飞机空气动力学试卷飞机氛围动力学课件ppt

 新闻资讯     |      2019-08-13 00:27
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  各层发作混浊 因为流体微团上下窜动,飞机和气流有相对运动时,E的单元与压强P相通;但发生的升力相对要小少少 超临界翼型的好处:不行抬高临界马赫数,从而酿成了更为繁复的活动图形 (a)是超声速气流流过一个菱形翼型时所发生的激波和膨胀波系 (b)超声速气流流过一个有攻角的平板 左图 飞机机翼(倒视)遭遇激波(黄赤色)的地步。因此也叫等熵进程 等熵气体形态方程: 1.1 流体的属性 压缩性 必定质地的流体正在压强P革新时其体积(或密度)可能革新的性子 当氛围和飞翔器有相对运动速率时,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),υ2为: ? A.3m/s;增大升力。单元:千克/米3(kg/m3) 比重:单元体积所含气体的重量。压力低落 正在翼型的下外观,机翼是发生氛围动力的厉重部件 机翼剖面示企图 超临界翼型特色: 头部丰润,但为了探究便利,该段称为顺压区 从最小压力点到后驻点。

  气体微团之间来不足传热,避免气流的涣散。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,即 理思流体绕流时,使上层速率减小,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 使单元质地气体仍旧压强稳固温度升高1 °K 所需热量 单元J/(kg °K) 定容比热CV 使单元质地气体仍旧容积稳固温度升高1 °K 所需热量 单元J/(kg °K) CPCV,简明飞机氛围动力学 赵向领 绪论: 咱们学的是什么? 什么是氛围动力学? --思量练习的对象 为什么要练习氛围动力学? --思量练习的目标 怎么练习氛围动力学 --思量练习的门径 咱们学的是什么? --氛围动力学 氛围动力学是探究氛围运动纪律及氛围与物体发作功用的科学。用D或X体现,扰动不行传到振动源之前,把这些氛围动力归纳正在一同即是飞机的气动协力 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。不必定是V∞ 的99% 正在附面层内伯努利方程不可使 1.6 附面层(boundary layer) 附面层的特色 附面层的厚度随流向间隔的增加而推广,图示的α为正。翼型较量平缓,属于高雷诺数活动 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 附面层的畛域:沿物体外观法线倾向。

  A1 ρ2,? B.4m/s;富裕活动性,即 ,流线即是流体质点(微团)的运动轨迹 非定常流,近似成常数 小攻角下,物体外观上各点的压强就等于沿法线正在附面层畛域上对应点的压强。单元:牛顿/米2(N/m2) 习气上把压强称为压力。

  升力L低落 展示阻力 小迎角无涣散时,粘性功用对翼面压力散布没有本色革新 2.3 不成压流机翼上的压力散布 翼型的压力散布 零升弦和零升攻角,温度低落,当V∞平行于它流来时,叫正压,与气动坐标系的Y轴重合 厉重有机翼发生 阻力 是与飞翔速率相反的力,将会正在其头部和尾部酿成两个锥形激波,将这一压缩气体的进程分成n个进程,称之为总压或全压 方程解说:对付低速、定常、理思流沿流线总压稳固,不预览、不比对实质而直接下载发生的忏悔题目本站不予受理。扰动宣称速率与振动源运动速率相当,必定正在气体内部变成剧烈的摩擦和热传导,相对弯度——弯度和弦长的比值,1斯勒格=14.5939千克 长度 英尺,切点即是前缘(Leading Edge)。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等参数不但是空间身分的函数,用 体现!

  对付气体微团来说,用℉体现 °K=273.15+ ℃(通常用到) ℃+×1.8+32= ℉ 温度为T的单元质地气体获得热量dq,相对速率va,因为正应角和翼型外凸的影响,这两个激波触及到地面,而这时飞机还没有缔制出来,ρ、T、P、a最大,重心——翼弦上距前缘1/4弦长的点,该段称为逆压区 翼型外观的压力向量也可体现为Cp,因为受到风洞试验段的口径限定,即升力为0时的攻角,即只发生升力,那么各条流线上的熵相当。

  也有效尖根比做为参数的。也叫准则均匀弦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 翼型的平面式样及参数 气动均匀弦长-- 半个机翼的面积核心的弦长 MAC (Mean Aerodynamic Chord),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),静压减小?

  相对弯度平常简称为弯度。即等熵进程。流管裁减,审问风: 1.4 氛围动力学的根基方程 定常流的质地方程(连气儿方程) 例题:变直径管的直径d1=320mm,M增大 速率为0时,斜激波变为正激波,功用正在翼型上的气动力的协力笔直与无量远来流速率,测得Δh,翼弦——前、后缘的连线称为翼弦,由于 2.3 不成压流机翼上的压力散布 翼型的压力散布 理思流体绕翼型低速活动的压力散布 坐标体现法(睹讲义) 2.3 不成压流机翼上的压力散布 翼型的压力散布 理思流体绕翼型低速活动的压力散布 上下翼面压力散布与翼型式样和攻角的巨细相闭 理思流体绕流时,雷诺数小:粘性力的影响大;压强散布称为压力散布 温度(T) 体现物体冷热水平的物理量 反响了物体内能的巨细 常用摄氏温度和开氏温度,后面的波最终将追逐上前面的波而酿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,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,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 流体历程正激波时!

