发布时间 : 星期一 文章空气动力学复习题更新完毕开始阅读f6ed48fc700abb68a982fbf5
3.写出一维绝热流动的能量方程,并与伯努利方程进行比较。
一维绝热流动的能量方程:
12P?3.5?常数V2?12P?T?CV??常数2V12?1000RT?常数2V
上式中:V——动能; CVT——内能;
P2?——压力能
表明在绝热过程中,三种能量可以相互转换,但总和保持不变。 与低速能量方程(伯努利方程)区别:
高速时:温度、密度变化,三种能量参与转换,
低速时:温度、密度不变,二种能量参与转变(内能不参与
转换)。
总之,高速的伯努利定理V↑—P、ρ、T都↓
V↓—P、ρ、T都↑
方程应用条件——适用于绝热、理想和粘性气流。
4.分析亚音速流和超音速流中,流管截面积与流速的关系。要获得超音速气流为什么一定要采用拉瓦尔管?
将连续方程 ρVA=常数 微分得:
dAdV2?(M?1) AV(1)表达了可压缩气流流管截面积相对变化量与流速
相对变化量之间的关系;
(2)由式中看出:如图3-1所示:
亚音速时,M<1,dA与dV异号V↑→A(截面积)↓ V↓→A↑ 超音速时,M>1,dA与dV同号V↑→A↑ V↓→A↓
故亚音速气流——经过收敛形管道加速; 超音速气流——经过扩散形管道加速。
拉瓦尔管 如图3-2所示。
图3-2 拉瓦尔喷管
先收敛后扩散的管道,使气流加速到超音速。
5.明超音速气流流过一外凸角和外凸曲面时,膨胀波区的形成过程及膨胀波区前后气流参数的变化情形。
超音速气流通过扩张管道加速,气流外折一个角度,转折点为扰动源。以波的形式向四周传播,扰动波不能逆气流方向向前传播,只限于以扰动波为边界的锥形内,通过波面后,流速增加,压力降低,该波面为膨胀波。如图3-3所示。
图3-3 扇形膨胀波
通过膨胀波后参数变化V↑,M↑,T↓,P↓, ρ↓
6.飞机头部激波是怎样产生的?正激波和斜激波有什么区别?
飞机头部激波产生原因:
超音速气流受阻挡→形成强扰动波→强扰动传播速度(u)大于音速(a)而向前传播→传播时,压力减小,扰动强度减弱,扰动传播速度减小→扰动传播速度(u)等于相对气流速度(V)时——不能前传,形成界面→激波。 正激波——波面与气流方向垂直。
通过正激波P、ρ、T突↑,V突↓(由超变亚),气流方向不变。 斜激波——波面与主流方向不垂直。
通过斜激波P、ρ、T都↑,V↓(可能超可能亚),气流方向向外或向内
折一角度。
7.什么是激波角?激波角是怎样变化的?图3-6 激波前后静参数大小的比较。
图中斜激波与气流主流方向夹角为激波角。
参数变化
通过激波V↓,P↑,ρ↑,T↑
8.如图3-6所示,比较飞机在超音速飞行中,1、2、3、4点的流速、压力、密度、温度的大小,并说明原因。
略
原因:
空气压缩气流动能转化为内能和压力势能,使温度升高,压强增大,空气密度增大、流速减小,
图3-6 激波前后静参数大小的比较
第四章 飞机的高速空气动力特性
1.空气压缩性对翼型表面压力分布有何影响?为什么? 试画出双凸形翼型当下表面产生正压力时,压缩气流和非压缩气流的压力分布示意图。
空气压缩性对翼型表面压力分布的影响如图4-1所示,翼型表面压力系数分布特点——“吸处更吸,压处更压”。
原因:空气流过翼型表面,吸力
区流速增加,密度减小,压力有额外降低,吸力有额外升高。
图4-1 压缩气流与非压缩气流中的翼
型压力分布
2.说明翼型的亚音速空气动力特性,并解释原因。
(1)M↑→Cy↑
Cy?Cy不可压1?M2且Cy??C?y1?M2
又∵ M<1 ∴ 1-M2<1
M↑→Cy↑,Cαy↑
(2)M数↑→αcr↓,Cymax↓如图4-2所示
M↑→上表面额外吸力↑→最低压力点
压力更小,逆压梯度↑→附面层空气更易倒流→在较小迎角下分离→使αcr↓,Cymax↓。
(3)M↑→Cx不变
M↑①前缘压力额外增加→X压↑
②M↑(V↑或a↓),a↓→T↓→粘性系数↓→X摩↓
X压和X摩抵消
(4)M↑→压力中心前移
M↑→上表面前段压力系数增加倍数比上表面后段多。
图4-2 M数增大后,翼型的压力分布 3.什么叫临界M数?说明其物理意义。
临界M数(Mcr)
机翼的临界速度(Vcr)与飞机所在高度音速(a)的比值。