纲和单元,流速增大,传达速率为音速 图b,1瓦特=1焦耳/秒 力学方面的物理量纲 英制单元及换算 力学根基量 质料--斯勒格(Slug),如许,2.1 翼型和机翼的几何参数 翼型的参数: 最大厚度身分——翼型最大厚度到前缘的隔绝。波后气流是超音速的 波后的压音速流要加快(流管面积减小),流速减慢,切点便是前缘(Leading Edge)。爆发升力 1.4 气氛动力学的根基方程 定常理念流的动量方程 行使 龙卷风 火车 空速外 风速仪 忖量 正在高速公道上并排行驶的汽车有互相贴近的趋向,靠迎角爆发升力,压强漫衍称为压力漫衍 温度(T) 显示物体冷热水平的物理量 响应了物体内能的巨细 常用摄氏温度和开氏温度。

  用β显示,后续光阴的扰动就会同已有的扰动波叠加正在沿道,以为气氛是不成压流 压缩性描写目标--体积弹性模量(E) 使体积相对转化量为1时所需的压强增量。已知直管内径D,相对速率va,用η显示:η=Cr/Ct;更况且正在飞机打算阶段就须要这些系数,1.本站不保障该用户上传的文档完美性,则说机翼有几何挽回 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 机翼的压力漫衍 对付椭圆机翼各剖面升力系数都相称,其入口 为圆弧形或圆锥形,沿流线 速率增大,相应的M是临界M 1.4 气氛动力学的根基方程 临界马赫数(Mcr-critical Mach Number) 遨游速率的划分 0≤ M∞ < 0.3~0.4 --低速流(不成压流)、低速遨游 0.3~0.4 < M∞ < Mcr--亚音速流、亚音速遨游,又是后续课程的根源 此后的现实职业会接触到 气氛动力学的行使举例 一级方程式赛车气氛动力学的行使 气氛动力学的行使举例 其他规模(两个小试验) 如何进修气氛动力学 气氛动力学的商酌技巧 外面剖判 试验商酌:风洞、试飞 数值揣度 进修技巧 外面进修 视频、图像 该课程实质及课时就寝 附录A 常用单元及换算 力学方面的物理量纲 邦际单元制 英制单元及换算 其他 热力学方面的物理量纲 热量单元 温度 摄氏温标 开式温标 华式温标 力学方面的物理量纲 邦际单元制 根基量纲 质料(M) --千克 长度(L)--米 光阴(T)--秒 导出量纲 速率--米/秒 加快率--米/秒2 ,Boundary layer 99%v l 附面层的特征 正在附面层内沿物体外观法向压强稳定,锥外气流未受扰动!

  正在超音速滚动中,而与气流的折转办法无闭 气流经历膨胀波后,静止气氛,波后的气流永恒是亚声速的。而斜激波波前气流的法向分速肯定是超声速的,流向高压区为两种扰动源) 斜激波波面与波前来流倾向的夹角界说为激波角,况且各条流线上熵都雷同,反应了粘性的影响水平 雷诺数大:粘性力的影响小;叫吸力(负压),1.4 气氛动力学的根基方程 低速理念定常流的伯努利方程 --功课忖量题 P70页:第1、2题 1.4 气氛动力学的根基方程 音速与马赫数 气氛动力学凭据流体是否可压缩!

  故统称为流体。用D或X显示,无论是否有粘性,称之为总压或全压 方程解释:对付低速、定常、理念流沿流线总压稳定,

  物体外观上各点的压强就等于沿法线正在附面层界线上对应点的压强。静压P增大,惟有超音速流M1时才有马赫锥 M越大,基层速率增大 附面层比力厚 物体外观如爆发的是絮流附面层!

  响应次序:对付定常理念流,机翼的挽回 零升弦--是如许一条弦,称为最大厚度相对身分,1巴=1000毫巴,即地球大圆周上1’的弧长 光阴--秒 导出单元 速率--节(Knot) 1节=1海里/小时=1.852×1000/3600(m/s) 力--磅,用 显示。定常流流速υ1=1.5m/s。

  1海里=1.852公里,熵的填充反应了该气团的可用能量的裁汰,各层气体之间有粘性力或者说有摩擦力全流场为常数(忖量为什么?) 正在定常等熵流中,T代外了内能) 1.4 气氛动力学的根基方程 气流总参数 静压、静温、静密度: 流场中任一点的P 、 T、ρ 总压Pt、总温Tt、总密度ρt: 正在流场中任一点假念地把气流由该点等熵(理念绝热)地抵抗到v=0,不预览、不比对实质而直接下载爆发的懊悔题目本站不予受理。

  卵形机翼:同时诀别;各条流线的速率、压强和密度都雷同 1.4 气氛动力学的根基方程 1.4 气氛动力学的根基方程 低速理念定常流的伯努利方程 --直流式风洞 睹课文P12图 1.4 气氛动力学的根基方程 低速理念定常流的伯努利方程--皮托管 1.4 气氛动力学的根基方程 低速理念定常流的伯努利方程 例题1 一架小飞机以180km/h的速率正在海平面上遨游,但质料守恒 正在气氛中,其长度叫弦长,便正在外凸面上爆发无穷众道膨胀波,中央——翼弦上距前缘1/4弦长的点,如7、8、9、10 2.1 翼型和机翼的几何参数 2.1 翼型和机翼的几何参数 翼型的参数: 后缘——翼型上下外观正在后部的交点称后缘(Trailing Edge)。爆发的场有: 标量场:压强场、密度场、温度场 矢量场:速率场、加快率场 这些场是因为气流滚动形成的,气流参数的总的转化只决策于波前气流参数和气流总的转机角度!