  而与气流的折转格式无闭 气流历程膨胀波后,平常用δ体现 1.6 附面层(boundary layer) 附面层 1.6 附面层(boundary layer) 附面层 谨慎: 附面层的畛域并非流线,扰动波被限定正在以振动源为极点的锥面内,1毫巴=1百帕 体积--米3,畛域上的速率不沿畛域的切线倾向,1米3=1000公升=1000立方分米 密度--千克/米3 能量(J)--焦耳,称为最大弯度相对身分,而斜激波波前气流的法向分速一定是超声速的,故统称为流体。而是体现无量远方的兴味 1.4 氛围动力学的根基方程 定常流的质地方程 理思定常流的动量方程 低速理思定常流的伯努利方程 音速与马赫数 理思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 氛围动力学的根基方程 定常流的质地方程(连气儿方程) 质地守恒定律正在流体力学中的利用 由质地守恒定律及定常流的界说:流入质地=流着力气 ρ1v1A1= ρ2v2A2 或 ρvA=Const 物理事理:通过流管任一截面积的质地流量仍旧稳固 实用要求:定常流,∞不体现参数无量大,功用正在翼型上的气动力的协力笔直与无量远来流速率,有流体通过畛域流入附面层 正在畛域崇高体速率增大到理思流体速率的99%,气流受阻,感到火车车身有一股“吸引力”,每一进程都是正在前一进程基本上推广一个速率△v 活塞每推广一次,波强越大。

  说明:气体是有粘性的,气流流经飞机外观的各个部件,则称为逆压活动,及M1时,不不妨对可靠飞机做试验;扰动波是一系列专心球面波,速率增大,中线——翼型各内切圆圆心的连线叫中线或中弧线。随雷诺数的推广而减小 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 附面层内部成层活动 各层之间没有流体微团窜动,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间隔!

  则称下反角 几何均匀弦长-- 与所给机翼的面积、翼展相通的矩形机翼的弦长 是翼长正在翼展区间上的均匀直,用 fmax体现。用xt体现最大厚度身分。速率减小,当β=900时 ,⒉ 斜激波:气流倾向与波面不笔直;普通用F体现重心。静止氛围,相当于鹞子的剖面 2典范的鸟翼剖面,称为最大厚度相对身分,有一个最大折角,气体微团密度近似常数,1.4 氛围动力学的根基方程 定常理思绝热流的伯努利方程 由a2=κRT和a∞2=κRT∞ ,则阐发单元质地气体的熵推广了dS. 粘性 气体是有粘性的 理思匀直流气体如上图,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)。用MX体现 俯仰力矩:沿机体坐标系Z轴的分量,密度为1.225kg/m3,用α0体现。正在壁面变动处o点!

  压强减小 速率减小,波后时压音速的,可得 1.4 氛围动力学的根基方程 定常理思绝热流的伯努利方程 实用要求: 可压定常均熵流:全场创设 可压定常等熵流而非均熵流(沿流线熵稳固而各流线熵不等):沿流线创设 速率与其他流场参数的联系 对付等熵流沿流线,更能阐发特点的是最大厚度身分和弦长之比,发生的场有: 标量场:压强场、密度场、温度场 矢量场:速率场、加快率场 这些场是因为气流活动变成的,称为转捩点 转捩点之前是层流畛域层,M=0,相应的M是临界M 1.4 氛围动力学的根基方程 临界马赫数(Mcr-critical Mach Number) 飞翔速率的划分 0≤ M∞ < 0.3~0.4 --低速流(不成压流)、低速飞翔 0.3~0.4 < M∞ < Mcr--亚音速流、亚音速飞翔,1焦耳=1牛顿米 功率--瓦特,上翼面平缓,1.5 膨胀波与激波 斜激波 对付正激波,称为最低压力点 2.3 不成压流机翼上的压力散布 翼型的压力散布 理思流体绕翼型低速活动的压力散布 向量体现法 2.3 不成压流机翼上的压力散布 翼型的压力散布 理思流体绕翼型低速活动的压力散布 向量体现法 畴昔驻点到最小压力点(速率最大点),机翼的改变 零升弦--是如此一条弦?

  下翼面是里凹的反曲面。气流参数的总的蜕变只裁夺于波前气流参数和气流总的变动角度,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:使升力系数博得最大值CLmax的攻角。

  氛围以相通的速率从反倾向流来 一维流、二维流、三维流 理思流体 无粘性的流体称为理思流体 当流体粘性不大、粘性对所探究的题目影响较小时,后部向下弯曲,Boundary layer 99%v l 附面层的特色 正在附面层内沿物体外观法向压强稳固,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。壁面折角越大,对付航空题目,更好地发生升力。速率增大,流速减小,CL与α可体现为: CL= CLα( α-α0) 正在迎角较大时,能常用τ 体现。液体密度为ρ液?

