第三章风力机气动力学
§3.1 总论
风力机功率的产生依赖于转子和风的相互作用。
风由平均风和附加于上的强烈的湍流脉动合成。
风力机的平均功率输出和平均载荷等主要性能由平均气流的气动力决定。周期性的气动力是疲劳载荷源和风力机峰值载荷的一个因素。周期性的气动力可以由切变风、偏轴风（off-axis winds）、转子旋转、由空气紊流和动力学影响诱发的随机脉动力引起。
本章首先关注的是稳态运行的空气动力学现象，关于非稳态空气动力学的复杂现象将在本章结尾简要介绍。
本章为读者提供理解翼型产生功率的背景，以计算一个优化的叶片形状作为设计叶片的起点，对已知翼型特性线和叶型的转子分析其气动性能。
本章的大部分内容详细说明了采用古典分析方法分析水平轴风力机。动量理论和基元叶片理论（blade element theory）构成了片条理论（strip theory）或基元叶片动量理论（BEM）。以此计算转子环形截面的特性，然后通过积分就可以获得整个转子的特性。
内容分为：1、理想风力机的分析（Betz极限）
2、翼型的运行和一般气动力概念
3、重点放在水平轴风力机的经典分析方法和一些应用和例子
§3.2 一维动量理论和贝兹极限
控制体积和理想透平如图，气流通过透平只产生压力不连续，并假设
●气流均匀，不可压缩，定常流
动
●气流无磨擦阻力
●透平具有无限多叶片
●推力均匀作用在转子叶轮旋转
面上
● 尾流无旋转
● 转子远上游和远下游静压等于无干扰时环境的静压
设T 为风作用于风力机上的力，由动量定理可知，透平对风的作用力为：
4114()()T mU mU m U U ???
=---=- (3.2.2)
对于稳态流动，14()()AU AU m ρρ==，m 是质量流量，这里ρ是空气密度，
A 是横截面，U 是空气速度。
此外，还由理想流体伯努利方程可知：
22
11221122
p U p U ρρ+=+ (3.2.3)
22
33441122
p U p U ρρ+=+ (3.2.4)
因为14p p =，且通过透平的前后速度一样（23U U =）。 由实际作用力223()T A p p =- (3.2.5)
利用3.2.3式和3.2.4式求得23()p p -，将其带入3.2.5式，得到：
222141
()2
T A U U ρ=
- (3.2.6) 从式3.2.2和式3.2.6得到推力值，设质量流量是22A U ，得到：
14
22
U U U +=
(3.2.7) 定义诱导速度（induction factor ）a 为：
12
1
U U a U -=
(3.2.8) 21(1)U U a =- (3.2.9)
且 41(12)U U a =-
所以气流到转子前，速度减小了 1U a ，1U a 称为诱导速度；到转子远后方速度减
少了12U a
输出功率P 等于作用在转子上的推力和速度的乘积：
()()()22214222141421113211
()()()22
1
222121
4(1)2
P A U U U A U U U U U A au a u a u AU a a ρρρρ=-=+-=
--=- (3.2.12)
2A ：桨叶扫过的面积；1U ：紊流速度
风力机叶轮的运行性能用它的功率系数p C 来表示：
31
2
p P C U A ρ=
=
转子功率
风的总功率
(3.2.13)
对该理想风机，功率系数为：
234(1)1
2
p P C a a U A ρ=
=-
其极值当1/3a =时，有,max 16/270.5926p C == 又因为作用在叶轮上的轴向推力：
()()21
12
12141422322121
22
112[4(1)][()]2(22)[4(1)]
T Au a a A u u u u A P
P A a a u
Au a a ρρρρ??=-??=-+-=-=-
()211
412
T AU a a ρ=
-???? (3.2.16) 所以推力系数
21
