空氣動(dòng)力學(xué)復(fù)興知識(shí)點(diǎn)(填空)

一、填空題eeeTOC\o"1-5"\h\zxyz1?速度的旋度的定義式為3三vxy=@@色dxdydzUVM2?按參數(shù)是否隨時(shí)間變化，流動(dòng)可分為定常流動(dòng)和非定常流動(dòng),按是否可壓縮，流動(dòng)又可分為可壓縮流動(dòng)和不可壓縮流動(dòng)3?對于繞翼型的定常理想無旋流動(dòng)，高密度為P,來流速度為V,繞翼型的環(huán)量為T（逆時(shí)針為正），那么翼型受的升力為L十丿洱或L十丿豪王阻力為D十丿汽或D=地熄％無旋流動(dòng)的基本數(shù)學(xué)解包「括均勻流，點(diǎn)源，點(diǎn)匯，點(diǎn)渦和偶極子對于空氣流動(dòng)，對應(yīng)的流場參數(shù)主要有密度，壓力和流速速度的散度的定義式為V?y=血+血+加dxdydz對于定常超音速流動(dòng)，遇到物體內(nèi)折，處在下流的小擾動(dòng)引起的馬赫波試圖與上流的小擾動(dòng)波相交或合并時(shí)，由于速度和溫度越來越大，阻止無限靠近，因此會(huì)形成具有很小厚度的高梯度區(qū)域一斜激波&對于橢圓薄機(jī)翼，其升力系數(shù)與誘導(dǎo)阻力系數(shù)與展弦比的關(guān)系為:展弦比越大，則升力系數(shù)越大，誘導(dǎo)阻力系數(shù)越小9.氣體的狀態(tài)方程是ipV=（常）RT或pVm=RTeXeyez10.速度U（u,V,w）的渦量定義式為：3=^XV=』也dxUdyVdz11.壓力P的梯度計(jì)算式為:Vp=dx+如e+如exdyydzz對于定常流動(dòng)，當(dāng)流速遠(yuǎn)小于聲速時(shí)，該流動(dòng)視為不可壓縮流動(dòng)。若流動(dòng)參數(shù)只與空間坐標(biāo)有關(guān)而與時(shí)間無關(guān)，這種流動(dòng)稱為定常流動(dòng)，否則稱為非定常流動(dòng)。來流速度為會(huì),密度為Pg，則來流動(dòng)壓表達(dá)式為^8=當(dāng)本地壓增為卩-卩8,則壓力系數(shù)久的定義式為:久三8pp1P72288在（飛行）物體參照系中，x方向?yàn)?機(jī)身軸線方向，z方向一般為:展向在風(fēng)軸（速度）坐標(biāo)系中，x方向?yàn)?速度矢量方向18?在低速翼型中，其前緣通常做成類似圓弧形狀，對應(yīng)的幾何參數(shù)為前緣曲率半徑，后緣是尖的，一般用角度為衡量，稱其為尾緣角t對于低速翼型，迎角是指來流方向與弦線之間的夾角。機(jī)翼展長為1,參考面積為，則展弦比入用二者表示為久=互Sref后掠角X—般是指1/4弦線偏離Z軸的角度。在我們所學(xué)過的機(jī)翼類型中，按機(jī)翼投影面積的形狀可大致分為矩形機(jī)翼，橢圓翼型，梯形翼型，后掠機(jī)翼和三角機(jī)翼。梯形機(jī)翼的根梢比定義公式為乃=嚴(yán)，它是指翼根處的弦長與翼尖處的弦長之間的比值。焦點(diǎn)是這樣一個(gè)點(diǎn)，升力相對于該點(diǎn)力矩的大小不隨迎角的變化而變化。25?對于低速翼型，其焦點(diǎn)的位置一般在1弦長附近。4流動(dòng)速度矢量為V（u,v），其繞封閉曲線C的環(huán)量廠計(jì)算式為廠=0udx+vdy=V?dtCC可壓縮流動(dòng)的納維-斯克斯方程包括質(zhì)量守恒方程、動(dòng)量守恒方程和能量守恒方程。矢量形式的N-S方程共有工個(gè)方程。歐拉坐標(biāo)系下標(biāo)量形式的Ns方程的包括工個(gè)方程,其中，動(dòng)量守恒方程包含3個(gè)方程。對于不可壓縮流動(dòng)，流體質(zhì)點(diǎn)的密度等于常數(shù)，即Dp/Dr=O,此得到不可壓縮流動(dòng)的質(zhì)量守恒方程（矢量形式）為廠U=0對于可壓縮流動(dòng)，物體所受的力由物體表面壓力（法向）與粘性應(yīng)力（切向）積分獲得，通常采用近場法、中場法和尾跡法來計(jì)算。氣體狀態(tài)方程的表達(dá)式為P=pRT拉普拉斯發(fā)現(xiàn)聲音傳播是等熵過程，由氣體狀態(tài)方程和熵函數(shù)s三cvln^表達(dá)式，求得聲速的表達(dá)式為a=瞪=嚴(yán)T在薄翼小擾動(dòng)假設(shè)下，小擾動(dòng)勢函數(shù)的求解問題可以解耦為彎度問題和厚度問題。薄翼小擾動(dòng)假設(shè)下，求解翼型厚度問題時(shí)，采用的數(shù)學(xué)方法是在水平軸上布置虛擬的點(diǎn)源在薄翼小擾動(dòng)假設(shè)下，翼型的彎度迎角問題采用的數(shù)學(xué)方法是在弦線上布置連續(xù)的點(diǎn)渦來實(shí)現(xiàn)的。37?對于薄翼，其焦點(diǎn)的位置在1弦長處。438?在薄翼假設(shè)下，無論中弧線形狀和迎角如何，升力系數(shù)斜率是常值，為q=2m普朗特邊界層模型是貼近物面的很薄一層區(qū)域，按從翼型前緣至尾緣的順序，其結(jié)構(gòu)區(qū)域依次為戻流區(qū),過渡區(qū)和湍流區(qū)普朗特邊界層模型的參數(shù)主要包括位移厚度、動(dòng)量損失厚度、能量損失厚度、邊界層厚度、形狀因子和卷吸因子等。普朗特提出了邊界層模型及其數(shù)學(xué)模型，在邊界層厚度y=5處，當(dāng)?shù)厮俣葹閯萘魉俣刃牡谋?。在邊界層參?shù)中，位移厚度反映了邊界導(dǎo)對勢流區(qū)等效邊界的排擠作用。43?在當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)高到一定程度的地方（某點(diǎn)），流動(dòng)可能由層流轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧?，這個(gè)點(diǎn)稱為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)44.在邊界層模型中，參照聲速的計(jì)算公式，定義了摩擦速度的概念，即用當(dāng)?shù)乇诿婺Σ翍?yīng)力Tw與密度P來計(jì)算，摩擦速度的具體表達(dá)式為U0=45?在湍流區(qū)，速度常采用平均值疊加脈動(dòng)量來描述，稱其為時(shí)均模型。勃拉修斯相似解是用于求解層流邊界層的。流速分布的對數(shù)律是用于求解湍流邊界層的