《高速空气动力学》PPT课件
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空气动力学与飞行原理课件：高速气动特性
空气动力学与飞行原理
高速气动特性
LOGO 1
第六节
目录页
学 习 大 纲
一、 二、 三、
翼型的亚音速空气动力特性 翼型的跨音速空气动力特性 翼型的超音速升力特性
2
壹 目录页
一、
翼型的亚音速空气动力特性
二、
翼型3
壹 翼型的亚音速空气动力特性
亚音速的定义：飞行 M 数大于0.4, 流场内各点的 M 数都小于1。
考虑空气密度随速度的变化，则 翼型压力系数基本按同一系数放大， 体现出“吸处更吸，压处更压”的特 点。因此，升力系数增大，逆压梯度 增大，压力中心前移,临界迎角减小， 阻力系数基本不变。
飞行M 数增大,升力系数和升力系数斜率增大 飞行M 数增大,最大升力系数和临界迎角减小
4
贰 目录
一、
翼型的亚音速空气动力特性
MCRIT 是机翼空气动力即将发生显著变化的标志。
6
贰
翼型的跨音速空气动力特性
升力系数随飞行 M 数的变化
1.考虑空气压缩性，上表面密度下降更多，产生附 加吸力,升力 CL 系数增加，且由于出现超音速区，压力更 小，附加吸力更大；
2.下翼面出现超音速区，且后移较上翼面快，下翼 面产生较大附加吸力，CL 减小；
二、
翼型的跨音速空气动力特性
三、
翼型的超音速升力特性
5
贰 翼型的跨音速空气动力特性
跨音速是指飞行速度没达到音速，但机翼表面局部已经出现超 音速气流并伴随有激波的产生。
机翼上表面流速大于飞行速度，因此当飞行 M 数小于1时，机 翼上表面最低压力点的速度就已达到了该点的局部音速(此点称为等 音速点)。此时的飞行 M 数称为临界马赫数 MCRIT 。
高速气动特性
LOGO 1
第六节
目录页
学 习 大 纲
一、 二、 三、
翼型的亚音速空气动力特性 翼型的跨音速空气动力特性 翼型的超音速升力特性
2
壹 目录页
一、
翼型的亚音速空气动力特性
二、
翼型3
壹 翼型的亚音速空气动力特性
亚音速的定义：飞行 M 数大于0.4, 流场内各点的 M 数都小于1。
考虑空气密度随速度的变化，则 翼型压力系数基本按同一系数放大， 体现出“吸处更吸，压处更压”的特 点。因此，升力系数增大，逆压梯度 增大，压力中心前移,临界迎角减小， 阻力系数基本不变。
飞行M 数增大,升力系数和升力系数斜率增大 飞行M 数增大,最大升力系数和临界迎角减小
4
贰 目录
一、
翼型的亚音速空气动力特性
MCRIT 是机翼空气动力即将发生显著变化的标志。
6
贰
翼型的跨音速空气动力特性
升力系数随飞行 M 数的变化
1.考虑空气压缩性，上表面密度下降更多，产生附 加吸力,升力 CL 系数增加，且由于出现超音速区，压力更 小，附加吸力更大；
2.下翼面出现超音速区，且后移较上翼面快，下翼 面产生较大附加吸力，CL 减小；
二、
翼型的跨音速空气动力特性
三、
翼型的超音速升力特性
5
贰 翼型的跨音速空气动力特性
跨音速是指飞行速度没达到音速，但机翼表面局部已经出现超 音速气流并伴随有激波的产生。
机翼上表面流速大于飞行速度，因此当飞行 M 数小于1时，机 翼上表面最低压力点的速度就已达到了该点的局部音速(此点称为等 音速点)。此时的飞行 M 数称为临界马赫数 MCRIT 。
《空气动力学》课件
1
喷管内的空气动力学基础
2