24(1)
T T
C U A a a ρ=
=
=-推力空气动力
当a=1/3时，推力系数等于8/9
当a=0.5时，推力系数等于1（最大），进一步增加时推力系数开始减小；但实际情况时，a=0.5或以上时，推力系数可以增大至2.0，此时上述假设已不成立。
Betz 极限,max 16/27p C =，是最大的理论上可能的功率系数。在现实中有三个因素可以导致最高可实现功率系数减小：
● 叶轮后面的尾流旋转
● 叶片数目有限和相关的末端损失 ● 气动阻力不为0
注意到风力机的整体效率是叶轮功率系数和风力机机械（包括电器的）效率的函数：
31
2
out overall mech p P C AU ηηρ=
= (3.2.18)
因此：
31
()2
out mech p P AU C ρη=
(3.2.19) §3.3 具有尾流旋转的理想水平轴流风力机
补充：风的功率：131
2
T E Au ρ=
风力机获得的功率： P
风流过风力机后的功率：22T R E E +
根据能量守恒：122T T R E P E E =++
所以由于2R E 的存在，使得P 的最大值一定减小。
具体为：如图3.3的环面的流管所示，3.4的气体旋流所示
图 3.3 风力机旋转叶片后面气流的流管模型
图3.4 叶轮几何分析
根据叶片前后的气流速度三角形，则有：
22223311
22
p p ρωρω+=+
()()()()
()2222233221122
11
()22p p r r r r r r r r ρωωρωρωωρωω-=
-=Ω+-Ω=+Ω+Ω=Ω+ (3.3.1)
所以在此r+dr 的环形基元上的轴向推力为：
2231
()[()]22
dT p p dA r rdr ρωωπ=-=Ω+ (3.3.2)
角速度干扰系数a '定义为：
2a ω
'=
Ω
(3.3.3)
所以 221
4(1)22dT a a r rdr ρπ''=+Ω (3.3.4)
而由前节的轴向推力可得：
()
()21411221221
4(1)22
dT u rdr u u a u au rdr a a U rdr
πρρπρπ=-=-=- (3.3.5) 上面的两种表达式相等：
22
22
(1)(1')r a a r a a U
λ-Ω=='+ (3.3.6) 在此r λ是局部速比，这一个结果将在后面的分析中用到。
叶顶速比λ定义为是叶顶速度和自由流速度的比值：
/R U λ=Ω (3.3.7)
叶顶速比常常出现在叶轮的空气动力学方程中。局部速比是某半径处叶轮速度与风速的比值：
/r r
r U R
λλ
=Ω= (3.3.8) 又根据动量矩定理，对该环形微元可得叶片的力矩为：
233212
12
[()](2)()2(1)224(1)2dQ dm r r u rdr r r u r dr a u a r dr a a u r rdr ωθρπωωρπρπρπ=?-=????'=??=-?Ω??'=-?Ω?
21
4(1)22
dQ a a U r rdr ρπ'=-Ω (3.3.10)
所以由该环形微元产生的功率为：
22
12221232
123
2
1
2
2
2321
222
3
3122
4(1)24(1)2()8(1)[]
18(1)[]8(1)[]
8[(1)]r r r r
r r r r r dp dQ a a u r rdr u r
a a u u r d ru u a a d ruR
Au a a d R r u Au a a d u R Au a a d ρπλρλππρλλπρλλπρλλρλλλ
'=Ω?=-??Ω?'=-????Ω
'=?-??Ω
'=?-??Ω
Ω'=?-??Ω'=??-? 33218(1)2r r dP AU a a d ρλλλ??
'=
-????
(3.3.12) 所以功率系数
30
2
38
(1)1
2
p r r dp
C a a d Au λ
λ
λλλρ'=
=
-?
?
