空气动力学复习资料

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1、空气动力学复习资料空气动力学复习一、基本概念1 粘性施加于流体的应力和由此产生的变形速率以一定的关系联系起来 的流体的一种宏观属性，表现为流体的内摩擦。以气体为例，气体分子的速度是由平均速度和热运动速度两部分 叠加而成，前者是气体团的宏观速度，后者决定气体的温度。若相邻 两部分气体团以不同的宏观速度运动，由于它们之间有许多分子相互 交换，从而带来动量的交换，使气体团的速度有平均化的趋势，这便 是气体粘性的由来。2 压缩性流体的压缩性是流体质点在一定压力差或温度差的条件下，其体 积或密度可以改变的性质。其物理意义是：单位体积流体的体积对压 强的变化率。气体流速变化时，会引起气体的压强和密度发生变

2、化。在低速气 流中，由于气流速度变化而引起的气体密度的相对变化量很小，可以 把气体看作不可压缩流体来处理；高速气流压缩性的影响不能忽略， 必须按可压流体来处理。一般0.3Ma作为气体是否可压的分界点。3 理想气体忽略气体分子的自身体积，将分子看成是有质量的几何点；假设 分子间没有相互吸引和排斥，即不计分子势能，分子之间及分子与器 壁之间发生的碰撞是完全弹性的，不造成动能损失。这种气体称为理 想气体。严格遵从气体状态方程的气体，叫做理想气体（Ideal gas.有些书 上，指严格符合气体三大定律的气体。）从微观角度来看是指：气体 分子本身的体积和气体分子间的作用力都可以忽略不计，不计分子势 能的

3、气体称为是理想气体。4焓热力学中表征物质系统能量的一个重要状态参量，焓的物理意义 是体系中热学能（内能）再附加上PV （压能）这部分能量的一种能量。5 理想流体 不可压缩、不计粘性（粘度为零）的流体。欧拉在忽略粘性的假定下，建立了描述理想流体运动的基本方程。理想流体和理想气体是 两个不同的概念，前者指流体没有粘性，后者指气体状态参量满足气 体状态方程的气体。6 音速音速是介质中弱扰动的传播速度，其大小因媒质的性质和状态而 异。在流动的气体中，相对于气流而言，微弱扰动的传播速度也是声 速。在温度 T 不为常数的流场中，各点的声速是不一样的，与某一点 的温度相当的声速称为该点的“当地声速”。7 雷

4、诺数雷诺数（Reynolds number）种可用来表征流体流动情况的无 量纲数。表示流体的粘性力和惯性力之比Re二pvd/u，其中v、p、|j 分别为流体的流速、密度与黏性系数， d 为一特征长度。雷诺数较小 时，粘滞力对流场的影响大于惯性，流场中流速的扰动会因粘滞力而 衰减，流体流动稳定，为层流；反之，若雷诺数较大时，惯性对流场 的影响大于粘滞力，流体流动较不稳定，流速的微小变化容易发展、 增强，形成紊乱、不规则的紊流流场。8 马赫数流体力学中表征流体可压缩程度的一个重要的无量纲参数，记为 Ma，定义为流场中某点的速度 v同该点的当地声速c之比，即 Ma=v/c。从空气动力学的观点来看，马

5、赫数比流速能更好地表示流动的特 点。按照马赫数的大小，气体流动可分为低速流动、亚声速流动、跨 声速流动、超声速流动和高超声速流动等不同类型。依照马赫数的不 同，流体大概可以分为几种类型：不可压缩流，亚声速不可压缩流：M0.3可压缩流，亚声速可压缩流：0.3SMS0.8跨声速流：O.8SMS1.2超声速流：1.2MS5高超声速流：Mn59 流线在流场中每一点上都与速度矢量相切的曲线称为流线。流线是同 一时刻不同流体质点所组成的曲线，它给出该时刻不同流体质点的速 度方向。流线和迹线是两个具有不同内容和意义的曲线。迹线是同一流体 质点在不同时刻形成的曲线，它和拉格朗日观点相联系；而流线则是 同一时刻