  即只爆发升力,则△P为正值,不肯定是V∞ 的99% 正在附面层内伯努利方程不运用 1.6 附面层(boundary layer) 附面层的特征 附面层的厚度随流向隔绝的增进而填充,1英里=5280英尺=1.609316公里 海里,流管扩张,为什么? 当火车行驶时,但体积稳定 可压流: 滚动中流体微团的密度是转化的,称为转捩点 转捩点之前是层流界线层,激波强度最大。1米3=1000公升=1000立方分米 密度--千克/米3 能量(J)--焦耳,简明飞机气氛动力学 赵向领 绪论: 咱们学的是什么? 什么是气氛动力学? --研商进修的对象 为什么要进修气氛动力学? --研商进修的目标 如何进修气氛动力学 --研商进修的技巧 咱们学的是什么? --气氛动力学 气氛动力学是商酌气氛运动次序及气氛与物体发作功用的科学。发作正在遨游器外观上 跟着相对速率的增大,把这些气氛动力归纳正在沿道便是飞机的气动协力 R可分为升力、阻力、侧向力 升力 是指与飞机速率倾向笔直的力。功用正在这团流体的悉数体积上。

  只是空间身分的函数 非定常流(场)--空间中每一点的P、 ρ、T、v等参数不单是空间身分的函数,速率增大,此即熵增道理。与气体的品种和温度相闭 气氛温度正在300 ℃以下时,升力增大 如许,⒊ 弧线激波:波形为弧线 膨胀波与激波 正激波 造成: 活塞速率从零填充到一个有限的速率V,1米=3.28084英尺 英里,用st显示 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 低速、压音速时的升力特色 CL与攻角α的联系 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 低速、压音速时的升力特色 附面层诀别和失速 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 低速、压音速时的升力特色 附面层诀别和失速 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 低速、压音速时的升力特色 附面层诀别和失速 描写 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 低速、压音速时的升力特色 附面层诀别和失速 矩形机翼:中部;无论奈何运动,使其升力及其对飞机重心爆发的力矩发作转折,用α0显示。如攻角α、M、Re、飞机构形等的联系。激波的强弱与气流受压缩的水平(或扰动的强 弱)有直接联系 流体经历正激波时,Re寻常大于106。

  1巴=105牛/米2,当壁面的折角大于最大折角时,如3、4、5、6 高速飞机的翼型比力薄,速率减小,即流场中的密度为常数 不成压流流体微团的样子可能改换,有一个最大折角,以及飞机的气动构造对遨游的影响 正在各部件当中,最厚处比力靠后,用λ显示。

  能量漫衍得越匀称,即流场中的密度为变量 可压流流体微团的样子和体积都稳定可改换,用MX显示 偏航力矩:沿机体坐标系Y轴的分量,前缘——此后缘为圆心画圆弧和翼型头部相切。

  雷诺数小:粘性力的影响大;2.1 翼型和机翼的几何参数 翼型的参数: 最大弯度身分——翼型最大弯度到前缘的隔绝。1毫巴=1百帕 体积--米3,气流流经飞机外观的各个部件,即:气流经历马赫波也许受压缩 1.5 膨胀波与激波 膨胀波 超声速直匀流沿外凸壁滚动,粘性功用对翼面压力漫衍没有性质改换 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 翼型的压力漫衍 零升弦和零升攻角,最大厚度相对身分常简称为最大厚度身分。倾向与翼面笔直,2.1 翼型和机翼的几何参数 翼型的参数: 2.1 翼型和机翼的几何参数 翼型的参数: 2.1 翼型和机翼的几何参数 翼型的平面样子及参数: 矩形机翼 卵形机翼 梯形机翼 后掠翼 前掠翼 三角翼 2.1 翼型和机翼的几何参数 翼型的平面样子及参数 后掠翼的好处:降低临界马赫数,梯形机翼:中部;求驻点处的外压读值和相对气流速率为60m/s处的外压读值。用℉显示 °K=273.15+ ℃(常常用到) ℃+×1.8+32= ℉ 温度为T的单元质料气体取得热量dq,扰动传达速率小于振动源运动速率,1.4 气氛动力学的根基方程 低速理念定常流的伯努利方程 例题3 如图所示为衡量风机流量常用的集流器装配示希图。用xt显示最大厚度身分。总使悉数编制的熵值增大。

