空气动力学复习课件

填空题：面源上下流体（切向）速度是连续的，面源上下流体（法向）速度是间断的；面涡上下流体（法向）速度是间断的，但（切向）速度是连续的。对于（曲面）面源，其强度等于上下表面（法向）速度差，对于（平面）面源，其强度等于上下表面（法向）速度的二倍。对于（曲面）面涡，其强度等于曲面上下（切向）速度差，对于（平面）面涡，其强度等于（切向）速度的二倍。4.对于理想不可压缩流体在小扰动条件下绕翼型的无旋流动，扰动势函数满足的线性方程为（拉普拉斯方程），满足该方程的势函数均满足（叠加）原理，边界条件和压强系数均可在小扰动条件下（线化处理），因此边界条件和压强系数也满足（叠加）原理。5.对于理想不可压缩流体在小扰动条件下，薄翼型的气动问题可分解为（迎角）问题，（厚度）问题和（弯度）问题；其中升力只跟（迎角）和（弯度）有关，（迎角）与翼型形状无关，零升迎角与（弯度）有关，薄翼型的焦点位于（1/4弦点），零升力矩系数与（弯度）有关。在亚音速情况下因流体加速而引起的流管收缩（大于）不可压流情况下因流体加速而引起的流管收缩。因此亚声速时扰动比不可压（传播的远）。定常理想流可压缩速度势方程（全速度势方程）在以下三个条件下可以线性化，即1.(小扰动)，2.(非跨声速)，3.(非高超声速)。当M∞<1时该方程为(椭圆)型的，当M∞>1时该方程为(双曲)型的。简述：翼型的普朗特－格劳渥法则；机翼的普朗特－格劳渥法则；有限翼展机翼的升力线斜率(小于)无限翼展机翼，而且Cyα随着（展弦比）的减小而减小。有限翼展机翼有诱导阻力，诱导阻力系数Cxi与（升力系数的平方）成正比，与（展弦比）成反比在相同的展弦比情况下，各种平面形状的机翼中（椭圆）机翼的升力最大，阻力最小，这种平面形状的机翼其环量沿展向的分布是按照（椭圆）规律分布的。如图分别是展弦比λ等于4、5和6的有限翼展机翼升力线曲线和诱导阻力曲线，试标出曲线对应的展弦比。（Cy自左至右为6、5、4，展弦比1、2、3对应6、5、4）12.椭圆形机翼的下洗速度沿机翼展向（不变）、剖面升力系数沿机翼展向（不变），因此这种机翼在较大迎角下翼根与翼尖同时出现失速；矩形机翼的下洗速度沿展向（增大），剖面升力系数沿展向（减小），因此这种机翼首先在（翼根）出现失速；梯形机翼的下洗速度沿展向（减小），剖面升力系数沿展向（增大），因此这种机翼首先在（翼尖）出现失速；13.如图是无限翼展机翼和展弦比为

6的椭圆形、梯形和矩形机翼升力系数曲线（机翼均无扭转），试标出各自曲线所对应的名称，并说明理由。（自上而下依次是：无限翼展、

椭圆、梯形、矩形）Cyα14.名词解释：升力线模型15.名词解释：翼根翼尖效应16.对于二维平板翼型，如在其1/4弦点放一强度为Γ的旋涡来代替翼型，设在3/4弦点处满足物面不穿透的边界条件，求该旋涡的强度Γ

，又若设在1/2弦点满足物面不穿透的边界条件，则该旋涡的强度Γ等于多少？提示：(arctgx)’=1/(1+x2)解：以前缘为原点，沿板长为x轴，垂直向上为y轴。则速度势为前方来流与点涡的叠加：板面上y向速度：xy令上式中当x=3b/4时，速度为零解得：同理，如果设在x=b/2处满足不穿透条件即vy=0,x=b/2=0，可解得：求出环量后可由儒可夫斯基环量升力定理L=ρV∞Γ确定升力及升力系数，升力线斜率等。对第一种情况有：对第二种情况有：显然假设x=b/2满足边条不符合实际情况。注：板面速度分布也可用毕奥－沙伐公式直接写出（-号表顺时针，2b/4是控制点距布涡点的距离）：带入薄翼边条：得：从而得：xy在定常理想流中，根据线化理论结果，亚音速翼型的升力由（）和（）产生，而超音速翼型的升力仅由（）产生，亚音速翼型不存在（波阻）而超音速翼型存在（波阻）。超音速翼型的波阻系数与（攻角），（厚度）和（弯度）有关，超音速翼型的零升波阻与（厚度）和（弯度）有关超音速翼型的力矩系数与（攻角）和（弯度）有关，超音速翼型的零升力矩系数与（弯度）有关。翼型低速绕流时焦点距前缘约为（1/4）弦长处，而翼型超音速绕流时焦点位置则距前缘（1/2）弦长处。从低速到超音速翼型焦点将（后移），这对飞机的（超重性和稳定性）都有很大影响21.低速平板翼型绕流时平板前缘的载荷（无穷大），这是因为（前缘有很大的绕流），平板后缘的载荷（为0），这是因为（）。22.超音速平板翼型绕流时平板上的载荷分布为（常数），其大小与（攻角）有关，这是因为（超音速来流上下不影响），因此超音速翼型的焦点位于（1/2）弦线点。23.亚音速翼型的升力线斜率随（Ma）增加而（增加），超音速翼型的升力线斜率随（Ma）增加而（减小）。24.在跨音速范围内，随马赫数逐步增加从高亚音速过渡到低超音速，翼型的升力线斜率先是（增大），随后（减小），然后再（增大）此后又（减小）。25.试证明，定常理想可压缩超音速流（或超音速前缘）中无限翼展后掠翼升力系数满足以下关系，并由此讨论其升力线斜率随马赫数和后掠角的变化趋势。证明：根据后掠翼与正置翼关系，后掠翼升力系数取决于正置翼升力系数：根据超音速翼型的线化理论，有根据法向来流关系和斜置翼与正置翼之间的几何关系：带入上述二式可得：由上式可知，超音速机翼当马赫数增加时，机翼升力线斜率减小；当后掠角增大时升力线斜率增加。26.试证明，定常理想可压缩亚音速流（或亚音速前缘）中薄翼型形成的无限翼展后掠翼升力系数满足以下关系，并由此讨论其升力线斜率随马赫数和后掠角的变化趋势。