6、不同流体质点所组成的曲线，它和欧拉观点相联系。这两种 具有不同内容的曲线在一般的非定常运动情形下是不重合的，只有在 定常运动时，两者才形式上重合在一起。10迹线迹线是流体质点在空间运动时所描绘出来的曲线。它的切线给出 同一流体质点在不同时刻的速度方向。迹线是单个质点在连续时间过 程内的流动轨迹线。迹线是拉格朗日法描述流动的一种方法。11 层流层流(laminar flow )是流体的一种流动状态，它作层状的流动。 流体在管内低速流动时呈现为层流，其质点沿着与管轴平行的方向作 平滑直线运动。在低雷诺数的情况下，细致地调节细管中红水的流速，当它与主 流管内水流速度相近时，可以看到清水中有稳定而清晰

7、的红色水平流线，主 流管中各水层互不干扰，是层流的典型例子(如实验可以观察到的现 象)。经常遇见的层流现象还有毛细管或多孔介质中的流动、轴承润滑 膜中的流动、微小颗粒在粘性流体中运动时引起的流动、液体或气体 流经物体表面附近形成的边界层中的流动等。层流一般比湍流的摩擦阻力小，因而在飞行器或船舶设计中，为了减小摩擦阻力，应尽量使边界层流动保持层流状态。12 湍流湍流是流体的一种流动状态。当流速很小时，流体分层流动，互 不混合，称为层流，也称为稳流或片流；逐渐增加流速，流体的流线 开始出现波浪状的摆动，摆动的频率及振幅随流速的增加而增加，此 种流况称为过渡流；当流速增加到很大时，流线不再清楚可辨，

8、流场 中有许多小漩涡，层流被破坏，相邻流层间不但有滑动，还有混合。 这时的流体作不规则运动，有垂直于流管轴线方向的分速度产生，这 种运动称为湍流，又称为乱流、扰流或紊流。湍流是在大雷诺数下发生的，雷诺数较小时，粘性力对流场的影 响大于惯性力，流场中流速的扰动会因粘性力而衰减，流体流动稳定， 为层流；反之，若雷诺数较大时，惯性力对流场的影响大于粘性力， 流体流动较不稳定，流速的微小变化容易发展、增强，形成紊乱、不 规则的湍流流场。一方面它强化传递和反应过程，另一方面极大地增 加摩擦阻力和能量损耗。13 激波气体介质中压强、密度和温度在波阵面上发生突跃变化的压缩波。 如在超声速流动中，气体的强压缩

9、波就是激波。飞行器以亚音速飞行时，扰动传播速度比飞行器飞行速度大，所 以扰动集中不起来，这时整个流场上流动参数（包括流速、压强等） 的分布是连续的。而当飞行器以超音速飞行时，扰动来不及传到飞行器的前面去， 结果前面的气体受到飞行器突跃式剧烈的压缩，形成集中的强扰动， 这时出现一个压缩过程的界面，称为激波。经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然 下降。压强的跃升产生可闻的爆响。如飞机在较低的空域中作超音速 飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。在实际气体中，激波是有厚度的。在只考虑气体粘性和热传导作 用的条件下，由理论计算可知，激波的厚度很小，与气体分子的平均 自由程

10、同数量级。对于标准状况下的空气，激波厚度约为10-5毫米。对于作超声速运动的飞行器，激波的出现会引起很大的阻力；对 于超声速风洞(见风洞)、进气道和压气机等内流设备，在气流由超 声速降为亚声速时出现的激波，会降低风洞和发动机的效率。所以， 减弱激波强度以减小激波损失是实际工作中的一项重要课题。14 马赫波一个位置固定的微弱扰源所发出的一系列扰动在气流中传播的波 阵面，包括压缩波和膨胀波。若穿过此界面，扰动使气体的压强升高， 则此波称为压缩波。压强降低，则为膨胀波。无论气体静止还是运动，微弱扰动的传播速度相对于气体而言必 是声速。位置固定的扰源在速度超过音速的气流中所发出的一个个扰 动所能播及的

11、区域必限于图中圆锥区域以内，这圆锥是一系列扰动球 面的包络面，称为马赫锥。圆锥的半顶角M=arc sin( 1/Ma )，称为 马赫角。15 临界马赫数飞机飞行时，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。16 失速机翼在迎角超过某个临界值后，升力系数随迎角增大而减小的现 象，该迎角为临界迎角。是因为迎角过大后，上翼面气流分离严重。 分离的形式有三种：后缘分离、前缘长气泡分离以及前缘短气泡分离。17 空气动力物体与空气作相对运动时，作用在物体上的力，简称气动力。它 由两个分布力系组成：一是沿物体表面法线方向的法向分布力系，另 一是在表面切平面上