探索喷管中的气流加速和压力变化，为喷
气发动机和火箭的设计提供基础。
3
燃烧室内的空气动力学基础
研究燃烧室内的空气流动特性和压力分布， 为燃烧过程的优化提供依据。
空气动力学基本方程
介绍流体力学和空气动力学的基本方程， 包括质量守恒、动量守恒和能量守恒等等。
空气动力学应用
飞机机翼的空气动力 学
《空气动力学》PPT课件
空气动力学是研究物体在气流中运动的科学。探索空气动力学的基本概念、 应用领域以及对飞机和汽车等工业的重要性。
概述
空气动力学概述
了解空气动力学的定义和基本原理，包括流体 力学和空气动力学的关系。
应用领域
探索空气动力学在航空、汽车、火箭和建筑设 计等领域中的应用。
空气动力学基础
2 空气动力学现象的研究方法
探索研究空气动力学现象的实验和数值模拟方法。
3 毒性风险的影响因素
讨论空气动力学现象对毒性风险的影响因素，包括气流速度、颗粒物浓度和颗粒物分布测量
介绍测量汽车表面压力分布的实验方法和仪器。
2
汽车空气阻力的计算
探索计算汽车空气阻力的数值模拟方法和常用公式。
分析机翼的气流分布和升力产 生，探索如何优化飞机的机翼 设计。
空气动力学在航空工 业中的应用
探索空气动力学在飞机设计和 性能提升中的重要性。
空气动力学在汽车工 业中的应用
研究汽车的空气阻力和流线型 设计对燃油效率和驾驶体验的 影响。
空气动力学现象
1 空气动力学现象的分类
介绍不同类型的空气动力学现象，如升力、阻力、卡门涡街等。
3
汽车空气动力学在车身设计中的应用
研究空气动力学在改善汽车操控性、燃油效率和安全性方面的应用。
飞机原理与构造第四讲_高速空气动力学基础(优.选)
2012/9/2
12
高速气流的特性
空气压缩性与音速a的关系
a dp
d
a 39 t 273 海里/小时
a 20.1 t 273 公里/小时
音速与传输介质的可压缩性相关，在空 气中，音速大小唯一取决于空气的温度，温 度越低，空气越易压缩，音速越小。
2012/9/2
13
高速气流的特性
亚音速、等音速和超音速的扰动传播
2012/9/2
4
高速气流的特性
空气的压缩性与飞行速度的关系
在大速度情况下，气流速度变化引起空气密度的变
化显著增大，就会引起空气动力发生额外的变化，甚至 引起空气动力规律的改变，这就是高速气体特性所以区 别于低速气流根本点。
飞行速度
200 400 600 800 1000 1200
空气密度增加的百分比 1.3% 5.3% 12.2% 22.3% 45.8% 56.6%
2012/9/2
激波前后气流参数变化 28
激波与膨胀波 激波实例
2012/9/2
29
激波与膨胀波 激波实例
2012/9/2
30
激波与膨胀波
激波
由于激波前后压力差相当大(例如，飞行速度为每小 时1800公里，激波后面的压力会比激波所压力提高1.39大 气压每平方米，将增大139000牛顿的空气压力)。
压力减小 收缩的流管 流速增大 密度不变
温度不变
压力减小
压力增大
流速增大 密度减 流速减小 密度增大
小
温度降低
温度升高
压力增大 扩张的流管 流速减小 密度不变
温度不变
压力增大
压力减小
流速减小 密度增 流速增大 密度减小
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.
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.