  E越大,可看作常 很紧张参数,A1 ρ2,正压最大的点 后驻点:正在机翼后缘。

  相对速率v=a,∞不显示参数无尽大,现实发作的进程,外界为静止大气Po,用∧显示 2.1 翼型和机翼的几何参数 翼型的平面样子及参数 上反角-- 中央线与XOZ平面的夹角,也会造成膨胀波束 1.5 膨胀波与激波 激波 激波的特征及分类 激波是超声速气体受到剧烈压缩后爆发的强压缩波 气流经历激波后,当β=900时 ,推迟激波的呈现。及M1,这个编制的熵就到达最大值。用℃显示 开氏温度(绝对温标),宽裕滚动性,静压减小 速率(动压)减小时,???? 1.4 气氛动力学的根基方程 定常理念流的动量方程 1.4 气氛动力学的根基方程 定常理念流的动量方程 牛顿第二定律正在流体力学中的行使 1.4 气氛动力学的根基方程 定常理念流的动量方程 行使: 机翼爆发升力的因由: 因为机翼向上弯曲,1.4 气氛动力学的根基方程 定常理念绝热流的伯努利方程 由a2=κRT和a∞2=κRT∞ ,因此必定会惹起熵的填充 1.5 膨胀波与激波 激波 激波的特征及分类 按样子,地球对流体的引力 地球引力功用正在这团流体上的每一个质点上,但现实匀直流气体如下图。

  从而全流场的熵相称 可压缩定常均熵流的伯努利方程: 1.4 气氛动力学的根基方程 定常理念绝热流的伯努利方程 由状况方程P/ρ=RT,该点称为驻点 速率增大时,后缘角——正在后缘处上下外观的切线的夹角,J-焦耳 1.1 流体的属性 气体的热力学性子 比热 定压比热CP 使单元质料气体坚持压强稳定温度升高1 °K 所需热量 单元J/(kg °K) 定容比热CV 使单元质料气体坚持容积稳定温度升高1 °K 所需热量 单元J/(kg °K) CPCV,M1 M=1 M1 当上下逛压强足够大时,称之为动压 Pt: 静压和动压之和,更好地爆发升力!

  用Mucr显示 从绝对运动来说--飞机正在空中遨游,d2=160mm,无后驻点 负压峰值降低,1磅=4.44822牛顿 力学方面的物理量纲 力学工程单元 力--千克力(公斤力,海平面的气氛密度为1.225.5kg/m3) 1.4 气氛动力学的根基方程 低速理念定常流的伯努利方程 例题 2 已知某高度上大气压强为101361帕,测得Δh,沿流线 气氛动力学的根基方程 临界马赫数(Mcr-critical Mach Number) 临界马赫数的界说 流场中v最大点是压强、温度和音速的最小点,v2,如中弧线正在翼弦之上是向上拱起的,温度低落,马赫锥也称马赫波、单薄扰动界波。翼弦——前、后缘的连线称为翼弦,增大升力。所以后面的扰动波的速率比前面波的速率要速,众用正在早期的飞机上 低速飞机的翼型比力厚,与气动坐标系的X轴重合 2.2 气动力的协力(矩)及气动力系数 气动力系数 压力系数(压强系数) 常用于确定物体外观的压力系数 不成压流中驻点的CP=1 可压流中驻点的CP1 正在Vmax点CP最小 协力系数 2.2 气动力的协力(矩)及气动力系数 气动力系数 升力系数CL 阻力系数CD 侧向力系CZ 因R2=X2+Y2+Z2 因此 CR2= CL2+ CD2+CZ2 2.2 气动力的协力(矩)及气动力系数 气动力系数 滚转力矩系数mx 偏航力矩系数my 俯仰力矩系数mz 2.2 气动力的协力(矩)及气动力系数 滚动宛如标准(风洞职业的道理和条目) 气动力(力矩)系数是通过风洞试验衡量获取的,ρ、T、P、a减小。

  密度低落,爆发曲面激波 1.5 膨胀波与激波 曲面激波 正在贴近壁面处,扰动不行传到振动源之前,气流经历马赫锥面后参数才会发作细微转化(由于是单薄扰动)。正在15℃时T0=288.15 °K 此时音速: 1.4 气氛动力学的根基方程 音速与马赫数 马赫数: 速率与音速的比值:M=v/a,压强减小;属于高雷诺数滚动 1.6 附面层(boundary layer) 附面层 1.6 附面层(boundary layer) 附面层 1.6 附面层(boundary layer) 附面层 附面层的界线:沿物体外观法线倾向,1磅=1斯勒格×1英尺/秒2 1公斤=2.20462磅,速率增大,但斜激波后的合成速率可能是超声速的,弯度——中线到翼弦的最大笔直隔绝即最大弧高称为翼型的弯度,机翼前缘呈现新激波。不也许对确切飞机做试验;流体可压缩 音速与马赫数是可压缩流的两个紧张观念 音速(a):是指单薄扰动的传达速率,即悉数流场的熵稳定 1.3 流场的根基观念 和滚动相干的几个观念 匀直流与无无尽远方来流参数 匀直流:平行匀速直线滚动 惟有无尽远方的气流才是匀直流 无尽远方气流参数用V∞、P ∞ 、 ρ∞ 、 T ∞ 等显示。及M1时,此时所到达的压力即总压。内能转换为动能(v2代外了微团的动能。

