空气动力学课件:高速可压流动基础
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空气动力学基础空气动力学课件PPT
(2)层流附面层和紊流附面层
前段附面层内层流附面层。 后段附面层紊流附面层。 附面层由层流状态转变为紊流状态叫转捩 转捩段 转换段是很窄的区域,可近似看成一点,称为“转捩
点”。
转捩原因
流动距离越长,附面层内的分层流动越不稳 机体表面对附面层施加扰动
在紊流附面层的底层,机体表面气流的阻滞作用要比 层流附面层大得多。
1. 气流在机体表面的流动状态
(1)附面层 (2)层流附面层和紊流附面层 (3)附面层的分离
(1)附面层
附面层
沿机体表面法向方向,流速由零逐渐增加到外界气流流速的 薄薄的一层空气层;机体表面到附面层边界(流速增大到外界 气流流速99% 处)的距离为附面层的厚度(δ)
附面层的厚度越来越厚
(2) 减小压差阻力的措施
①尽量减小飞机机体的迎风面积。 ②暴露在空气中的机体各部件外形应采用流线型。 ③飞行时,除了起气动作用的部件外,其他机体部件的铀钱
应尽量与气流方向平行。
4. 干扰阻力
(1)干扰阻力的产生
流过机体各部件的气流在部件结合处互相干扰而产生的阻力 干扰阻力与各部件组合时的相对位置有关,也和部件结合部
a平板翼型 b弯板翼型 c超临界翼型 d哥廷根398 e低亚音速翼型
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
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
在机翼的前缘有一点(A) , 气流速度减小到零,正压达到最大 值,此点你为驻点。
机翼上表面有一点(B) , 气流速度最大,负压达到最大值,称 为最低压力点。
7空气动力学基础-第7章高速可压流动.
dQ dU pdV
这是静止物系的热力学第一定律的公式。上式两端同除以物系 的质量可得静止物系满足的单位质量能量方程 :
dq
du
pd
1
7.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学一定律
密度的倒数就是单位质量的体积,即比容
1
单位质量的焓的微分是:
dh
du
pd
1
1
dp
从而静止物系单位质量的能量方程可用焓表为:
空气动力学基础
第7章 高速可压流动
沈阳航空航天大学 航空航天工程学院 飞机设计教研室
2014年3月
7.1 热力学基础知识 7.1.1 热力学的物系 7.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学第一定律 7.1.3 熵,热力学过程,热力学第二定律
7.2 音速和马赫数 7.2.1 弱扰动与强扰动 7.2.2 微弱扰动传播过程与传播速度——音速 7.2.3 音速公式 7.2.4 马赫数
p RT
其中 R 称为气体常数,空气的 R = 287.053 N.m/(kg.K)。
7.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学一定律
2、内能、焓
气体内能是指分子微观热运动(与温度有关)所包含 的动能与分子之间存在引力而形成的位能之和。对于完 全气体而言,分子之间无引力,单位质量气体的内能 u 仅仅决定于分子间的热运动,是温度的函数。
T2 T1
1
p
C
p2 p1
2 1
7.1.3 熵,热力学过程,热力学第二定律
2. 热力学过程 系统可在各种条件下经历热力学过程从一种热力学状态变化到
另一种热力学状态,不同的热力学过程可用其对应的压强和比
容关系即 p~υ图表达出来。常见的热力学过程可用下式表达:
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
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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.
