2019年空气动力学复习1.doc

空气动力学复习一 . 大气物理构成成分：主要是氮气和氧气；按体积计算：氮气约 78％；氧气约 21％；其它约 1％ 物理参数：温度、压力、密度； 与飞行有关的其它参数：粘性、压缩性、湿度、音速；1. 密度单位：公斤 /平方米 ;大气密度随高度的变化规律 : 高度升高 , 密度下降 ; 近似 指数变化 ;2. 温度单位：摄氏温度 C、华氏温度F、绝对温度K;不同温度单位的对应公式：C=(F-32)*5/9; K=C+273.15大气温度与高度的关系，对流层每上升iooom温度下降6.5 摄氏度3. 大气压力单位 : 毫米汞柱 , 帕, 平方英寸磅 , 平方厘米千 克,国际计量单位 : 帕.海平面 15摄氏度时的大气压力 : 几种表示单位 ,数值;29.92inHg,76ommHg,1o13.25hPa,14.6959psi,1.o3323k g/cm2.4. 粘性：特性 ; 流体内两个流层接触面上或流体与物体接触面上产生相互粘滞和牵扯的力大气粘性主要是由于大气中各种气体分子不规则运动造成的.气体的粘度系数随温度升高而增大；没有粘性的流体称为理想流体5. 可压缩性：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；6. 湿度：相对湿度：大气中所含水蒸汽的量与同温度下大气能含有的水蒸气最大量之比。

温度越高，能含有的最大量越大，露点温度：大气中相对湿度为 100%寸的温度；7. 音速：在同一介质中，音速的速度只与介质的温度有关；大气中的音速：V=20.1 (T)1/2 M/S从地球表面到外层空间气层依次是：对流层、平流层、中间层、电离层和 散逸层；对流层的高度：极地8KM，中纬度11KM，赤道12KM.二、空气动力学1基本概念1.1相对运动原理：1.2. 连续性假设：1.3. 流场、定流场、非定流场：流场：流体流动所占据的空间；定常流：流动微团流过时的流动参数（速度、压力、温度、密度 等）不随时间变化的流动；非定常流：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；与之对应的流场称为定流场和非定流场14流线、流线谱、流管和流量流线----在流场中用来描绘流体微团流动状态的曲线； 流线谱---流场中用流线组成的描绘微团流动情况的图画； 流管：. q. =nAv流量：体积流量 质量流量2.基本规律2.1连续方程在定常流中，流体连续并稳定的在流管中流动， 通过流管各截面的质量流相等；2.2伯努利方程使用条件：不可压缩的、理想的流体；数学表达式：p + -^pv2 =Po =常数流管截面积、流速、静压的变化关系:3.机体几何外形和参数3.1机翼的几何外形和参数c图篡剖面的特性参数）一中线* 一冀剖面最大厚度；1冀弦怏度；m机翼的翼型、平面形状、机翼相对机身的安装位置翼型参数：弦线、弦长，厚度、相对厚度描写翼型的重要参数：相对厚度、最大厚度的位置；翼型弯 度和最大弯度位置；翼型可以用弯度特征、厚度特征、前缘半径、后缘角等参数 描写；展弦比：(4)展弦比：展长与弦长之比叫展弦比, 用符号入来表示a如果机翼形状不是矩形, 弦长应取平均几何弦长〃平均。

b平均二s/厶*这 样,A = L/b = L/6平岗=现代民用运输机一般采用大展弦比机翼, 入=7~一随着飞行速度的提高，展弦比将逐 渐减小后掠角：(5)后掠角：沿机翼展向等百分比弦线点连线与垂直机身中心线的直线之间的夹角叫 后掠角，用符号才来表示(见图2-10).飞机说明书中给出的常有机翼前缘后掠角，用脸 表示机翼"4弦线点连线后掠角，用才皿表示“现比民用运输机机翼的肩掠珀 g大鉤在低亚音速飞机翼型：目前民航运输飞机机翼翼型相对厚度以及最大厚度位置、展弦 比、后掠角相对厚度：8%----16%;最大厚度位置：35%-----50%;展弦比:7---8；后掠角：1/4弦线后掠角30°机翼的安装角：机翼弦线与机身纵轴线之间所夹的锐角叫做机翼的安装角；纵向上反角：机翼安装角与水平尾翼安装角之差4•作用在飞机上的空气动力描述飞机机翼产生升力的原理：上下翼面气流变化，压力变化，压力差总空气动力：飞机飞行时作用在飞机各部件上的空气动力的合力 R;压力中心：总空气动力R的作用点;升力：总空气动力在垂直来流方向上的分量 L；阻力：总空气动力平行来流方向上的分量 D机翼上的空气动力：•―八 机翼压力中心：•的作用点；机翼上总空气动力作用线与翼弦的交点;阻力：与升力有关：诱导阻力；废阻力：摩擦阻力、压差阻力、干扰阻力；图2^)5小建角口下翼剖面上的空代动力1-压力中芯目 3—4-MS图2-16机11压力分祁的矢■表示袪驻点： 机翼前缘，气流速度减小到 0，正压达到最大值； 最低压力点 ：机翼上表面，气流速度最大，负压达到最大值；气体在机体表面的流动状态：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；沿机体表面到附面层边界的距离叫做附面层的厚度；沿机体表面流动距离越长附面层厚度越厚；附面层的两种流动状态：层流附面层、紊流附面层； 层流附面层：流体微团层次分明，上下各层之间微团相互不混淆； 紊流附面层：流体微团层次不分明，上下乱串，互相掺和。