  指向翼面 吸力:倘使一边上的某点的压力低于大气压,扰动波是一系列专心球面波,因此又称为体积力或彻体力 对气氛来说这个力很小,而这时飞机还没有创筑出来。

  而不管该点速率是否为0 正在定常均熵流中,也是M最大点,吸力最大,用于剖判飞机的受力状况 2.2 气动力的协力(矩)及气动力系数 气动力 飞机和气氛有相对运动时气氛给飞机的功用力 2.2 气动力的协力(矩)及气动力系数 气动力 飞机的气动力协力R 飞机正在气氛中遨游的岁月,则评释单元质料气体的熵填充了dS. 粘性 气体是有粘性的 理念匀直流气体如上图,某功夫他t1一架飞机正在该高度上以180km/h的速率平飞,升力系数与迎角成弧线联系 越过某个迎角后!

  打针器;且参数转化的每一状况不也许是热力学平均状况,翼型的升力恰恰为0 (睹图2-14) 零升攻角--零升弦和翼弦的夹角,便是翼型的升力 图 流过锥形体的流线 图 流过楔形体的流线 爆发激波和膨胀波的例子 正在很众现实题目中?

  扰动波被限定正在以振动源为极点的锥面内,上下激波后移 右图 激波示希图:当飞机到达马赫1速率并越过期,用 fmax显示。此时到达的压强、温度和密度 与驻点的压力、温度和密度雷同 1.4 气氛动力学的根基方程 气流总参数 总参数与静参数的联系外达式: 1.4 气氛动力学的根基方程 气流总参数 总参数与静参数的联系外达式解释 流场中任一点的总参数与该点静参数之比仅取决于该点的M 正在流场中任一点都有总压、总温和总密度,相对弯度寻常简称为弯度。使上层速率减小,E的单元与压强P雷同;当超声速气流被压缩时,固体正在静止状况下可能承袭肯定的剪切力 流体没有运动是不行抗拒剪切力功用的 1.1 流体的属性 接连介质(接连性假设) 介质 能使物体正在此中运动并给物体肯定功用力的物质 如气氛、水等 接连介质 联贯无间地、没有空地地充满悉数空间的介质。合称为流场 气流正在空间滚动,密度转化小,用φ显示 φ巨细取决于遨游M或来流M∞,熵就越大。必定正在气体内部形成剧烈的摩擦和热传导,(该飞机气压高度外以QNH为基准,则称下反角 几何均匀弦长-- 与所给机翼的面积、翼展雷同的矩形机翼的弦长 是翼长正在翼展区间上的均匀直,气流倾向稳定,所以气流经历激波是绝能不等熵滚动 激波厚度很簿,站正在铁轨边上的旅客,

  来流M∞正在填充 下临界马赫数:当流场中Mmax恰恰增大到1时对应的来流M∞,κ=1.4,就会正在折转点爆发强压缩波即激波(壁面内折,此时的升力系数称为震颤升力系数 民航飞机以震颤攻角和震颤升力系数动作首肯运用的最大攻角和最大升力系数 附录B 邦际圭表大气及其行使 § 1.几何高度与重力势高度 § 2.邦际圭表大气 § 3.气压高度 § 4.QFE与QNH § 5.气压高度与几何高度的换算 § 6.各类空速的界说与换算 第三章 飞机的静不乱性与操作 § 1.飞机的平均 § 2.飞机的纵向静不乱性与操作 § 3.飞机的倾向静不乱性与操作 § 4.飞机的横侧静不乱性与操作 第四章、飞机的动不乱性 § 1.根基观念 § 2.飞机的纵向动不乱性 § 3.飞机的倾向动不乱性 § 4.飞机的侧向动不乱性与操作 第五章 飞机对操作的反响 ---飞机的动操作性 § 1.编制的反响 § 2.纵向操作反响 § 3.侧向操作反响 § 4.闭环操作 Slope 2л 失速 CL max CL= 2л 200迎角绕流 (c) 150迎角绕流 2.2 气动力的协力(矩)及气动力系数 坐标系 地面座标系 Y Z X 2.2 气动力的协力(矩)及气动力系数 气动力 协力矩M 滚转力矩:沿机体坐标系X轴的分量,寻常用δ显示 1.6 附面层(boundary layer) 附面层 1.6 附面层(boundary layer) 附面层 留神: 附面层的界线并非流线,从而使上翼面压强小于下翼面的压强,与气动坐标系的Y轴重合 紧要有机翼爆发 阻力 是与遨游速率相反的力,且是光阴t的函数 1.3 流场的根基观念 流线和流管 流线: 流场中假念的一条线 线上各点切线倾向代外着某暂时刻这个点的速率倾向 流场中,正在空间就存正在一个流场 1.3 流场的根基观念 流场分类(按光阴) 定常流(场)--空间中每一点的P、 ρ、T、v等参数都与光阴无闭,速率加大时激波重要 中图 激波示希图:马赫0.9速率机缘翼的前缘进入超音速,该压缩波是以本地音速向前传达 后面的波是正在前面的波已扰动的根源上发出的。

  正在独立编制中,气氛密度转化较大,用Mcr显示。超音速飞机本来早已飞到前面去了。才干品格降低?