(3.3.14)
解方程3.3.6得到用a 表示的a '的表达式：
()
()211r a a a a λ-=''-
()
22
10r a a a a λ-''+-
=
21141(1)22r
a a a λ'=-++- (3.3.15)
（符号去掉是因为a '>0）
得到最大理论功率的空气动力学条件是式3.3.14中的(1)a a '-取得最大值。将式3.3.15中的a '代入(1)a a '-，并求导使其导数值等于0，得到：
2
2(1)(41)13r
a a a
λ--=- (3.3.16)
将(3.3.16)代入(3.3.15)得：
1341
a
a a -'=
- (3.3.17) 将(3.3.16)对a 求导得：
22
26(41)(12)/(13)r r d a a a da λλ??=---?? (3.3.18)
(3.3.16)到(3.3.18)代入 (3.3.14)得：
2
1
2
,max 2
24
(1)(12)(14)(13)a p a a a a C da a λ??
---=
??-??
?
(3.3.19) 1a 对应于0r λ=，
2a 对应于r λλ=。同时，从式3.3.16的：
22222(1)(41)/(13)a a a λ=--- (3.3.20)
从式3.3.16得出，0.25a =时r λ的值是0。
21/3a =是轴向干扰系数的上限，a 产生无穷大叶顶速比
令x=1-3a ，则可得：
[]20.25
54321,max 2(13)
2
86472124386312ln()472950.075x p x a r C x x x x x x x a r
R
λλλ
=-=-??=+++---??
??==(3.3.21)
给定一个2a ，由(3.3.20)就可以得到一个2λ，由(3.3.21)就可计算出,max p C 。 可得表3.1，和图3.5
图3.6是如何得出的呢？
假定λ=7.5，则2a =0.3329，由(3.3.17)就可得4139.761041
a
a a --'=
=?-，再由 0.075r r
R
λλ
==得：
a=0.3，130.1
0.5410.2
a a a -'=
==- 与图3.6基本一致。
§3.4 翼型和空气动力学基本概念
§3.4.1 翼型术语
如图 中线 mean camber
前缘点，后缘点 leading and trailing edges 弦线 chord line 弦长 chord 质心 center of mass
气动中心 aerodynamics center 弹性轴 elastic axis
§3.4.2 升力、阻力和无量纲参数
● 升力——定义为垂直于气流来流方向的力。升力是由翼型上下表面压力不
同产生的。
● 阻力——定义为平行于气流来流方向的力。产生阻力的原因有两个:翼型表
面的粘性摩擦力和翼型前后沿气流方向的压力差。 ● 节距力矩——定义为垂直于翼型横截面的一个转轴的力矩。 关键参数：
Re UL UL v ρμ=
==惯性力
粘性力
(3.4.1) 升力系数定义为：
2//1
2
l L l C U c ρ=
=
升力单位长度
气动力/单位长度
(3.4.2)
阻力系数定义为：
2//1
/2
d D l C U c ρ=
=
阻力单位长度
气动力单位长度
(3.4.3)
节距力矩系数为：
21
/A 2
m M C U c ρ=
=
俯仰力矩
气动力单位长度
(3.4.4)
这里ρ是空气密度，U 是无干扰气流速度，A 是设计翼型面积（弦长× 跨距），c 是翼型弦长，l 是翼型跨距。 压力系数：
p 21
2
p p C U ρ∞-=
=
静压
动压 (3.4.5) 翼型表面粗糙度比：
L
ε
=
表面颗粒高度
翼型长度
(3.4.6)
§3.4.3 翼型行为
平板的理论升力系数为：
2sin()l C πα= (3.4.7)
而且,在类似的理想情况下有限厚度的对称翼型有类似的理论升力系数。