转捩：附面层由层流状态转变为紊流状态； 转变原因：距离长，附面层变厚，分层流动不稳定机体表面干扰b)在平扳義面曙成书血厦；｛町陣面屋内的■同遼度樟度(t> lb)tti2-!R附鹵层的哺扳(•)由层旅收态棘変为豪魔秋濡* ")层庫、蔬施和HWA附面层分离：顺压梯度：前面流体的压力的；后面的压力小；驻点到最低压力点之 间；逆压梯度：流体后面的压力大，前面的压力小，最低压力点之后；在逆压的作用下，阻止流体的向后移动，形成倒流，与顺流相撞，拱 起顺流，脱离机体表面^2-20附而层的分离摩擦阻力：原因，流体粘性，大小因素：附面层状态，紊流层大于层流层，流体与机体的接触面面积，机体表 面的光洁程度；方法（措施）：1•翼型形状层流翼型的特点；前缘半径小，最大厚度位置靠后，约50%的位置；气流流过这种翼型时，压力分布比较平坦，最低压力点 位置后移，顺流区域扩大，在大范围内保持层流附面层，减小附面层 增厚的趋势，延缓转捩图2-21古典買型与层流翼型的压力系数分布（町 古典翼型2二手“ so； （b）尼滾農型几2•机翼表面安装气动装置，加大附面层内流体速度,3•保持机体表面光滑；减少接触面积压差阻力：机体前后压力差形成的阻力，方法：减小机体迎风面积，机体形状---流线体，暴露部件流线形状；机体部件平行于流体方向安装；干扰阻力：流体经过机体部件结合部处，相互干扰产生的阻力;整体机体的阻力大于飞机各部件阻力之和。

方法：合理安排各部件之间的相对位置，部件结合处安装整流罩，使结合部位光滑，减小流管的收缩和扩张诱导阻力： 机翼产生升力的同时，升力向后倾斜，向后的分量，下洗气流；上下翼面流线的偏斜，下翼面翼根流向翼尖，上翼面翼尖流向翼根;下翼面在翼尖处上反，流到上翼面，形成翼尖涡流方法：采用诱导阻力小的机翼平面形状，椭圆、梯形等，加大机翼展弦比；安装翼捎小翼；1. 升力公式、阻力公式 飞机的升力公式可以表示为:飞机的阻力公式可以表示为匸o = c^ * *閔• s式中：g CD——升力系数、阻力系数;珅——飞机的飞行动压*S——机翼的面积升力曲线、阻力曲线、极曲线-8 q 0 8 16 24迎角矿）62804o.O-0432图2-27升力系数曲线升力系数与迎角的关系 阻力系数与迎角的关系 极曲线表明升力系数、阻力系数与迎角的关系的曲线，也称升阻特性曲线性质角：升力线与总空气动力线之间的夹角-S 0 8 16 24 32迎角/T )图2 70阻力系数曲线7?图2-14 飞机的总空气动力、升力和阻力失速速度：飞机迎角刚达到临界迎角时的飞行速度就叫做失速速度当飞机平飞时.飞机的升力等于飞机的塑力"即i = lF.斫LL飞机平飞时的失速速 度为：崎珂2矽*p・S〕严机翼压力中心与焦点焦点是机翼迎角改变时，机翼气动升力的增量的作用点;机翼压力中心和焦点沿飞机纵向的位置都是用它們在平均气动力弦上的投影到该前缘的 距离X忙挥“与平均气动力弦长叽之比的百分数来衷示。

原来的梯形机n平均空％动力弦压力中心和焦点位置变化情况：在一定迎角范围内，迎角大，压力中心前移，迎角小，后移； 焦点：低速飞行时，保持25济变；机翼积冰对飞行的影响1. 改变翼型：升力系数减小；临界迎角最大升力系数小；2. 表面光洁：摩擦阻力，压差阻力加大；螺旋桨的副作用螺旋桨的进动：类似陀螺的运动，上升下降运动导致飞机偏转， 左右转向导致抬头或低头；反作用力矩：作用力与反作用力，横滚；滑流的扭转作用：气流向后，同时顺螺旋桨运动方向的运动， 飞机偏转不对称拉力：一侧的桨叶迎角变大另一侧变小，空气动力学高速飞行的特点1.空气的可压缩性和飞行马赫数可压缩性：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音速的大小看成是表示介质可压缩性大小的一个指标， 音速越大，表明介质的可压缩性越小；对于同一介质，音速只和介质的温度有关飞机飞行的马赫数MA=V/AMA 马赫数，为无量纲的量V 飞机与相对气流的速度A 当地的音速2•气流流动的加速、减速特性当M>1时，空气密度的变化大于流速的变化，为了保持质量流量不变，流管的截面积必须加大要想获得超音速气流，截面积应该先减后增马赫锥：通过机头坐个扰动波波面的切线，切线形成的圆锥体;sin 尸a/v激波：飞机以音速或超音速飞行时，对空气产生强烈的压缩， 就会在机头前面形成一层薄薄的稠密的空气层，既激波。

气流通过激波后空气参数要发生剧烈的变化：速度下降， 温度、压力、密度上升；图2-36澈玻師后气流物理参数的变化膨胀波：超音速气流流过外折角的物体表面时：流管变粗、流速加快、压力下降；引起气流膨胀加速的扇形波叫做膨胀波；临界马赫数和临界速度当飞机飞行马赫数小于1时，飞机机翼翼型最大厚度点附近局 部气流速度达到了该处的局部音速， 形成了等音速点，此时的飞机飞行马赫数叫做临界马赫数； 飞机的飞行速度叫做临界飞行速 度局部激波和激波分离 等音速点后部机翼厚度减小，流管扩张，气流加速，形成局部 超音速区，，在超音速区后部气流仍然是亚音速气流；亚音速气流区静压较大， 对超音速区气流形成反压， 在超音速 和亚音速气流之间形成。