第一章和绪论

空气动力学,什么是空气动力学？,空气动力学就是研究飞机和空气有相对运动时相互作用力的一门科学。空气动力学研究空气运动的规律空气动力学属于流体力学的范畴,空气动力学应用领域,航空航天：汽车工业：其他领域：,第一章流体力学基础,1流体的属性2作用在流体上的力3流场的基本概念4空气动力学的基本方程5膨胀波与激波6附面层,1流体的属性,什么是流体?液体和气体不能保持固定的形状，富有流动性，故统称为流体流体=液体+气体液体和气体在静止状态下无法承受剪切力，在剪切力的作用下不能保持静止流体气体：空气空气动力学液体：水液体动力学,静止流体不受力，一受外力只要移动固体：分子间距最小，有一定形状和体积液体：分子间距次小，没有一定形状，有一定体积气体：分子间距最大，没有一定形状和体积,液体和气体的区别:,当压强、温度变化不大时，气流速度0.3音速时，气体可不考虑压缩性；,一、连续介质介质能使物体在其中运动并给物体一定作用力的物质。微观上：实际流体内部由大量离散的、不断运动的空气分子组成，内部是不连续的。空气分子间距空气分子本身尺寸宏观上：在流体中任取一个微团,一、连续介质模型连续介质假设：把不连续的流体看成由连续分布的微团组成，内部无任何间隙，是连续一片的介质；微团在微观上:充分大，微团大到可以包含足够多的分子宏观上:充分小，微团音速不可压流中a,1.4空气动力学的基本方程,音速与马赫数马赫数：速度与音速的比值：Mv/a，无因次量对于不可压流M0几个常见的M来流马赫数无穷远方来流速度v与该处音速a的比值，一般用M表示飞行马赫数飞机飞行速度（真空速）v与飞行高度上的音速a的比值局部马赫数（当地马赫数）任一点的速度与该点的音速的比值就是该的M，流场中各点的马赫数是不同的临界马赫数,1.4空气动力学的基本方程,临界马赫数（McrcriticalMachNumber）临界马赫数的定义流场中v最大点是压强、温度和音速的最小点，也是M最大点，发生在飞行器表面上随着相对速度的增大，流场中的最大马赫数Mmax也在增大，来流M在增加下临界马赫数：当流场中Mmax刚好增大到1时对应的来流M，用Mcr表示。上临界马赫数：当流场中的最小M刚好1时的来流马赫数，用Mucr表示从绝对运动来说飞机在空中飞行，当飞机表面上Pmin的Mmax=1时的飞机速度就是临界飞行速度，相应的M是临界M,1.4空气动力学的基本方程,临界马赫数（McrcriticalMachNumber）飞行速度的划分0M0.30.4低速流（不可压流）、低速飞行0.30.4MMcr亚音速流、亚音速飞行，各点M1McrM1.2Mucr跨音速流、跨音速飞行1.2MucrM5超音速流、超音速飞行M5高超音速流、高超音速飞行,1.4空气动力学的基本方程,定常理想绝热流的伯努利方程可压缩定常理想绝热沿流线的伯努利方程即可压缩等熵流的伯努利方程,1.4空气动力学的基本方程,定常理想绝热流的伯努利方程均熵流：如果流场由无穷远处的匀直流产生而且没有发生各不等熵变化（例如激波），那么各条流线上的熵相等，从而全流场的熵相等可压缩定常均熵流的伯努利方程：,1.4空气动力学的基本方程,定常理想绝热流的伯努利方程由状态方程P/RT，可得,1.4空气动力学的基本方程,定常理想绝热流的伯努利方程由a2RT和a2RT，可得,1.4空气动力学的基本方程,定常理想绝热流的伯努利方程适用条件：可压定常均熵流：全场成立可压定常等熵流而非均熵流（沿流线熵不变而各流线熵不等）：沿流线成立速度与其他流场参数的关系对于等熵流沿流线，均熵流沿全场中速度增大，、T、P、a减小，M增大速度为0时，、T、P、a最大，M0，该点称为驻点速度增大时，流体微团在流动中内能减少，动能增加，内能转换为动能（v2代表了微团的动能，T代表了内能）,1.4空气动力学