12、的切向分布力系，空气动力通常就是指这两个力 系的合力，合力在垂直于来流方向上的分量称之为升力，平行于来流 方向的分量为阻力。空气动力学的一个主要任务就是确定飞行器的空气动力，需要知 道空气的性质和运动规律。18 升阻比飞行器在飞行过程中，在同一迎角的升力与阻力的比值。升阻比 大说明飞行器的空气动力性能愈好。对一般的飞机而言，低速和亚音 速飞机可达1718,跨音速飞机可达1012,马赫数为2的超声速 飞机约为4&空气在通过激波时，受到薄薄一层稠密空气的阻滞，使得气流速 度急骤降低,压强剧烈增大,导致机翼前缘的压强也增大,从而使得 压差阻力变大。这一阻力由于随激波的形成而来,所以就叫做 波阻马赫数

13、越大,波阻就越大。正激波的波阻比斜激波大,超音速飞 机的外形设计主要是为了考虑降低波阻。19 升力线斜率在迎角不大的范围内,升力系数对迎角呈直线变化关系,对于迎 角画出的升力系数曲线的斜率就叫做升力线斜率。对于低速翼型,升 力线斜率为 2Pi （1/rad）.20 总压 流体的静压和动压之和称之为总压。对于定场不可压缩理想流体, 沿流线认为总压是不变的。21 表压一般是相对大气压强的压强,即相对压强。22 速度势速度势是流体力学中同无旋运动相联系的一个标量函数,存在速 度势的流体运动一定是无旋的,23 非定常 流动微团流过时的流动参数（速度、压力、温度、密度等）随时间变化的流动；与之对应的流场

14、称为非定流场。24 驻点迎着气流方向,在机翼前缘,某点的速度会减小至0（不是在机翼 壁面）,此点处压强系数为最大为1。25 边界层（附面层）在机体表面沿机体表面法线方向,流速由零逐渐增加到外界气流 流速的薄薄的空气层；26 压心 空气动力的作用点，空气动力对改点的力距等于零。27 焦点（气动中心） 机翼迎角改变时，气动升力的增量的作用点。迎角变化时，空气 动力对该点的俯仰力距不变。低速翼型，焦点于 25%弦长处，超音速 飞机，50%弦长。28 文丘里效应 流体经过狭窄通道时压力减小的现象。29 诱导阻力 飞机飞行时，不仅外部形状及表面摩擦会导致阻力产生，由于机 翼的三维效应，在翼尖处形成强烈的

15、诱导旋涡，会使得机翼后缘处的 压强降低，从而阻力增加。减小诱导阻力对高空长航时无人机以及大型飞机具有重要意义。 诱导阻力在巡航时约占总阻力的 40%，在爬升时会占总阻力的一半还 多，有时达 70%；诱导阻力的减小可以提高升阻比，降低燃油消耗率， 减少飞机的质量，从而增加飞机的航程，降低飞行成本。提高展弦比，采用翼尖小翼，可以降低诱导阻力。 二、基本公式及定律1 伯努利方程a.不可压缩低速流动，理想流体，定常，质量力有势，沿流线的 总压不变；或者动能，压能和势能之和不变，对于气体，势能一般可 以忽略，即压能和动能之和不变。広+42 P虽+邑+2 P该公式中，左右的密度是不相等的。 b.可压缩亚音速流动要求会熟练应用这两个公式。并解释升力产生的原因。2 翼型的升力公式a.不可压缩低速流动耳肿=-乩Jb.亚音速可压缩流动匚阳翻=亦仏-叫）/丿1一 M护C .超音速4a.如=百=叶1题库1 产生下洗是由于 CA分离点后出现旋涡的影响B转捩点后紊流的影响C机翼上下表面存在压力差的影响D迎角过大失速的影响2 在机翼表面的附面层沿气流方向 CA厚度基本不变B厚度越来越溥C厚度越来越厚D厚度变化不定3 在翼型后部产生涡流，会造成 BDA摩擦阻力增加B压差阻力增加C升力增加D升力减小4当不可压气流连续流过一个阶梯管道时.己知其截