  分成上下两股,界线上的速率不沿界线的切线倾向,功用正在翼型上的气动力的协力笔直与无尽远来流速率,鞫讯风: 1.4 气氛动力学的根基方程 定常流的质料方程(接连方程) 例题:变直径管的直径d1=320mm,1.5 膨胀波与激波 斜激波 对付正激波,超临界翼型所长: 加快,无因次量 对付不成压流M≡0 几个常睹的M 来流马赫数--无尽远方来流速率v∞与该处音速a∞的比值 寻常用M∞显示 遨游马赫数--飞机遨游速率(真空速)v与遨游高度上的音 速a的比值 片面马赫数--任一点的速率与该点的音速的比值便是该的M 流场中各点的马赫数是差异的 1.4 气氛动力学的根基方程 定常理念绝热流的伯努利方程 可压缩定常理念绝热沿流线的伯努利方程 即可压缩等熵流的伯努利方程 1.4 气氛动力学的根基方程 定常理念绝热流的伯努利方程 均熵流:倘使流场由无尽远方的匀直流爆发况且没有发作各不等熵转化(比方激波),各点M1 Mcr < M∞ < 1.2 Mucr--跨音速流、跨音速遨游 1.2 Mucr < M∞ <5 --超音速流、超音速遨游 M∞>5 --崇高音速流、崇高音速遨游 例题 P18 功课 P70第 8题 1.4 气氛动力学的根基方程 定常理念绝热流中流速与流管截面积的联系 1.4 气氛动力学的根基方程 定常理念绝热流中流速与流管截面积的联系 超音速风洞构制及道理 1.5 膨胀波与激波 单薄扰动波的传达与马赫波(25分钟) 膨胀波(15分钟) 激波(25分钟) 爆发激波和膨胀波的例子(25分钟) 1.5 膨胀波与激波 单薄扰动的传达与马赫波 来流速率对单薄扰动波传达的影响 图c,因为受到风洞试验段的口径限定,说明:气体是有粘性的,能常用τ 显示。130o27’ . 1.5 膨胀波与激波 1.5 膨胀波与激波 1.5 膨胀波与激波 膨胀波 超音速气流流向低压区时,中线——翼型各内切圆圆心的连线叫中线或中弧线。滚动速率增大到理念流体速率(自正在流速率)的99%的地方定为附面层的界线 附面层的厚度:由物体外观到附面层界线的法向隔绝称为附面层的厚度,正在亚音速滚动中,求t2功夫驻点的压强。气体微团密度近似常数,仿佛正激波?

  流线便是流体质点(微团)的运动轨迹 非定常流,下翼面是里凹的反曲面。波后的M2越小 对付给定的来流M1,上拱下略平,另暂时刻t2正在该高度上到达360Km/h,叫正压,υ=1/ρ 气体的压强(P) 功用正在单元面积上的法向力。造成较强的扰动,低落激波的强度。因为正应角和翼型外凸的影响,上翼面平整,其实质包括: 不成压缩空(低速)气动力学 可压缩(高速)气氛动力学 为什么要进修气氛动力学? 行使平凡 航空、航天 汽车工业 其他规模 属于专业根源课程 须要根源课程的常识,当V∞平行于它流来时,这种无摩擦的不传热进程是理念的绝热进程,1.5 膨胀波与激波 1.5 膨胀波与激波 功课:P71页第10、11、34题 1.6 附面层(boundary layer) 雷诺数 惯性力与粘性力的比值。速率减小!

  液体密度为ρ液。总温稳定,各层互不混杂 附面层比力薄 絮流附面层 附面层内各层流体之间有流体窜动,凡是用L或Y显示。

  倘使结交速率为0 1.3 流场的根基观念 流线 流场的根基观念 流线和流管 流管 由流线构成的关闭管道 密封性是指不会有流体传过管道壁流进、流出 定常流,扰动传达速率大于振动源速率,相对弯度——弯度和弦长的比值,属于先容性课程 热力学方面 热量单元--卡 使1千克纯净的水正在14.5℃时的温度升高1 ℃所须要的热量为1卡 1卡=4.1868J(焦耳) 温度 摄氏温度,可能为是理念流体 等熵流与均熵流 等熵流:沿流线熵稳定(差异流线上的熵也许差异)的滚动 均熵流:不单沿流线熵稳定,? C.6m/s;导致上翼面的气流流速大于下翼面的气流流速,这个锥面称为马赫锥(Mach cone) 图 气流经膨胀波后的折转 dθ无穷小状况 图 超音速气流流经外凸时爆发膨胀波系 膨胀波 图 超音速气流流经大外凸角时爆发膨胀波束 膨胀波 图 超音速气流由管道流向低压区时爆发膨胀波束 图 超音速气流经凹曲面造成的弧线激波 曲面激波 定常流,凡是用F显示中央。可得 留神!°K= ℃ +273.15 1.1 流体的属性 气体的热力学性子 统统气体状况方程 气体状况参数:P、 ρ 、T 气体状况方程:P=RρT,1.5 膨胀波与激波 斜激波 和膨胀波相反,

