空氣動力學(xué)復(fù)習(xí)資料

空氣動力學(xué)復(fù)習(xí)基本概念1粘性施加于流體的應(yīng)力和由此產(chǎn)生的變形速率以一定的關(guān)系聯(lián)系起來的流體的一種宏觀屬性，表現(xiàn)為流體的內(nèi)摩擦。以氣體為例，氣體分子的速度是由平均速度和熱運動速度兩部分疊加而成，前者是氣體團的宏觀速度，后者決定氣體的溫度。若相鄰兩部分氣體團以不同的宏觀速度運動，由于它們之間有許多分子相互交換，從而帶來動量的交換，使氣體團的速度有平均化的趨勢，這便是氣體粘性的由來。2壓縮性流體的壓縮性是流體質(zhì)點在一定壓力差或溫度差的條件下，其體積或密度可以改變的性質(zhì)。其物理意義是：單位體積流體的體積對壓強的變化率。氣體流速變化時，會引起氣體的壓強和密度發(fā)生變化。在低速氣流中，由于氣流速度變化而引起的氣體密度的相對變化量很小，可以把氣體看作不可壓縮流體來處理；高速氣流壓縮性的影響不能忽略，必須按可壓流體來處理。一般0.3Ma作為氣體是否可壓的分界點。3理想氣體忽略氣體分子的自身體積，將分子看成是有質(zhì)量的幾何點；假設(shè)分子間沒有相互吸引和排斥，即不計分子勢能，分子之間及分子與器壁之間發(fā)生的碰撞是完全彈性的，不造成動能損失。這種氣體稱為理想氣體。嚴格遵從氣體狀態(tài)方程的氣體，叫做理想氣體(Idealgas.有些書上，指嚴格符合氣體三大定律的氣體。）從微觀角度來看是指：氣體分子本身的體積和氣體分子間的作用力都可以忽略不計，不計分子勢能的氣體稱為是理想氣體。4焓熱力學(xué)中表征物質(zhì)系統(tǒng)能量的一個重要狀態(tài)參量，焓的物理意義是體系中熱學(xué)能（內(nèi)能）再附加上PV（壓能）這部分能量的一種能量。5理想流體不可壓縮、不計粘性（粘度為零）的流體。歐拉在忽略粘性的假定下，建立了描述理想流體運動的基本方程。理想流體和理想氣體是兩個不同的概念，前者指流體沒有粘性，后者指氣體狀態(tài)參量滿足氣體狀態(tài)方程的氣體。6音速音速是介質(zhì)中弱擾動的傳播速度，其大小因媒質(zhì)的性質(zhì)和狀態(tài)而異。在流動的氣體中，相對于氣流而言，微弱擾動的傳播速度也是聲速。在溫度T不為常數(shù)的流場中，各點的聲速是不一樣的，與某一點的溫度相當(dāng)?shù)穆曀俜Q為該點的“當(dāng)?shù)芈曀佟薄?雷諾數(shù)雷諾數(shù)（Reynoldsnumber）一種可用來表征流體流動情況的無量綱數(shù)。表示流體的粘性力和慣性力之比。Re=ρvd/μ，其中v、ρ、μ分別為流體的流速、密度與黏性系數(shù)，d為一特征長度。雷諾數(shù)較小時，粘滯力對流場的影響大于慣性，流場中流速的擾動會因粘滯力而衰減，流體流動穩(wěn)定，為層流；反之，若雷諾數(shù)較大時，慣性對流場的影響大于粘滯力，流體流動較不穩(wěn)定，流速的微小變化容易發(fā)展、增強，形成紊亂、不規(guī)則的紊流流場。