《空气动力学基础》第3章
压强系数定义
Cp
p p
1 2
v2
Cp
1
v v
2
伯努利方程
p
1 2
v2
p
1 2
v2
Cp
sin 2
sin
2
22:34
28
第三章 不可压理想流体绕物体的流动
§3-2拉普拉斯方程的基本解
直匀流中的点源
直匀流+点源
钝头体低速流动
过驻点流线
固体壁面
外表面的压强系数
驻点处速度为零,压强系数等于1; 向后流动速度迅速增大,压强系数降低;
22:34
11
第三章 不可压理想流体绕物体的流动
§3-1不可压理想流体的无旋运动 §3-2 拉普拉斯方程的基本解 §3-3 绕圆柱的流动
22:34
12
第三章 不可压理想流体绕物体的流动
§3-2拉普拉斯方程的基本解
不可压位流的两个特性:
(1)所满足的基本方程为拉普拉斯方程。 (2)不可压位流的解具有可叠加的特性。
2 2
x2 y2 0
二维流动----平面势流
名称 : 势函数
流函数
条件: 无旋流
引入:
vy vx 0
z x y
定义:
vx x ,vy= y
等值线: Φ=C (等势线)
定常不可压
v vx vy 0
x y
vx y ,vy= x
Ψ=C (流线)
性质: 等势线与速度垂直
流线与等势线正交
位于原点处的点涡
vr 0
v
2 r
速度位 arctan y
2 2
x
流函数 ln r ln(x2 y2 )
《空气动力学基础》第9章
2
1 Ma2
C py 2
2
1
1
1
4
1 Ma
2
Ma
C py
2
1
22:35
14
第九章 高超声速流动基础知识
§9-2 高超声速相仿律和马赫无关原理
•马赫高无超关声速绕流中的激波和膨胀波关系式
气流经过膨胀波后参数变化 Ma 1 若 p
tan
p
2
1
1
tan p
mz
2
M Ma
两个放射相似翼剖面
Cp c2
f
Ma
c
,
c
Cy
2
1 b
b
0
fl
fu
dx
Y
Ma
Cx
3
X
Ma
Cy c2
Y
Mac
,
c
mz c2
M
Mac
,
c
Cx c3
X
Mac
,
c
22:35
17
第九章 高超声速流动基础知识
§9-2 高超声速相仿律和马赫无关原理
•马马赫赫无无关关原理
5 激波层内高温和真实气体效应
强烈压缩导致温度剧增
P RT 不成立 cp,cV, 不为常数
T 2000K,O2 2O T 4000K,N2 2N T 9000K O O e
N N e
离解
电离
气动性能
偏离完全气体假设
真实气体效应 气动热
22:35
电磁环境
10
第九章 高超声速流动基础知识
绕翼型的空气动力系数表达式
(2)等腰三角形翼型
2c
《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
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
器
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
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
器
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
(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
模块10 高速空气动力学基础《飞行原理》教学课件
膨胀波
10.1.6 激波阻力
激波的物理本质是受到强烈压缩的一层薄薄的空气,其厚度很小,只有千分 之一到万分之一毫米。气流通过激波时,空气微团受到很强烈地阻滞,速度锐减, 同时其他物理特性也发生急剧地变化。气流经过激波时,气流的部分机械能会因 消耗于摩擦变成热能而使自身温度急剧升高(这种现象常被称为气动力加热), 而膨胀波没有上述损失。这种损失类似于附面层,因气体黏性使气体动能变成了 热能,造成了动能损失,通常把这一损失所引起的阻力称为激波阻力,简称波阻。
超音速气流的产生(拉瓦尔喷管)
10.1.4 弱扰动的传播
1. 扰动的概念 在流场中,任一点的流动参数与自由流(即远前方来流)中对应流动
参数之差,称为扰动。例如,流场中某点的密度、压强和速度分别为 ρ 、 P、υ,而远前方来流的密度、压强、速度分别为 ρ ∞ 、P∞ 、υ∞ ,则 流场上该点的流动参数可表示为 ρ = ρ ∞ + ∆ρ 、P = P∞ + ∆P 、 υ= υ∞ + ∆υ ,式中 ∆ρ 、∆P 、∆υ 称为该点对流场的扰动密度、扰动压强和扰 动 速度。