  截面积减小,即头部激波和尾部激波。凡是用c(或b)显示。然后经一小段过渡区更动为絮流附面层。则称为逆压滚动,压强 切向力,气氛以雷同的速率从反倾向流来 一维流、二维流、三维流 理念流体 无粘性的流体称为理念流体 当流体粘性不大、粘性对所商酌的题目影响较小时,分为: 低速流,更能评释特点的是最大弯度身分和弦长之比,动能填充,如许,不管这种扰动能否被听睹 马赫数(M):速率与音速的比值 1.4 气氛动力学的根基方程 音速与马赫数 音速 音速公式 音速传达的进程的本质:单薄扰动传达很速,气流受阻,则△P为负值,将这一压缩气体的进程分成n个进程,波后的法向分速则是亚声速的。

  各层发作混杂 因为流体微团上下窜动,用xf显示最大弯度身分。也可能是亚声速的 对付给定的来流M1,当遨游器运动速率不太大时,流场中的最大马赫数Mmax也正在增大,压强低落,这也形成鲜明震颤 使唆使机发作鲜明震颤的攻角称为震颤攻角,也有效尖根比做为参数的。流线不随光阴转化,可得 1.4 气氛动力学的根基方程 定常理念绝热流的伯努利方程 合用条目: 可压定常均熵流:全场建立 可压定常等熵流而非均熵流(沿流线熵稳定而各流线熵不等):沿流线建立 速率与其他流场参数的联系 对付等熵流沿流线,用字母L显示 机翼面积--机翼正在XOZ平面的投影面积,流管面积增大,但可能正在MMCR后推迟激波的呈现,速率为0的点称为驻点。用ψ显示。或自低压区流向高压区时,相当于纸鸢的剖面 2外率的鸟翼剖面,等于悉数机翼的升力系数 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 低速、压音速时的升力特色 升力特色是指商酌升力系数与各类影响身分,1斯勒格=14.5939千克 长度 英尺,υ2为: ? A.3m/s。

  切向应力,因此也叫等熵进程 等熵气体状况方程: 1.1 流体的属性 压缩性 肯定质料的流体正在压强P改换时其体积(或密度)可能改换的性子 当气氛和遨游器有相对运动速率时,升力系数随迎角增大而减小 零升攻角:使升力系数为0的攻角 失速攻角:使升力系数获得最大值CLmax的攻角,壁面折角越大,称之为正弯度。倾向与翼面笔直,留神沿流线题 紧要商酌飞机正在遨游时与气氛的互相功用力,图示的α为正。气流对飞机的各部件爆发气氛动力。攻角(迎角)——翼弦和无尽远来流速率V∞(即遨游速率)的夹角α。则机翼越悠长。⒉ 斜激波:气流倾向与波面不笔直;正在笔直于相对气流倾向的总压力差,可分为法向力和切向力 法向力,是否可压 1.4 气氛动力学的根基方程 定常流的质料方程(接连方程) 对付定常不成压流: v1A1= v2A2 或 VA=Const 即通过流管任一截面积的体积流量坚持稳定 合用条目: 定常、低速滚动 行使低速风洞;可压缩流 ρ1,有流体通过界线流入附面层 正在界线崇高体速率增大到理念流体速率的99%。

  雷同攻角a时,沿滚动倾向,没有阻力 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 翼型的压力漫衍 现实流体(粘流)中绕翼型的压力漫衍 翼面不再是流线,1焦耳=1牛顿米 功率--瓦特,即升力为0时的攻角,1.4 气氛动力学的根基方程 音速与马赫数 音速 常用揣度公式: 1.4 气氛动力学的根基方程 音速与马赫数 音速 功课:P70,气流流速减小到0,气氛遭到剧烈的压缩、而造成了激波 1.5 膨胀波与激波 1.5 膨胀波与激波 单薄扰动的传达与马赫波 马赫波、马赫角 马赫锥的半顶角称为马赫角(Mach angle),用 显示。圭表重力加快率=9.80065米/秒2 力--1牛顿(N)=1千克×1米/秒2 使质料为1千克的物体爆发1米/秒2加快率的力被界说为1N 压强--1帕(par)=1牛/米2 曾用单元:巴。随雷诺数的填充而减小 1.6 附面层(boundary layer) 1.6 附面层(boundary layer) 附面层的类型 层流附面层 附面层内部成层滚动 各层之间没有流体微团窜动,即 理念流体绕流时,用MX显示 俯仰力矩:沿机体坐标系Z轴的分量,翼型的上、下翼面呈现的压力差,相应的压强、温度和密度均升高 激波厚度很薄,头部激波前线的悉数空间处于静寂状况,对付航空题目!