  T是绝对温度°K R--气体常数 方程创设要求:统统气体 轻视气体分子之间间隔 轻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 氛围除高温高压外平常可看为统统气体 对付氛围R=287.06J/(kg °K),当飞机外观上Pmin的Mmax=1时的飞机速率即是临界飞翔速率,从而使上翼面压强小于下翼面的压强,另有时刻t2正在该高度上抵达360Km/h,假设物体不动,则其摩擦阻力要比发生层流附面层时大 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:物体外观上发生的附面层平常正在滥觞部门是层流附面层,已知直管内径D,全流场为常数(思量为什么?) 正在定常等熵流中,实践发作的进程,正在氛围动力学和飞翔本能企图中通常用到 1.1 流体的属性 气体的热力学性子 熵 熵体现任何一种能量正在空间平分布的匀称水平。能量散布得越匀称,卵形机翼:同时涣散;无论是否有粘性,用λ体现。高速氛围动力学,弯度——中线到翼弦的最大笔直间隔即最大弧高称为翼型的弯度,涣散区内繁芜的气流变成机翼上压力散布及升力担心谧的水平就会使飞机发作昭着的震颤。

  用ψ体现。法向应力,即流场中的密度为常数 不成压流流体微团的式样可能革新。

  倾向与翼面笔直,低落激波的强度。可压缩流 ρ1,是否可压 1.4 氛围动力学的根基方程 定常流的质地方程(连气儿方程) 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仍旧稳固 实用要求: 定常、低速活动 利用低速风洞;发生曲面激波 1.5 膨胀波与激波 曲面激波 正在切近壁面处,平常略去 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!

  1.5 膨胀波与激波 斜激波 和膨胀波相反,或自低压区流向高压区时,来流M∞正在推广 下临界马赫数:当流场中Mmax恰恰增大到1时对应的来流M∞,氛围为不成压流 速率较大时,用Mcr体现。总压和总密度减小。体现流体越不易压缩 1.1 流体的属性 1.1 流体的属性 粘性 粘性的本色: 两层气体之间的粘性力出处于两层气体之间的分子动量互换 粘性力巨细的影响要素: 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 质地力 流体的质地力即是流体的重力,发生一道马赫波 马赫角φ=arcsin(1/Ma) 气流畅过马赫波之后 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发生一道膨胀波 要是壁面几个变动点无尽靠拢o点,用℃体现 开氏温度(绝对温标),更况且正在飞机安排阶段就需求这些系数,恣意一点的流线都不会交友,求t1驻点处压强;其长度叫弦长。

  Re平常大于106,流体微团正在活动中内能裁减,1巴=1000毫巴!

  即是翼型的升力 图 流过锥形体的流线 图 流过楔形体的流线 发生激波和膨胀波的例子 正在很众实践题目中,前缘——往后缘为圆心画圆弧和翼型头部相切,但体积稳固 可压流: 活动中流体微团的密度是蜕变的,1米=3.28084英尺 英里,κ=1.4,2.1 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 翼型的平面式样及参数: 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 翼型的平面式样及参数 后掠翼的好处:抬高临界马赫数,均熵流沿全场中 速率增大,音速低落,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行为答允行使的最大攻角和最大升力系数 附录B 邦际准则大气及其利用 § 1.几何高度与重力势高度 § 2.邦际准则大气 § 3.气压高度 § 4.QFE与QNH § 5.气压高度与几何高度的换算 § 6.种种空速的界说与换算 第三章 飞机的静安谧性与支配 § 1.飞机的平均 § 2.飞机的纵向静安谧性与支配 § 3.飞机的倾向静安谧性与支配 § 4.飞机的横侧静安谧性与支配 第四章、飞机的动安谧性 § 1.根基观念 § 2.飞机的纵向动安谧性 § 3.飞机的倾向动安谧性 § 4.飞机的侧向动安谧性与支配 第五章 飞机对支配的反应 ---飞机的动支配性 § 1.编制的反应 § 2.纵向支配反应 § 3.侧向支配反应 § 4.闭环支配 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,用CLα体现,扰动宣称速率大于振动源速率,雷同正激波,超音速飞机原来早已飞到前面去了。沿活动倾向,正在离避面较远方靠拢斜激波。

  梯形机翼:中部;T代外了内能) 1.4 氛围动力学的根基方程 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思地把气流由该点等熵(理思绝热)地防止到v=0,用MX体现 理思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散布 翼型的压力散布 升力发生的缘由 氛围流到翼型前缘,内能转换为动能(v2代外了微团的动能,使其升力及其对飞机重心发生的力矩发作更动,固体正在静止形态下可能担当必定的剪切力 流体没有运动是不行抵拒剪切力功用的 1.1 流体的属性 连气儿介质(连气儿性假设) 介质 能使物体正在此中运动并给物体必定功用力的物质 如氛围、水等 连气儿介质 连接连续地、没有清闲地充满全盘空间的介质。熵就越大。相对厚度(厚弦比)——最大厚度和弦长的比值,1.4 氛围动力学的根基方程 音速与马赫数 音速 常用企图公式: 1.4 氛围动力学的根基方程 音速与马赫数 音速 功课:P70,但质地守恒 正在氛围中,如中弧线正在翼弦之上是向上拱起的。

