空气动力学部分知识要点

空气动力学部分知识要点

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空气动力学及飞行原理课程

空气动力学部分知识要点

一、流体属性与静动力学基础

1、流体与固体在力学特性上最本质的区别在于：二者承受剪应力

和产生剪切变形能力上的不同。

2、静止流体在剪应力作用下（不论所加剪切应力τ多么小，只要

不等于零）将产生持续不断的变形运动（流动），换句话说，静止流体不能承受剪切应力,将这种特性称为流体的易流性。

3、流体受压时其体积发生改变的性质称为流体的压缩性,而抵抗

压缩变形的能力和特性称为弹性。

4、当马赫数小于0.３时,气体的压缩性影响可以忽略不计。

5、流层间阻碍流体相对错动（变形)趋势的能力称为流体的粘性,

相对错动流层间的一对摩擦力即粘性剪切力。

6、流体的剪切变形是指流体质点之间出现相对运动（例如流体层

间的相对运动)流体的粘性是指流体抵抗剪切变形或质点之间的相对运动的能力。流体的粘性力是抵抗流体质点之间相对运动(例如流体层间的相对运动)的剪应力或摩擦力。在静止状态下流体不能承受剪力；但是在运动状态下,流体可以承受剪力，剪切力大小与流体变形速度梯度有关，而且与流体种类有关

7、按照作用力的性质和作用方式，可分为彻体力和表面力(面力)

两类。例如重力,惯性力和磁流体具有的电磁力等都属于彻体力,彻体力也称为体积力或质量力。

8、表面力：相邻流体或物体作用于所研究流体团块外表面，大小

与流体团块表面积成正比的接触力。由于按面积分布,故用接触应力表示，并可将其分解为法向应力和切向应力：

9、理想和静止流体中的法向应力称为压强，其指向沿着表面的内

法线方向,压强的量纲是[力]/［长度]2

10、标准大气规定在海平面上，大气温度为1５℃或Ｔ0

= 288.15K,压强ｐ0 = 760 毫米汞柱=１０1325牛／米2,密度ρ０= １.2２５千克/米3

11、从基准面到11 km 的高空称为对流层，在对流层内大气密度和

温度随高度有明显变化，温度随高度增加而下降,高度每增加1km，温度下降６.5 K。从11km到21km 的高空大气温度基本不变，称为同温层或平流层，在同温层内温度保持为216.5 Ｋ。普通飞机主要在对流层和平流层里活动。

12、散度、旋度、有旋流、无旋流。

13、描述流体运动的方程。低速不可压缩理想流体:连续方程＋动量

方程（欧拉方程);低速不可压缩粘性流体：连续方程＋动量方程（N－Ｓ方程）;高速可压缩理想流体:连续方程＋动量方程（欧拉方程)+能量方程+状态方程。

14、连续方程是质量守恒定律在流体力学中具体表达形式。由于连

续方程仅是运动的行为，与受力无关,因此既适用于理想流体也

适用于粘性流体。

15、定常流是指在流场中任一固定点的所有流体属性(如流速、压

力、密度等)都和时间无关的流动，在定常流情况下，所有参数

对时间的导数都等于0。非定常流是指流场任一固定点的一个

或多个速度分量或其他流体属性随时间发生变化的流动。

注:流动类型：定常流/非定常流，可压缩流动／不可压缩流动,

无粘流动／粘性流动，有旋流动/无旋流动。

16、环量的定义:在流场中任取一条封闭曲线,速度沿该封闭曲线的

线积分称为该封闭曲线的速度环量。速度环量的符号不仅决定

于流场的速度方向，而且与封闭曲线的绕行方向有关,规定积分

时逆时针绕行方向为正,即封闭曲线所包围的区域总在行进方

向的左侧。

17、在无旋流动中,沿着任意一条封闭曲线的速度环量均等于零。但

是对有旋流动，绕任意一条封闭曲线的速度环量一般不等于零。

18、涡量是指流场中任何一点微团角速度之二倍，如平面问题中的

2ωz ，称为涡量，涡量是个纯运动学的概念。

19、像流线一样,在同一瞬时,如在流场中有一条曲线，该线上每一点

的涡轴线都与曲线相切,这条曲线叫涡线。给定瞬间,通过某一曲

线（本身不是涡线)的所有涡线构成的曲面称为涡面。由封闭涡

面组成的管状涡面称为涡管。涡线是截面积趋于零的涡管。涡线和涡管的强度都定义为绕涡线或涡管的一条封闭围线的环量。涡量在一个截面上的面积分称为涡通量。

20、沿平面上一封闭围线L做速度的线积分，所得的环量等于曲线

所围面积上每个微团角速度的2倍乘以微团面积之和，即等于通过面积Ｓ的涡通量。

21、当无涡线穿过给定曲线Ｌ1时,沿Ｌ1的速度环量Γ1等于零;当

有涡线穿过给定曲线Ｌ２时，沿L２的速度环量Γ2等于过曲线所围面积内的涡通量,也等于该区域的涡强度；如果曲线所围面积内涡通量越大，则沿该曲线的速度环量越大，该区域内涡的强度越大;过同一曲线上张开的不同曲面，其涡通量是相同的，都等于沿该曲线的速度环量,都代表s1 和s２面上旋涡的强度；

22、理想流中涡定理：沿涡线或涡管涡强不变;一根涡管在流体里不

可能中断，可以伸展到无限远去，可以自相连接成一个涡环（不一定是圆环），也可以止于边界（固体的边界或自由边界如自由液面）。

23、 开尔文k ｅl ｖin 定律（环量不变定律): 在理想流中,涡的强度不

随时间变化,既不会增强，也不会削弱或消失。

24、 拉格朗日La ｇra ｎｇe 定律（涡量不生不灭定律)：在理想流中,

流动若是无旋的则流场始终无旋,反之若流场在某一时刻有旋

则永远有旋。

25、 亥姆霍兹Helmho ｌtz 定律（涡线涡管保持定理）: 在理想流

体中,构成涡线和涡管的流体质点,在以后运动过程中仍将构成

涡线和涡管。

二、 边界层流动

1、 流动雷诺数Re 是用以表征流体质点的惯性力与粘性力对比关

系的。 2、 高Ｒｅ数下，流体运动的惯性力远远大于粘性力。这样研究忽

略粘性力的流动问题是有实际意义的。

3、 理想流体力学在早期较成功地解决了与粘性关系不大的一系列

流动问题(升力、波动等)，但对阻力、扩散等涉及到粘性的问

题则与实际相差甚远,如达朗伯疑题。

4、 大量实验发现：虽然整体流动的Ｒe 数很大,但在靠近物面的薄

层流体内,流场的特征与理想流动相差甚远，沿着法向存在很大

的速度梯度，粘性力无法忽略。这一物面近区粘性力起重要作

用的薄层称为边界层(Bo ｕndary layer ）。

e R ==∝μ

ρμρτLU UL U L F F J

5、在远离物体的理想流体流动区域可忽略粘性的影响,流动无旋

可按位势流理论处理（位流区）。在靠近物面的薄层内粘性力的作用不能忽略（粘流区），该薄层称为边界层。边界层内粘性力与惯性力同量级，流体质点作有旋运动。

6、边界层区与主流区之间无严格明显的界线,通常以速度达到主

流区速度的0.99U 作为边界层的外缘。由边界层外缘到物面的垂直距离称为边界层名义厚度,用δ表示。在高Ｒｅ数下,边界层的厚度远小于被绕流物体的特征长度。

7、边界层位移厚度

8、边界层动量损失厚度

9、边界层能量损失厚度

10、边界层:Ｎ-Ｓ方程化简为边界层方程

11、边界层中的流体质点受惯性力、粘性力和压力的作用，其中惯

性力与粘性力的相对大小决定了粘性影响的相对区域大小，或边界层厚度的大小；粘性力的作用始终是阻滞流体质点运动，使流体质点减速，失去动能；压力的作用取决于绕流物体的形状和流道形状，顺压梯度有助于流体加速前进,而逆压梯度阻碍流体运动。

12、边界层分离。分离点:

13、边界层分离的必要条件是：存在逆压梯度和粘性剪切层。仅有

粘性的阻滞作用而无逆压梯度,不会发生边界层的分离,因为无反推力使边界层流体进入到外流区。这说明，零压梯度和顺压梯度的流动不可能发生边界层分离。只有逆压梯度而无粘性的剪切作用，同样也不会发生分离现象，因为无阻滞作用，运动流体不可能消耗动能而滞止下来。在粘性剪切力和逆压梯度的同时作用下才可能发生分离。

