求解高雷諾數(shù)繞流問題時低速翼型的繞流圖，可把流動分為邊界層內(nèi)低速翼型的繞流圖的粘性流動和邊界層外的理想流動兩部分，分別迭代求解邊界層有層流湍流混合流 ，低速不可壓縮高速可壓縮以及二維三維之分由于粘性與熱傳導(dǎo)緊密相關(guān)，高速流動中除速度邊界層外，還有溫度邊界層邊界層轉(zhuǎn)捩 邊界層中的流態(tài)由層流過渡為；機(jī)翼同一般物體相似，也有摩擦阻力和壓差阻力對于機(jī)翼而言，這二者合稱“翼型阻力”機(jī)翼上除翼型阻力外當(dāng)氣流繞流過翼尖時，在翼尖那兒不斷形成旋渦旋渦就是旋轉(zhuǎn)的空氣團(tuán)隨著飛機(jī)向前方飛行，旋渦就從對圖中兩種不同的飛行情況壓強分布加以比較，可以看出在亞音速飛行情況下，最大稀薄度靠前，壓強分布；書名空氣動力學(xué)上冊ISBN5作者吳子牛等定價498元出版日期200741出版社清華大學(xué)出版社 本書涉及空氣動力學(xué)的經(jīng)典內(nèi)容和一些非經(jīng)典內(nèi)容經(jīng)典內(nèi)容包括升力產(chǎn)生的無粘與粘性機(jī)制，低速翼型與機(jī)翼空氣動力學(xué)，一般亞跨超音速空氣動力學(xué)和粘性流動的一些內(nèi)容非經(jīng)典內(nèi)容包括非。

書中詳盡介紹了26個FLUENT案例，涵蓋了廣泛的工程應(yīng)用，如氣流組織管流換熱可壓縮流動水波翼型繞流多相流模型固體燃料電池SNCR燃燒與化學(xué)反應(yīng)催化反應(yīng)等非牛頓流體和風(fēng)機(jī)模擬，以及圓柱繞流的分析這些案例詳細(xì)展示了FLUENT在實際工程中的強大功能對于后處理分析，書中特別關(guān)注；安裝在翼尖的垂直方向翼片，主要用于削弱翼尖下表面氣流繞流至上表面的效應(yīng)，減少升力損失，改善機(jī)翼性能 上圖所示2位置低速副翼上圖所示3位置高速副翼通常安裝在機(jī)翼后緣外側(cè)的活動翼面，用以控制航空器的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)某些高速飛機(jī)為減小副翼偏轉(zhuǎn)所引起的機(jī)翼扭轉(zhuǎn)變形，還裝有內(nèi)側(cè)副翼 上圖所示4位。

超臨界翼型通過增加翼前緣厚度保持上翼面平坦，減少氣流速度損失，提高阻力發(fā)散Ma數(shù)，優(yōu)化飛行性能后掠翼雖可提升飛行速度，但易失速，因此采用扭轉(zhuǎn)和變厚度設(shè)計高亞聲速客機(jī)多采用后掠扭轉(zhuǎn)變厚度的超臨界機(jī)翼亞聲速機(jī)翼繞流特性與低速不可壓流動相比，壓縮性作用更強，擾動在豎向上更為顯著；#822618 升阻比及極曲線#822619 增升裝置#8226110 失速 阻力作用在飛機(jī)上的空氣動力的合力在來流速度方向或飛行 速度方向的分量，與飛行速度方向相反 阻力阻礙飛機(jī)的飛行，但沒有阻力飛機(jī)又無法穩(wěn)定飛行 理想流體中翼型的阻力 低速亞音速理想流體繞流時，作用在翼型上的氣動力的；低速不可壓縮和亞音速可壓縮繞翼型的流動比較是1亞音速可壓流流過翼型的繞流圖畫與低速不可壓流動情況相比，無本質(zhì)區(qū)別，只是在翼型上下流管收縮處，亞音速可壓流在豎向受到擾動的擴(kuò)張，要比低速不可壓流的流線為大2壓縮性使翼型在豎向產(chǎn)生的擾動，要比低速不可壓流的為強，傳播得更遠(yuǎn)。

第二章低速流動本章詳細(xì)闡述了旋渦運動定理，平面不可壓縮位流，流體作用在剛體表面的力，保角轉(zhuǎn)繪法，庫塔條件，翼型繞流的渦層理論以及三維薄翼理論這些理論對于理解導(dǎo)彈在低速環(huán)境下的行為至關(guān)重要第三章高速流動本章重點討論了一維定常等熵流動，正激波與斜激波，二維超聲速定常等熵位；超臨界翼型惠特科姆博士的創(chuàng)新設(shè)計，兼具高速與低速性能 幾何設(shè)計平坦的翼面減少了激波強度，改善了繞流特性 繞流特性提升與普通翼型相比，超臨界翼型減小阻力發(fā)散馬赫數(shù) 4 跨聲速面積率和西亞斯哈克旋成體 零升波阻與橫截面積分布分布形狀對波阻影響較大，西亞斯哈克旋成體；年以后lt，跨聲速理論更加成熟，研究焦點轉(zhuǎn)向具體應(yīng)用，如翼型跨聲速定常繞流特征和阻力發(fā)散馬赫數(shù)等1975年以后的跨聲速空氣動力學(xué)進(jìn)展第二章基本原理lt 21 基礎(chǔ)方程組和關(guān)系式揭示了激波和熵躍的內(nèi)在聯(lián)系基本原理介紹251 臨界馬赫數(shù)是跨聲速流的重要特性，影響翼型設(shè)計；為了保持飛機(jī)飛行的經(jīng)濟(jì)性，飛行馬赫數(shù)不宜超過臨界馬赫數(shù)想要提高飛行速度就要設(shè)法提高機(jī)翼臨界馬赫數(shù)減小機(jī)翼厚度或采用后掠機(jī)翼見后掠翼飛機(jī)可以提高臨界馬赫數(shù)，但是這樣會增加機(jī)翼重量采用超臨界機(jī)翼可提高臨界馬赫數(shù)，同時不必付出增加機(jī)翼重量的代價超臨界翼型的前緣鈍圓，氣流繞流時速度增加。

從這個現(xiàn)象可以看出，當(dāng)兩紙中間有空氣流過時，壓強變小了，紙外壓強比紙內(nèi)大，內(nèi)外的壓強差就把兩紙往中間壓去中間空氣流動的速度越快，紙內(nèi)外的壓強差也就越大航模基礎(chǔ)知識2機(jī)翼升力原理 飛機(jī)機(jī)翼地翼剖面又叫做翼型，一般翼型的前端圓鈍后端尖銳，上表面拱起下表面較平，呈魚側(cè)形；無黏不可壓流動在低速液體Ma lt 03和氣體中占據(jù)重要地位，其基本方程包括1 伯努利方程，在無黏不可壓縮定常且略去體積力條件下，描述了總壓公式與動壓公式的關(guān)系2 速度勢函數(shù)和流函數(shù)，如公式，用于描述二維無旋流動中的流動特性3 庫塔儒可夫斯基定理，指出繞流翼型時。

小展弦比機(jī)翼在低速飛行中的氣動特性與升力面理論是飛機(jī)空氣動力學(xué)的重要研究內(nèi)容這種機(jī)翼通常指展弦比小于3的翼型，常用于戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈和超聲速殲擊機(jī)小展弦比機(jī)翼的繞流流態(tài)呈現(xiàn)出獨特的分離現(xiàn)象在較小迎角下，流體附著于翼面，形成附著繞流然而，當(dāng)迎角增大至約34度時，翼下高壓氣流繞過翼側(cè)邊。