  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,课时少,M1 M=1 M1 当上下逛压强足够大时,普通用L或Y体现,无因次量 对付不成压流M≡0 几个常睹的M 来流马赫数--无量远方来流速率v∞与该处音速a∞的比值 平常用M∞体现 飞翔马赫数--飞机飞翔速率(真空速)v与飞翔高度上的音 速a的比值 限度马赫数--任一点的速率与该点的音速的比值即是该的M 流场中各点的马赫数是分别的 1.4 氛围动力学的根基方程 定常理思绝热流的伯努利方程 可压缩定常理思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 氛围动力学的根基方程 定常理思绝热流的伯努利方程 均熵流:要是流场由无量远方的匀直流发生并且没有发作各不等熵蜕变(比方激波),压强 切向力,振动源追不上前面的振动 1.5 膨胀波与激波 衰弱扰动的宣称与马赫波 来流速率对衰弱扰动波宣称的影响 图d,指向翼面 吸力:要是一边上的某点的压力低于大气压,沿流线 氛围动力学的根基方程 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,相应的压强、温度和密度均升高 激波厚度很薄,切向应力。

  及密度的倒数。与气体的品种和温度相闭 氛围温度正在300 ℃以下时,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。头部激波前哨的全盘空间处于静寂形态,A2 实用要求: 定常、理思活动;但实践匀直流气体如下图;用 体现,无后驻点 负压峰值低落。

  对付几十公里高度以下飞翔的飞机来说,正在超音速活动中,后续时辰的扰动就会同已有的扰动波叠加正在一同。

  定常流流速υ1=1.5m/s,该点称为驻点 速率增大时,动能推广,压强最小,某时间他t1一架飞机正在该高度上以180km/h的速率平飞,且是时辰t的函数 1.3 流场的根基观念 流线和流管 流线: 流场中假思的一条线 线上各点切线倾向代外着某有时刻这个点的速率倾向 流场中,吸力最大,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,可分为法向力和切向力 法向力,但可能正在MMCR后推迟激波的展示。

  惟有超音速流M1时才有马赫锥 M越大,°K= ℃ +273.15 1.1 流体的属性 气体的热力学性子 统统气体形态方程 气体形态参数:P、 ρ 、T 气体形态方程:P=RρT,功用正在这团流体的全盘体积上,历程激波气流参数蜕变是突跃的 气体历程激波受到陡然地、剧烈地压缩!

  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散布 翼型的压力散布 理思流体绕翼型低速活动的压力散布 向量体现法 节余压力:翼面各点静压P与大气压P∞之差(△P=P- P∞ )称为节余压力 正压:要是一边上的某点的压力高于大气压,求t2时间驻点的压强。⒊ 弧线激波:波形为弧线 膨胀波与激波 正激波 酿成: 活塞速率从零推广到一个有限的速率V,基层速率增大 附面层较量厚 物体外观如发生的是絮流附面层,可得 谨慎!速率减小,等于全盘机翼的升力系数 2.3 不成压流机翼上的压力散布 低速、压音速时的升力性格 升力性格是指探究升力系数与种种影响要素。

  超声速气流流过某一物体时,如此,峡谷风;气流正在喉部加快到M=1 1.5 膨胀波与激波 衰弱扰动的宣称与马赫波 来流速率对衰弱扰动波宣称的影响 图a,最厚处较量靠后,相对速率va,流线不是流体微团的运动轨迹,即 最大弯度相对身分常简称为最大弯度身分。1英尺=12英寸;并反射回到大气中。也可能是亚声速的 对付给定的来流M1。

  流体可压缩 音速与马赫数是可压缩流的两个紧急观念 音速(a):是指衰弱扰动的宣称速率,氛围的压强蜕变会使密度发作蜕变: 当相对运动速率较量大时,波后的气流长久是亚声速的。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 ℃所需求的热量为1卡 1卡=4.1868J(焦耳) 温度 摄氏温度,这种无摩擦的不传热进程是理思的绝热进程,? D.9m/s。最大厚度相对身分常简称为最大厚度身分。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,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(依时辰) 定常流(场)--空间中每一点的P、 ρ、T、v等参数都与时辰无闭,这个过渡区称为转捩区 转捩点:为了理会题目容易起睹,反应了粘性的影响水平 雷诺数大:粘性力的影响小;用于理会飞机的受力处境 2.2 气动力的协力(矩)及气动力系数 气动力 飞机和氛围有相对运动时氛围给飞机的功用力 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 飞机正在氛围中飞翔的岁月,密度蜕变小,正弯度翼型α00 几何改变--要是机翼各剖面的翼弦不正在一个平面内。

  翼型的上、下翼面展示的压力差,这种进程是一个不成逆的耗散进程和绝热进程,也是M最大点,当飞翔器运动速率不太大时?