8馬赫數(shù)流體力學(xué)中表征流體可壓縮程度的一個重要的無量綱參數(shù)，記為Ma，定義為流場中某點的速度v同該點的當(dāng)?shù)芈曀賑之比，即Ma=v/c。從空氣動力學(xué)的觀點來看，馬赫數(shù)比流速能更好地表示流動的特點。按照馬赫數(shù)的大小，氣體流動可分為低速流動、亞聲速流動、跨聲速流動、超聲速流動和高超聲速流動等不同類型。依照馬赫數(shù)的不同，流體大概可以分為幾種類型：不可壓縮流，亞聲速不可壓縮流：M<0.3可壓縮流，亞聲速可壓縮流：0.3≤M≤0.8跨聲速流：0.8≤M≤1.2超聲速流：1.2≤M≤5高超聲速流：M≥59流線在流場中每一點上都與速度矢量相切的曲線稱為流線。流線是同一時刻不同流體質(zhì)點所組成的曲線，它給出該時刻不同流體質(zhì)點的速度方向。流線和跡線是兩個具有不同內(nèi)容和意義的曲線。跡線是同一流體質(zhì)點在不同時刻形成的曲線，它和拉格朗日觀點相聯(lián)系；而流線則是同一時刻不同流體質(zhì)點所組成的曲線，它和歐拉觀點相聯(lián)系。這兩種具有不同內(nèi)容的曲線在一般的非定常運動情形下是不重合的，只有在定常運動時，兩者才形式上重合在一起。10跡線跡線是流體質(zhì)點在空間運動時所描繪出來的曲線。它的切線給出同一流體質(zhì)點在不同時刻的速度方向。跡線是單個質(zhì)點在連續(xù)時間過程內(nèi)的流動軌跡線。跡線是拉格朗日法描述流動的一種方法。11層流層流（laminarflow）是流體的一種流動狀態(tài)，它作層狀的流動。流體在管內(nèi)低速流動時呈現(xiàn)為層流，其質(zhì)點沿著與管軸平行的方向作平滑直線運動。在低雷諾數(shù)的情況下，細致地調(diào)節(jié)細管中紅水的流速，當(dāng)它與主流管內(nèi)水流速度相近時，可以看到清水中有穩(wěn)定而清晰的紅色水平流線，主流管中各水層互不干擾，是層流的典型例子（如實驗可以觀察到的現(xiàn)象）。經(jīng)常遇見的層流現(xiàn)象還有毛細管或多孔介質(zhì)中的流動、軸承潤滑膜中的流動、微小顆粒在粘性流體中運動時引起的流動、液體或氣體流經(jīng)物體表面附近形成的邊界層中的流動等。層流一般比湍流的摩擦阻力小，因而在飛行器或船舶設(shè)計中，為了減小摩擦阻力，應(yīng)盡量使邊界層流動保持層流狀態(tài)。12湍流湍流是流體的一種流動狀態(tài)。當(dāng)流速很小時，流體分層流動，互不混合，稱為層流，也稱為穩(wěn)流或片流；逐漸增加流速，流體的流線開始出現(xiàn)波浪狀的擺動，擺動的頻率及振幅隨流速的增加而增加，此種流況稱為過渡流；當(dāng)流速增加到很大時，流線不再清楚可辨，流場中有許多小漩渦，層流被破壞，相鄰流層間不但有滑動，還有混合。這時的流體作不規(guī)則運動，有垂直于流管軸線方向的分速度產(chǎn)生，這種運動稱為湍流，又稱為亂流、擾流或紊流。