《空气动力学》课件
未来挑战与机遇
环境保护需求
新能源利用
随着环境保护意识的提高，对空气污 染和气候变化的研究需求增加，这为 空气动力学带来了新的挑战和机遇。
新能源的利用涉及到流动、传热和燃 烧等多个方面，需要空气动力学与其 他学科合作，共同解决相关问题。
航空航天发展
航空航天领域的发展对空气动力学提 出了更高的要求，需要不断改进和完 善现有技术，以满足更高性能和安全 性的需求。
04
翼型与机翼空气动力学
翼型空气动力学
翼型概述
翼型分类
翼型是机翼的基本截面形状，具有特定的 弯度和厚度。
根据弯度和厚度的不同，翼型可分为超临 界、亚音速和超音速翼型等。
翼型设计
翼型与升力
翼型设计需考虑气动性能、结构强度和稳 定性等多个因素。
翼型通过产生升力使飞机得以升空。
机翼空气动力学
01
机翼结构
课程目标
掌握空气动力学的基本概 念和原理。
提高分析和解决实际问题 的能力。
了解空气动力学在各领域 的应用和发展趋势。
培养学生对空气动力学的 兴趣和热爱。
02
空气动力学基础
流体特性
01
02
03
04
连续性
流体被视为连续介质，由无数 微小粒子组成，彼此之间存在
相对运动。
可压缩性
流体的密度会随着压力和温度 的变化而变化。
《空气动力学》PPT课件
目 录
• 引言 • 空气动力学基础 • 流体动力学 • 翼型与机翼空气动力学 • 空气动力学应用 • 未来发展与挑战
01
引言
主题介绍
空气动力学：一门研 究空气运动规律和空 气与物体相互作用的 科学。
课件内容涵盖了基础 理论、应用实例和实 验演示等方面。
(精品)空气动力学(全套1082页PPT课件)
雷诺（OsborneReynolds， 1842~1921），英国工程师兼物理学家， 维多利亚大学（在曼彻斯特市）教授。
录像\第0章\turbulent_laminarcombo.avi
0.3 空气动力学的发展进程简介
1904年普朗特提出了边界层理论，是 现代流体力学的里程碑论文。
在1910年-1920年期间，其主要精力 转到低速翼型和机翼绕流问题，提出著 名的有限展长机翼的升力线理论和升力 面理论。
陆士嘉长期从事空气动力学和航空工程的 研究和教学工作，倡导漩涡、分离流和湍流 结构的研究。
0.3 空气动力学的发展进程简介
儒可夫斯基简介 儒可夫斯基（Joukowski，
1847～1921），俄国数学家和空气 动力学家，科学院院士。1868年毕 业于莫斯科大学物理系，1886年起 历任莫斯科大学和莫斯科高等技术 学校教授，直至1921去世，一直在 这两所学校工作。
0.3 空气动力学的发展进程简介
• 钱学森（1911-2009） 1938年，他在导师冯卡门指导下，获
得博士学位，1947年任麻省理工学院终 身教授，1955年回国。
钱学森的主要贡献集中在跨、超声速 空气动力学方面。1946年他在一篇重要 的学术论文中首创了Hypersonic（高超 声速）一词，并提出了高超声速相似律。
的建立，流体力学和空气动力学才逐步迈 入理性研究和持续发展的阶段。
0.3 空气动力学的发展进程简介
微积分问世后，流体成为数学家们应用微 积分的最佳领域。
1738年伯努利出版了“流体力学”一书， 将微积分方法引进流体力学中，建立了分 析流体力学的理论体系，提出无粘流动流 速和压强的关系式，即Bernoulli能量方程。
0.2 空气动力学的研究对象
录像\第0章\turbulent_laminarcombo.avi
0.3 空气动力学的发展进程简介
1904年普朗特提出了边界层理论，是 现代流体力学的里程碑论文。
在1910年-1920年期间，其主要精力 转到低速翼型和机翼绕流问题，提出著 名的有限展长机翼的升力线理论和升力 面理论。
陆士嘉长期从事空气动力学和航空工程的 研究和教学工作，倡导漩涡、分离流和湍流 结构的研究。
0.3 空气动力学的发展进程简介
儒可夫斯基简介 儒可夫斯基（Joukowski，
1847～1921），俄国数学家和空气 动力学家，科学院院士。1868年毕 业于莫斯科大学物理系，1886年起 历任莫斯科大学和莫斯科高等技术 学校教授，直至1921去世，一直在 这两所学校工作。
0.3 空气动力学的发展进程简介
• 钱学森（1911-2009） 1938年，他在导师冯卡门指导下，获
得博士学位，1947年任麻省理工学院终 身教授，1955年回国。
钱学森的主要贡献集中在跨、超声速 空气动力学方面。1946年他在一篇重要 的学术论文中首创了Hypersonic（高超 声速）一词，并提出了高超声速相似律。
的建立，流体力学和空气动力学才逐步迈 入理性研究和持续发展的阶段。
0.3 空气动力学的发展进程简介
微积分问世后，流体成为数学家们应用微 积分的最佳领域。
1738年伯努利出版了“流体力学”一书， 将微积分方法引进流体力学中，建立了分 析流体力学的理论体系，提出无粘流动流 速和压强的关系式，即Bernoulli能量方程。
0.2 空气动力学的研究对象
《空气动力学与飞行原理》空气动力学 ppt课件
f
g对称翼型，常用于尾翼 h i超音速菱形翼型
j超音速双弧形翼型
ppt课件
17
2.机翼平面形状和参数
机翼平面形状
机翼平面形状是飞机处于 水平状态时，机翼在水平 面上的投影形状
（a）矩形；（b）梯形； （c）椭圆形；
（d）后掠翼； （e）（f）和（g）为三角
形和双三角形。
ppt课件
加大安装角叫“内洗” (Wash in) ，通过调整外撑轩的长 度减小安装角叫“ 外洗” (Wash out) 上反角ψ、下反角-ψ 机翼底面与垂直机体立轴平面之间的夹角