的基本方程,气流总参数静压、静温、静密度：流场中任一点的P、T、总压Pt、总温Tt、总密度t:在流场中任一点假想地把气流由该点等熵（理想绝热）地制止到v0，此时达到的压强、温度和密度与驻点的压力、温度和密度相同,1.4空气动力学的基本方程,气流总参数总参数与静参数的关系表达式：,1.4空气动力学的基本方程,气流总参数总参数与静参数的关系表达式表明流场中任一点的总参数与该点静参数之比仅取决于该点的M在流场中任一点都有总压、总温和总密度，而不管该点速度是否为0在定常均熵流中，全流场为常数在定常等熵流中，沿流线是常数,1.4空气动力学的基本方程,定常理想绝热流中流速与流管截面积的关系,注意！在亚音速流动中，截面积减小，速度增大，压强减小；在超音速流动中，截面积减小，速度减小，压强增大；,1.4空气动力学的基本方程,定常理想绝热流中流速与流管截面积的关系超音速风洞构造及原理,当上下游压强足够大时，气流在喉部加速到M=1,1.5膨胀波与激波,微弱扰动的传播与马赫波来流速度对微弱扰动波传播的影响图a,静止空气，扰动源静止，扰动波是一系列同心球面波，传播速度为音速,图b，相对速度v1，扰动传播速度小于振动源运动速度，这样，扰动不能传到振动源之前，扰动波被限制在以振动源为顶点的锥面内，锥外气流未受扰动。,1.5膨胀波与激波,微弱扰动的传播与马赫波马赫波、马赫角马赫锥的半顶角称为马赫角（Machangle），用表示大小取决于飞行M或来流M，只有超音速流M1时才有马赫锥M越大，越小马赫角是相对于来流方向度量的,1.5膨胀波与激波,1.5膨胀波与激波,微弱扰动的传播与马赫波马赫波、马赫角马赫锥是受扰气流与未受扰气流的分界面，气流经过马赫锥面后参数才会发生微小变化（因为是微弱扰动）。马赫锥也称马赫波、微弱扰动界波。马赫波可以是压缩波也可以是膨胀波,1.5膨胀波与激波,膨胀波超声速直匀流沿外凸壁流动，在壁面转折处o点，产生一道马赫波马赫角arcsin(1/Ma)气流通过马赫波之后气流方向平行于偏转壁面速度增大压强、密度、温度减小音速也减小,图气流经膨胀波后的折转d无限小情况,1.5膨胀波与激波,膨胀波超音速气流流经外凸曲面可视为流过由无数多个微小外凸角组成的外折面(上图)在曲面上的每一个点都会产生一道膨胀波,1.5膨胀波与激波,膨胀波特点：超声速气流绕外凸壁流动时，气流参数的总的变化只决定于波前气流参数和气流总的转折角度，而与气流的折转方式无关气流经过膨胀波后，流管面积增大，速度增大，压强降低，密度降低，温度降低，音速降低，马赫数增大，熵不变有无数条最大偏转角与来流马赫数有关(13027).,1.5膨胀波与激波,图超音速气流流经外凸时产生膨胀波系,膨胀波,1.5膨胀波与激波,图超音速气流流经大外凸角时产生膨胀波束,膨胀波,1.5膨胀波与激波,激波激波的特点及分类按形状，激波可分为：1.正激波：气流方向与波面垂直；斜激波：气流方向与波面不垂直；曲线激波：波形为曲线形。,1.5膨胀波与激波,激波激波的特点及分类激波是超声速气体受到强烈压缩后产生的强压缩波气流经过激波后，流速减小，相应的压强、温度和密度均升高激波厚度很薄，且参数变化的每一状态不可能是热力学平衡状态，这种过程是一个不可逆的耗散过程和绝热过程，因而必然会引起熵的增加,1.5膨胀波与激波,正激波形成:活塞速度从零增加到一个有限的速度V，将这一压缩气体的过程分成n个过程，每一过程都是在前一过程基础上增加一个速度v活塞每增加一次速度扰动，在管内将产生一道微弱压缩波，该压缩波是以当地音速向前传播后面的扰动波的速度比前面波的速度要快，后面的波最终将追赶上前面的波而形成一道强的压缩波即激波,1.5膨胀波与激波,正激波激波是强压缩波，经过激波气流参数变化是突跃的气体经过激波受到突然地、强烈地压缩，必然在气体内部造成强烈的摩擦和热传导，因此气流经过激波是绝能不等熵流动激波厚度很簿，激波的强弱与气流受压缩的程度（或扰动的强弱）有直接关系流体经过正激波时，气流方向不变，总温不变，熵增大，总压和总密度减小。