空气动力学基础低速平面位流文稿演示

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《低速空气动力学》课件

《低速空气动力学》课件

飞行器的运动状态和运动 方程,飞行器的气动力学 模型,飞行器的动力学特 性分析。
4 第四章:低速气动力 5 第五章:低速飞行器 6 第六章:应用实例与
学特性
的气动设计
研究展望
低速气动力学流动的特性, 粘性效应和不可压缩性的 影响,气动力学的基本定 律和特性。
低速飞行器气动外型设计, 气动力学计算方法,气动 力学试验和验证方法。
《低速空气动力学》PPT 课件
一个引人入胜且易于理解的PPT课件,介绍了低速空气动力学的基本概念和原 理。
低速空气动力学课绍, 学习目标和目的。
2 第二章:气动力学基 3 第三章:飞行器的运
础知识
动学和动力学
气体的物理特性,流动的 基本规律,流体力学的基 本方程,低速近似和网格 生成等基础知识。
低速飞行器的应用案例, 未来低速飞行器的研究展 望。
7 结束语
总结本章内容,激发学习兴趣。

空气动力学ppt课件

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压缩减速
膨胀加速
超音速气流
尾激波
压缩减速
音爆 激波面上声学能量高度集中,这些能量让人感受到短暂而极其强烈的爆炸声。
冲压发动机
亚燃冲压发动机 3<Ma<6
进气道及扩压段 斜激波及正激波
气流增压至亚音速
燃烧室 燃烧
拉伐尔喷管 气流超音速喷出
推力
超燃冲压发动机
进气道/斜激波 气流增压且超音速
隔离段 附面层诱导激波串
压强脉动形成声波 辐射声波
龙卷风 积雨云中大范围分布的涡量
由下降气流带到地面 涡管拉细/涡量增强 地面气压急剧下降/风速急剧上升
森林空气动力学 建筑物空气动力学
树木风阻∝风速:种植方式避免风害 风阻树冠/树叶: 树叶在高速风中结构变形 种子传播:繁衍规律、仿生力学
高/矮建筑物间涡流:风速大于普通布局的3-4倍 建筑物迎背风面: 背风面低压吸力效应 斜屋顶:倾斜角较小吸力效应屋顶掀翻
宏观运动规律 不考虑微观结构
100km以下
伯动努 量利 守方 恒程DVr Rrp
Dt
忽略空气质量 定常流动 忽略黏性/理想流体 不可压流体
p V2 const
2
Dvx Dt
Rx1px1x2vxx 2 3Vr1yvyx vxy 1zvzx
空气动力学
绪论及基本概念、知识
空气与气体动力学的任务、研究方法及发展
流体力学
流体静力学 流体动力学
液体
水力学 理论流体动力学 润滑理论
气体 无黏流动 黏性流动
变化小
变化大
不可压缩低速
空气动力学 高度或低压影响
高速影响
动力气象学 稀薄气体动力学
气体动力学 亚/跨/超声速空气动力学 高超声速空气动力学 电磁流体动力学