速伯努利方程为:
由此可知,空气沿流管从一截面流到另一截面,如 果动能增大(流速增大),则压力能和内能之和必然同 时减小(压力、温度、密度同时减小);反之亦然。
要想气体在管道中流动并得到期望的流动参数,需 要具备两个条件:首先要有压力差,并需要保持这个压 力差,气体才能在管道内作定常流动;其次,要有适当 的管道形状。
引起空气密度发生变化。飞行速度越大,空气流过机翼各处的速度和压力变化越大。下 表给出了在标准大气条件下,不同流动速度时,机翼前缘驻点处空气密度增加的百分比。
空气密度随气流速度变化的关系
10.1.1 空气的压缩性
10.1.6 激波阻力
激波的物理本质是受到强烈压缩的一层薄薄的空气,其厚度很小,只有千分 之一到万分之一毫米。气流通过激波时,空气微团受到很强烈地阻滞,速度锐减, 同时其他物理特性也发生急剧地变化。气流经过激波时,气流的部分机械能会因 消耗于摩擦变成热能而使自身温度急剧升高(这种现象常被称为气动力加热), 而膨胀波没有上述损失。这种损失类似于附面层,因气体黏性使气体动能变成了 热能,造成了动能损失,通常把这一损失所引起的阻力称为激波阻力,简称波阻。
超音速气流的产生(拉瓦尔喷管)
10.1.4 弱扰动的传播
1. 扰动的概念 在流场中,任一点的流动参数与自由流(即远前方来流)中对应流动
参数之差,称为扰动。例如,流场中某点的密度、压强和速度分别为 ρ 、 P、υ,而远前方来流的密度、压强、速度分别为 ρ ∞ 、P∞ 、υ∞ ,则 流场上该点的流动参数可表示为 ρ = ρ ∞ + ∆ρ 、P = P∞ + ∆P 、 υ= υ∞ + ∆υ ,式中 ∆ρ 、∆P 、∆υ 称为该点对流场的扰动密度、扰动压强和扰 动 速度。
速伯努利方程为:
由此可知,空气沿流管从一截面流到另一截面,如 果动能增大(流速增大),则压力能和内能之和必然同 时减小(压力、温度、密度同时减小);反之亦然。
要想气体在管道中流动并得到期望的流动参数,需 要具备两个条件:首先要有压力差,并需要保持这个压 力差,气体才能在管道内作定常流动;其次,要有适当 的管道形状。
引起空气密度发生变化。飞行速度越大,空气流过机翼各处的速度和压力变化越大。下 表给出了在标准大气条件下,不同流动速度时,机翼前缘驻点处空气密度增加的百分比。
空气密度随气流速度变化的关系
10.1.1 空气的压缩性
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
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
空气动力学第七章 高速可压流体
1.4
7.1.3热力学第二定律 热力学第二定律指明能量相互转化是有条件的、有方向性的,即一个方向的 变化过程可以实现,而逆方向的变化过程或者不能实现或者只能有条件地实现。 例如,热可以从高温物体传给低温物体,但热却不能从低温物体传向高温物体; 通过摩擦机械功可全部变成热,但热却不能百分之百地转变为功等等。据此,在 热力学上有可逆过程和不可逆过程之分。如果将变化过程一步步地倒回去。介质 的一切热力学参数均回引初始值且外界情况也都复旧,则是可逆过程,否则就是 不可逆过程。上面所说的高温物体向低温物体传热以及机械功通过摩擦产生热均 是不可逆过程。 热力学第二定律有许多表述方法。这里引用熵这个状态参数在不可逆过程中 的变化来叙述热力学第二定律. 定义单位质量气体的熵为(不是单位质量气体的熵S用大写)
7.9
激波与附面层相互干扰
7.1
热力学基础知识
热力学是研究热能和机械能之间的转换以及各种工作介质有关特性的一门科 学,热力学的理论基础是热力学第一定律和第二定律。在研究气体高速流动问题 时,热力学的概念和有关定律仍可应用到微团运动上,但此时关心的是流动过程 的热力学性质和各流动参数的变化规律。下面介绍空气的热力学方面的基础知识。
7.1.2热力学第一定律
1.热力学第一定律表达式
热力学第一定律是热力学基本定律之一,是能量守恒这一普遍物理定律在热 力学上的具体应用.此定律指明,外界传给一个封闭物质系统(流动着的气{本微团 是其中之一)的热量等于系统内能的增量和系统对外界所做机械功的总和。对单位 质量气体的微小变化遗程,热力学第一定律可表为
2.热力学过程、完全气体的比热容和比热容比
热力学第一定律中的由dq和pd( )与微小变化的过程有关。下面简单说明此定 律在几种过程中的应用.