ppt课件
21
纵向上反角 机翼安装角与水平尾翼安装角缘下偏。
ppt课件
22
称为流管。流线间隔缩小，表明流管收缩；反之，表明流管 扩张。
ppt课件
7
体积流量
Q Av
质量流量
qm Av
ppt课件
8
2.2 流体流动的基本规律
2.2.1 连续方程
连续方程是质量守恒定律在流体定常流动中的应用。 连续方程：
1 A1v1 2 A2v2 3 A3v3 ...
当气流流过机翼表面时，由于气流的方向和机翼所采用的翼 型，在机翼表面形成的流管就像图2 - 5 中所示的那样变细或 变粗，流体中的压力能和功能之间发生转变，在机翼表面形 成不同的压力分布，从而产生升力。
ppt课件
13
2.3 机体几何外形和参数
2. 3.1 机翼的几何外形和参数
机翼翼型 机翼平面形状 机翼相对机身的安装位置
定常流
如果流体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，这种流动就称为定常流，这种流场被称 为定常流场。
第12章 高超声速流动的特殊问题 气体动力学 教学课件
第12章 高超声速流动的特殊问题
本章概述:物体的飞行速度远远大于周围介质的声速,而且出
现一系列新特征的流动现象称为高超声速流动.高超声速空气 动力学是近代空气动力学的一个分支，它研究高超声速流体 或高温流体的运动规律及其与固体的相互作用。本章内容将 介绍高超声速流动的基础知识，包括高超声速流动的基本特 征，高超声速流动中的激波，高超声速流动中的气体动力、 气动热以及高超声速边界层等问题。
H如=取59γkm、＝T 1 .=42，58并K按、M正激=3波6,关钝系头计体算头T，部2 弓 形6激52波60K后(的考温虑度真，实 气体效应，T 2 11000K),远比太阳表面温度（约6000K）要
高。如果要精确计算激波层的温度，必须计及化学反应的 影响，比热比为常数或γ＝1.4的假设不再有效。由此可见，
本节综述
高超声速流动区别于超声速流动的基本特征为：流场的非线 性性质、薄激波层、熵层、粘性干扰、高温流动和真实气体效 应、严重的气动加热问题以及高空、高超声速流动存在低密度 效应。
对高超声速流动，不仅边界层内有化学反应，而且整个激波层 内都为化学反应流动所控制。
6、 严重的气动加热问题
在超声速中物面附面层内气流受到粘性滞止，气体微团的动能 转变为热能造成壁面附近的气温升高，高温空气将不断向低温 壁面传热，这就是所谓的气动加热现象。对高超声速流，由于 马赫数很高，附面层内贴近物面的气温能达到接近驻点温度的 高温，气动加热变得十分严重。
4、粘性干扰
以高超声速平板边界层为例。高速或高超声速流动具有很大 的动能，在边界层内，粘性效应使流速变慢时，损失的动能部 分转变为气体的内能，这称为粘性耗散，且随之边界层内的温 度升高。这种温度升高控制了高超声速边界层的特征:气体的 粘性系数随温度升高而增大，其结果使得边界层变厚；另外， 边界层内的法向压力p为常数。由状态方程ρ=p/RT可知，温度 增加导致密度减小，对边界层内的质量流而言，密度减小需要 较大的面积，其结果也是使边界层变厚。这两种现象的联合作 用，使得高超声速边界层的增长比低速情形更为迅速。高超声 速流动的边界层较厚,相应的位移厚度也较大，由此对边界层 外的无粘流动将施加较大的影响，使外部无粘流动发生很大改 变，这一改变反过来又影响边界层的增长。这种边界层与外部 无粘流动之间的相互作用称为粘性干扰。粘性干扰对物面的压 力分布有重要影响，由此，对高超声速飞行器的升力、阻力和 稳定性都造成重要影响,同时使物面摩擦力和传热率增大。
本章概述:物体的飞行速度远远大于周围介质的声速,而且出
