理論空氣動(dòng)力學(xué)的重要觀念為:分析流場(chǎng),可將其分成兩個(gè)區(qū)域。一為靠近物體表面,包含重要摩擦的界面層;另一個(gè)為界面層外較遠(yuǎn)的無(wú)摩擦流,有時(shí)稱之為勢(shì)流(potential flow)的區(qū)域,亦即粘滯剪力甚小可以忽略的一層。這個(gè)概念首先由德...[繼續(xù)閱讀]

    開始討論產(chǎn)生升力前,有必要研究一個(gè)簡(jiǎn)單而重要的氣流,一個(gè)穩(wěn)定非壓縮同心圓的二元流體,此氣流名之為環(huán)流或漩渦(vortex),當(dāng)其與均一流組合時(shí),將會(huì)產(chǎn)生升力。利用疊加原理(principle of superposition),簡(jiǎn)單流型可組合成更為復(fù)雜氣流,即...[繼續(xù)閱讀]

    有關(guān)本章討論的黏滯流、環(huán)流摘要,歸納如下所示。黏滯效應(yīng)在流體中沿固體表面產(chǎn)生了界面層;在此界面層內(nèi),流體緩慢移動(dòng),流速在表面趨于0。在墻剪應(yīng)力為亂流界面層的剪應(yīng)力要大于層流界面層的剪應(yīng)力。在平板上的層流、非壓縮...[繼續(xù)閱讀]

    考慮飛機(jī)的機(jī)翼,垂直平面與機(jī)翼交切,所形成的截面形,即為翼剖面。此翼剖面,如圖7.1-1,將用以顯示一些專門名詞;圖7.1-2則顯示空氣動(dòng)力合力R。圖7.1-1　NACA 4415翼剖面(a) (b) 圖7.1-2　顯示翼剖面力諸分量略圖(a) 升力、阻力、彎矩、沖...[繼續(xù)閱讀]

    再次本能地看,飛行的飛機(jī),L,D和M 的大小,不僅是沖角α,也與速度和高度有關(guān)。事實(shí)上,L,D,M的變化,至少與下列各項(xiàng)有關(guān):a. 自由流速度V∞。b. 自由流密度ρ∞,即高度。c. 空氣動(dòng)力面大小,就飛機(jī)而言,用翼面積S以表大小。d. 沖角α。e. 翼...[繼續(xù)閱讀]

    理論空氣動(dòng)力學(xué)的目的,在于從物理科學(xué)的基本方程和概念上,來(lái)預(yù)測(cè)c1,cd和cm各值。但簡(jiǎn)化的假定,以使數(shù)學(xué)上的求解變得為可能,通常是必須的。故由此所得結(jié)果,通常并非確切的。高速數(shù)值計(jì)算機(jī)的使用,來(lái)求解管治方程式,如今已使空...[繼續(xù)閱讀]

    前節(jié)言及附錄B的翼剖面資料,是在低速亞音速風(fēng)洞內(nèi),模型機(jī)翼墻對(duì)墻地橫夸風(fēng)洞試驗(yàn)截面測(cè)試而成;這樣,氣流主要是通過(guò)機(jī)翼本體而不見翼尖,即機(jī)翼原則上可延伸翼展至正負(fù)無(wú)限大,如圖7.4-1(a)。在此,機(jī)翼在Z方向?yàn)椤馈?氣流實(shí)際上為...[繼續(xù)閱讀]

    繼續(xù)空氣動(dòng)力定義前進(jìn),考慮翼剖面頂面的壓力分布。代之以繪出實(shí)際的單位面積壓力,定義新的無(wú)因次量,稱之為壓力系數(shù)Cp。以Cp在翼弦方向的壓力分布草圖如圖7.5-1。此圖宜密切觀察,因在空氣動(dòng)力文獻(xiàn)上通常為無(wú)因次的壓力系數(shù)。...[繼續(xù)閱讀]

    如已知翼剖面頂面和底面的壓力系數(shù)分布,則可直接計(jì)算c1系數(shù)?？紤]無(wú)限翼片斷,如圖7.6-1所示。假定此片斷有單位翼展和翼弦c,機(jī)翼的沖角為α。圖7.6-1　如何由壓力分布積分以得N力,因而導(dǎo)致單位翼展升力草圖讓x為沿翼弦c量度的方...[繼續(xù)閱讀]

    在式(7-32)內(nèi)的壓力系數(shù),可代之以式(7-20)的壓縮性校正如下:在此,所附指數(shù)0再次表示低速非壓縮流值,但參看式(7-32),可見在此,c1.0為升力系數(shù)的低速值,故式(7-33)變?yōu)槭?7-34)為具壓縮性校正的升力系數(shù);此式同樣受到如Prandtl-Glauert規(guī)律的...[繼續(xù)閱讀]