湍流是在大雷諾數(shù)下發(fā)生的，雷諾數(shù)較小時，粘性力對流場的影響大于慣性力，流場中流速的擾動會因粘性力而衰減，流體流動穩(wěn)定，為層流；反之，若雷諾數(shù)較大時，慣性力對流場的影響大于粘性力，流體流動較不穩(wěn)定，流速的微小變化容易發(fā)展、增強，形成紊亂、不規(guī)則的湍流流場。一方面它強化傳遞和反應(yīng)過程，另一方面極大地增加摩擦阻力和能量損耗。13激波氣體介質(zhì)中壓強、密度和溫度在波陣面上發(fā)生突躍變化的壓縮波。如在超聲速流動中，氣體的強壓縮波就是激波。飛行器以亞音速飛行時，擾動傳播速度比飛行器飛行速度大，所以擾動集中不起來，這時整個流場上流動參數(shù)（包括流速、壓強等）的分布是連續(xù)的。而當(dāng)飛行器以超音速飛行時，擾動來不及傳到飛行器的前面去，結(jié)果前面的氣體受到飛行器突躍式劇烈的壓縮，形成集中的強擾動，這時出現(xiàn)一個壓縮過程的界面，稱為激波。經(jīng)過激波，氣體的壓強、密度、溫度都會突然升高，流速則突然下降。壓強的躍升產(chǎn)生可聞的爆響。如飛機在較低的空域中作超音速飛行時，地面上的人可以聽見這種響聲，即所謂音爆。在實際氣體中，激波是有厚度的。在只考慮氣體粘性和熱傳導(dǎo)作用的條件下，由理論計算可知，激波的厚度很小，與氣體分子的平均自由程同數(shù)量級。對于標(biāo)準狀況下的空氣，激波厚度約為10-5毫米。對于作超聲速運動的飛行器，激波的出現(xiàn)會引起很大的阻力；對于超聲速風(fēng)洞（見風(fēng)洞）、進氣道和壓氣機等內(nèi)流設(shè)備，在氣流由超聲速降為亞聲速時出現(xiàn)的激波，會降低風(fēng)洞和發(fā)動機的效率。所以，減弱激波強度以減小激波損失是實際工作中的一項重要課題。14馬赫波一個位置固定的微弱擾源所發(fā)出的一系列擾動在氣流中傳播的波陣面，包括壓縮波和膨脹波。若穿過此界面，擾動使氣體的壓強升高，則此波稱為壓縮波。壓強降低，則為膨脹波。無論氣體靜止還是運動，微弱擾動的傳播速度相對于氣體而言必是聲速。位置固定的擾源在速度超過音速的氣流中所發(fā)出的一個個擾動所能播及的區(qū)域必限于圖中圓錐區(qū)域以內(nèi)，這圓錐是一系列擾動球面的包絡(luò)面，稱為馬赫錐。圓錐的半頂角μ=arcsin（1/Ma），稱為馬赫角。15臨界馬赫數(shù)飛機飛行時，當(dāng)隨飛行速度增大，上翼面壓力最低點的速度等于此點上的音速時的飛機飛行馬赫數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)。16失速機翼在迎角超過某個臨界值后，升力系數(shù)隨迎角增大而減小的現(xiàn)象，該迎角為臨界迎角。是因為迎角過大后，上翼面氣流分離嚴重。分離的形式有三種：后緣分離、前緣長氣泡分離以及前緣短氣泡分離。17空氣動力物體與空氣作相對運動時，作用在物體上的力，簡稱氣動力。它由兩個分布力系組成：一是沿物體表面法線方向的法向分布力系，另一是在表面切平面上的切向分布力系，空氣動力通常就是指這兩個力系的合力，合力在垂直于來流方向上的分量稱之為升力，平行于來流方向的分量為阻力。