14、由层流状态转变为湍流状态称为转捩。

15、由于湍流的无规则脉动特性,流体微团将高能量带入到靠近壁

面处，因此湍流流动在靠近壁面处的平均速度远大于层流流动,即湍流边界层的速度分布比层流边界层的速度分布饱满。湍流与层流相比不容易分离，可使分离引起的压差阻力大大降低。

三、低速翼型

1、翼型的几何参数

2、NAＣA四位数翼型、NACA五位数翼型

3、在翼型平面上,把来流V∞与翼弦线之间的夹角定义为翼型的几

何迎角，简称迎角。对弦线而言，来流上偏为正，下偏为负。

4、翼型绕流视为平面流动，翼型上的空气动力简称气动力可视为

无限翼展机翼在展向取单位展长所受的气动力。

5、当气流绕过翼型时，在翼型表面上每点都作用有压强ｐ(垂直于

翼面）和摩擦切应力 (与翼面相切)，它们将产生一个合力R,合

力的作用点称为压力中心，合力在来流方向的分量为阻力D(或

Ｘ)，在垂直于来流方向的分量为升力L（或Ｙ)。

6、空气动力力矩取决于力矩点的位置。如果取矩点位于压力中心：

力矩为零;取矩点位于翼型前缘:前缘力矩（规定使翼型抬头为

正、低头为负）;取矩点位于翼型焦点: 焦点或气动中心力矩。

7、焦点是翼型上的某个固定点，是力矩不随迎角变化的点或翼型

升力增量的作用点,也称为翼型气动中心。

8、薄翼型的气动中心为０．25b,大多数翼型的气动中心在

0.23b-0．２4b之间，层流翼型在0.26b-0.２７b之间。

9、翼型无量纲空气动力系数：升力系数、阻力系数、俯仰力矩系

数。

10、低速翼型绕流流动特点：小迎角时，整个绕翼型的流动是无分

离的附着流动,在物面上的边界层和翼型后缘的尾迹区很薄。前

驻点位于下翼面距前缘点不远处，流经驻点的流线分成两部分，一部分从驻点起绕过前缘点经上翼面顺壁面流去,另一部分从

驻点起经下翼面顺壁面流去，在后缘处流动平滑地汇合后下向

流去。在上翼面近壁区的流体质点速度从前驻点的零值很快加

速到最大值，然后逐渐减速。根据Beｒnoｕllｉ方程，压力分布是在驻点处压力最大,在最大速度点处压力最小，然后压力逐渐增大(过了最小压力点为逆压梯度区)。随着迎角的增大,驻点逐渐后移,最大速度点越靠近前缘，最大速度值越大,上下翼面的压差越大，因而升力越大。气流到后缘处，从上下翼面平顺流出,因此后缘点不一定是后驻点。

11、翼型绕流气动力系数随迎角的变化曲线:升力系数曲线，阻力系

数曲线,力矩系数曲线。

12、在升力系数随迎角的变化曲线中，在迎角较小时是一条直线,

这条直线的斜率称为升力线斜率,记为

13、对于有弯度的翼型升力系数曲线是不通过原点的,通常把升力

系数为零的迎角定义为零升迎角α0,而过后缘点与几何弦线成α0的直线称为零升力线。对有弯度翼型α0是一个小负数,一般弯度越大, α0的绝对值越大。

14、当迎角大过一定的值之后,就开始弯曲，再大一些，就达到了它

的最大值，此值记为最大升力系数C Lｍax ,这是翼型用增大迎角的办法所能获得的最大升力系数,相对应的迎角称为临界迎角。过此再增大迎角,升力系数反而开始下降，这一现象称为翼型的失速。这个临界迎角也称为失速迎角。

15、最大升力系数、临界迎角和失速后的升力系数曲线受粘性影响

大：

16、阻力系数曲线,存在一个最小阻力系数。在小迎角时,翼型的阻力

主要是摩擦阻力,阻力系数随迎角变化不大；在迎角较大时，出现了粘性压差阻力的增量，阻力系数与迎角的二次方成正比。

失速后,分离区扩及整个上翼面,阻力系数大增。但应指出的是无论摩擦阻力还是压差阻力都与粘性有关。因此，阻力系数与

Re数存在密切关系。

17、Cｍ焦点(对1／4弦点取矩的力矩系数)力矩系数曲线,在失速迎角

以下，基本是直线。如改成对实际的气动中心取矩,那末就是一

条平直线了。但当迎角超过失速迎角,翼型上有很显著的分离之

后,低头力矩大增,力矩曲线也变弯曲。

18、随着迎角增大,翼型升力系数将出现最大,然后减小。这是气流绕

过翼型时发生分离的结果。翼型的失速特性是指在最大升力系数附近的气动性能。

19、在一定迎角下,当低速气流绕过翼型时,过前驻点开始快速加速

减压到最大速度点（顺压梯度区），然后开始减速增压到翼型后缘点处（逆压梯度区)，随着迎角的增加,前驻点向后移动,气流绕前缘近区的吸力峰在增大,造成峰值点后的气流顶着逆压梯度向后流动越困难，气流的减速越严重。这不仅促使边界层增厚，变成湍流，而且迎角大到一定程度以后,逆压梯度达到一定数值后，气流就无力顶着逆压减速了,而发生分离。这时气流分成分离区内部的流动和分离区外部的主流两部分。在分离边界（称为自由边界)上，二者静压必处处相等。分离后的主流就不再减速不再增压了。分离区内的气流由于主流在自由边界上通过粘性的作用不断地带走质量，中心部分便不断有气流从后面来填补,而形成中心部分的倒流。

20、根据库塔—儒可夫斯基升力环量定律,对于定常、理想、不可压

流动,在有势力作用下，直匀流绕过任意截面形状的有环量绕流,所受的升力为：

21、在来流作用下，不管物体形状如何，只要环量值不为零,绕物体

就会产生升力；反之只要环量值为零,则绕流物体的升力为零。

22、库塔-儒可夫斯基后缘条件:(1）对于给定的翼型和迎角，绕翼型

的环量值应正好使流动平滑地流过后缘去。（２）若翼型后缘角τ>0,后缘点是后驻点。即Ｖ1=V２=0。(3）若翼型后缘角τ=0,后缘点的速度为有限值。即V1=V2=Ｖ≠0。（4)真实翼型的后缘并不是尖角，往往是一个小圆弧。实际流动气流在上下翼面靠后很近的两点发生分离，分离区很小。所提的条件是:ｐ1=p2 V1＝V2。

23、环量产生的物理原因：处于静止状态,绕流体线的速度环量为零;

当翼型在刚开始启动时，粘性边界层尚未在翼面上形成，绕翼型的速度环量为零,后驻点不在后缘处，而在上翼面某点，气流将绕过后缘流向上翼面；随时间的发展,翼面上边界层形成，下翼面气流绕过后缘时将形成很大的速度,压力很低,从后缘点到后驻点存在大的逆压梯度，造成边界层分离,从产生一个逆时针的环量,称为起动涡；起动涡随着气流流向下游，封闭流体线也随气流运动，但始终包围翼型和起动涡,根据涡量保持定律,必然绕翼型存在一个顺时针的速度环量,使得绕封闭流体线的总环

量为零。这样,翼型后驻点的位置向后移动。只要后驻点尚未移

动到后缘点，翼型后缘不断有逆时针旋涡脱落，因而绕翼型的

环量不断增大，直到气流从后缘点平滑流出（后驻点移到后缘

为止)为止。

24、 流体粘性和翼型的尖后缘是产生起动涡的物理原因。绕翼型的

速度环量始终与起动涡环量大小相等、方向相反。

25、 对于一定形状的翼型,只要给定绕流速度和迎角，就有一个固定

的速度环量与之对应,确定的条件是库塔条件。

26、 如果速度和迎角发生变化,将重新调整速度环量，以保证气流绕

过翼型时从后缘平滑汇合流出(前驻点则变化)。

27、 代表绕翼型环量的旋涡，始终附着在翼型上,称为附着涡。根据

升力环量定律,直匀流加上一定强度的附着涡所产生的升力,与

直匀流中一个有环量的翼型绕流完全一样。

28、 对于薄翼而言,升力线的斜率与翼型的形状无关：

29、 绝对迎角为V ∞与零升力线间的夹角,用αa 表示,即： αa =α－α0

30、 C ｍ ～C L 也是一条直线,斜率 , 截距为 C m0 。C m ０ 为零升力矩系数。

πα

2 =d dC L 41-=L

C m C

31、1/4弦点就是薄翼型气动中心的位置，是薄翼型升力增量的作用

点。

32、翼型的升力特性通常指升力系数与迎角的关系曲线。实验和计

算结果表明，在小迎角下,升力系数与迎角为线性关系:

33、在失速迎角处,升力系数达到最大C Lmax。确定升力特性曲线的三

个参数是,升力线斜率，零升迎角,最大升力系数（失速迎角)。

34、升力线斜率与Re数关系不大,主要与翼型的形状有关。对薄翼

的理论值为2 。

35、零升迎角α0主要与翼型弯度有关,正弯度时为一小负数。

36、最大升力系数C Lｍax主要与边界层分离有关,取决于翼型几何参

数、Re数、表面光洁度，随Rｅ增大而增大。

37、翼型纵向力矩特性通常用Ｃm－C L曲线表示，迎角不大时也接近

一条直线:

对于正弯度的翼型C m ０ 为一个小负数;力矩曲线斜率也是负值。

薄翼理论可以估计这两个值，C m0与翼型弯度函数有关,力矩曲

线斜率为-0.25。

38、 翼型上升力的作用点（升力作用线与弦线的交点)为压力中心 P ,

弦向位置用 表示，小迎角时压心位置为 迎角越小，压力中心越靠后。

39、 翼型上还存在这样的一个点，对该点的力矩系数与升力的大小

无关，恒等于零升力矩系数，此点称为焦点（或气动中心)F 。

气动中心反映了翼型随迎角变化而引起的升力增量的作用点，

正弯度时,压力中心位于焦点之后。(如何证明焦点对给定翼型是

一个固定点——作业题１）

40、 翼型阻力包括摩擦阻力和压差阻力。翼型阻力的产生实质是空

气粘性引起的。摩擦阻力是物面上直接的摩擦切应力引起的，

压差阻力是因物面边界层改变了压强分布造成的。迎角不大时

主要是摩擦阻力,随迎角增大压差阻力剧增。

41、 翼型的阻力特性可用ＣD -α曲线表示，但在飞机设计上常用C L -C D

曲线来表示翼型的升阻特性,称为极曲线。

b

x x p p =L

C m L L m p C C C C C x --=-= o m

42、 翼型的升阻比定义为 , 表征了翼型的气动效率。

43、 升阻比大的飞机续航时间长，燃油经济性好,因为达到一定升力

系数需要克服的阻力最小。性能好的翼型最大升阻比可达到50

以上。巡航时,飞机在最大升阻比对应的迎角附近飞行，约为3～

5度。

四、 低速机翼及其气动特性

1、 翼展：翼展是指机翼左右翼尖之间的长度，一般用 l 表示。

2、 机翼面积:是指机翼在ｏxz 平面上的投影面积，一般用S 表示。

3、 翼弦:翼弦是指机翼沿机身方向的弦长。除了矩形机翼外，机翼

不同地方的翼弦是不一样的，有翼根弦长 b ０、翼尖弦长b 1。

4、 几何平均弦长 b pj 定义为 ,即用相同翼展和面积的

矩形机翼弦长定义几何平均弦长

D

L C C K =l S

b pj =

1第一章 空气动力学基础知识复习过程

1第一章空气动力学 基础知识

第四单元飞机与飞机系统 第一章空气动力学基础知识 1.1 大气层和标准大气 1.1.1 地球大气层 地球表面被一层厚厚的大气层包围着。飞机在大气层内运动时要和周围的介质——空气——发生关系，为了弄清楚飞行时介质对飞机的作用，首先必须了解大气层的组成和空气的一些物理性质。 根据大气的某些物理性质，可以把大气层分为五层：即对流层(变温层)、平流层(同温层)、中间层、电离层(热层)和散逸层。 对流层的平均高度在地球中纬度地区约11公里，在赤道约17公里，在两极约8公里。对流层内的空气温度、密度和气压随着高度的增加而下降，并且由于地球对大气的引力作用，在对流层内几乎包含了全部大气质量的四分之三，因此该层的大气密度最大、大气压力也最高。大气中含有大量的水蒸气及其它微粒，所以云、雨、雪、雹及暴风等气象变化也仅仅产生在对流层中。另外，由于地形和地面温度的影响，对流层内不仅有空气的水平流动，还有垂直流动，形成水平方向和垂直方向的突风。对流层内空气的组 成成分保持不变。 仅供学习与交流，如有侵权请联系网站删除谢谢1

从对流层顶部到离地面约30公里之间称为平流层。在平流层中，空气只有水平方向的流动，没有雷雨等现象，故得名为平流层。同时该层的空气温度几乎不变，在同一纬度处可以近似看作常数，常年平均值为摄氏零下56.5度，所以又称为同温层。同温层内集中了全部大气质量的四分之一不到一些，所以大气的绝大部分都集中在对流层和平流层这两层大气内，而且目前大部分的飞机也只在这两层内活动。 中间层从离地面30公里到80至100公里为止。中间层内含有大量的臭氧，大气质量只占全部大气总量的三千分之一。在这一层中，温度先随高度增加而上升，后来又下降。 中间层以上到离地面500公里左右就是电离层。这一层内含有大量的离子(主要是带负电的离子)，它能发射无线电波。在这一层内空气温度从-90℃升高到1 000℃，所以又称为热层。高度在150公里以上时，由于空气非常稀薄，已听不到声音。 散逸层位于距地面500公里到1 600公里之间，这里的空气质量只占全部大气质量的1011 ，是大气的最外一层，因此也称之为“外层大气”。 1.1.2 大气的物理性质 大气的物理性质主要包括：温度、压强、密度、粘性和可压缩性等。 气体的压强p是指气体作用于容器内壁的单位面积上的正压力。大气的压强是指大气垂直地作用于物体表面单位面积上的力。 仅供学习与交流，如有侵权请联系网站删除谢谢2

空气动力学基础及飞行原理

M8空气动力学基础及飞行原理 1、绝对温度的零度是 A、-273℉ B、-273K C、-273℃ D、32℉ 2、空气的组成为 A、78％氮，20％氢和2％其他气体 B、90％氧，6％氮和4％其他气体 C、78％氮，21％氧和1％其他气体 D、21％氮，78％氧和1％其他气体 3、流体的粘性系数与温度之间的关系是? A、液体的粘性系数随温度的升高而增大。 B、气体的粘性系数随温度的升高而增大。 C、液体的粘性系数与温度无关。 D、气体的粘性系数随温度的升高而降低。 4、空气的物理性质主要包括A、空气的粘性 B、空气的压缩性 C、空气的粘性和压缩性 D、空气的可朔性 5、下列不是影响空气粘性的因素是 A、空气的流动位置 B、气流的流速 C、空气的粘性系数 D、与空气的接触面积 6、气体的压力

、密度<ρ>、温度三者之间的变化关系是 A、ρ=PRT B、T=PRρ C、P=Rρ/ T D、P=RρT 7、在大气层内，大气密度 A、在同温层内随高度增加保持不变。 B、随高度增加而增加。 C、随高度增加而减小。 D、随高度增加可能增加，也可能减小。 8、在大气层内，大气压强 A、随高度增加而增加。 B、随高度增加而减小。 C、在同温层内随高度增加保持

不变。 D、随高度增加可能增加，也可能减小。 9、空气的密度 A、与压力成正比。 B、与压力成反比。 C、与压力无关。 D、与温度成正比。 10、影响空气粘性力的主要因素: A、空气清洁度 B、速度剃度 C、空气温度 D、相对湿度 11、对于空气密度如下说法正确的是 A、空气密度正比于压力和绝对温度 B、空气密度正比于压力，反比于绝对温度 C、空气密度反比于压力，正比于绝对温度 D、空气密度反比于压力和绝对温度 12、对于音速．如下说法正确的是: A、只要空气密度大，音速就大 B、只要空气压力大，音速就大 C、只要空气温度高．音速就大 D、只要空气密度小．音速就大 13、假设其他条件不变，空气湿度大 A、空气密度大，起飞滑跑距离长 B、空气密度小，起飞滑跑距离长 C、空气密度大，起飞滑跑距离短 D、空气密度小，起飞滑跑距离短 14、一定体积的容器中,空气压力 A、与空气密度和空气温度乘积成正比 B、与空气密度和空气温度乘积成反比 C、与空气密度和空气绝对湿度乘积成反比 D、与空气密度和空气绝对温度乘积成正比 15、一定体积的容器中．空气压力 A、与空气密度和摄氏温度乘积成正比

