空氣動力學(xué)復(fù)習(xí)課件

填空題：面源上下流體（切向）速度是連續(xù)的，面源上下流體（法向）速度是間斷的；面渦上下流體（法向）速度是間斷的，但（切向）速度是連續(xù)的。對于（曲面）面源，其強(qiáng)度等于上下表面（法向）速度差，對于（平面）面源，其強(qiáng)度等于上下表面（法向）速度的二倍。對于（曲面）面渦，其強(qiáng)度等于曲面上下（切向）速度差，對于（平面）面渦，其強(qiáng)度等于（切向）速度的二倍。4.對于理想不可壓縮流體在小擾動條件下繞翼型的無旋流動，擾動勢函數(shù)滿足的線性方程為（拉普拉斯方程），滿足該方程的勢函數(shù)均滿足（疊加）原理，邊界條件和壓強(qiáng)系數(shù)均可在小擾動條件下（線化處理），因此邊界條件和壓強(qiáng)系數(shù)也滿足（疊加）原理。5.對于理想不可壓縮流體在小擾動條件下，薄翼型的氣動問題可分解為（迎角）問題，（厚度）問題和（彎度）問題；其中升力只跟（迎角）和（彎度）有關(guān)，（迎角）與翼型形狀無關(guān)，零升迎角與（彎度）有關(guān)，薄翼型的焦點(diǎn)位于（1/4弦點(diǎn)），零升力矩系數(shù)與（彎度）有關(guān)。在亞音速情況下因流體加速而引起的流管收縮（大于）不可壓流情況下因流體加速而引起的流管收縮。因此亞聲速時(shí)擾動比不可壓（傳播的遠(yuǎn)）。定常理想流可壓縮速度勢方程（全速度勢方程）在以下三個(gè)條件下可以線性化，即1.(小擾動)，2.(非跨聲速)，3.(非高超聲速)。當(dāng)M∞<1時(shí)該方程為(橢圓)型的，當(dāng)M∞>1時(shí)該方程為(雙曲)型的。簡述：翼型的普朗特－格勞渥法則；機(jī)翼的普朗特－格勞渥法則；有限翼展機(jī)翼的升力線斜率(小于)無限翼展機(jī)翼，而且Cyα隨著（展弦比）的減小而減小。有限翼展機(jī)翼有誘導(dǎo)阻力，誘導(dǎo)阻力系數(shù)Cxi與（升力系數(shù)的平方）成正比，與（展弦比）成反比在相同的展弦比情況下，各種平面形狀的機(jī)翼中（橢圓）機(jī)翼的升力最大，阻力最小，這種平面形狀的機(jī)翼其環(huán)量沿展向的分布是按照（橢圓）規(guī)律分布的。如圖分別是展弦比λ等于4、5和6的有限翼展機(jī)翼升力線曲線和誘導(dǎo)阻力曲線，試標(biāo)出曲線對應(yīng)的展弦比。（Cy自左至右為6、5、4，展弦比1、2、3對應(yīng)6、5、4）12.橢圓形機(jī)翼的下洗速度沿機(jī)翼展向（不變）、剖面升力系數(shù)沿機(jī)翼展向（不變），因此這種機(jī)翼在較大迎角下翼根與翼尖同時(shí)出現(xiàn)失速；矩形機(jī)翼的下洗速度沿展向（增大），剖面升力系數(shù)沿展向（減?。?，因此這種機(jī)翼首先在（翼根）出現(xiàn)失速；梯形機(jī)翼的下洗速度沿展向（減小），剖面升力系數(shù)沿展向（增大），因此這種機(jī)翼首先在（翼尖）出現(xiàn)失速；13.如圖是無限翼展機(jī)翼和展弦比為

6的橢圓形、梯形和矩形機(jī)翼升力系數(shù)曲線（機(jī)翼均無扭轉(zhuǎn)），試標(biāo)出各自曲線所對應(yīng)的名稱，并說明理由。（自上而下依次是：無限翼展、