现一系列新特征的流动现象称为高超声速流动.高超声速空气 动力学是近代空气动力学的一个分支，它研究高超声速流体 或高温流体的运动规律及其与固体的相互作用。本章内容将 介绍高超声速流动的基础知识，包括高超声速流动的基本特 征，高超声速流动中的激波，高超声速流动中的气体动力、 气动热以及高超声速边界层等问题。
H如=取59γkm、＝T 1 .=42，58并K按、M正激=3波6,关钝系头计体算头T，部2 弓 形6激52波60K后(的考温虑度真，实 气体效应，T 2 11000K),远比太阳表面温度（约6000K）要
高。如果要精确计算激波层的温度，必须计及化学反应的 影响，比热比为常数或γ＝1.4的假设不再有效。由此可见，
本节综述
高超声速流动区别于超声速流动的基本特征为：流场的非线 性性质、薄激波层、熵层、粘性干扰、高温流动和真实气体效 应、严重的气动加热问题以及高空、高超声速流动存在低密度 效应。
对高超声速流动，不仅边界层内有化学反应，而且整个激波层 内都为化学反应流动所控制。
6、 严重的气动加热问题
在超声速中物面附面层内气流受到粘性滞止，气体微团的动能 转变为热能造成壁面附近的气温升高，高温空气将不断向低温 壁面传热，这就是所谓的气动加热现象。对高超声速流，由于 马赫数很高，附面层内贴近物面的气温能达到接近驻点温度的 高温，气动加热变得十分严重。
4、粘性干扰
以高超声速平板边界层为例。高速或高超声速流动具有很大 的动能，在边界层内，粘性效应使流速变慢时，损失的动能部 分转变为气体的内能，这称为粘性耗散，且随之边界层内的温 度升高。这种温度升高控制了高超声速边界层的特征:气体的 粘性系数随温度升高而增大，其结果使得边界层变厚；另外， 边界层内的法向压力p为常数。由状态方程ρ=p/RT可知，温度 增加导致密度减小，对边界层内的质量流而言，密度减小需要 较大的面积，其结果也是使边界层变厚。这两种现象的联合作 用，使得高超声速边界层的增长比低速情形更为迅速。高超声 速流动的边界层较厚,相应的位移厚度也较大，由此对边界层 外的无粘流动将施加较大的影响，使外部无粘流动发生很大改 变，这一改变反过来又影响边界层的增长。这种边界层与外部 无粘流动之间的相互作用称为粘性干扰。粘性干扰对物面的压 力分布有重要影响，由此，对高超声速飞行器的升力、阻力和 稳定性都造成重要影响,同时使物面摩擦力和传热率增大。
(精品)空气动力学课件：高速可压流动基础
动时所作的功；另一项是动能的改变量。
• 用焓表示时，上述能量方程为：
dq dh VdV 在一维定常绝热可压缩流中 ，上能量方程可积分为：
hV2 C 2
27/120
6.3.1 一维定常绝热流的能量方程
2. 一维定常流能量方程的不同形式
根据焓的不同表达
从而：
h
e
p
c pT
RT 1
1
p
a2
1
V22
• 如果描写流场的诸物理参数（ V ， p ，ρ ，T）发生了变化，
就说流场受到了扰动。
• 使流动参数的数值改变得非常微小的扰动，称为微弱扰动简称 为弱扰动，例如说话（即使是大声说话）时声带给空气的扰动
就是如此。
dp 1, d 1, dT 1
p
T
• 使流动参数改变有限值的扰动，称为有一定强度的扰动简称为 强扰动，例如激波便是一种强扰动。
2
cpT
常数(沿流线)
V22 RT 常数(沿流线) 2 1
条件：沿流线定常、绝 热、绝功、略势能、可 压缩、允许有粘性
V22 p 常数(沿流线) 2 1
V 22
a2
常数(沿流线)
2 1
表明：沿流（线）管 V 增加时，h,T,a下降，但 总能量不变
速度的变化不会引起气体温度即内能的显著变化，因此对于
不可压流体其内能不变或温度不变，不考虑其热力关系。
• 对不可压流体来说，如果温度有变化，那一定是传热引起的 ，但加热只能使温度升高或内能增加，不能使流体膨胀做功 。
对于高速气体来说（M 较大），即使是在绝热情况下，速度
的变化会引起热力关系（ p 、ρ 、 T ）变化，内能将参与能