空气动力学基本概念

第一章 一、大气的物理参数 1、大气的(7个)物理参数的概念 2、理想流体的概念 3、流体粘性随温度变化的规律 4、大气密度随高度变化规律 5、大气压力随高度变化规律 6、影响音速大小的主要因素 二、大气的构造 1、大气的构造（根据热状态的特征） 2、对流层的位置和特点 3、平流层的位置和特点 三、国际标准大气（ISA） 1、国际标准大气（ISA）的概念和基本内容 四、气象对飞行活动的影响 1、阵风分类对飞机飞行的影响（垂直阵风和水平阵风*） 2、什么是稳定风场？ 3、低空风切变的概念和对飞行的影响 五、大气状况对飞机机体腐蚀的影响 1、大气湿度对机体有什么影响？ 2、临界相对湿度值的概念 3、大气的温度和温差对机体的影响 第二章 1、相对运动原理 2、连续性假设 3、流场、定常流和非定常流 4、流线、流线谱、流管 5、体积流量、质量流量的概念和计算公式。 二、流体流动的基本规律 1、连续方程的含义和几种表达式（注意适用条件） 2、连续方程的结论:对于低速、不可压缩的定常流动，流管变细，流线变密，流速变快；流管变粗，流线变疏，流速变慢。 3、伯努利方程的含义和表达式 4、动压、静压和总压 5、伯努利方程的结论:对于不可压缩的定常流动，流速小的地方，压力大；而流速大的地方压力小。（这里的压力是指静压） 重点伯努利方程的适用条件：1）定常流动。2）研究的是在同一条流线上，或同一条流管上的不同截面。3）流动的空气与外界没有能量交换，即空气是绝热的。4)空气没有粘性，不可压缩——理想流体。 三、机体几何外形和参数 1、什么是机翼翼型； 2、翼型的主要几何参数； 3、翼型的几个基本特征参数 4、表示机翼平面形状的参数（6个） 5、机翼相对机身的角度（3个） 6、表示机身几何形状的参数四、作用在飞机上的空气动力 1、什么是空气动力？ 2、升力和阻力的概念 3、应用连续方程和伯努利方程解释机翼产生升力的原理 4、迎角的概念 5、低速飞行中飞机上的废阻力的种类、产生的原因和减少的方法； 6、诱导阻力的概念和产生的原因和减少的方法； 7、附面层的概念、分类和比较；附面层分离的原因 8、低速飞行时，不同速度下两类阻力的比较 9、升力与阻力的计算和影响因素 10、大气密度减小对飞行的影响 11、升力系数和升力系数曲线（会画出升力系数曲线、掌握升力随迎角的变化关系，零升力迎角和失速迎角的概念） 12、阻力系数和阻力系数曲线 13、掌握升阻比的概念 14、改变迎角引起的变化（升力、阻力、机翼的压力中心、失速等） 15、飞机大迎角失速和大迎角失速时的速度 16、机翼的压力中心和焦点概念和区别 六、高速飞行的一些特点 1、什么是空气的可压缩性？ 2、飞行马赫数的含义 3、流速、空气密度、流管截面积之间关系 4、对于“超音速流通过流管扩张来加速”的理解 5、小扰动在空气中的传播及其传播速度 6、什么是激波？激波的分类 7、气流通过激波后参数的变化 8、什么是波阻 9、什么是膨胀波？气流通过膨胀波后参数的变化 10、临界马赫数和临界速度的概念 11、激波失速和大迎角失速的区别 12、激波分离 13、亚音速、跨音速和超音速飞行的划分* 14、采用后掠机翼的优缺点比较 第三章 一、飞机重心、机体坐标和飞机在空中运动的自由度 1、机体坐标系的建立 2、飞机在空中运动的6个自由度 二、飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程 外载荷组成平衡力系的2个条件*： ①、外载荷的合力等于零（外载荷在三个坐标轴投影之和分别等于零）∑x = 0 ∑Y = 0 ∑Z = 0 ②、外载荷的合力矩等于零(外载荷对三个坐标轴力矩之和分别等于零) ∑Mx=0 ∑My= 0 ∑Mz= 0 1、什么是定常飞行和非定常飞行？ 2、定常飞行时，作用在飞机上的载荷平衡条件和平衡方程组

1第一章 空气动力学基础知识

第四单元飞机与飞机系统 第一章空气动力学基础知识 1.1 大气层和标准大气 1.1.1 地球大气层 地球表面被一层厚厚的大气层包围着。飞机在大气层内运动时要和周围的介质——空气——发生关系，为了弄清楚飞行时介质对飞机的作用，首先必须了解大气层的组成和空气的一些物理性质。 根据大气的某些物理性质，可以把大气层分为五层：即对流层(变温层)、平流层(同温层)、中间层、电离层(热层)和散逸层。 对流层的平均高度在地球中纬度地区约11公里，在赤道约17公里，在两极约8公里。对流层内的空气温度、密度和气压随着高度的增加而下降，并且由于地球对大气的引力作用，在对流层内几乎包含了全部大气质量的四分之三，因此该层的大气密度最大、大气压力也最高。大气中含有大量的水蒸气及其它微粒，所以云、雨、雪、雹及暴风等气象变化也仅仅产生在对流层中。另外，由于地形和地面温度的影响，对流层内不仅有空气的水平流动，还有垂直流动，形成水平方向和垂直方向的突风。对流层内空气的组成成分保持不变。 从对流层顶部到离地面约30公里之间称为平流层。在平流层中，空气只有水平方向的流动，没有雷雨等现象，故得名为平流层。同时该层的空气温度几乎不变，在同一纬度处可以近似看作常数，常年平均值为摄氏零下56.5度，所以又称为同温层。同温层内集中了全部大气质量的四分之一不到一些，所以大气的绝大部分都集中在对流层和平流层这两层大气内，而且目前大部分的飞机也只在这两层内活动。 中间层从离地面30公里到80至100公里为止。中间层内含有大量的臭氧，大气质量只占全部大气总量的三千分之一。在这一层中，温度先随高度增加而上升，后来又下降。 中间层以上到离地面500公里左右就是电离层。这一层内含有大量的离子(主要是带负电的离子)，它能发射无线电波。在这一层内空气温度从-90℃升高到 1 000℃，所以又称为热层。高度在150公里以上时，由于空气非常稀薄，已听不到声音。 散逸层位于距地面500公里到1 600公里之间，这里的空气质量只占全部大气质量的1011 ，是大气的最外一层，因此也称之为“外层大气”。 1.1.2 大气的物理性质 大气的物理性质主要包括：温度、压强、密度、粘性和可压缩性等。