橢圓、梯形、矩形）Cyα14.名詞解釋：升力線模型15.名詞解釋：翼根翼尖效應(yīng)16.對于二維平板翼型，如在其1/4弦點(diǎn)放一強(qiáng)度為Γ的旋渦來代替翼型，設(shè)在3/4弦點(diǎn)處滿足物面不穿透的邊界條件，求該旋渦的強(qiáng)度Γ

，又若設(shè)在1/2弦點(diǎn)滿足物面不穿透的邊界條件，則該旋渦的強(qiáng)度Γ等于多少？提示：(arctgx)’=1/(1+x2)解：以前緣為原點(diǎn)，沿板長為x軸，垂直向上為y軸。則速度勢為前方來流與點(diǎn)渦的疊加：板面上y向速度：xy令上式中當(dāng)x=3b/4時(shí)，速度為零解得：同理，如果設(shè)在x=b/2處滿足不穿透條件即vy=0,x=b/2=0，可解得：求出環(huán)量后可由儒可夫斯基環(huán)量升力定理L=ρV∞Γ確定升力及升力系數(shù)，升力線斜率等。對第一種情況有：對第二種情況有：顯然假設(shè)x=b/2滿足邊條不符合實(shí)際情況。注：板面速度分布也可用畢奧－沙伐公式直接寫出（-號表順時(shí)針，2b/4是控制點(diǎn)距布渦點(diǎn)的距離）：帶入薄翼邊條：得：從而得：xy在定常理想流中，根據(jù)線化理論結(jié)果，亞音速翼型的升力由（）和（）產(chǎn)生，而超音速翼型的升力僅由（）產(chǎn)生，亞音速翼型不存在（波阻）而超音速翼型存在（波阻）。超音速翼型的波阻系數(shù)與（攻角），（厚度）和（彎度）有關(guān)，超音速翼型的零升波阻與（厚度）和（彎度）有關(guān)超音速翼型的力矩系數(shù)與（攻角）和（彎度）有關(guān)，超音速翼型的零升力矩系數(shù)與（彎度）有關(guān)。翼型低速繞流時(shí)焦點(diǎn)距前緣約為（1/4）弦長處，而翼型超音速繞流時(shí)焦點(diǎn)位置則距前緣（1/2）弦長處。從低速到超音速翼型焦點(diǎn)將（后移），這對飛機(jī)的（超重性和穩(wěn)定性）都有很大影響21.低速平板翼型繞流時(shí)平板前緣的載荷（無窮大），這是因?yàn)椋ㄇ熬売泻艽蟮睦@流），平板后緣的載荷（為0），這是因?yàn)椋ǎ?2.超音速平板翼型繞流時(shí)平板上的載荷分布為（常數(shù)），其大小與（攻角）有關(guān)，這是因?yàn)椋ǔ羲賮砹魃舷虏挥绊懀?，因此超音速翼型的焦點(diǎn)位于（1/2）弦線點(diǎn)。23.亞音速翼型的升力線斜率隨（Ma）增加而（增加），超音速翼型的升力線斜率隨（Ma）增加而（減?。?4.在跨音速范圍內(nèi)，隨馬赫數(shù)逐步增加從高亞音速過渡到低超音速，翼型的升力線斜率先是（增大），隨后（減?。?，然后再（增大）此后又（減?。?。25.試證明，定常理想可壓縮超音速流（或超音速前緣）中無限翼展后掠翼升力系數(shù)滿足以下關(guān)系，并由此討論其升力線斜率隨馬赫數(shù)和后掠角的變化趨勢。證明：根據(jù)后掠翼與正置翼關(guān)系，后掠翼升力系數(shù)取決于正置翼升力系數(shù)：根據(jù)超音速翼型的線化理論，有根據(jù)法向來流關(guān)系和斜置翼與正置翼之間的幾何關(guān)系：帶入上述二式可得：由上式可知，超音速機(jī)翼當(dāng)馬赫數(shù)增加時(shí)，機(jī)翼升力線斜率減小；當(dāng)后掠角增大時(shí)升力線斜率增加。26.試證明，定常理想可壓縮亞音速流（或亞音速前緣）中薄翼型形成的無限翼展后掠翼升力系數(shù)滿足以下關(guān)系，并由此討論其升力線斜率隨馬赫數(shù)和后掠角的變化趨勢。