空气动力学课后答案北航.docx
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空气动力学课后答案北航
钱
第一章
1.1解:
气瓶中氧气的重量为
1.2解:
建立坐标系
根据两圆盘之间的液体速度分布量呈线性分布
则离圆盘中心r,距底面为h处的速度为
当n=0时u=0推出
当n=h时u=wr推出
则摩擦应力为
上圆盘半径为r处的微元对中心的转矩为
则
1.4解:
在高为10000米处
T=288.15-0.006510000=288.15-65=223.15
压强为5.2588
密度为
1-7解:
空气的质量为
第二章
2-2解流线的微分方程为
将vx和vy的表达式代入得
将上式积分得y2-x2=c,将(1,7)点代入得c=7
因此过点(1,7)的流线方程为y2-x2=48
2-3解:
将y2+2xy=常数两边微分
2ydy+2xdx+2ydx=0
整理得ydx+(x+y)dy=0
(1)
将曲线的微分方程代入上式得
yVx+(x+y)Vy=0
由得
Vx2+Vy2=x2+2xy+y2(
(2)
由
(1)
(2)得
2-5解:
直角坐标系与柱坐标系的转换关系如图所示
速度之间的转换关系为
由
2-6解:
(1)
此流动满足质量守恒定律
(2)
此流动不满足质量守恒定律
(3)Vx=2rsinVy=-2rsin2
此流动不满足质量守恒方程
(4)对方程x2+y2=常数取微分,得
由流线方程
(1)由
由
(1)
(2)得方程
此流动满足质量守恒方程
2—7解:
该流场无旋
2—8解:
(1)
(2)
(3)
2—9解:
曲线x2y=-4,
切向单位向量
把x=2,y=-1代入得
2—14解:
v=180=50
根据伯努利方程
驻点处v=0,表示为
相对流速为60处得表
示为
第三章
3—1解:
根据叠加原理,流动的流函数为
速度分量是
驻点A的位置由VAX=0VAy=0求得
过驻点的流线方程为
在半无限体上,垂直方向的速度为
线面求极值
当
用迭代法求解得
由
可计算出当
合速度
3—3解:
设点源强度为Q,根据叠加原理,流动的函数为
两个速度分量为
对于驻点,,解得
3—4解:
设点源的强度为Q,点涡的强度为T,根据叠加原理得合成流动的位函数为
速度与极半径的夹角为
3—5根据叠加原理得合成流动的流函数为
两个速度分量为
由驻点
零流线方程为
对上式进行改变,得
当时,数值求解得
3—9解:
根据叠加原理,得合成流动的流函数为
速度分量为
由得驻点位置为
过驻点的流线方程为
上面的流线方程可改写为
容易看出y=0满足上面方程
当时,包含驻点的流线方程可写为
当时,包含驻点的流线方程为
3—10解:
偶极子位于原点,正指向和负x轴夹角为,其流函数为
当时
3—11解:
圆柱表面上的速度为
压强分布函数为
第四章
4—1解:
查表得标准大气的粘性系数为
平板上下两面所受的总得摩擦阻力为
4—2解:
沿边阶层的外边界,伯努利方程成立
4—4解:
(a)将带入(4—90)中的第二式得
由牛顿粘性定律下面求动量积分关系式,因为是平板附面层
积分关系式可表示为
将上述关系式代入积分关系式,得边界条件为x=0时,
积分上式,得平板边界层的厚度沿板长的变化规律
(b)
(c)由(a)知
(d)
(e)单面平板的摩擦阻力为
4—6解:
全部为层流时的附面层流厚度由式(4—92)得
全部为湍流时的附面层流厚度由式(4—10)得
第五章
5-1一架低速飞机的平直机翼采用NACA2415翼型,问此翼型的,和各是多少?