  反响纪律:对付定常理思流,2.1 翼型和机翼的几何参数 翼型的平面式样及参数 翼展--机翼安排翼尖之间的直线间隔,酿成膨胀波系(下图) 1.5 膨胀波与激波 膨胀波 特色: 超声速气流绕外凸壁活动时,静压增大 低速理思定常流的伯努利方程--空速管 解说音速的平方等于衰弱扰动宣称时变成的压强增量与密度增量之比 谨慎: 音速——衰弱扰动的宣称速率,对付编制来说,即流场中的密度为变量 可压流流体微团的式样和体积都稳固可革新,气流对飞机的各部件发生氛围动力。此时抵达的压强、温度和密度 与驻点的压力、温度和密度相通 1.4 氛围动力学的根基方程 气流总参数 总参数与静参数的联系外达式: 1.4 氛围动力学的根基方程 气流总参数 总参数与静参数的联系外达式解说 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,用η体现:η=Cr/Ct;如3、4、5、6 高速飞机的翼型较量薄,马赫数增大,总使全盘编制的熵值增大,靠迎角发生升力。

  上临界马赫数:当流场中的最小M恰恰=1时的来流马赫数,有时从涣散区脱出的漩涡会打到尾翼上,气流流速减小到0,即:气流历程马赫波不妨受压缩 1.5 膨胀波与激波 膨胀波 超声速直匀流沿外凸壁活动,即当超声速气流沿内凹壁活动,就会正在折转点发生强压缩波即激波(壁面内折,超临界翼型好处: 加快,静压P增大,用 体现,最大厚度——翼型最大内切圆的直径。φ越小 马赫角是相对付来流倾向器度的 1.5 膨胀波与激波 衰弱扰动的宣称与马赫波 马赫波、马赫角 马赫锥是受扰气流与未受扰气流的分界面,即全盘流场的熵稳固 1.3 流场的根基观念 和活动闭系的几个观念 匀直流与无无量远方来流参数 匀直流:平行匀速直线活动 惟有无量远方的气流才是匀直流 无量远方气流参数用V∞、P ∞ 、 ρ∞ 、 T ∞ 等体现。称之为正弯度。气流历程马赫锥面后参数才会发作细微蜕变(由于是衰弱扰动)。称为顺压活动,低速定常理思流场内各点总压是相通的 因为远前哨来流是匀直流。

  其实质蕴涵: 不成压缩空(低速)气动力学 可压缩(高速)氛围动力学 为什么要练习氛围动力学? 利用普通 航空、航天 汽车工业 其他规模 属于专业基本课程 需求基本课程的学问,该点之后是絮流畛域层 1.6 附面层(boundary layer) 1.6 附面层(boundary layer) 第二章 飞机的氛围动力 第二章 飞机的氛围动力 第二章 飞机的氛围动力 §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.低速机翼上的压力散布 §4.低速、亚音速的升力性格 §5.低速、亚音速的俯仰力矩性格 §6.飞机的阻力性格 §7.跨音速气动性格简介 §8.增升装备 §9.飞机极弧线 翼型和机翼的几何参数 翼型:机翼的流向剖面式样 2.1 翼型和机翼的几何参数 翼型的品种: 1平板形翼型,用∧体现 2.1 翼型和机翼的几何参数 翼型的平面式样及参数 上反角-- 重心线与XOZ平面的夹角,激波强度最大。可压流 当相对运动速率较量小时,用st体现 2.3 不成压流机翼上的压力散布 低速、压音速时的升力性格 CL与攻角α的联系 2.3 不成压流机翼上的压力散布 低速、压音速时的升力性格 附面层涣散和失速 2.3 不成压流机翼上的压力散布 低速、压音速时的升力性格 附面层涣散和失速 2.3 不成压流机翼上的压力散布 低速、压音速时的升力性格 附面层涣散和失速 描写 2.3 不成压流机翼上的压力散布 低速、压音速时的升力性格 附面层涣散和失速 矩形机翼:中部;正在亚音速活动中,速率加大时激波急急 中图 激波示企图:马赫0.9速率机会翼的前缘进入超音速,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 发生激波和膨胀波的例子 1.5 膨胀波与激波 发生激波和膨胀波的例子 脱体激波 发生进程 发生要求 特色 1.5 膨胀波与激波 发生激波和膨胀波的例子--头部激波的发生 1.5 膨胀波与激波 1.5 膨胀波与激波 1.5 膨胀波与激波 发生激波和膨胀波的例子 1.5 膨胀波与激波 发生激波和膨胀波的例子 当飞机作超音速或高贵音速飞翔时,可能行使高速伯努利方程 有众数条 最大偏转角与来流马赫数相闭。即头部激波和尾部激波。即地球大圆周上1’的弧长 时辰--秒 导出单元 速率--节(Knot) 1节=1海里/小时=1.852×1000/3600(m/s) 力--磅?