空氣動力學(xué)的一個主要任務(wù)就是確定飛行器的空氣動力，需要知道空氣的性質(zhì)和運動規(guī)律。18升阻比飛行器在飛行過程中，在同一迎角的升力與阻力的比值。升阻比大說明飛行器的空氣動力性能愈好。對一般的飛機而言，低速和亞音速飛機可達17～18，跨音速飛機可達10～12，馬赫數(shù)為2的超聲速飛機約為4～8?？諝庠谕ㄟ^激波時，受到薄薄一層稠密空氣的阻滯，使得氣流速度急驟降低，壓強劇烈增大，導(dǎo)致機翼前緣的壓強也增大，從而使得壓差阻力變大。這一阻力由于隨激波的形成而來，所以就叫做"波阻"。馬赫數(shù)越大，波阻就越大。正激波的波阻比斜激波大，超音速飛機的外形設(shè)計主要是為了考慮降低波阻。19升力線斜率在迎角不大的范圍內(nèi)，升力系數(shù)對迎角呈直線變化關(guān)系，對于迎角畫出的升力系數(shù)曲線的斜率就叫做升力線斜率。對于低速翼型，升力線斜率為2Pi（1/rad）.20總壓流體的靜壓和動壓之和稱之為總壓。對于定場不可壓縮理想流體，沿流線認為總壓是不變的。21表壓一般是相對大氣壓強的壓強，即相對壓強。22速度勢速度勢是流體力學(xué)中同無旋運動相聯(lián)系的一個標(biāo)量函數(shù)，存在速度勢的流體運動一定是無旋的,23非定常流動微團流過時的流動參數(shù)（速度、壓力、溫度、密度等）隨時間變化的流動；與之對應(yīng)的流場稱為非定流場。24駐點迎著氣流方向，在機翼前緣，某點的速度會減小至0（不是在機翼壁面），此點處壓強系數(shù)為最大為1。25邊界層（附面層）在機體表面沿機體表面法線方向，流速由零逐漸增加到外界氣流流速的薄薄的空氣層；26壓心空氣動力的作用點，空氣動力對改點的力距等于零。27焦點（氣動中心）機翼迎角改變時，氣動升力的增量的作用點。迎角變化時，空氣動力對該點的俯仰力距不變。低速翼型，焦點于25%弦長處，超音速飛機，50%弦長。28文丘里效應(yīng)流體經(jīng)過狹窄通道時壓力減小的現(xiàn)象。29誘導(dǎo)阻力飛機飛行時，不僅外部形狀及表面摩擦?xí)?dǎo)致阻力產(chǎn)生，由于機翼的三維效應(yīng)，在翼尖處形成強烈的誘導(dǎo)旋渦，會使得機翼后緣處的壓強降低，從而阻力增加。減小誘導(dǎo)阻力對高空長航時無人機以及大型飛機具有重要意義。誘導(dǎo)阻力在巡航時約占總阻力的40%，在爬升時會占總阻力的一半還多，有時達70%；誘導(dǎo)阻力的減小可以提高升阻比，降低燃油消耗率，減少飛機的質(zhì)量，從而增加飛機的航程，降低飛行成本。提高展弦比，采用翼尖小翼，可以降低誘導(dǎo)阻力。二、基本公式及定律1伯努利方程a.不可壓縮低速流動，理想流體，定常，質(zhì)量力有勢，沿流線的總壓不變；或者動能，壓能和勢能之和不變，對于氣體，勢能一般可以忽略，即壓能和動能之和不變。或該公式中，左右的密度是不相等的。b.可壓縮亞音速流動要求會熟練應(yīng)用這兩個公式。并解釋升力產(chǎn)生的原因。2翼型的升力公式不可壓縮低速流動C亞音速可壓縮流動CC．超音速C題庫1產(chǎn)生下洗是由于