在热力学中，常常引入另外一个代表热含量的参数 h（焓） he p
高速铁路隧道空气动力学ppt课件
2
0.3d
16
随着现代计算机技术和数值计算方法的不断发展，各国 学者对高速列车进入隧道所诱发的空气动力学现象已经 从一维数值模拟上升到二维和三维数值模拟。S.Aita等 人采用三维可压缩等熵欧拉方程进行了隧道单车压力波 数值模拟。国内采用了非定常的三维可压缩不等熵的 Navier-Stokes方程进行了计算，获得了非常好的结果。
2.5
3
-2000
-3000 时间（s）
25
26
5.3、削减压缩波及噪声的各种方案的研究
微压波问题主要发生在日本的新干线隧道上，在七十年代末，由 于最初的隧道断面较小（60.5-63.4m2），阻塞比（列车断面与 隧道断面的比值）大于0.2，在列车提速到200km/h后，出现了较 明显的空气噪声问题，由于隧道已经建成，无法扩大断面，于是 就提出了多种修建附属构筑物的改造措施。
2：…………….. D 89 .0mm ， (D / d ) 2 2.0 ；
3：…………….. D 99 .6mm ，(D / d )2 2.5 ；
32
缓冲结构降低微气压波的效果
1
与微气压波最大值之比
0.5
L11 L21
L31
L21 L32
L22
L31 L33 L32
0
0
0.5
微气压波（micro compression wave） 高速列车进入隧道产生的压缩波以声速传播到隧道出口时，一部 分压缩波以膨胀波的形式反射回隧道，另一部分压缩波以球面波 的形式向隧道外空间辐射出去，并伴有爆炸声，造成对周围环境 的污染。辐射出去的压力脉冲波形状为尖三角形，三角形的高度 （压力脉冲的最大值）与列车速度的三次方成正比，与距离隧道 出口处的外部距离成反比。
《高速空气动力学》课件
材料选择与耐热性
燃烧室内部的材料需要具备出色的耐高温性能和抗烧蚀能 力，以确保发动机的可靠性和寿命。
05
高速空气动力学的发展趋势和展望
高速空气动力学面临的主要挑战
高马赫数流动的复杂性
随着飞行速度的增加，空气流动的特性变得更加复杂，包括湍流、激波、边界层分离等现象，这给数值模拟和实验测 量带来了极大的挑战。
研究高超声速飞行中的热力学效应和化学反应，对 于理解高超声速飞行中的空气动力学问题具有重要 意义。
数值模拟与实验验证
提高数值模拟的精度和稳定性，以及加强实 验验证，是未来研究的重点方向之一。
THANKS
感谢观看
高超声速飞行
随着科技的发展，高超声速飞行 已成为可能，这将对航空航天领 域产生重大影响。研究高超声速 飞行中的空气动力学问题，如热 力学效应、化学反应等，是未来 的重要研究方向。
数值模拟与实验验证 相结合
随着计算能力的提升，数值模拟 已成为研究高速空气动力学的重 要手段。未来将更加注重数值模 拟与实验验证相结合，以提高研 究的准确性和可靠性。
激波
由于流体速度的突然变化，导 致压力和密度急剧增加的现象
。
膨胀波
由于流体速度的减小，导致压 力和密度降低的现象。
形成机制
流体的压缩性和粘性是激波和 膨胀波形成的关键因素。
传播特性
激波和膨胀波在流体中以声速 传播。
高速流动的边界层理论
边界层
流体的一个薄层，其中流体的速度从零变化 到流体的自由流速。
件和目标。
风洞实验方法
风洞实验通常包括模型制作、安 装、气流调整、数据采集与分析 等步骤。这些步骤对于获得准确
可靠的实验结果至关重要。
飞行试验技术
燃烧室内部的材料需要具备出色的耐高温性能和抗烧蚀能 力，以确保发动机的可靠性和寿命。
05
高速空气动力学的发展趋势和展望
高速空气动力学面临的主要挑战
高马赫数流动的复杂性
随着飞行速度的增加，空气流动的特性变得更加复杂，包括湍流、激波、边界层分离等现象，这给数值模拟和实验测 量带来了极大的挑战。