图3.10 NACA 0012对称翼型的升力系数和阻力系数（Miley, 1982）；Re ，雷诺数
有拱度的翼型在小攻角情况下，升力系数较高，阻力下降，如图3.11
图3.11 DU-93-W-210翼型形状
翼型性能可以分为三种流动区：附着流动区（the attached flow regime ），大升力/气流脱离发展区（the high lift/stall development regime ）和平板/完全失速区（the flat plate/fully stalled regime ）
图3.12 DU-93-W-210翼型的升力系数
§3.4.3.1附着流动区(attached flow regime)
在小攻角时（对于DU-93-W-210翼型大约7度），气流附着在翼型的上表面。在附着流动区中，升力随攻角的增大而增大，阻力相应的减小。
§3.4.3.2大升力/气流脱离发展区(high lift/stall development regime)
大升力/气流脱离发展区（对于DU-93-W-210翼型大约从7到11度），升力系数逐渐增大达到最大值。当攻角超过某一临界值（10到16度之间，仰赖于雷诺数）时发生失速，上表面边界层发生分离.这导致尾流从翼型上面出现，从而使升力减小，阻力增加。这种情况可能在风力机运行时特定的叶片位置或工况下发生。这限制了风力机在强风中的功率。
§3.4.3.3平板/完全失速区(flat plate/fully stalled regime)
在平板/完全失速区，攻角达到90度，翼型性能类似于简单平板，攻角为45度时升力系数和阻力系数近似相等，攻角为90度时升力为0。
§3.4.4 失速后翼型特性模型（Modelling of post-stall airfoil characteristics）
这类似于平板的失速情况，升力系数和阻力系数维持失速运行的模型被破坏。
§3.4.5 风力机翼型
在70年代和80年代初，风力机设计师认为翼型性能特性之间的微小差异远没有最优化的叶片扭转角（twist）和锥度（taper）重要。由于这个原因，人们很少注重翼型的选择。因此选用了直升机的翼型，因为人们认为直升机翼型可以起到类似的作用。航空翼型（Aviation airfoils）例如NACA 44xx 和 NACA 230xx(Abbott 和 Von Doenhoff, 1959)被广泛采用，因为它们有最大升力系数，小俯仰力矩系数和最小阻力系数。
NACA翼型的分类有4，5和6系列。在风力机中4系列经常被用到，例如：NACA 4415。第一个数字指示翼型中弧线占弦长百分比的最大值。第二个数字指示前缘到十分之一弦长处最大弧高的距离。最后两位数字指示最大截面厚度占弦长的百分比。
在 1980 年代早期，风力机设计者发现了像NASA LS(1) MOD这些被美国和英国设计者采用翼型，相对于NACA 44xx和NACA 230xx系列翼型(Tangler et al., 1990)，对前缘粗糙度的敏感性降低。丹麦风力机设计者由于同样的原因开始用NACA 63(2)-xx翼型代替NACA 44xx。
这些传统翼型的运行经验突出显示了这些翼型应用于风力机的缺点。具体来说，水平轴风力机的失速控制在大流量时普遍产生过大的功率，这会造成发电机损坏。失速控制风力机叶片某些部分在超过50％的运行周期里面处于严重失速状态。当风力机的大部分叶片失速运行时，峰值功率和叶片峰值载荷都会发生，而预测载荷只有实测载荷的50%到70%。设计者开始意识到更好的认识翼型失速性能非常重要。除此之外，翼型前缘也影响叶轮的性能。例如，早期设计的翼型当叶片上沿着前缘堆积了昆虫和污垢的时候，输出功率下降高达叶片表面干净时的功率的40%。即使对于设计可以容许表面粗糙度的LS(1) MOD翼型，一旦叶片受到污染其功率也会有损失。
两点:1.叶片前缘不要对粗糙度太敏感
2.失速后,输出功率不要太大.