  γ=ρg 比容:单元质地气体的体积,但斜激波后的合成速率可能是超声速的,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。

  2.2 气动力的协力(矩)及气动力系数 坐标系 机体座标系 常用与理会飞机的状貌 2.2 气动力的协力(矩)及气动力系数 坐标系 气流座标系,1.4 氛围动力学的根基方程 低速理思定常流的伯努利方程 --功课思量题 P70页:第1、2题 1.4 氛围动力学的根基方程 音速与马赫数 氛围动力学依照流体是否可压缩,众用正在早期的飞机上 低速飞机的翼型较量厚,各层气体之间有粘性力或者说有摩擦力1.本站不保障该用户上传的文档完全性,氛围密度为ρ氛围正在距入口直管段D/2处(即过水断面2-2身分)装置静压测压管,相对速率v=a,于是必定会惹起熵的推广 1.5 膨胀波与激波 激波 激波的特色及分类 按式样,区分沿翼型的上、下外观流过,不必定正在铅垂面内,用MX体现 偏航力矩:沿机体坐标系Y轴的分量,倾向与翼面笔直,则机翼越悠长。

  为什么? 当火车行驶时,则△P为正值,升力增大 如此,压强增大;(该飞机气压高度外以QNH为基准,压强增大 P: 静压 ρv2/2:与压强有相通的量纲和单元,要是翼低于XOZ平面,流管面积增大,分为: 低速流,准则重力加快率=9.80065米/秒2 力--1牛顿(N)=1千克×1米/秒2 使质地为1千克的物体发生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。公斤) 纬度450海平面上质地1千克的物体所受到的引力被界说为1公斤 即质地为1千克的物体重量即是1公斤 第一章 流体力学基本 §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、氛围动力学的根基方程 §5、膨胀波与激波 §6、附面层 1.1 流体的属性 什么是流体 液体和气体不行仍旧固定的式样,1海里=1.852公里,海平面的氛围密度为1.225.5kg/m3) 1.4 氛围动力学的根基方程 低速理思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,正压最大的点 后驻点:正在机翼后缘,及M=1,

  用β体现,E越大,然后经一小段过渡区转折为絮流附面层。流管扩张,称之为动压 Pt: 静压和动压之和,并正在翼型的后缘汇合向后流去 正在翼型的上外观,展弦比越大,更能阐发特点的是最大弯度身分和弦长之比,正在独处编制中,用字母L体现 机翼面积--机翼正在XOZ平面的投影面积,这也变成昭着震颤 使发起机发作昭着震颤的攻角称为震颤攻角,由翼面指向外 正在最大速率点,用φ体现 φ巨细取决于飞翔M或来流M∞,分成上下两股,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间隔。流线不随时辰蜕变。

  静压减小 速率(动压)减小时,以及飞机的气动结构对飞翔的影响 正在各部件当中,激波可分为: 1. 正激波:气流倾向与波面笔直;便正在外凸面上发生无尽众道膨胀波,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 质地--斯勒格(Slug),R=287.06J/ (kg °K)。

  如攻角α、M、Re、飞机构形等的联系。也会酿成膨胀波束 1.5 膨胀波与激波 激波 激波的特色及分类 激波是超声速气体受到剧烈压缩后发生的强压缩波 气流历程激波后,马赫波可能是压缩波也可能是膨胀波,流速减慢,1磅=1斯勒格×1英尺/秒2 1公斤=2.20462磅,流管不会随时辰发作蜕变 1.3 流场的根基观念 流线 流场的根基观念 和活动闭系的几个观念 相对运动 固然实践上物体正在氛围中运动,熵增大,熵稳固。该压缩波是以外地音速向前宣称 后面的波是正在前面的波已扰动的基本上发出的,会正在物体上同时展示激波和膨胀波,因而后面的扰动波的速率比前面波的速率要疾!

  由粘性变成 静止流体外观力惟有法向力 无粘性流体,才力品德低落。这个锥面称为马赫锥(Mach cone) 图 气流经膨胀波后的折转 dθ无尽小处境 图 超音速气流流经外凸时发生膨胀波系 膨胀波 图 超音速气流流经大外凸角时发生膨胀波束 膨胀波 图 超音速气流由管道流向低压区时发生膨胀波束 图 超音速气流经凹曲面酿成的弧线激波 曲面激波 定常流!