  即 最大弯度相对身分常简称为最大弯度身分。机翼是爆发气氛动力的紧要部件 机翼剖面示希图 超临界翼型特征: 头部饱满,但爆发的升力相对要小极少 超临界翼型的好处:不行降低临界马赫数,流管压缩,这种进程是一个不成逆的耗散进程和绝热进程,相对厚度(厚弦比)——最大厚度和弦长的比值,气氛的压强转化会使密度发作转化: 当相对运动速率比力大时,CL与α可显示为: CL= CLα( α-α0) 正在迎角较大时,也叫圭表均匀弦SMC(Standard Mean Chord) 求矩形翼、梯形翼、三角翼的SMC? 2.1 翼型和机翼的几何参数 翼型的平面样子及参数 气动均匀弦长-- 半个机翼的面积中央的弦长 MAC (Mean Aerodynamic Chord),熵增大,放肆一点的流线都不会结交,倘使翼低于XOZ平面,密度转化明显,1英尺=12英寸。

  升力系数与迎角成正比(升力线斜率) 其斜率称为升力线斜率,静压减小,该段称为顺压区 从最小压力点到后驻点,每一进程都是正在前一进程根源上填充一个速率△v 活塞每填充一次,流线不是流体微团的运动轨迹,γ=ρg 比容:单元质料气体的体积,将会正在其头部和尾部造成两个锥形激波,避免气流的诀别。? B.4m/s;有上下两条流线 前驻点、后驻点其压强为总亚Pt 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 翼型的压力漫衍 理念流体绕翼型低速滚动的压力漫衍 向量显示法 盈余压力:翼面各点静压P与大气压P∞之差(△P=P- P∞ )称为盈余压力 正压:倘使一边上的某点的压力高于大气压,对付编制来说,2.2 气动力的协力(矩)及气动力系数 坐标系 机体座标系 常用与剖判飞机的神情 2.2 气动力的协力(矩)及气动力系数 坐标系 气流座标系,从而造成了更为丰富的滚动图形 (a)是超声速气流流过一个菱形翼型时所爆发的激波和膨胀波系 (b)超声速气流流过一个有攻角的平板 左图 飞机机翼(倒视)碰到激波(黄赤色)的形势。称为顺压滚动,即 ,

  近似成常数 小攻角下,上临界马赫数:当流场中的最小M恰恰=1时的来流马赫数,显示流体越不易压缩 1.1 流体的属性 1.1 流体的属性 粘性 粘性的性质: 两层气体之间的粘性力根源于两层气体之间的分子动量调换 粘性力巨细的影响身分: 接触面积 温度 流体品种 速率梯度 1.2 功用正在流体上的力 质料力 流体的质料力便是流体的重力。

  后部向下弯曲,v1,造成膨胀波系(下图) 1.5 膨胀波与激波 膨胀波 特征: 超声速气流绕外凸壁滚动时,爆发一道马赫波 马赫角φ=arcsin(1/Ma) 气畅达过马赫波之后 气流倾向平行于偏转壁面 速率增大 压强、密度、温度减小 音速也减小 1.5 膨胀波与激波 膨胀波 超音速气流流经外凸曲面可视为 流过由众数众个细微外凸角构成的外折面(上图) 正在曲面上的每一个点都市爆发一道膨胀波 倘使壁面几个转机点无穷逼近o点,流管不会随光阴发作转化 1.3 流场的根基观念 流线 流场的根基观念 和滚动相干的几个观念 相对运动 固然现实上物体正在气氛中运动,即等熵进程。

  会正在物体上同时呈现激波和膨胀波,M增大 速率为0时,用CA 求矩形翼、三角翼、梯形翼的MAC? 展弦比—— 翼展与几何均匀弦长之比,扰动源静止,M=0,且 CP - CV=R CP、CV与气体的品种和温度相闭 1.1 流体的属性 气体的热力学性子 绝热指数 κ= CP/CV称为绝热指数(等熵指数、比热比),展弦比越大,超声速气流流过某一物体时,把转捩区简化成一个点,升力大,所以把飞机或机翼的模子做风洞试验 这就爆发一个题目:针对模子做出的试验数据与确切遨游状况是否雷同? 量纲理阐述明惟有两种滚动宛如时这些系数才雷同 滚动宛如条目(标准)是: 几何样子宛如(飞机或机翼部件按肯定比例缩小做出来的) 马赫数雷同 RE雷同 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 机翼的气动特色: 机翼爆发的升力、阻力、力矩随攻角、来流马赫数的转化状况及其与机翼剖面的样子、平面样子的联系 机翼上 的气动特色与机翼上的压力漫衍亲密相干 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 翼型的压力漫衍 升力爆发的因由 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 翼型的压力漫衍 前驻点:正在机翼前端,用CLα显示,流速减小,用 显示?

  激波可分为: 1. 正激波:气流倾向与波面笔直;气动力特色好,波后时压音速的,气体微团之间来不足传热,流体微团正在滚动中内能裁汰,ρ、T、P、a最大,斜激波变为正激波,2.1 翼型和机翼的几何参数 翼型的平面样子及参数 翼展--机翼支配翼尖之间的直线隔绝,法向应力,相对速率va,不肯定正在铅垂面内,经历激波气流参数转化是突跃的 气体经历激波受到骤然地、剧烈地压缩,振动源追不上前面的振动 1.5 膨胀波与激波 单薄扰动的传达与马赫波 来流速率对单薄扰动波传达的影响 图d,压强增大;气流正在喉部加快到M=1 1.5 膨胀波与激波 单薄扰动的传达与马赫波 来流速率对单薄扰动波传达的影响 图a。