§3.4.5 升力型和阻力型风力机的对比
阻力型机器利用阻力产生动力 上图右图来分析阻力型机器
阻力D F 是叶轮表面相对风速（风速U 和表面速度r Ω的差）的函数：
21
[()]2
D D F C U r A ρ=-Ω (3.4.8)
A 是阻力表面面积，对于正方形平板三维阻力系数D C 约为1.1
所以 23211
[()][(1)]22
D D P C A U r r AU C ρρλλ=-ΩΩ=- (3.4.9)
21
(1)2P D C C λλ=- (3.4.10)
速比为0(没有运动)和1.0（叶轮表面以风速运动且不受阻力）时的功率系数为0。速比为1/3时产生峰值功率系数0.08。这个功率系数远低于Betz 极限值0.593。
所以，纯阻力型风力机的主要缺点：叶轮线速度不能超过风速。 相对速度
(1)
1rel U U λλ=-< (3.4.11)
而升力型机的升力为：
2
1()2
L L rel F C AU ρ= (3.4.12)
max L C 与D C 数值大小基本一致，但是rel U 升力型>>阻力型
222()1rel U U r U λ=+Ω=+ (3.4.13)
所以，升力型机器的功率要大得多！
§3.5 动量理论和叶片微元理论
§3.5.1 概述
本节和下面的章节包括如下内容：
● 动量理论和叶片微元理论
● 无限多叶片、无尾流旋转的最简单“最优化”叶片设计
● 已知弦长和扭转角分布、尾流有旋转、阻力和损耗、叶片数目有限的普通
叶片设计的性能（力，叶轮气流特性, 功率系数）
● 有尾迹旋转，无限多叶片的简单的“最优化”叶片设计。这种叶片设计可
作为一般叶片设计分析的开始
§3.5.2 动量理论
根据3.3节半径为r ，厚度为dr 的控制体积的线性动量守恒（式3.3.5）（图3.4），得到推力的微分表达式：
24(1)dT U a a rdr ρπ=- (3.5.1)
同样的，根据角动量守恒，式3.3.10，Q 作用于叶片的转矩（与空气
受力的大小相等，方向相反）为：
34(1)dQ a a U r dr ρπ'=-Ω (3.5.2)
§3.5.3 基元叶片理论
假设：
● 基元叶片之间没有空气动力干扰
叶片上的力仅由叶片翼型形状的升力和阻力特性决定
在叶片单元上力的分析中，注意到升力和阻力分别垂直和平行于有效的相对风速。相对风速是叶轮上垂直方向的来流风速(1)U a -，和圆周分速度的和，详见速度三角形
2222'22'2
2[][2][(1)]22
rel r r
U U r U r a U r a ω=+Ω+
=+Ω+Ω=+Ω+ 各种量之间的关系见图3.21。
图3.21 水平轴风力机分析的叶片几何特性；变量的定义见正文 其中p θ是叶片截面节距角（安装角），它是弦线和旋转平面之间的夹角，
,0p θ是叶顶叶片安装角，T θ是叶片扭转角，α是攻角（弦线和相对风速之间的夹
角），?是相对风速角，L dF 是升力，D dF 是阻力，N dF 是在垂直于旋转平面方向力（由推力提供），T dF 是叶轮旋转圆周切线方向力。这些力产生了有效转矩。
由图可见：(1)1tan (1)(1)r
U a a
r a a ?λ--=
=''Ω++ (3.5.6) (1)/sin rel U U a ?=- (3.5.7)
212L l rel dF C U cdr ρ= (3.5.8)
2
12D d rel dF C U cdr ρ= (3.5.9)
cos sin N L D dF dF dF ??=+ (3.5.10)
sin cos T L D dF dF dF ??=- (3.5.11)
如果叶轮有B 个叶片，到中心距离为r 处的区域上受到的总的法向力为：
2
1(cos sin )2
N rel l d dF B U C C cdr ρ??=+ (3.5.12)
到叶轮中心距离为r 处切向力的微分转矩为：
T dQ BrdF = (3.5.13)
因此
2
1(sin cos )2
rel l d dQ B U C C crdr ρ??=- (3.5.14)
注意到由于阻力使得转矩减小，从而功率减小，但推力载荷增加。 以上讲解式完全是几何关系，本章分析方法与轴流风机完全相同。
§3.6 无尾流旋转的理想叶轮的叶片外形
作了以下假设：
没尾流有旋转；因此0a '=
● 没有阻力；因此0d C =
● 没有由于叶片数有限引起的损失
● 对于 Betz 最优化叶轮,每个环形流管的1/3a = 因为1/3a =，由动量理论（式3.5.1）可得：
22118
4()(1)339
dT U rdr U rdr ρπρπ=-= (3.6.1)
以及从叶片微元理论（式3.5.12, 0d C =）得：
21(cos )2
N rel l dF B U C cdr ρ?= (3.6.2)
第三个方程，式3.5.7，可以用来表示rel U ：
2(1)/sin 3sin rel U
U U a ??