航模基础知识空气动力学

航模基础知识空气动力学 一章基础物理 本章介绍一些基本物理观念，在此只能点到为止，如果你在学校已上过了或没兴趣学，请跳过这一章直接往下看。第一节速度与加速度速度即物体移动的快慢及方向，我们常用的单位是每秒多少公尺﹝公尺/秒﹞加速度即速度的改变率，我们常用的单位是﹝公尺/秒/秒﹞，如果加速度是负数，则代表减速。第二节牛顿三大运动定律第一定律：除非受到外来的作用力，否则物体的速度(v)会保持不变。没有受力即所有外力合力为零，当飞机在天上保持等速直线飞行时，这时飞机所受的合力为零，与一般人想象不同的是，当飞机降落保持相同下沉率下降，这时升力与重力的合力仍是零，升力并未减少，否则飞机会越掉越快。第二定律：某质量为m 的物体的动量(p = mv)变化率是正比于外加力F 并且发生在力的方向上。此即著名的F=ma 公式，当物体受一个外力后，即在外力的方向产生一个加速度，飞机起飞滑行时引擎推力大于阻力，于是产生向前的加速度，速度越来越快阻力也越来越大，迟早引擎推力会等于阻力，于是加速度为零，速度不再增加，当然飞机此时早已飞在天空了。第三定律：作用力与反作用力是数值相等且方向相反。你踢门一脚，你的脚也会痛，因为门也对你施了一个相同大小的力第三节力的平衡作用于飞机的力要刚好平衡，如果不平衡就是合力不为零，依牛顿第二定律就会产生加速度，为了分析方便我们把力分为X、Y、Z 三个轴力的平衡及绕X、Y、Z 三个轴弯矩的平衡。轴力不平衡则会在合力的方向产生加速度，飞行中的飞机受的力可分为升力、重力、阻力、推力﹝如图1-1﹞，升力由机翼提供，推力由引擎提供，重力由地心引力产生，阻力由空气产生，我们可以把力分解为两个方向的力，称x 及y 方向﹝当然还有一个z 方向，但对飞机不是很重要，除非是在转弯中﹞，飞机等速直线飞行时x 方向阻力与推力大小相同方向相反，故x 方向合力为零，飞机速度不变，y 方向升力与重力大小相同方向相反，故y 方向合力亦为零，飞机不升降，所以会保持等速直线飞 弯矩不平衡则会产生旋转加速度，在飞机来说，X 轴弯矩不平衡飞机会滚转， Y 轴弯矩不平衡飞机会偏航、Z 轴弯矩不平衡飞机会俯 第四节伯努利定律 伯努利定律是空气动力最重要的公式，简单的说流体的速度越大，静压力 越小，速度越小，静压力越大，这里说的流体一般是指空气或水，在这里当然是 指空气，设法使机翼上部空气流速较快，静压力则较小，机翼下部空气流速较慢， 静压力较大，两边互相较力，于是机翼就被往上推去，然后飞机就 飞起来，以前的理论认为两个相邻的空气质点同时由机翼的前端往后走，一个流 经机翼的上缘，另一个流经机翼的下缘，两个质点应在机翼的后端相会合，经过仔细的计算后发觉如依上述理论，上缘的流速不够大，机翼应该无 法产生那么大的升力，现在经风洞实验已证实，两个相邻空气的质点流经机翼上 缘的质点会比流经机翼的下缘质点先到达后缘 我曾经在杂志上看过某位作者说飞机产生升力是因为机翼有攻角，当气流 通过时机翼的上缘产生”真空”，于是机翼被真空吸上去﹝如图1-6﹞，他的真 空还真听话，只把飞机往上吸，为什么不会把机翼往后吸，把你吸的动都不能动， 还有另一个常听到的错误理论有时叫做***理论，这理论认为空气的质点如同子 弹一般打在机翼下缘，将动量传给机翼，这动量分成一个往上的分量于是产生升 力，另一个分量往后于是产生阻力﹝如图1-7﹞，可是克拉克Y 翼及内凹翼在攻 角零度时也有升力，而照这***理论该二种翼型没有攻角时只有上面”挨子 弹”，应该产生向下的力才对啊，所以机翼不是风筝当然上缘也没有所谓真空。 伯努利定律在日常生活上也常常应用，最常见的可能是喷雾杀虫剂了﹝如

空气动力学基础

我把Introduction to flight的第四章Basic aerodynamics略读了一遍，提炼了其中的重点要点，将其总结在一起分享给同学们，希望对大家空气动力学的学习有所帮助。这个文档内容涉及的气流都是无黏的（书134—228页），没有包含黏性研究的部分。因为领域导论书对黏性没怎么研究，基本都是只给结论，所以就不总结了。本文档包括两部分，一是一些基本方程，二是这些方程的一些应用。 我读书只是蜻蜓点水，对一些公式的理解可能有错误；写的只是大致的推导过程，难免有不细致严谨之处；对一些英文的翻译可能不标准，同时可能输入有误。希望大家批评指正、私下交流。真心希望我们共同为之润色添彩，使其更加准确无误。同时，大家有什么学习资料都记得共享啊，让我们共同进步！ 大家可以再看看领域导论书，看了这个总结，再看书就比较简单了。看书最好也看看例题，例题不仅是对公式的简单应用，而且有些还包含新的知识，能增进我们对公式的理解。 这些内容只能算是一些变来变去的简单代数问题，大家不要有压力。不过有几条注意事项： 1、注意公式的限定条件，避免错误地加以应用。

2、大物书上的理想气体方程是Pv=RT，其中的R是普适气体常量（universal gas constant），领域导论书上的P=ρRT是经过变换的等价形式，其中的R是个别气体常量(specific gas constant)，等于普适气体常量R普适/M，大家变一下马上就懂了。2、谈谈我的一个理解：本书中的研究好像不太强调质量和体积，可能是因为空气动力学研究没必要也不方便强调。在一、基本方程——7、能量方程的推导中，v=1/ρ，这里的1应理解为单位质量，后面的能量方程中的V2也包含单位质量1，不然与h的量纲就不统一了；在二、公式应用—— 3、空速测定——C、高速亚声速流中，我们可以看出在本书中，Pv=RT，同样把大物书上的状态方程Pv=R普适T中的m当成单位质量1，并利用普适气体常量和个别气体常量的关系R个别=R普适/M，即可推出Pv=RT。 3、本书中涉及到比热（specific heat），用c v（对于等体过程）和c p（对于等压过程）在表示。我们在大物中也学有c v和c p，不过它们不一样，不要混淆。大物中那两个是摩尔热容（molar heat

空气动力学基础知识及飞行基础原理

-/ M8空气动力学基础及飞行原理 1、绝对温度的零度是 A、-273℉ B、-273K C、-273℃ D、32℉ 2、空气的组成为 A、78％氮，20％氢和2％其他气体 B、90％氧，6％氮和4％其他气体 C、78％氮，21％氧和1％其他气体 D、21％氮，78％氧和1％其他气体 3、流体的粘性系数与温度之间的关系是? A、液体的粘性系数随温度的升高而增大。 B、气体的粘性系数随温度的升高而增大。 C、液体的粘性系数与温度无关。 D、气体的粘性系数随温度的升高而降低。 4、空气的物理性质主要包括 A、空气的粘性 B、空气的压缩性 C、空气的粘性和压缩性 D、空气的可朔性 5、下列不是影响空气粘性的因素是 A、空气的流动位置 B、气流的流速 C、空气的粘性系数 D、与空气的接触面积 6、气体的压力

、密度<ρ>、温度三者之间的变化关系是 A、ρ=PRT B、T=PRρ C、P=Rρ/ T D、P=RρT 7、在大气层内，大气密度 A、在同温层内随高度增加保持不变。 B、随高度增加而增加。 C、随高度增加而减小。 D、随高度增加可能增加，也可能减小。 8、在大气层内，大气压强 A、随高度增加而增加。 B、随高度增加而减小。 C、在同温层内随高度增加保持不变。

-/ D、随高度增加可能增加，也可能减小。 9、空气的密度 A、与压力成正比。 B、与压力成反比。 C、与压力无关。 D、与温度成正比。 10、影响空气粘性力的主要因素: A、空气清洁度 B、速度剃度 C、空气温度 D、相对湿度 11、对于空气密度如下说法正确的是 A、空气密度正比于压力和绝对温度 B、空气密度正比于压力，反比于绝对温度 C、空气密度反比于压力，正比于绝对温度 D、空气密度反比于压力和绝对温度 12、对于音速．如下说法正确的是: A、只要空气密度大，音速就大 B、只要空气压力大，音速就大 C、只要空气温度高．音速就大 D、只要空气密度小．音速就大 13、假设其他条件不变，空气湿度大 A、空气密度大，起飞滑跑距离长 B、空气密度小，起飞滑跑距离长 C、空气密度大，起飞滑跑距离短 D、空气密度小，起飞滑跑距离短 14、一定体积的容器中,空气压力 A、与空气密度和空气温度乘积成正比 B、与空气密度和空气温度乘积成反比 C、与空气密度和空气绝对湿度乘积成反比 D、与空气密度和空气绝对温度乘积成正比 15、一定体积的容器中．空气压力 A、与空气密度和摄氏温度乘积成正比 B、与空气密度和华氏温度乘积成反比 C、与空气密度和空气摄氏温度