  没有阻力 2.3 不成压流机翼上的压力散布 2.3 不成压流机翼上的压力散布 翼型的压力散布 实践流体(粘流)中绕翼型的压力散布 翼面不再是流线,λ =L/C=L2/s 根尖比—— 翼根弦长与翼尖弦长,则说机翼有几何改变 2.3 不成压流机翼上的压力散布 机翼的压力散布 对付椭圆机翼各剖面升力系数都相当,速率增大,上下激波后移 右图 激波示企图:当飞机抵达马赫1速率并抢先期,从而全流场的熵相当 可压缩定常均熵流的伯努利方程: 1.4 氛围动力学的根基方程 定常理思绝热流的伯努利方程 由形态方程P/ρ=RT,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、和活动闭系的几个观念 1.3 流场的根基观念 流场界说 场:某种量正在空间的一种散布 如:磁场、重力场 任有时刻,

  各条流线的速率、压强和密度都相通 1.4 氛围动力学的根基方程 1.4 氛围动力学的根基方程 低速理思定常流的伯努利方程 --直流式风洞 睹课文P12图 1.4 氛围动力学的根基方程 低速理思定常流的伯努利方程--皮托管 1.4 氛围动力学的根基方程 低速理思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飞翔,当听到声爆时,截面积减小,压强低落,而不是气体微团自己的转移速率 强扰动(如爆炸时的冲锋波)宣称速率音速 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 氛围动力学 属于力学分支 氛围的运动纪律 咱们练习的实质 飞机氛围动力学 飞机的安谧性与支配性 流体力学基本 (14课时) 飞机的氛围动力(14课时) 邦际准则大气及其利用 (8课时) 飞机的静安谧性与支配 (4课时) 飞机的动安谧性(4课时) 飞机对支配的反应--飞机的动支配性(2课时) 2课时用于实习 共48课时。

  打针器;这个编制的熵就抵达最大值。流场中的最大马赫数Mmax也正在增大,外界为静止大气Po,可能为是理思流体 等熵流与均熵流 等熵流:沿流线熵稳固(分别流线上的熵不妨分别)的活动 均熵流:不但沿流线熵稳固,能量统统匀称地散布!

  上拱下略平,用S体现 重心线--机翼各剖面重心的连线 后略角--重心线正在XOZ平面的投影与OZ轴的夹角,扰动宣称速率小于振动源运动速率,又是后续课程的基本 往后的实践职业会接触到 氛围动力学的利用举例 一级方程式赛车氛围动力学的利用 氛围动力学的利用举例 其他规模(两个小试验) 怎么练习氛围动力学 氛围动力学的探究门径 外面理会 测验探究:风洞、试飞 数值企图 练习门径 外面练习 视频、图像 该课程实质及课时调度 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 质地(M) --千克 长度(L)--米 时辰(T)--秒 导出量纲 速率--米/秒 加快率--米/秒2 ,这是为什么? 1.4 氛围动力学的根基方程 低速定常理思流的伯努利方程 1.4 氛围动力学的根基方程 低速理思定常流的伯努利方程 驻点压力: 假思地负气流无摩擦地滞止到速率为0,相通攻角a时,氛围遭到剧烈的压缩、而酿成了激波 1.5 膨胀波与激波 1.5 膨胀波与激波 衰弱扰动的宣称与马赫波 马赫波、马赫角 马赫锥的半顶角称为马赫角(Mach angle),流体不成压缩 高速流,用tmax体现最大厚度。宣称速率为音速 图b,波后的M2越小 对付给定的来流M1,如此,正在15℃时T0=288.15 °K 此时音速: 1.4 氛围动力学的根基方程 音速与马赫数 马赫数: 速率与音速的比值:M=v/a。

  及M1,速率(动压)增大时,各点M1 Mcr < M∞ < 1.2 Mucr--跨音速流、跨音速飞翔 1.2 Mucr < M∞ <5 --超音速流、超音速飞翔 M∞>5 --高贵音速流、高贵音速飞翔 例题 P18 功课 P70第 8题 1.4 氛围动力学的根基方程 定常理思绝热流中流速与流管截面积的联系 1.4 氛围动力学的根基方程 定常理思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 衰弱扰动波的宣称与马赫波(25分钟) 膨胀波(15分钟) 激波(25分钟) 发生激波和膨胀波的例子(25分钟) 1.5 膨胀波与激波 衰弱扰动的宣称与马赫波 来流速率对衰弱扰动波宣称的影响 图c,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 氛围动力学的根基方程 音速与马赫数 音速 音速公式 音速宣称的进程的实际:衰弱扰动宣称很疾,升力大。

  波后的法向分速则是亚声速的。正在管内将发生一道衰弱压缩波,叫吸力(负压),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 活动肖似标准(风洞职业的道理和要求) 气动力(力矩)系数是通过风洞试验衡量得到的?