研究高超声速飞行中的热力学效应和化学反应，对 于理解高超声速飞行中的空气动力学问题具有重要 意义。
数值模拟与实验验证
提高数值模拟的精度和稳定性，以及加强实 验验证，是未来研究的重点方向之一。
THANKS
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高超声速飞行
随着科技的发展，高超声速飞行 已成为可能，这将对航空航天领 域产生重大影响。研究高超声速 飞行中的空气动力学问题，如热 力学效应、化学反应等，是未来 的重要研究方向。
数值模拟与实验验证 相结合
随着计算能力的提升，数值模拟 已成为研究高速空气动力学的重 要手段。未来将更加注重数值模 拟与实验验证相结合，以提高研 究的准确性和可靠性。
激波
由于流体速度的突然变化，导 致压力和密度急剧增加的现象
。
膨胀波
由于流体速度的减小，导致压 力和密度降低的现象。
形成机制
流体的压缩性和粘性是激波和 膨胀波形成的关键因素。
传播特性
激波和膨胀波在流体中以声速 传播。
高速流动的边界层理论
边界层
流体的一个薄层，其中流体的速度从零变化 到流体的自由流速。
件和目标。
风洞实验方法
风洞实验通常包括模型制作、安 装、气流调整、数据采集与分析 等步骤。这些步骤对于获得准确
可靠的实验结果至关重要。
飞行试验技术
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10.2.2 翼型的跨音速空气动力特性
跨音速是指飞行速度没达到音速，但机翼表面局部已经出现超 音速气流并伴随有激波的产生。
① 临界马赫数MCRIT
机翼上表面流速大于飞行速度，因此当飞行M数小于1时，机翼 上表面最低压力点的速度就已达到了该点的局部音速(此点称为等 音速点)。此时的飞行M数称为临界马赫数MCRIT 。
第十章 第 16 页
② 翼型的亚音速升力特性
I. 飞行M数增大,升 力系数和升力系 数斜率增大
II. 飞行M数增大， 最大升力系数和 临界迎角减小
第十章 第 17 页
③ 翼型的亚音速阻力特性
翼型的阻力系数基本不随飞行Ｍ数变化。
④ 翼型的压力中心位置的变化
翼型的压力中心位置基本保持不变。
第十章 第 18 页
本章主要内容
10.1 高速气流特性 10.2 翼型的亚跨音速气动特性 10.3 后掠翼的高速升阻力特性
第十章 第 14 页
10.2 翼型的亚跨音速气动特性
ppt课件
10.2.1 翼型的亚音速空气动力特性
●亚音速的定义 飞行M数大于0.4,流场内各点的M数都小于1。
① 翼型的亚音速空气动力特性
考虑空气密度随速度的变化，则翼型压力系数基本按同一系 数放大，体现出“吸处更吸，压处更压”的特点。因此，升力 系数增大，逆压梯度增大，压力中心前移,临界迎角减小，阻 力系数基本不变。
第十章
高速空气动力学基础
ppt课件
本章主要内容
10.1 高速气流特性 10.2 翼型的亚跨音速气动特性 10.3 后掠翼的高速升阻力特性
第十章 第 2 页
10.1 高速气流特性
ppt课件
10.1.1 空气的压缩性
空气的压缩性是空气的压力、温度等条件改变而引 起密度变化的属性。 低速飞行(马赫数M<0.4)
缘。 5. M数大于1,出现头部激波。
激波的视频
第十章 第 24 页
●激波实例
第十章 第 25 页
●激波实例
第十章 第 26 页
●激波实例
第十章 第 27 页
●激波实例
第十章 第 28 页
③ 翼型的跨音速升力特性
I. 升力系数随飞行Ｍ数的变化
临界M数， 机翼上表面
达到音速
1. 考虑空气压缩性，上表面密度
在亚音速气流 中,流管截面积 随流速的变化
第十章 第 9 页
③ 气流速度与流管截面积的关系
由连续性定理，在同一流管内
VAconst