空气动力学绪论PPT课件

空气动力学绪论PPT课件
27
0.3 空气动力学的发展进程
现代航空和喷气技术的迅速发展使飞行速度迅猛提高在 高速运动的情况下,必须把流体力学和热力学这两门学科 结合起来,才能正确认识和解决高速空气动力学中的问题。 1887-1896年间,奥地利科学家马赫在研究弹丸运动扰动 的传播时指出:在小于或大于声速的不同流动中,弹丸引 起的扰动传播特征是根本不同的。
高等数学计算方法大学物理理论力学绪论2学时第一章流体的基本属性和流体静力学6学时第二章流体运动学和动力学基础12学时第三章不可压缩无粘流体平面位流6学时第四章粘性流体动力学基础6学时第五章边界层理论及其近似6学时第六章可压缩高速流动基础14学时第七章高超音速流动基础4学时6学时总复习2学时陈再新刘福长鲍国华空气动力学航空工业出版社1993杨岞生俞守勤飞行器部件空气动力学航空工业出版社1987andersonjr
按速度范围分类:
低速空气动力学 (Low Aerodynamics) 亚音速空气动力学 (Subsonic Aerodynamics) 超音速空气动力学 (supersonic Aerodynamics) 高超音速空气动力学 (hypersonic Aerodynamics)
其它
36
37
38
39
21
0.3 空气动力学的发展进程
18世纪是流体力学的创建阶段。伯努利(Bernoulli) 在1738年发表“流体动力学”一书中,建立了不可压流体 的压强、高度和速度之间的关系,即伯努利公式;欧拉 (Euler)在1755年建立了理想不可压流体运动的基本方程 组,奠定了连续介质力学的基础。达朗贝尔 D'Alembert 提出著名的达朗贝尔原理:“达朗贝尔疑题”就是他在 1744年提出的。拉格朗日(Lagrange)改善了欧拉、达朗 贝尔方法,并发展了流体动力学的解析方法。关于研究气 流对物体的作用力,最早是牛顿(Newton)于1726年提出 关于流体对斜板的作用力公式,他实际上是在撞击理论的 基础上提出来的,没有考虑到流体的流动性.

第二章空气动力学基础

第二章空气动力学基础

雷诺数原始公式是:
• Re=ρ‧V‧b/μ ρ是空气密度、V是气流速度、b是 翼弦长、μ黏性系数。因对模型飞机而言空气密度与 黏性系数是定值,因为你不会飞很高故空气密度不变, 而且你不会飞到水里故黏性系数不变,故以上公式可 简化为:
• Re=68500‧V‧b V单位是公尺/秒 b是公尺。雷诺数越 大越不容易失速,一架飞机的失速角不是一定值,速 度越慢时﹝雷诺数小﹞越容易失速,翼面负载越大时, 因飞行时攻角较大也越容易失速,三角翼飞机翼弦都 很大,所以雷诺数大,比较不容易失速。
• 第五节 翼面负载
翼面负载就是主翼每单位面积所分担的重量, 这是评估一架飞机性能很重要的指针,模型飞 机采用的单位是每平方公寸多少公克﹝g/dm2﹞, 实机的的单位则是每平方公尺多少牛顿 ﹝N/m2﹞,翼面负载越大意思就是相同翼面积 要负担更大的重量,如果买飞机套件的话大部 分翼面负载都标示在设计图上,计算翼面负载 很简单,把飞机﹝全配重量不加油﹞秤重以公 克计,再把翼面积计算出来以平方公寸计﹝一 般为简化计算,与机身结合部分仍算在内﹞两 个相除就得出翼面负载,例如一架30级练习机 重1700公克,主翼面积30平方公寸,则翼面负 载为56.7 g/dm2。
第三节 翼型介绍
飞机最重要的部分当然是机翼了,飞机能飞在空 中全靠机翼的浮力,机翼的剖面称之为翼型,为 了适应各种不同的需要,航空前辈们发展了各种 不同的翼型,从适用超音速飞机到手掷滑翔机的 翼型都有,翼型的各部名称如﹝图3-1﹞
因为翼型实在太多种类了,一般人如只知编号没 有坐标也搞不清楚到底长什么样,所以在模型飞 机界称呼翼型一般常分成以下几类﹝如图3-2﹞:
液冷式发动机
空冷式发动机
• 我们先要了解阻力如何产生,一架飞行中飞机阻 力可分成四大类:

空气动力学基础 ppt课件

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① 理想流体,不考虑流体粘性的影响。 ② 不可压流体,不考虑流体密度的变化,Ma<0.4。 ③ 绝热流体,不考虑流体温度的变化,Ma<0.4。
第二章 第 5 页
空气动力学基础
相对气流方向
自然风方向
运动方向
第二章 第 6 页
●空气动力学基础
只要相对气流速度相同,飞机产生的空气动力就相同。
第二章 第 7 页
●空气动力学基础
直流式风洞
第二章 第 8 页
回流式风洞
●空气动力学基础
第二章 第 9 页
●空气动力学基础
第二章 第 10 页
空气动力学基础
迎角就是相对气流方向与翼弦之间的夹角。
第二章 第 11 页
●空气动力学基础
第二章 第 12 页
●空气动力学基础
平飞中,可以通过机头高低判断迎角大小。而其他飞 行状态中,则不可以采用这种判断方式。
第二章 第 21 页
空气动力学基础
流体流过流管时,在同一时间流过流管任意截面的 流体质量相等。
质量守恒定律是连续性定理的基础。
第二章 第 22 页
●空气动力学基 础
1
A1,v1
2 A2,v2
单位时间内流过截面1的流体体积为 v 1 A 1
单位时间内流过截面1的流体质量为1 v1 A1
同理,单位时间内流过截面2的流体质量为 2 v2 A2
P0
—总压(全压),它是动压和静压之和。总压可以理解为, 气流速度减小到零之点的静压。
第二章 第 27 页
●空气动力学基础 同一流线: 总压保持不变。 动压越大,静压越小。 流速为零的静压即为总压。
第二章 第 28 页
●空气动力学基础 同一流管: 截面积大,流速小,压力大。 截面积小,流速大,压力小。

低速空气动力学理论与计算:第四章

低速空气动力学理论与计算:第四章
船)
47
镜像法

一个强度为Г的点 涡放在一个直壁旁 边,直壁的作用也 用镜像法分析:


在直壁另一侧布置 等强度反向镜像点 涡 流函数:
48
镜像法


直壁上任何一点P受到两个涡的作用,合速 度vx,和没有直壁的情况对比,直壁的存在 把实有点涡原来的下一半的流动挤到一起, 流速增大 单个涡的存在,自己对自己无诱导速度, 所有涡不会移动。直壁的作用等于镜像, 镜像涡会对实有涡产生诱导速度,使实有 涡以Г∕4πa的速度向右移动
这个速度与离中心的距离r成反比。对此速度绕封闭圆圈做环量计算,有
这个点涡强度就是环量的值,不论沿哪个回路积分其结果都一样
24
几种简单的基本二维流动:点涡

如图,沿图中路径积分
沿BC,DE等径向线段的环量都是零,沿AB,CD,EF等弧线的速度பைடு நூலகம்分 等于各段弧对的圆心角乘以Г0/2π
所以
25
几种简单的基本二维流动:点涡
46
镜像法

y=0时,Ψ=0,x轴是流线 之一。沿y轴只有vy 镜像源的作用分析




0≤y<a:镜像产生的速度减 小实有点源的速度,在原 点速度为零,是驻点 y>a:镜像产生的速度与实 有点源的速度同一方向, 增大速度(设想点源自由移动) 在直壁上:坐标原点O左右 |x|≤a,流速逐渐增大,压 强逐渐下降 在原点附近:高压区(气垫
研究对象是低速不可压缩理想流体



假定来流有势 求解求解速度位势满足的方程 线性叠加原理 保角变换
研究对象的选择研究方法数学工具基本结论
3
平面不可压缩位势流的基本方程

第三章 低速平面位流

第三章 低速平面位流


x vx
平面不可压流动的连续方程是:

y vy
vx vy 0 x y
结合两式,得平面不可压位流必须满足的方程:
2 2
0 x 2 y 2
该方程称为拉普拉斯方程,是个只与速度有关的线性方程,给定适当边
界条件后方程是容易求解的。
流函数
不可压缩平面流场满足连续性方程:
位于原点的点源
3.2.2 点源
设半径为 r 处的流速是 Vr ,那末这个源的体积流量是
Q 2rvVrr
流量是常数,故流速 Vr 与半径成反比
Vr