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• 高速流中遇到的情况绝大多数属于隔绝体系和封闭体系。 经典热力学所处理的都是处于平衡状态下的物系。但在分 析时我们也常用开口体系(控制体)。
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6.1、热力学基础知识
6.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学第一定律
1、完全气体假设与状态方程 完全气体:气体分子直径远小于分子的平均自由程,且分子间不 存在引力仅为完全弹性碰撞的气体称为完全气体,空气可被假设 为完全气体。 状态方程:任何气体的压强、密度、绝对温度三者之间存在一定 的关系,称为状态方程。对于完全气体的状态方程为:
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7/120
6.1 热力学基础知识 6.1.1 热力学的物系 • 热力学体系:和周围环境的其它物体划开的一个任意形态
的物质体系
(一)既无物质交换又无能量交往的,称为隔绝体系
(二)无物质交换,但有能量交换的,称为封闭体系
(三)有物质交换,也有能量交换的,称为开口体系
n=1--等温过程
n=γ=Cp/Cv-等熵(绝热可逆)过程
n=∞--等容过程
n=其他--多变过程
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6.1.3 熵,热力学过程,热力学第二定律
3. 热力学第二定律
• 热力学第二定律指出:在绝热变化过程中,如果过程可逆,则 熵值保持不变, s=0 ,称为等熵过程;如果过程不可逆,熵 值必增加, s>0。因此,热力学第二定律也称为熵增原理。
或:
p
C2
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6.1.3 熵,热力学过程,热力学第二定律
2. 热力学过程
系统可在各种条件下经历热力学过程从一种热力学状态变化
到另一种热力学状态,不同的热力学过程可用其对应的压强
和比容关系即 p~υ图表达出来。常见的热力学过程可用下式表
达: 其中 1 是比容
p
n
p n
C
n=0--等压过程
cv
dT T
R
d
dS
dq T
rev
1 T
(dh
1
dp)
cp
dT T
R
dp p
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6.1.3 熵,热力学过程,热力学第二定律
熵增量的表达还可写为(根据上述二式):
dS
Rd ln
p
T 1
Rd ln
1
T 1
cv d ln
p
因此等熵即:
p C T 1
或:
1 C1 T 1
p RT
其中 R 称为气体常数,空气的 R = 287.053 N.m/(kg.K)。
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6.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学一定律
2、内能、焓 气体内能是指分子微观热运动(与温度有关)所包含的动能
与分子之间存在引力而形成的位能之和。对于完全气体而言,分 子之间无引力,单位质量气体的内能 e 仅仅决定于分子间的热运 动,是温度的函数。
dQ dE pdV
这是静止物系的热力学第一定律的公式。上式两端同除以 物系的质量可得静止物系满足的单位质量能量方程 :
dq
de
pd
1
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6.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学一定律
密度的倒数就是单位质量的体积,即比容
1
。
单位质量的焓的微分是:
dh
de
pd
1
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
p
由于 表示单位质量流体所具有的压能,故焓 h 表示单位质
量流体所具有的内能和压能之和。
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6.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学一定律
3. 热力学第一定律
热力学第一定律是一条能量守恒定律。对一个封闭物系来 说,经过一步无限微小的可逆过程,由外界给物系的热量 dQ 必等于物系的内能增量 dU 和该物系对外界膨胀所作的功 pdV 这二者之和(这里V是体积),即:
1. 熵 熵是反映热能可利用部分的指标,有意义的是熵增量。 熵增量的定义是:系统经历可逆过程时的加热量与温度之比。 下标表示可逆:
dS dq T rev
,
或:
s sB s A
B dq A T rev
熵是状态参数,rev
de T
p T
d(1)
空气动力学基础 高速可压流动基础
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高速可压流基础