=-=
(3.6.3) 因 N dT dF =
22
81(cos )92rel l U rdr B U C cdr ρπρ?∴=
推导可得：
222222
41499
(sin )/cos tan sin 149cos 94cos 2l rel rel dr U C Bc U r U U dr ρ????π?ρ?==== （3.6.4） 式3.5.6与a ，a '和?这些几何参数有关，可用于求解叶型。式3.5.6当0a '=和
1/3a =时变为：
2
tan 3r
?λ=
(3.6.5) 因此
2sin 43l r C Bc r ?πλ??
= ???
(3.6.6) 重新整理，并指出(/)r r R λλ=，可以确定理想叶轮每个截面的相对风速与弦的夹角：
12tan 3r ?λ-??
= ??? (3.6.7)
8sin 3l r
r c BC π?
λ=
(3.6.8)
若设，7λ=，5R m =，翼型的升力系数1l C =，在7α=时/d l C C 有最小值，有三个叶片，3B =。
§3.7 一般转子叶片形状的性能预测
为了制造方便和整体性能好，叶片形状与最优形状就不同。一般是先假设叶形根据最优叶型修改，并且预测其性能，试另一种叶型，再预测，直到找到合适的叶片。
本节考虑任意形状的叶片，这些分析包括尾流旋绕、阻力、有限叶片的损失和非设计工况。
§3.7.1 包括尾流旋绕的通用转子片条理论 假设已知叶片弦长和扭角的分布，攻角未知。
§3.7.1.1 动量理论
轴向动量：
24(1)dT U a a rdr ρπ=- (3.5.1)
动量矩：
34(1)dQ a a U r dr ρπ'=-Ω (3.5.2)
§3.7.1.2 基元叶片理论
从叶片微元理论得：
2
1(cos sin )2N rel l d dF B U C C cdr ρ??=+ (3.5.12)
1
(sin cos )2
rel l d dQ B U C C crdr ρ??=- (3.5.14)
由式3.5.7（相对速度和绝对速度的关系），可知3.5.12和式3.5.14可以写为：
22
2
(1)'(cos sin )sin N l d U a dF C C rdr σπρ???-=+ (3.7.1) 22
22
(1)'(sin cos )sin l d U a dQ C C r dr σπρ???