Q
2r
x、y向的速度可分别写为
vx
Vr cos

Q
2r
x r

Q
2
x x2 y2
vy
Vr sin
Q
2r
y r

Q
2
x x2 y2
B
q
d
A
B
A
(3)流线族与等势线族正交;
d vxdy vydx 0
斜率:m1

dy dx

vy vx
d vxdx vydy 0
斜率:m2

dy dx


vx vy
m1m2

vy vx


vx vy


1
等势线 等流线
(4)只有无旋流的流函数满足拉普拉斯方程
(1)流函数的等值线是流线;
证明: c d 0 vxdy vydx 0
dx dy
vx vy
——流线方程
(2)两条流线间通过的流量等于两流函数之差;

空气动力学基础PPT课件(共10单元)第8章

空气动力学基础PPT课件(共10单元)第8章

p x
vx
vz x
vy
vz y
vz
vz z
1
vx2 a2
2 x2
1
vy2 a2
2 y2
1
vz2 a2
2 z 2
2
vxvy a2
2 xy
2
vyvz a2
2 yz
2
vzvx a2
2 zx
0
21:58
9
第八章 绕翼型的可压缩流动
§8-1速度位方程 §8-2小扰动线化理论 §8-3亚声速流中薄翼型气动特性 §8-4超声速流中的翼型
§8-1速度位方程
速度位方程
1 )低速不可压
2 0
拉普拉斯方程
2 2 2
0 x2 y2 z2
2 )高速可压
连续方程 定常流 等熵流
21:58
vx vy vz 0
t x
y
z
vx
x
vy
y
vz
z
vx x
vy y
vz z
0
1 p 1 p 1 p
x
a2
小扰动下,厚度、弯度很小
f
(vy ) y0
y
y0
v
x
21:58
14
第八章 绕翼型的可压缩流动
§8-1速度位方程 §8-2小扰动线化理论 §8-3亚声速流中薄翼型气动特性 §8-4超声速流中的翼型
21:58
15
第八章 绕翼型的可压缩流动
§8-3亚声速流中薄翼型气动特性
流动特点
在翼型上下流管收缩处,亚声速 的流线在竖向受到的扰动的扩张, 要比低速不可压流的流线为大
vz x
vx z
0

《空气动力学基础》第5章图文模板

《空气动力学基础》第5章图文模板
收缩喷管的工作状态
亚临界流态
Mae 1 pe pb
pb p0 cr 完全膨胀
出口外扰动可向管内传播。
14:25
22
第五章 一维定常可压缩管内流动 §5-2 收缩喷管 收缩喷管的工作状态
——气流在喷管内的膨胀加速程度取决于总压和背压。
亚临界流态
特点
判别
Mae 1 pe pb
pb p0 cr
T0
K p0 A q
T0
14:25
17
第五章 一维定常可压缩管内流动 §5-1 理想气体在变截面管道中的流动
流量函数q(λ)
1
q
1 2
1
( )
q(λ) 1.0
0.8
空气γ =1.4
q(λ)不是一个单调函数 ;
y(λ) 临 界 状 态 (λ=1) 下 , q(λ) 最
5.0
4.0 大值;
§5-4 内压式超声速进气道及其他变截面管流
14:25
11
第五章 一维定常可压缩管内流动 §5-2 收缩喷管 喷管的分类
——使气流不断加速的管道。
气流参数
dp d dTMa<1 Ma<1 pT
Ma 1
M a< 1 M a< 1
Ma 1
M a>1 M a>1
扩 压 M a>1 M a>1

dv dMMa<1a v Ma
超临界流态
Mae 1 pe pb
pb p0 cr 不完全膨胀
出口外扰动无法影响喷管内部流动;
且存在膨胀波。
14:25
26
第五章 一维定常可压缩管内流动 §5-2 收缩喷管
收缩喷管的工作状态