• 6.1 热力学基础知识 —6.1.1 热力学的物系 —6.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学第一定律 —6.1.3 熵,热力学过程,热力学第二定律
• 6.2 音速和马赫数 —6.2.1 弱扰动与强扰动 —6.2.2 微弱扰动传播过程与传播速度——音速 —6.2.3 音速公式 —6.2.4 马赫数
cp cv R
cp
R 1
cv
1R 1
常规状态下空气的比热比: cp 1.4
cv
• 采用完全气体模型,比热及比热比γ 都是常数。完全气体的模 型只能用到 M 数不太高的超音速流为止。对于 M 数很高的高 超音速流动,则必须计及气体的非完全性
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6.1.3 熵,热力学过程,热力学第二定律
由静止气体热力学第一定律:
dq
de
pd
1
dq dh 1 dp
定容过程的比热(cυ)和等压过程的比热(cp):
cv
de dT
cp
dh dT
p
de cvdT
dh c pdT
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6.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学一定律
• 将比热关系和状态方程代入焓的表达 h e p 可得梅耶公式:
1
dp
从而静止物系单位质量的能量方程可用焓表为:
dq dh 1 dp
一个物系的压强、密度和温度都是状态函数或称点函数 ,内能 和焓都是状态函数或函数。
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6.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学一定律
4.比热 比热:单位质量气体每加热升高一度时所吸收的热量
比热的大小与热力学过程有关 。
• 在高速流中,不可逆是因气体摩擦、激波出现以及因温度梯度 而引起。一般在绝大部分流场区域速度梯度和温度梯度都不大, 可近似视为绝热可逆的,称为等熵流动,等熵关系式成立。
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• 6.3 高速一维定常流 —6.3.1 一维定常绝热流的能量方程 —6.3.2 一维定常绝热流参数间的基本关系式
• 6.4 微弱扰动的传播区,马赫锥与马赫波 —6.4.1 微弱扰动的传播区,马赫锥
—6.4.2 马赫波满足的基本关系 • 6.5 膨胀波
—6.5.1 壁面外折δ —6.5.2 超音速流绕外钝角膨胀的计算 • 6·6 激波 —6.6.1 正激波 —6.6.2 斜激波 —6.6.3 圆锥激波 —6.6.4 收敛—扩张喷管在非设计状态下的工作
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6.1、热力学基础知识
6.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学第一定律
1、完全气体假设与状态方程 完全气体:气体分子直径远小于分子的平均自由程,且分子间不 存在引力仅为完全弹性碰撞的气体称为完全气体,空气可被假设 为完全气体。 状态方程:任何气体的压强、密度、绝对温度三者之间存在一定 的关系,称为状态方程。对于完全气体的状态方程为:
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6.1 热力学基础知识 6.1.1 热力学的物系 • 热力学体系:和周围环境的其它物体划开的一个任意形态
的物质体系
(一)既无物质交换又无能量交往的,称为隔绝体系
(二)无物质交换,但有能量交换的,称为封闭体系
(三)有物质交换,也有能量交换的,称为开口体系
n=1--等温过程
n=γ=Cp/Cv-等熵(绝热可逆)过程
n=∞--等容过程
n=其他--多变过程
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6.1.3 熵,热力学过程,热力学第二定律
3. 热力学第二定律
• 热力学第二定律指出:在绝热变化过程中,如果过程可逆,则 熵值保持不变, s=0 ,称为等熵过程;如果过程不可逆,熵 值必增加, s>0。因此,热力学第二定律也称为熵增原理。
或:
p
C2
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6.1.3 熵,热力学过程,热力学第二定律
2. 热力学过程
系统可在各种条件下经历热力学过程从一种热力学状态变化
到另一种热力学状态,不同的热力学过程可用其对应的压强
和比容关系即 p~υ图表达出来。常见的热力学过程可用下式表
达: 其中 1 是比容
p
n
p n
C
n=0--等压过程
cv
dT T
R
d
dS
dq T
rev
1 T
(dh
1
dp)
cp
dT T
R
dp p
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6.1.3 熵,热力学过程,热力学第二定律
熵增量的表达还可写为(根据上述二式):
dS
Rd ln
p
T 1
Rd ln
1
T 1