空气动力学基础要点

空气动力学基础（教学重点） 绪论（1学时） 第一章流体静力学（5学时） 1、掌握连续介质假设的概念、意义和条件； 2、了解掌握流体的基本物理属性，尤其是易流性、粘性、压缩性等属性的物理本质和数学表达； 3、掌握流体力学中作用力的分类和表达、静止流体中压强的定义及其特性； 4、初步掌握静止流体微团的力学分析方法，重点掌握流体平衡微分方程的表达及其物理意义； 5、在流体平衡微分方程的应用方面，掌握重力场静止液体中的压强分布规律，重点掌握标准大气问题。 第二章流体运动学与动力学基础（12学时） 1、了解两种描述流场的方法的区别与特点，重点掌握欧拉法下加速度的表达和意义 2、掌握流体微团的几种变形和运动及其数学表达，掌握流体微团的运动分解与刚体运动的异同； 3、了解系统分析方法与控制体分析方法的区别与联系，了解雷诺输运方程的表达及意义； 4、空气动力学基本方程是本章重点，积分形式方程要掌握质量方程、动量方程和能量方程的表达和意义，并会用它们解决实际工程问题；微分形式方程要重点掌握连续方程、欧拉方程和能量方程的表达和意义；掌握微元控制体分析方法；掌握伯努利方程的表达、意义、条件和应用； 5、重点需要掌握的概念：流线、流量、散度、旋度、位函数、流函数、环量与涡的表达、意义及其相互之间的关系； 第3章低速平面位流（6学时） 3．1 平面不可压位流的基本方程及其边界条件 二维流动 不可压无旋流动的基本方程是位函数满足的拉普拉斯方程 不穿透条件（可滑移条件） 拉普拉斯方程的叠加原理，速度也可叠加，压强不可叠加 流函数也满足拉普拉斯方程 3.2 几种简单的二维位流 各基本解的速度、位函数、流函数 直匀流 源，汇 偶极子，偶极子的形成，轴线，方向 点涡点涡的环量 3．3 一些简单的迭加举例 直匀流加点源 压强系数 直匀流加偶极子 达朗培尔疑题

空气动力学基础知识及飞行基础原理笔试题

空气动力学基础及飞行原理笔试题 1绝对温度的零度是：C A -273℉ B -273K C -273℃ D 32℉ 2 空气的组成为C A 78％氮，20％氢和2％其他气体 B 90％氧，6％氮和4％其他气体 C78％氮，21％氧和1％其他气体 D 21％氮，78％氧和1％其他气体 3 流体的粘性系数与温度之间的关系是? B A液体的粘性系数随温度的升高而增大。 B气体的粘性系数随温度的升高而增大。 C液体的粘性系数与温度无关。 D气体的粘性系数随温度的升高而降低。 4 在大气层内，大气密度：C A在同温层内随高度增加保持不变。B随高度增加而增加。 C随高度增加而减小。D随高度增加可能增加，也可能减小。 5 在大气层内，大气压强：B A随高度增加而增加。B随高度增加而减小。 C在同温层内随高度增加保持不变。C随高度增加可能增加，也可能减小。 6 增出影响空气粘性力的主要因素 B C A空气清洁度B速度梯度C空气温度D相对湿度 7 对于空气密度如下说法正确的是B A空气密度正比于压力和绝对温度B空气密度正比于压力，反比于绝对温度C空气密度反比于压力，正比于绝对温度D空气密度反比于压力和绝对温度 8 “对于音速．如下说法正确的是”C A只要空气密度大，音速就大”B“只要空气压力大，音速就大“ C”只要空气温度高．音速就大”D“只要空气密度小．音速就大” 9 假设其他条件不变，空气湿度大：B A空气密度大，起飞滑跑距离长B空气密度小，起飞滑跑距离长 C空气密度大，起飞滑跑距离短D空气密度小，起飞滑跑距离短 10一定体积的容器中。空气压力D A与空气密度和空气温度乘积成正比B与空气密度和空气温度乘积成反比

空气动力学原理.

空气动力学原理 空气动力学在科学的范畴里是一门艰深的度量科学，一辆汽车在行使时，会对相对静止的空气造成不可避免的冲击，空气会因此向四周流动，而蹿入车底的气流便会被暂时困于车底的各个机械部件之中，空气会被行使中的汽车拉动，所以当一辆汽车飞驰而过之后，地上的纸张和树叶会被卷起。此外，车底的气流会对车头和引擎舱内产生一股浮升力，削弱车轮对地面的下压力，影响汽车的操控表现。 另外，汽车的燃料在燃烧推动机械运转时已经消耗了一大部分动力，而当汽车高速行使时，一部分动力也会被用做克服空气的阻力。所以，空气动力学对于汽车设计的意义不仅仅在于改善汽车的操控性，同时也是降低油耗的一个窍门。 对付浮升力的方法 对付浮升力的方法，其一可以在车底使用扰流板。不过，今天已经很少有量产型汽车使用这项装置了，其主要原因是因为研发和制造的费用实在太过高昂。在近期的量产车中只有FERRARI 360M 、LOTUS ESPRIT 、NISSAN SKYLINE GT－R还使用这样的装置。 另一个主流的做法是在车头下方加装一个坚固而比车头略长的阻流器。它可以将气流引导至引擎盖上，或者穿越水箱格栅和流过车身。至于车尾部分，其课题主要是如何令气流顺畅的流过车身，车尾的气流也要尽量保持整齐。 如果在汽车行驶时，流过车体的气流可以紧贴在车体轮廓之上，我们称之为A TTECHED 或者LAMINAR（即所谓的流线型）。而水滴的形状就是现今我们所知的最为流线的形状了。不过并非汽车非要设计成水滴的形状才能达到最好的LAMINAR，其实传统的汽车形态也可以达到很好的LAMIAR的效果。常用的方法就是将后挡风玻璃的倾斜角控制在25度之内。FERRARI 360M和丰田的SUPRA就是有此特点的双门轿跑车。 其实仔细观察这类轿跑车的侧面，就不难发现从车头至车尾的线条会朝着车顶向上呈弧形，而车底则十分的平坦，其实这个形状类似机翼截面的形状。当气流流过这个机翼形状的物体时，从车体上方流过的气体一定较从车体下方流过的快，如此一来便会产生一股浮升力。随着速度的升高，下压力的损失会逐渐加大。虽然车体上下方的压力差有可能只有一点点，但是由于车体上下的面积较大，微小的压力差便会造成明显的抓着力分别。一般而言，车尾更容易受到浮升力的影响，而车头部分也会因此造成操控稳定性的问题。 传统的房车、旅行车和掀背车这类后挡风玻璃较垂直的汽车，浮升力对它们的影响会较为轻微，因为气流经过垂直的后窗后就已经散落，形成所谓的乱流效果，浮升力因此下降，但是这些乱流也正是气流拉力的来源。有些研究指出像GOLF之类的两厢式掀背车，如车顶和尾窗的夹角在30度之内，它所造成的气流拉力会较超过30度的设计更低。所以有些人就会想当然的认为只要将后窗的和车顶的夹角控制在28至32度之间，就能同时兼顾浮升力和空气拉力的问题。其实问题并没有那么简单，在这个角度范围里气流既不能紧贴在车体上也不足以造成乱流，如此一来将很难预计空气的流动情况。因为汽车在行驶时并非在一个水平面上行驶，随着悬挂系统的上下运动，其实汽车的离地距离是一个变量，而气流在流过车体上下所造成的压力差也会随时改变，同时在车辆过弯时车尾左右的气流动态也会对车尾的

空气动力学基础教学大纲(

空气动力学基础教案大纲(112 学时> 一、课程的性质，目的和任务 本课程是航空航天类院校本科飞行器设计与工程专业教案计划中的一门技术基础课。为飞行器设计与工程专业学生的必修课。本课程的目的和任务是使学生掌握流体力学基本知识和空气动力学的基本概念、基本理论，以及解决空气动力学问题的基本方法和分析手段。本课程的内容可分为两大部分：低速空气动力学和可压缩空气动力学，包括了空气动力学的基本概念、低速流动和可压缩无粘流动的基本原理、绕翼型和机翼的不可压缩流动的薄翼理论和有限翼理论、激波理论、翼型亚音速和超音速线化理论及应用等。 b5E2RGbCAP 二、本课程的主要内容 第一章空气动力学：一些引述概念 1．空气动力学的重要性：历史实例 2．空气动力学：分类和实际应用目的 3．一些基本空气动力学变量 4．气动力和力矩、压力中心 5．量纲分析：Buckingham Pi 定理、流动相似准则 7．流体静力学 8．流动的类型 9．应用空气动力学：气动力系数的大小和变化趋势第二章空气动力学：一些基本准则和公式