C

A分離點后出現(xiàn)旋渦的影響

B轉(zhuǎn)捩點后紊流的影響

C機翼上下表面存在壓力差的影響

D迎角過大失速的影響

2在機翼表面的附面層沿氣流方向

CA厚度基本不變B厚度越來越薄C厚度越來越厚D厚度變化不定3在翼型后部產(chǎn)生渦流，會造成

BD

A摩擦阻力增加

B壓差阻力增加

C升力增加

D升力減小4當(dāng)不可壓氣流連續(xù)流過一個階梯管道時．己知其截面積Al=3A2則其流速為：

C

A、V1=9V2

B、V2＝9V1

C、V2=3V1

D、V1=3V2

5當(dāng)空氣在管道中低速流動時．由伯努利定理可知：

B

A流速大的地服，靜壓大。

B流速大的地方，靜壓小。

C流速大的地方，總壓大。

D流速大的地方，總壓小。6亞音速氣流流過收縮管道，其氣流參數(shù)如何變化?

C

A速度增加，壓強增大。

B速度降低，壓強下降。C速度增加，壓強下降。

D速度降低．壓強增大。7超音速氣流流過收縮管道，其氣流參數(shù)如何變化?

D

A速度增加，壓強增大。

B速度降低，壓強下降。C速度增加，壓強下降。

D速度降低．壓強增大。8關(guān)于動壓和靜壓的方向，以下哪一個是正確的

C

A動壓和靜壓的方向都是與運動的方向一致

B動壓和靜壓都作用在任意方向

C動壓作用在流體的流動方向．靜壓作用在任意方向

D靜壓作用在流體的流動方向，動壓作用在任意方向

9機翼的展弦比是：

D

A展長與機翼最大厚度之比。

B展長與翼根弦長之比。

C展長與翼尖弦長之比。

D展長與平均幾何弦長之比。10影響翼型性能的最主要的參數(shù)是：

B

A前緣和后緣。

B翼型的厚度和彎度。

C彎度和前緣。

D厚度和前緣。11飛機上的總空氣動力的作用線與飛機縱軸的交點稱為：

B

A全機重心。

B全機的壓力中心。

C機體坐標(biāo)的原點。

D全機焦點。12飛機在飛行時，升力方向是：

A

A與相對氣流速度垂直。

B與地面垂直。

C與翼弦垂直

D與機翼上表面垂直。13飛機上不同部件的連接處裝有整流包皮，它的主要作用是?

B

A減小摩擦阻力。

B減小干擾

阻力。

C減小誘導(dǎo)阻力。

D減小壓差阻力。

14下列關(guān)于壓差阻力哪種說法是正確的?

D

A物體的最大迎風(fēng)面積越大，壓差阻力越小。

B物體形狀越接近流線型，壓差阻力越大。

C壓差阻力與最大迎風(fēng)面積無關(guān)。

D物體的最大迎風(fēng)而積越大,壓差阻力越大。15翼尖小翼的功用是?

C

A減小摩擦阻力。

B減小壓差阻力。

C減小誘導(dǎo)阻力。

D減小干擾阻力。16極曲線是升力系數(shù)對阻力系數(shù)的曲線，下面說法對的是

AC

A曲線最高點的縱坐標(biāo)值表示最大升力系數(shù)。

B從原點作極曲線的切線，切線的斜率是最大升阻比的迎角值。

C平行縱坐標(biāo)的直線與曲線相切，可以得到最小阻力系數(shù)和迎角值。

D曲線最高點的縱坐標(biāo)值表示最大升阻比。17J5飛機裝有翼刀，作用是

B

A增加機翼翼面氣流的攻角

B減小氣流的橫向流動造成的附面層加厚

C將氣流分割成不同流速的區(qū)域

D將氣流分割成不同流動狀態(tài)韻區(qū)域

18當(dāng)飛機飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后，

A

A局部激波首先出現(xiàn)在上翼面。

B局部激波首先出現(xiàn)在下翼面。

C只在上翼面出現(xiàn)局部激

D隨著飛行速度的繼續(xù)提高，局部微波向前移動。19飛機進入超音速飛行的標(biāo)志是：

D

A飛行馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)。

B在機翼上表面最大厚度點附近形成了等音速。

C在機翼上表面形成局部的超音速區(qū)。

D機翼未擾動流場全部為超音速流場，機翼前面出現(xiàn)激波。

20使亞音速氣流加速到超音速，應(yīng)使用的流管是：

C

A收縮流管。

B張流管

C先收縮后擴張的流管。

D先擴張后收縮的流管。21飛機焦點的位置：

BC

A隨仰角