cv d ln
p
因此等熵即:
p C T 1
或:
1 C1 T 1
p RT
其中 R 称为气体常数,空气的 R = 287.053 N.m/(kg.K)。
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6.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学一定律
2、内能、焓 气体内能是指分子微观热运动(与温度有关)所包含的动能
与分子之间存在引力而形成的位能之和。对于完全气体而言,分 子之间无引力,单位质量气体的内能 e 仅仅决定于分子间的热运 动,是温度的函数。
dQ dE pdV
这是静止物系的热力学第一定律的公式。上式两端同除以 物系的质量可得静止物系满足的单位质量能量方程 :
dq
de
pd
1
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6.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学一定律
密度的倒数就是单位质量的体积,即比容
1
。
单位质量的焓的微分是:
dh
de
pd
1
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
p
由于 表示单位质量流体所具有的压能,故焓 h 表示单位质
量流体所具有的内能和压能之和。
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6.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学一定律
3. 热力学第一定律
热力学第一定律是一条能量守恒定律。对一个封闭物系来 说,经过一步无限微小的可逆过程,由外界给物系的热量 dQ 必等于物系的内能增量 dU 和该物系对外界膨胀所作的功 pdV 这二者之和(这里V是体积),即:
1. 熵 熵是反映热能可利用部分的指标,有意义的是熵增量。 熵增量的定义是:系统经历可逆过程时的加热量与温度之比。 下标表示可逆:
dS dq T rev
,
或:
s sB s A
B dq A T rev
熵是状态参数,rev
de T
p T
d(1)
空气动力学基础 高速可压流动基础
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高速可压流基础
• 6.1 热力学基础知识 —6.1.1 热力学的物系 —6.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学第一定律 —6.1.3 熵,热力学过程,热力学第二定律
• 6.2 音速和马赫数 —6.2.1 弱扰动与强扰动 —6.2.2 微弱扰动传播过程与传播速度——音速 —6.2.3 音速公式 —6.2.4 马赫数
cp cv R
cp
R 1
cv
1R 1
常规状态下空气的比热比: cp 1.4
cv
• 采用完全气体模型,比热及比热比γ 都是常数。完全气体的模 型只能用到 M 数不太高的超音速流为止。对于 M 数很高的高 超音速流动,则必须计及气体的非完全性
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6.1.3 熵,热力学过程,热力学第二定律
由静止气体热力学第一定律:
dq
de
pd
1
dq dh 1 dp
定容过程的比热(cυ)和等压过程的比热(cp):
cv
de dT
cp
dh dT
p
de cvdT
dh c pdT
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6.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学一定律
• 将比热关系和状态方程代入焓的表达 h e p 可得梅耶公式:
1
dp
从而静止物系单位质量的能量方程可用焓表为:
dq dh 1 dp
一个物系的压强、密度和温度都是状态函数或称点函数 ,内能 和焓都是状态函数或函数。
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6.1.2 完全气体假设与状态方程、内能和焓、热力学一定律
4.比热 比热:单位质量气体每加热升高一度时所吸收的热量
比热的大小与热力学过程有关 。
• 在高速流中,不可逆是因气体摩擦、激波出现以及因温度梯度 而引起。一般在绝大部分流场区域速度梯度和温度梯度都不大, 可近似视为绝热可逆的,称为等熵流动,等熵关系式成立。
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• 6.3 高速一维定常流 —6.3.1 一维定常绝热流的能量方程 —6.3.2 一维定常绝热流参数间的基本关系式
• 6.4 微弱扰动的传播区,马赫锥与马赫波 —6.4.1 微弱扰动的传播区,马赫锥
—6.4.2 马赫波满足的基本关系 • 6.5 膨胀波
—6.5.1 壁面外折δ —6.5.2 超音速流绕外钝角膨胀的计算 • 6·6 激波 —6.6.1 正激波 —6.6.2 斜激波 —6.6.3 圆锥激波 —6.6.4 收敛—扩张喷管在非设计状态下的工作