速度增加，空气密度减小。 在超音速时，密度的减小量大于速度的增加量，故加速时要求 截面积增大。 因此，M>1时，流管扩张，流速增加，流管收缩，流速减小。
在超音速气流 中,流管截面积 随流速的变化
MCRIT是机翼空气动力即将发生显著变化的标志。
第十章 第 19 页
●临界马赫数MCRIT
第十章 第 20 页
② 局部激波的形成和发展
I. 局部激波的形成
飞行马赫数大于临界马赫数后，机翼上表面开始出现超音速区。 在超音速区内流管扩张，气流加速，压强进一步降低，与后端的压 强为大气压力的气流相作用，形成一道压力、密度、温度突增的界 面，即激波。
第十章 第 29 页
II. 最大升力系数和临界迎角随飞行Ｍ数的变化
当激波增强到一定程度，阻力系数急剧增大,升力系数迅速减 小,这种现象称为激波失速。随着飞行M数的增加,飞机将在更小 的迎角下开始出现激波失速,导致临界迎角和最大升力系数的继 续降低。
第十章 第 30 页
④ 翼型的跨音速阻力特性
第十章 第 10 页
●速度、密度和截面积在不同M数下的变化值
气流M数 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6
流速增加的百
分比
1%
1%
1%
1%
1%
1%
1%
1%
V/V
密度变化的百
分比
/
-0.04% -0.16% -0.36% -0.64% -1% -1.44% -1.96% -2.56%
音速与传输介质的可压缩性相关，在空气 中，音速大小唯一取决于空气的温度，温度 越低，空气越易压缩，音速越小。
●亚音速、等音速和超音速的扰动传播
第十章 第 7 页
② 空气压缩性与马赫数M的关系 M TAS a
马赫数M是真速与音速之比。分为飞行马赫数和局部马赫 数，前者是飞行真速与飞行高度音速之比，后者是局部真速 与局部音速之比（如翼型上表面某点的局部马赫数）。
第十章 第 21 页
II. 局部激波的发展
第十章 第 22 页
II. 局部激波的发展
第十章 第 23 页
●局部激波的形成与发展
1. 大于MCRIT后，上表面先产生激波。 2. 随M数增加，上表面超音速区扩展，
激波后移。 3. M数继续增加，下表面产生激波，
并较上表面先移至后缘。 4. M数接近1,上下表面激波相继移至后
下降更多，产生附加吸力,升力系
数CL增加，且由于出现超音速区， 压力更小，附加吸力更大；
2. 下翼面出现超音速区，且后移 较上翼面快，下翼面产生较大附 加吸力，CL减小；
3. 下翼面扩大到后缘，而上翼面 超音速区还能后缘，上下翼面的 附加压力差增大，CL增加。
下表面达 到音速
上表面激波 移至后缘
下表面激波 移至后缘
截面积变化的
百分比
-0.96% -0.84% -0.64% -0.36% 0 0.44% 0.96% 1.65%
A/A
第十章 第 11 页
●超音速气流的获得
要想获得超音速气流，截面积应该先减后增。
第十章 第 12 页
●The Tailpipe of Space Shuttle
第十章 第 13 页
空气密度基本不随速度而变化 高速飞行(马赫数M>0.4)
空气密度随速度增加而减小
第十章 第 4 页
① 空气压缩性与音速的关系
●音速的定义 扰动在空气中的传播速度就是音速。
第十章 第 5 页
●空气压缩性与音速a的关系 a dp d
a39 t273 海里/小时 a20.1 t273公里/小时
第十章 第 6 页
M数越大，空气被压缩得越厉害。
低速飞行(马赫数M<0.4) 可忽略压缩性的影响
高速飞行(马赫数M>0.4) 必须考虑空气压缩性的影响
第十章 第 8 页
③ 气流速度与流管截面积的关系
由连续性定理，在同一流管内
VAconst
速度增加，空气密度减小。 在亚音速时，密度的减小量小于速度的增加量，故加速时要求 截面积减小。流量一定，流速快则截面积减小；流速慢则截面积 增大。