第三讲空气动力学基础文稿演示

第三讲空气动力学基础文稿演示
第第三二讲章 第 5 页
3.1.2 相对气流
相对气流方向
自然风方向
运动方向
第第三二讲章 第 6 页
●飞机的相对气流方向与飞行速度方向相反
只要相对气流速度相同,飞机产生的空气动力就相同。
第第三二讲章 第 7 页
●对相对气流的现实应用
直流式风洞
第第三二讲章 第 8 页
回流式风洞
●风洞实验段及实验模型
●升力的产生原理
前方来流被机翼分为 了两部分,一部分从 上表面流过,一部分 从下表面流过。
由连续性定理或小狗 与人速度对比分析可 知,流过机翼上表面 的气流,比流过下表 面的气流的速度更快。
③ 与动压、静压相关的仪表
空速表
高度表
第第三二讲章 第33 页
升降速度表
●空速表
空速管
横隔膜
第第三二讲章 第34 页
●升降速度表
第第三二ห้องสมุดไป่ตู้章 第35 页
校准漏孔
●高度表
干片
第第三二讲章 第36 页
本章主要内容
3.1 空气流动的描述 3.2 升力 3.3 阻力 3.4 增升装置的增升原理
第第三二讲章 第37 页
第第三二讲章 第20 页
●流线谱的特点
➢ 流线谱的形状与流动速度无关。
➢ 物体形状不同,空气流过物体的流线谱不同。
➢ 物体与相对气流的相对位置(迎角)不同,空气流 过物体的流线谱不同。
➢ 气流受阻,流管扩张变粗,气流流过物体外凸处或 受挤压 ,流管收缩变细。
➢ 气流流过物体时,在物体的后部都要形成涡流区。
高楼大厦之间的对流 通常比空旷地带大
第第三二讲章 第24 页
3.1.6 伯努利定理
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4. 等流函数线与等位线正交。
5. 平面内任两点流函数的差等于通过此两点连线 的流量。
等流函数线与等位线正交。
由C1, 可得:vdxudy0,斜率 K1=uv 由C2, 可得: udxvdy0,斜率 K2=uv
故: K1K2=- 1
平面内任两点流函数的差等于通过此两点连线的流量
V uivjij, ndyidxj
• 人们发现在无旋条件下问题可以得到大大简化 ,尤其是可以将速度和压强分开求解,这是因 为无旋条件可使关于速度位的方程化为线性方 程,从而便于单独求得速度位即求出速度,而 压强可利用伯努利方程求解
• 本章的思路是,先针对理想不可压无旋流求得 一些典型的速度位基本解,将这些基本解进行 叠加得到满足非常简单边界条件的流动。对复 杂外形的绕流,介绍用基本解进行叠加的数值 解法大意
也满足叠加原理:
➢ 压强与速u 度 间 x 关 系a 1 为 x 1 非 .线 .性a .n 故 x n 不 满a 1 u 足1 叠. 加.a .n 原u n 理
数学上满足拉氏方程的函数称为调和函数。故要找 一代表具体的定常不可压理想位流运动,就是要找 一个能符合具体流动边界条件的调和函数,求出位 函数或流函数之后,即可求出速度分布,然后用伯 努利方程求解压强分布。
位函数与流函数的关系称为柯西-黎曼条件:
,
x y y x
2. 叠加原理
➢ 拉普拉斯方程可用算子 ▽2 表为 ▽2φ=0。它是个
线性方程,可以用叠加原理求复合的解。
➢ 叠加原理:如果有 1,2,分...,别n满足拉普拉斯方程, 则这些函数的线性组合也必满足拉普拉斯方程:
➢ 由于速度分a1量1与.位..函an数n之间的关系是线性的因此
y
B
V
y x
ds ds
B
Q (Vn)d A
B
s d Ay
yd
x
xA BdBA
o
ds A
n
x
位函数 Φ 和流函数 Ψ 之间满足柯西-黎曼条件:
笛卡儿坐标 :
x y
极 坐 标: r r
y x
rr
速度分量与位函数和流函数之间的关系是:
笛卡儿u 坐 标 : , v
x y
y x
极坐标: Vr rr,
流量是常数,故流速 Vr 与半径成反比
Vr
Q
2r
x、y 向的速度可分别写为
uVrcos
Q 2r
x r
Q x
2 x2 y2
vVrsin2Q rry2 Q x2 yy2
代入速度与位函数关系 u, v 可积分求位函数。
x
y
比较简便的是利用极座标下位函数与速度的关系:
Vr
, r
V
r