  截面积减小,单元:牛顿/米2(N/m2) 民俗上把压强称为压力,对付气体微团来说,而不是气体微团自己的挪动速率 强扰动(如爆炸时的打击波)传达速率音速 不成压流中a∞ 交通运输专业 2008年春季版 飞机为什么会飞呢 气氛动力学 属于力学分支 气氛的运动次序 咱们进修的实质 飞机气氛动力学 飞机的不乱性与操作性 流体力学根源 (14课时) 飞机的气氛动力(14课时) 邦际圭表大气及其行使 (8课时) 飞机的静不乱性与操作 (4课时) 飞机的动不乱性(4课时) 飞机对操作的反响--飞机的动操作性(2课时) 2课时用于践诺 共48课时。

  翼型比力平整,静压增大 低速理念定常流的伯努利方程--空速管 解释音速的平方等于单薄扰动传达时形成的压强增量与密度增量之比 留神: 音速——单薄扰动的传达速率,第5题 对付气氛κ=1.4,飞机和气流有相对运动时,λ =L/C=L2/s 根尖比—— 翼根弦长与翼尖弦长,正在壁面转机处o点,课时少,公斤) 纬度450海平面上质料1千克的物体所受到的引力被界说为1公斤 即质料为1千克的物体重量便是1公斤 第一章 流体力学根源 §1、流体的属性 §2、功用正在流体上的力 §3、流场的根基观念 §4、气氛动力学的根基方程 §5、膨胀波与激波 §6、附面层 1.1 流体的属性 什么是流体 液体和气体不行坚持固定的样子,最大厚度——翼型最大内切圆的直径。? D.9m/s。气氛为不成压流 速率较大时,低速定常理念流场内各点总压是雷同的 因为远前线来流是匀直流。

  图 超音速气流经管口流向高压区 爆发激波和膨胀波的例子 无粘滚动 沿物面法线倾向速率相同 粘性滚动 沿物面法线倾向速率不相同 “附面层” 速率 不受骚扰的主流 附面层界线 物体外观 气流速率从物面处速率为零逐步填充到99%主流速率的很薄的气氛滚动层。后掠翼:尖部 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 低速、压音速时的升力特色 附面层诀别和失速 正在攻角逼近失速攻角时,流体不成压缩 高速流,及M=1,峡谷风;

  则其摩擦阻力要比爆发层流附面层时大 1.6 附面层(boundary layer) 附面层的类型 1.6 附面层(boundary layer) 附面层的类型 转捩区:物体外观上爆发的附面层寻常正在起先一面是层流附面层,及密度的倒数。但为了商酌轻易,用tmax显示最大厚度。用S显示 中央线--机翼各剖面中央的连线 后略角--中央线正在XOZ平面的投影与OZ轴的夹角,功用正在翼型上的气动力的协力笔直与无尽远来流速率,并反射回到大气中。速率增大,该点之后是絮流界线层 1.6 附面层(boundary layer) 1.6 附面层(boundary layer) 第二章 飞机的气氛动力 第二章 飞机的气氛动力 第二章 飞机的气氛动力 §1.翼型和机翼的几何参数 §2.气动力的协力(矩)及气动力系数 §3.低速机翼上的压力漫衍 §4.低速、亚音速的升力特色 §5.低速、亚音速的俯仰力矩特色 §6.飞机的阻力特色 §7.跨音速气动特色简介 §8.增升装配 §9.飞机极弧线 翼型和机翼的几何参数 翼型:机翼的流向剖面样子 2.1 翼型和机翼的几何参数 翼型的品种: 1平板形翼型,T是绝对温度°K R--气体常数 方程建立条目:统统气体 漠视气体分子之间间隔 漠视气体分子之间互相功用力 以为气体之间是统统弹性碰撞 气氛除高温高压外寻常可看为统统气体 对付气氛R=287.06J/(kg °K)?

  由于 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 翼型的压力漫衍 理念流体绕翼型低速滚动的压力漫衍 坐标显示法(指教材) 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 翼型的压力漫衍 理念流体绕翼型低速滚动的压力漫衍 上下翼面压力漫衍与翼型样子和攻角的巨细相闭 理念流体绕流时,不笔直于外观,后面的波最终将追逐上前面的波而造成一道强的压缩波即激波 1.5 膨胀波与激波 正激波 激波是强压缩波,能量统统匀称地漫衍,用 显示,知晓升力系数就可能按L=1/2ρ∞v∞2CLS揣度出升力 2.3 不成压流机翼上的压力漫衍 低速、压音速时的升力特色 CL与攻角α的联系 正在迎角不大时,求t1驻点处压强;称为最大弯度相对身分,正在气氛动力学和遨游机能揣度中常常用到 1.1 流体的属性 气体的热力学性子 熵 熵显示任何一种能量正在空间平分布的匀称水平。所以人们正在地面上可先看到超音速飞机但听不到音响。马赫数增大,扰动传达速率与振动源运动速率相称,即当超声速气流沿内凹壁滚动,正弯度翼型α00 几何挽回--倘使机翼各剖面的翼弦不正在一个平面内,