1．矢量分析和场论复习 2．流体模型：控制体和流体微团 3．连续方程、动量方程、能量方程，动量方程的应用 4．用实质导数表达的基本方程 5．流动的迹线和流线 6．旋转角速度、旋度、变形角速度，环量 7．流函数、势函数，流函数势函数的关系 第三章不可压无粘流基础 1．Bernoulli方程及其应用 2．不可压流中的速度边界条件 3．不可压无旋流的控制方程：Laplace方程 4．基本流动：均直流、源汇、偶极子和点涡，流动叠加5．绕圆柱有升力流动 6．Kutta-Joukovski定理 7．面元法基本概念 第四章绕翼型的不可压流 1．翼型的几何描述术语、翼型的气动力特性 2．低速绕翼型流动解的基本原则：涡面 3．库塔条件 4．经典薄翼理论：对称翼型和有弯度翼型 5．涡板块法 第五章绕有限翼展的不可压无粘流 1．下洗和诱导阻力 2．涡线及Biot-Savart定理、Helmholtz定理 3．Prandtl经典升力线理论

叶片的空气动力学基础

叶片的空气动力学基础 在风力机基础知识一节中介绍过叶片的升力与阻力基本知识,本节将进一步介绍相关理论知识。在风力机基础知识一节中已作介绍的不再重复,仅介绍有关内容的提高部分。 常用叶片的翼型 由于平板叶片攻角略大就易产生气流分离,阻力增大;平板的强度也很低,所以正式的叶片截面都就是流线型的,即使有一定厚度阻力也很小。图1就是一幅常见翼型的几何参数图,该翼型的中弧线就是一条向上弯曲的弧线,称这种翼型为不对称翼型或带弯度翼型,比较典型的带弯度翼型为美国的NACA4412。 图1--翼型的几何参数 当弯度等于0时,中弧线与弦线重合,称这种翼型为对称翼型,图2就是一个对称翼型,比较典型的对称翼型为美国的NACA0012。

图2--对称翼型的几何参数 图3就是一个性能较好的适合风力机的低阻翼型,就是带弯度翼型,在水平轴风力机中应用较多。 图3--带弯度的低阻翼型 翼型的升力原理 有关翼型的升力原理解释有多种,归纳起来主要依据就是基于牛顿定律的气流偏转产生反作用力与基于伯努利原理的气流速度不同产生压差两个原理,我们结合这两个原理对翼型的升力作通俗的解释。

带弯度翼型在攻角为0度时的升力与阻力 图4就是一个带弯度翼型在攻角为0度时的流线图与压强分布图,左图就是该翼型的流线图,由于翼型上下面不对称,气流在上下面的流动状态也不同。翼型上表面就是凸起的,通道截面减小,气流的流速会加快,另一个原因就是凸起的表面使翼型后面的气压有所减小,前后的压差使得气流速度加快,特别就是翼型上表面前端流速较快。翼型下表面较平,多数气流基本就是平稳流过,由于由于上表面前端高速气流产生低压的吸引,翼型前端气流都向上表面流去,造成靠下表面的气流通道加宽,导致靠近下表面的气流速度有所下降。这样流过上表面的气流速度要比下表面快,根据伯努利原理,流速快的地方压力比流速慢的地方压力小,也就就是说翼型下方压力大于上方,压力差使翼型获得一个向上的力Fl,所以说带弯度翼型在攻角为0度时也会有升力。 图4--翼型在攻角为0度时的流线图与压强分布图图4右图就是该翼型的压力分布图,图中翼型上部分浅绿色区域内的绿色箭头线就是上表面的压力分布,箭头线的长短与方向表示该点的压

空气动力学期末复习题1

第一章 一：绪论；1.1大气的重要物理参数 1、最早的飞行器是什么？——风筝 2、绝对温度、摄氏温度和华氏温度之间的关系。——9 5 )32(?-T =T F C 15.273+T =T C K 6、摄氏温度、华氏温度和绝对温度的单位分别是什么?——C ο F ο K ο 二：1.1大气的重要物理参数 1、海平面温度为15C ο 时的大气压力为多少？——29.92inHg 、760mmHg 、 1013.25hPa 。 3、下列不是影响空气粘性的因素是(A) A 、空气的流动位置 B 、气流的流速 C 、空气的粘性系数 D 、与空气的接触面积 4、假设其他条件不变，空气湿度大(B) A 、空气密度大，起飞滑跑距离长 B 、空气密度小，起飞滑跑距离长 C 、空气密度大，起飞滑跑距离短 D 、空气密度小，起飞滑跑距离短 5、对于音速．如下说法正确的是: (C) A 、只要空气密度大，音速就大 B 、只要空气压力大，音速就大 C 、只要空气温度高．音速就大 D 、只要空气密度小．音速就大 6、大气相对湿度达到（100％）时的温度称为露点温度。 三：1.2 大气层的构造；1.3 国际标准大气 1、大气层由内向外依次分为哪几层？——对流层、平流层、中间层、电离层和散逸层。 2、对流层的高度．在地球中纬度地区约为(D) A 、8公里。 B 、16公里。 C 、10公里。 D 、11公里 3、现代民航客机一般巡航的大气层是（对流层顶层和平流层底层）。 4、云、雨、雪、霜等天气现象集中出现于（对流层）。 5、国际标准大气指定的依据是什么？——国际民航组织以北半球中纬度地区大气物理性质的平均值修正建立的。 6、国际标准大气规定海平面的大气参数是(B) A 、P=1013 psi T=15℃ ρ=1、225kg ／m3 B 、P=1013 hPA 、T=15℃ ρ=1、225 kg ／m3

叶片的空气动力学基础

叶片的空气动力学基础

叶片的空气动力学基础 在风力机基础知识一节中介绍过叶片的升力与阻力基本知识，本节将进一步介绍相关理论知识。在风力机基础知识一节中已作介绍的不再重复，仅介绍有关内容的提高部分。 常用叶片的翼型 由于平板叶片攻角略大就易产生气流分离，阻力增大；平板的强度也很低，所以正式的叶片截面都是流线型的，即使有一定厚度阻力也很小。图1是一幅常见翼型的几何参数图，该翼型的中弧线是一条向上弯曲的弧线，称这种翼型为不对称翼型或带弯度翼型,比较典型的带弯度翼型为美国的NACA4412。 图1--翼型的几何参数 当弯度等于0时，中弧线与弦线重合，称这种翼型为对称翼型，图2是一个对称翼型,比较典型的对称翼型为美国的NACA0012。

图2--对称翼型的几何参数 图3是一个性能较好的适合风力机的低阻翼型，是带弯度翼型，在水平轴风力机中应用较多。 图3--带弯度的低阻翼型 翼型的升力原理 有关翼型的升力原理解释有多种，归纳起来主要依据是基于牛顿定律的气流偏转产生反作用力与基于伯努利原理的气流速度不同产生压差两个原理，我们结合这两个原理对翼型的升力作通俗的解释。

带弯度翼型在攻角为0度时的升力与阻力 图4是一个带弯度翼型在攻角为0度时的流线图与压强分布图，左图是该翼型的流线图，由于翼型上下面不对称，气流在上下面的流动状态也不同。翼型上表面是凸起的，通道截面减小，气流的流速会加快，另一个原因是凸起的表面使翼型后面的气压有所减小，前后的压差使得气流速度加快，特别是翼型上表面前端流速较快。翼型下表面较平，多数气流基本是平稳流过，由于由于上表面前端高速气流产生低压的吸引，翼型前端气流都向上表面流去，造成靠下表面的气流通道加宽，导致靠近下表面的气流速度有所下降。这样流过上表面的气流速度要比下表面快，根据伯努利原理，流速快的地方压力比流速慢的地方压力小，也就是说翼型下方压力大于上方，压力差使翼型获得一个向上的力Fl，所以说带弯度翼型在攻角为0度时也会有升力。 图4--翼型在攻角为0度时的流线图与压强分布图图4右图是该翼型的压力分布图，图中翼型上部分浅绿色区域内的绿色箭头线是上表面的压力分布，箭头线的长短与方向表示该点的压力

空气动力学部分知识要点

空气动力学及飞行原理课程 空气动力学部分知识要点 一、流体属性与静动力学基础 1、流体与固体在力学特性上最本质的区别在于：二者承受剪应力 和产生剪切变形能力上的不同。 2、静止流体在剪应力作用下（不论所加剪切应力τ多么小，只要 不等于零）将产生持续不断的变形运动（流动），换句话说，静 止流体不能承受剪切应力，将这种特性称为流体的易流性。3、流体受压时其体积发生改变的性质称为流体的压缩性，而抵抗 压缩变形的能力和特性称为弹性。 4、当马赫数小于0.3时，气体的压缩性影响可以忽略不计。 5、流层间阻碍流体相对错动（变形）趋势的能力称为流体的粘性， 相对错动流层间的一对摩擦力即粘性剪切力。 6、流体的剪切变形是指流体质点之间出现相对运动（例如流体层 间的相对运动）流体的粘性是指流体抵抗剪切变形或质点之间 的相对运动的能力。流体的粘性力是抵抗流体质点之间相对运 动（例如流体层间的相对运动）的剪应力或摩擦力。在静止状 态下流体不能承受剪力；但是在运动状态下，流体可以承受剪 力，剪切力大小与流体变形速度梯度有关，而且与流体种类有