解:
此翼型的最大弯度=2%
最大弯度位置=40%
最大厚度=15%
5-2有一个小α下的平板翼型,作为近似,将其上的涡集中在弦点上,见图。
试证明若取弦点处满足边界条件,则=2π
解:
点涡在处,在处满足边界条件,即
代入边界条件表达式中,
升力
5-3小迎角下平板翼型的绕流问题,试证明可以有以下两种形式的解:
1)
2)
而解1)满足边界条件,解2)不满足边界条件。
解:
迎角弯度问题的涡强方程为
(*)
置换变量后,上面方程化为
对1)
带入方程(*)
左
右故方程满足
对于2),
代入方程(*)
左
右故方程满足
后缘条件:
①
当后缘处
故不满足后缘处的条件
②
后缘处,
当时取极限
故=0
满足后缘条件
5-4NACA2412翼型中弧线方程是
见图。
试根据薄翼型理论求,,和并与表5-1中实验数据相比较。
[,,,]
解:
由变量置换取
知时
又
(注意:
是焦点,是最大弯度位置)
实验值为
5-5一个翼型前段是一平板,后段为下偏的平板襟翼,见图。
试求当时的值。
解:
5-7一个弯板翼型,,,k为常数。
。
试求:
时的和。
解:
当时,
5-10低速气流以小流过一个薄对称翼型,
,试用迎角问题和厚度问题,求
1表面与的函数关系表达式。
2的值
解:
应用薄翼理论,将该问题分解为迎角问题和厚度问题。
迎角问题:
攻角流过平板
,
故
厚度问题:
攻角0度,流过对称翼型
当时,
第六章
6-1有一平直梯形翼,,,
求该机翼的值。
解:
6-2试从几何关系证明三角翼的
证明:
而
6—5解:
根据开力线理论
已知
则
当
6—6解
(1)有叠加原理可知,a处的下洗速度为
a处的下洗角为
因此代入下洗角中得
(2)对于椭圆翼
当时
6-8(旧书)使用三角级数法计算无扭转矩形翼的环量分布,沿展向取,,三个位置(n=3),试求出的表达式。
解:
根据升力线理论的三角级数解法,可知
①
系数可用下式确定
②
对该题,
将,,代入②得(②取三项)
即
解得
6-8一个有弯度的翼型,,,
若将此翼型放到一个无扭转的椭圆翼上,试求此机翼在时的。
解:
由于是无扭转机翼
6-9一架重量的飞机,在以巡航平飞(),机翼面积,,23012翼型,无扭转椭圆形平面形状。
求:
,,
解:
因是无扭转椭圆翼
6-10有一架重量的单翼飞机,机翼为椭圆形平面形状,,现以的速度在海平面直线飞行,是计算其涡阻及根部剖面处的值。
解:
平飞
=
故,
代入,得1507
Y=2
=55.99
6-11矩形机翼,,,翼载荷。
试计算飞机在海平面以平飞时的诱导阻力以及诱导与总升力之比。
解:
矩形机翼
故
6-12一个A=9,无扭转值机翼在某雷诺数下实验所得的曲线见图。
,,,若其他参数不变,只是A减小为5,求此时和,并画出A=5时机翼的曲线。
解:
无扭转直机翼
A=9时,,
当A=5时,不变
假定为0,则
故
第七章
7—1解状态方程
(1)由状态1等压膨胀到2的过程中,根据质量守恒方程
所以
等压变化
由等容变化,根据质量方程
等容变化
(2)介质只在过程中膨胀做功
(3)
(4)
(5)
7—3解根据质量守恒小截面与截面的流量相等即
7—4解:
气流从Ma=1加速到Ma1=1.5需要的外折角度为
总的外折角度
查表得Ma2=2.02
7—5解:
经过正激波时绝热,总温度不变
根据总静温之比
波后的速度系数为
根据波前波后的速度关系
根据马赫数与速度系数的关系,得得波德马赫数
总压损失系数为
第八章
8-4二维翼型在气流中这样放置,使它的最低压强点出现在下表面。
当远前方来流马赫数为0.3时,这点的压强系数为-0.782。
试用普朗特—葛劳渥法则,求出翼型的临界马赫数。
解:
时,,应用普—葛法则,即,
⑴
或用
则
又应用等熵关系
临界马赫数时
⑵
联立⑴⑵得,
8-6某翼型在增大到0.8时,翼型上最大速度点的速度已达音速。
问此翼型在低速时最大速度点的压强系数是多少?
假设普朗特—葛涝渥法则可用。
解:
求
8-9一展弦比为10的矩形机翼,以马赫数作等速水平飞行,试求该机翼的升力线斜率的,并将此结果与相同机翼在不可压缩流中的进行比较
解:
相同翼型在不可压流中的为:
时,根据普朗特-葛劳渥法则,对应不可压机翼后掠角还是0,仍为矩形翼,展弦比变小为,其不可压为
而
第九章
9-3二维平板在2千米高度,以飞行,迎角为。
试分别用激-膨理论和线化理论,计算上下表面间的压强差。
解:
如图,用激-膨理论
,下,查图7-20,
上表面膨胀波,查表5,,对应,
故从M=1外折后,
所以,
故
线化理论
9-6有一机翼,平面形状如图所示。
试求超音速前缘和亚音速后缘的马赫数范围
解:
故时超音速前缘
即
要亚音速后缘,即
故
所以,当时满足要求。
9-7有一三角形机翼,前缘后掠角为,现以速度飞行。
试考虑飞行高度分别为海平面、5500米和11000米时,该机翼前缘性质作何变化。
解:
海平面时,,
h=5500a=318时
h=11000a=295时
故前缘分别是亚音速、音速、超音速。