,1.5膨胀波与激波,斜激波和膨胀波相反，当超声速气流被压缩时，即当超声速气流沿内凹壁流动，或自低压区流向高压区时，就会在折转点产生强压缩波即激波(壁面内折，流向高压区为两种扰动源)斜激波波面与波前来流方向的夹角定义为激波斜角，用表示。,1.5膨胀波与激波,斜激波对于正激波，波后的气流永远是亚声速的。斜激波后的速度可以是超声速的，也可以是亚声速的对于给定的来流M1，壁面折角越大，波强越大，波后的M2越小对于给定的来流M1，有一个最大折角，当壁面的折角大于最大折角时，产生曲面激波,1.5膨胀波与激波,曲面激波在靠近壁面处，近似垂直于来流，类似正激波，波后是亚音速的，在离壁面较远处接近斜激波，波后气流是超音速的波后的压音速流要加速（流管面积减小），音速线是气流刚好加速到音速、M1的地方,1.5膨胀波与激波,图超音速气流经凹曲面形成的曲线激波,曲面激波,1.5膨胀波与激波,产生激波和膨胀波的例子脱体激波产生过程产生条件特点,1.5膨胀波与激波,膨胀波超音速气流流向低压区时，也会形成膨胀波束,图超音速气流由管道流向低压区时产生膨胀波束,1.5膨胀波与激波,产生激波和膨胀波的例子,图超音速气流经管口流向高压区,1.5膨胀波与激波,产生激波和膨胀波的例子当飞机作超音速或高超音速飞行时，将会在其头部和尾部形成两个锥形激波，即头部激波和尾部激波。这两个激波触及到地面，并反射回到大气中。头部激波前方的整个空间处于静寂状态，因此人们在地面上可先看到超音速飞机但听不到声音。当听到声爆时，超音速飞机其实早已飞到前面去了。,1.5膨胀波与激波,左图飞机机翼（倒视）遇到激波（黄红色）的情景。速度加大时激波严重中图激波示意图：马赫0.9速度时机翼的前缘进入超音速，上下激波后移右图激波示意图：当飞机达到马赫1速度并超过时，机翼前缘出现新激波。,1.5膨胀波与激波,产生激波和膨胀波的例子,1.6附面层（boundarylayer）,雷诺数惯性力与粘性力的比值。反映了粘性的影响程度雷诺数大：粘性力的影响小；雷诺数小：粘性力的影响大；对于航空问题，Re一般大于106，属于高雷诺数流动,1.6附面层（boundarylayer）,附面层,1.6附面层（boundarylayer）,附面层,气流速度从物面处速度为零逐渐增加到99%主流速度的很薄的空气流动层。,1.6附面层（boundarylayer）,附面层附面层的边界：沿物体表面法线方向，流动速度增大到理想流体速度（自由流速度）的99%的地方定为附面层的边界附面层的厚度：由物体表面到附面层边界的法向距离称为附面层的厚度，一般用表示,1.6附面层（boundarylayer）,附面层,1.6附面层（boundarylayer）,附面层注意：附面层的边界并非流线，边界上的速度不沿边界的切线方向，有流体通过边界流入附面层在边界上流体速度增大到理想流体速度的99%，不一定是V的99%在附面层内伯努利方程不使用,1.6附面层（boundarylayer）,附面层的特点附面层的厚度随流向距离的增长而增加，随雷诺数的增加而减小,l,1.6附面层（boundarylayer）,附面层的特点在附面层内沿物体表面法向压强不变，物体表面上各点的压强就等于沿法线在附面层边界上对应点的压强。注意沿流线方向压强仍然变化,1.6附面层（boundarylayer）,附面层的类型层流附面层附面层内部成层流动各层之间没有流体微团窜动，各层互不混淆附面层比较薄絮流附面层附面层内各层流体之间有流体窜动，各层发生混淆由于流体微团上下窜动，使上层速度减小，下层速度增大