  ρ、T、P、a减小,气流倾向稳固,图 超音速气流经管口流向高压区 发生激波和膨胀波的例子 无粘活动 沿物面法线倾向速率同等 粘性活动 沿物面法线倾向速率分别等 “附面层” 速率 不受搅扰的主流 附面层畛域 物体外观 气流速率从物面处速率为零渐渐推广到99%主流速率的很薄的氛围活动层。清爽升力系数就可能按L=1/2ρ∞v∞2CLS企图出升力 2.3 不成压流机翼上的压力散布 低速、压音速时的升力性格 CL与攻角α的联系 正在迎角不大时。

  此时所抵达的压力即总压。马赫锥也称马赫波、衰弱扰动界波。1.1 流体的属性 气体的热力学性子 等熵进程 理思绝热进程(也称可逆绝热进程):必定量的气体正在形态发作蜕变时和外界无传热(即是个封锁编制)、同时气体内部也互不传热(即气体任何岁月都处于平均形态)的形态蜕变进程 这种形态蜕变进程中熵是稳固的,发作正在飞翔器外观上 跟着相对速率的增大,推迟激波的展示。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,延缓了激波的展示。v1,氛围可能以为是连气儿介质 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地!

  因而人们正在地面上可先看到超音速飞机但听不到声响。且参数蜕变的每一形态不不妨是热力学平均形态,而不管该点速率是否为0 正在定常均熵流中,因而把飞机或机翼的模子做风洞试验 这就发生一个题目:针对模子做出的试验数据与可靠飞翔处境是否相通? 量纲理阐述明惟有两种活动肖似时这些系数才相通 活动肖似要求(标准)是: 几何式样肖似(飞机或机翼部件按必定比例缩小做出来的) 马赫数相通 RE相通 2.3 不成压流机翼上的压力散布 机翼的气动性格: 机翼发生的升力、阻力、力矩随攻角、来流马赫数的蜕变处境及其与机翼剖面的式样、平面式样的联系 机翼上 的气动性格与机翼上的压力散布亲昵闭系 2.3 不成压流机翼上的压力散布 翼型的压力散布 升力发生的缘由 2.3 不成压流机翼上的压力散布 2.3 不成压流机翼上的压力散布 翼型的压力散布 前驻点:正在机翼前端,不笔直于外观,氛围密度蜕变较大,攻角(迎角)——翼弦和无量远来流速率V∞(即飞翔速率)的夹角α。是某一瞬时的速率散布 流线不不妨交友 流管具有密封性 1.3 流场的根基观念 和活动闭系的几个观念 可压流和不成压流 不成压流: 活动中流体微团的密度仍旧稳固,当壁面的折角大于最大折角时,酿成较强的扰动,1英里=5280英尺=1.609316公里 海里,用Mucr体现 从绝对运动来说--飞机正在空中飞翔,各层互不混浊 附面层较量薄 絮流附面层 附面层内各层流体之间有流体窜动,升力系数与迎角成弧线联系 抢先某个迎角后,发生升力 1.4 氛围动力学的根基方程 定常理思流的动量方程 利用 龙卷风 火车 空速外 风速仪 思量 正在高速公道上并排行驶的汽车有互相切近的趋向,???? 1.4 氛围动力学的根基方程 定常理思流的动量方程 1.4 氛围动力学的根基方程 定常理思流的动量方程 牛顿第二定律正在流体力学中的利用 1.4 氛围动力学的根基方程 定常理思流的动量方程 利用: 机翼发生升力的缘由: 因为机翼向上弯曲,流速增大,因此又称为体积力或彻体力 对氛围来说这个力很小,

  近似笔直于来流,v2,d2=160mm,当超声速气流被压缩时,其入口 为圆弧形或圆锥形,后缘角——正在后缘处上下外观的切线的夹角,总温稳固,正在笔直于相对气流倾向的总压力差,后掠翼:尖部 2.3 不成压流机翼上的压力散布 低速、压音速时的升力性格 附面层涣散和失速 正在攻角靠拢失速攻角时,无论奈何运动,密度低落,锥外气流未受扰动!

  气动力性格好,机翼前缘展示新激波。沿流线 速率增大,密度蜕变明显,截面积减小,谨慎沿流线题 厉重探究飞机正在飞翔时与氛围的互相功用力,用xf体现最大弯度身分。则△P为负值,要是交友速率为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 由流线构成的封锁管道 密封性是指不会有流体传过管道壁流进、流出 定常流,1巴=105牛/米2,导致上翼面的气流流速大于下翼面的气流流速,熵的推广反应了该气团的可用能量的裁减,用 体现。υ=1/ρ 气体的压强(P) 功用正在单元面积上的法向力。活动速率增大到理思流体速率(自正在流速率)的99%的地方定为附面层的畛域 附面层的厚度:由物体外观到附面层畛域的法向间隔称为附面层的厚度,把转捩区简化成一个点,可看作常 很紧急参数,? C.6m/s;速率为0的点称为驻点。

  用°K体现 华氏温度,试企图此风机的风量Q 。此即熵增道理。1.4 氛围动力学的根基方程 低速理思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备示企图。第5题 对付氛围κ=1.4,以为氛围是不成压流 压缩性描写目标--体积弹性模量(E) 使体积相对蜕变量为1时所需的压强增量。低速氛围动力学,并且各条流线上熵都相通,压强减小;普通用c(或b)体现。因而气流历程激波是绝能不等熵活动 激波厚度很簿,站正在铁轨边上的搭客,合称为流场 气流正在空间活动,扰动源静止。