关 7、按照作用力的性质和作用方式，可分为彻体力和表面力（面力） 两类。例如重力，惯性力和磁流体具有的电磁力等都属于彻体 力，彻体力也称为体积力或质量力。 8、表面力：相邻流体或物体作用于所研究流体团块外表面，大小 与流体团块表面积成正比的接触力。由于按面积分布，故用接 触应力表示，并可将其分解为法向应力和切向应力： 9、理想和静止流体中的法向应力称为压强，其指向沿着表面的内 法线方向，压强的量纲是[力]/[长度]2 10、标准大气规定在海平面上，大气温度为15℃或T0= 288.15K ，压强p0 = 760 毫米汞柱= 101325牛/米2，密度ρ0 = 1.225千克/米3 11、从基准面到11 km 的高空称为对流层，在对流层内大气密度和 温度随高度有明显变化，温度随高度增加而下降，高度每增加 1km，温度下降6.5 K。从11 km 到21km 的高空大气温度基 本不变，称为同温层或平流层，在同温层内温度保持为216.5 K。 普通飞机主要在对流层和平流层里活动。 12、散度、旋度、有旋流、无旋流。 13、描述流体运动的方程。低速不可压缩理想流体：连续方程+动量 方程（欧拉方程）；低速不可压缩粘性流体：连续方程+动量方

空气动力学基础及飞行原理笔试题讲课教案

空气动力学基础及飞行原理笔试题

空气动力学基础及飞行原理笔试题 1绝对温度的零度是： C A -273℉ B -273K C -273℃ D 32℉ 2 空气的组成为 C A 78％氮，20％氢和2％其他气体 B 90％氧，6％氮和4％其他气体 C78％氮，21％氧和1％其他气体 D 21％氮，78％氧和1％其他气体 3 流体的粘性系数与温度之间的关系是? B A液体的粘性系数随温度的升高而增大。 B气体的粘性系数随温度的升高而增大。 C液体的粘性系数与温度无关。 D气体的粘性系数随温度的升高而降低。 4 在大气层内，大气密度： C A在同温层内随高度增加保持不变。 B随高度增加而增加。 C随高度增加而减小。 D随高度增加可能增加，也可能减小。 5 在大气层内，大气压强： B A随高度增加而增加。 B随高度增加而减小。 C在同温层内随高度增加保持不变。 C随高度增加可能增加，也可能减小。 6 增出影响空气粘性力的主要因素 B C A空气清洁度 B速度梯度 C空气温度 D相对湿度 7 对于空气密度如下说法正确的是 B A空气密度正比于压力和绝对温度 B空气密度正比于压力，反比于绝对温度C空气密度反比于压力，正比于绝对温度 D空气密度反比于压力和绝对温度

8 “对于音速．如下说法正确的是” C A只要空气密度大，音速就大” B“只要空气压力大，音速就大“ C”只要空气温度高．音速就大” D“只要空气密度小．音速就大” 9 假设其他条件不变，空气湿度大： B A空气密度大，起飞滑跑距离长B空气密度小，起飞滑跑距离长 C空气密度大，起飞滑跑距离短 D空气密度小，起飞滑跑距离短 10一定体积的容器中。空气压力 D A与空气密度和空气温度乘积成正比 B与空气密度和空气温度乘积成反比 C与空气密度和空气绝对湿度乘积成反比D与空气密度和空气绝对温度乘积成正比11 一定体积的容器中．空气压力 D A与空气密度和摄氏温度乘积成正比 B与空气密度和华氏温度乘积成反比 C与空气密度和空气摄氏温度乘积成反比 D与空气密度和空气绝对温度乘积成正比12 对于露点温度如下说法正确的是 BC A“温度升高，露点温度也升高” B相对湿度达到100％时的温度是露点温度 C“露点温度下降，绝对湿度下降” D露点温度下降，绝对湿度升高“ 13”对于音速，如下说法正确的是” AB A音速是空气可压缩性的标志 B空气音速高，粘性就越大 C音速是空气压力大小的标志 D空气速度是空气可压缩性的标志 14国际标准大气的物理参数的相互关系是： B A温度不变时,压力与体积成正比B体积不变时，压力和温度成正比 C压力不变时，体积和温度成反比 D密度不变时．压力和温度成反比 15国际标准大气规定海平面的大气参数是：B

低速空气动力学基础

低速空气动力学基础 空气动力学是研究空气和其他气体的运动规律以及 运动物体与空气相互作用的

科学，它是航空航天最重要的 科学技术基础之一。 中国雏鹰科研课题组专 用 第一章空气动力学与航空航天飞行器发展 1.1 空气动力学推动20世纪航空航天事业的发展 1903年莱特兄弟研制成功世界上第一架带动力飞机，实现了人类向往已久的飞行梦想。为了研制这架飞机，他们进行过多次滑翔试验，还为此建造了一座试验段为0.012m的小型风洞。正是这些努力，加上综合运用早期的空气动力学知识，最终获得了成功。 20世纪初，建立在理想流体基础上的环量和升力理论以及普朗特提出的边界层理论奠定了低速飞机设计基础，使重于空气的飞行器成为现实。40年代中期至50年代，可压缩气体动力学理论的迅速发展，以及对超声速流中激波性质的理论研究，特别是跨音速面积积律的发现和后掠翼新概念的提出，帮助人们突破“音障”，实现了跨音速和超音速飞行。50年代中期，美、苏等国研制成功性能优越的第一代喷气战斗机，如美国的F-86、F-100，苏联的米格-15、米格-19等。50年代以后，进入超音速空气动力学发展的新时期，第二代性能更为先进的战斗机陆续投入使用，如美国的的F-4、F-104，苏联的米格-21、米格-23，法国的幻影-3等。 1957年苏联发射第一颗地球人造卫星和1961年第一艘载人飞船“东方号”升空，被认为是空间时代的开始。美、苏两国在战略导弹和航天器发展方面的激烈角逐，促使超音速和高超音速空气动力学得到迅速发展。两个超级大国都投入巨大力量，致力于发展地面模拟设备，开邻近高超出音

速空气动力学和空气热力学的研究。航天方面的研究重点放在如何克服由于高超音速飞行和再入大气层，严重气动加热所引起的“热障”问题上在钱学森先生倡导下诞生了一门新的学科，即物理力学，为航天器重返大气层奠定了科学基础。航空方面的研究重点则放在了发展高性能作战飞机、超音速客机、垂直短距起落飞机和变后掠翼飞机。这一时期，空气动力研究方面的另一项重要成就是“超临界机殿”新概念的提出，它可以显著提高机翼的临界马赫数。20世纪70年代后，脱体涡流型和非线性涡升力的发现和利用，是空气动力学的又一重要成果。它直接导致了第三代高机动性战斗机的产生，如美国的F-15、F-16，苏联苏-27、米格-29和法国的“幻影2000”。 20世纪80年代以后，由于军事需求的强力推动，美、苏两国都开始加紧研制第四代战斗机和高超音速飞行器以及跨大气层飞行器，其中最有代表性的是1981年美国发射的航天飞机。由此形成了现代空气动力学发展的新时期。 1.2 我国的空气动力学研究 1949年以前，我国空气动力学研究的基础非常薄弱。中华人民共和国成立后，党和国家高度重视航空航天事业，空气动力学因而获得蓬勃发展。1956年，北京空气动力研究所成立，这是我国第一个综合性的空气动力研究试验基地。1958年，为适应航空发展的需要，建立了沈阳空气动力研究院。1976年，在四川绵阳成立国家级的中国空气动力研究与发展中心，至今已建成各类中大型地面模拟实验设备，包括试验段尺寸为6m*8m的低速风洞、2m激波风洞、2.4m跨超音速风洞、200m弹道靶等共30余座。 经过50多年的努力，我国的空气动力学取得了很大进展，基本能满足现在型号选型和部分定型试验要求。在发展理论与数值计算、地面模拟试验和飞行试验以及在解决型号气动问题方面取得了大批研究成果，使得对飞行器气动特性的预测能力和设计水平有了很大的提高，为我国飞机、战