r
Vr
Q
2r
位函数由上式积分得:
2 Q lnr4 Q lnx2 (y2)
(注:等位线Φ=C 是一系列同心圆)
流函数由 积分得:
r r
Vr
Q
2r
2Q 2Q arctaxyn
(注:流线ψ=c1 即θ=c2 是一系列射线)
此外注意上式中θ的值域为[-2π,2π],但反 正切函数的值域为[-π/2,π/2],故两种表达 有一定区别。
对于二维不可压缩流动,微分形式的质量方程可以写为:
u v 0 x y
或: u v x y
数学上这是使 vdxudy成为某个函数ψ 的全微分的
充要条件 ,即
dvdxudy dx dy
x y
其中: v u
x
y
代入无旋条件:
v u y y
也满足拉普拉斯方程:
2 2 0
x2 y2
这也是只与速度有关的线性方程,给定边条容易求解。
此时
Vx V y
§3.2.2 点源
点源是从流场上某一点有一定的流量向四面八方流开 去的一种流动。源可以有正负。负源(又名汇)是一 种与正源流向相反的向心流动。如果把源放在坐标原
点上,那末这流动便只有 Vr,而没有 Vθ 。
设半径为 r 处的流速是 Vr ,那末这个源的总流量是
Q 2rVr
空气动力学基础低速平面位流文稿演示
(优选)空气动力学基础低速平面位 流
本章讨论怎样求解不可压理想流体无旋运动的规律。
在理想不可压条件下欧拉方程和连续方程包括四个
方程和四个未知函数(u,v,w,p),理论上是可解的
由于飞行器的外形都比较复杂,要在满足如此复杂 的边界条件下求该偏微分方程组的解析解是非常困 难的,原因在于方程包含非线性项,而且方程中速 度与压强相互耦合,需要一并求出
y x
如果源的位置不在坐标原点,而在 A(ξ,η)处,则
2 Q ln (x)2(y)2
Q arctan y
2
x
相应的速度分量为:
u
x
Q
2
(x ) (x )2 (y )2
v
y
Q
2
(y ) (x )2 (y )2
除奇点处速度无定义之外,流 场其他区域都是无旋的。
§3.2.3 偶极子
五. 连接任意两点的速度线积分等于该两点的速度位 函数之差。速度线积分与路径无关,仅决定于两 点的位置。对封闭曲线,速度环量为零。
1. 流函数由平面不可压缩连续条件定义,流函数 值可以差任意常数而不影响流动。
2. 等流函数线是流线。即等流函数线的切线方向 与速度矢量方向重合。
3. 对于理想不可压缩无旋流动,流函数满足拉普 拉斯方程,是调和函数,解也满足叠加原理。
V rr
§3.2 几种简单的二维位流
§3.2.1 直匀流 直匀流是一种速度不变的最简单的平行流动。其流速为
ua vb
流动是无旋的,由速度位全微分

积分可得位函数:
a ybxc
axby
又可求出流函数:
aybx
流线与等位线是正交的如图
a xbyc'
常用的是这样的直匀流,它与 x 轴平行,从左 面远方流来,流速为 V
1. 位函数φ 及流函数 ψ 所满足的方程
有无旋条件,就有位函数φ 存在,并且位函数与速度分量
之间满足:
u x
v y
平面流动的连续方程是:
u v 0 x y
结合两式,得平面不可压位流必须满足的方程:
2 2 0
x2 y 2
该方程称为拉普拉斯方程,是个只与速度有关的线性方程, 给定适当边界条件方程是容易求解的。
一. 速度位函数由无旋条件定义,位函数值可以差任 意常数而不影响流动。
二. 速度位函数沿着某一方向的偏导数等于该方向的 速度分量,速度位函数沿着流线方向增加。
三. 对于理想不可压缩无旋流动,速度位函数满足拉 普拉斯方程,是调和函数,满足解的线性迭加原 理。
四. 速度位函数相等的点连成的线称为等位线,速度 方向垂直于等位线。
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