-=- (3.7.2) 其中σ'是当地实度（local solidity ），定义为：
/2Bc r σπ'= (3.7.3)
§3.7.1.3 基元叶片动量理论
在干扰系数a 和a '的计算中，一般的做法是设定d C 等于0（see Wilson and Lissaman, 1974）。对于低阻力系数的翼型，由此简化引起的误差是可以忽略的。所以，变换从动量理论和叶片微元理论得到的转矩方程，加上0d C =可以得到：
/(1)/(4sin )l r a a C σλ?''-= (3.7.4)
使得从动量理论和叶片微元理论得到的法向力（式3.5.1和式3.7.1）相等，得到：
2/(1)cos /4(sin )l a a C σ??'-= (3.7.5)
又由（3.5.6）(1)1tan (1)(1)r
U a a
r a a ?λ--=
=''Ω++得：
1第一章空气动力学 基础知识
第四单元飞机与飞机系统 第一章空气动力学基础知识 1.1 大气层和标准大气 1.1.1 地球大气层 地球表面被一层厚厚的大气层包围着。飞机在大气层内运动时要和周围的介质——空气——发生关系，为了弄清楚飞行时介质对飞机的作用，首先必须了解大气层的组成和空气的一些物理性质。 根据大气的某些物理性质，可以把大气层分为五层：即对流层(变温层)、平流层(同温层)、中间层、电离层(热层)和散逸层。 对流层的平均高度在地球中纬度地区约11公里，在赤道约17公里，在两极约8公里。对流层内的空气温度、密度和气压随着高度的增加而下降，并且由于地球对大气的引力作用，在对流层内几乎包含了全部大气质量的四分之三，因此该层的大气密度最大、大气压力也最高。大气中含有大量的水蒸气及其它微粒，所以云、雨、雪、雹及暴风等气象变化也仅仅产生在对流层中。另外，由于地形和地面温度的影响，对流层内不仅有空气的水平流动，还有垂直流动，形成水平方向和垂直方向的突风。对流层内空气的组 成成分保持不变。 仅供学习与交流，如有侵权请联系网站删除谢谢1
从对流层顶部到离地面约30公里之间称为平流层。在平流层中，空气只有水平方向的流动，没有雷雨等现象，故得名为平流层。同时该层的空气温度几乎不变，在同一纬度处可以近似看作常数，常年平均值为摄氏零下56.5度，所以又称为同温层。同温层内集中了全部大气质量的四分之一不到一些，所以大气的绝大部分都集中在对流层和平流层这两层大气内，而且目前大部分的飞机也只在这两层内活动。 中间层从离地面30公里到80至100公里为止。中间层内含有大量的臭氧，大气质量只占全部大气总量的三千分之一。在这一层中，温度先随高度增加而上升，后来又下降。 中间层以上到离地面500公里左右就是电离层。这一层内含有大量的离子(主要是带负电的离子)，它能发射无线电波。在这一层内空气温度从-90℃升高到1 000℃，所以又称为热层。高度在150公里以上时，由于空气非常稀薄，已听不到声音。 散逸层位于距地面500公里到1 600公里之间，这里的空气质量只占全部大气质量的1011 ，是大气的最外一层，因此也称之为“外层大气”。 1.1.2 大气的物理性质 大气的物理性质主要包括：温度、压强、密度、粘性和可压缩性等。 气体的压强p是指气体作用于容器内壁的单位面积上的正压力。大气的压强是指大气垂直地作用于物体表面单位面积上的力。 仅供学习与交流，如有侵权请联系网站删除谢谢2
(1~6) 一、概念 1、理想流体：忽略粘性的流体。 2、粘性：当流体各流层间发生相对滑移时，流体内部表现出阻碍这种相对滑移的性质。 3、完全气体：忽略气体分子的体积，忽略分子间引力和斥力，忽略碰撞完全弹性。 4、等温压缩系数：在可逆定温过程中，压力每升高一个单位体积的缩小率。 5、绝热压缩系数：在可逆绝热过程中，压力每升高一个单位体积的缩小率。 6、热胀系数：在准平衡等压过程中，温度每升高一个单位体积的膨胀率。 7、功率系数：风（空气）实际绕流风机后，所产生的功率与理论最大值P max=1/2ρV02A之比。 8、贝兹极限：功率系数的最大值，其数值为0.593。 9、弦长：前、后缘点所连接直线段的长度。 10、骨架线（中轴线）：风力机叶片截面上内切圆圆心的连线。 11、弯度、最大弯度：中轴线与几何弦长的垂直距离称为弯度；中轴线上各点弯度不同，其中最大值为最大弯度。 12、拱度、最大拱度：截面上弦的垂线与轮廓线有两个交点，这两个交点之间的距离称为拱度；截面上弦的垂线上的拱度不同，其中最大值为最大拱度。13、NACA4412：“NACA”，美国航空总局标志；第一个“4”，表示最大弯度出现在弦上距前缘点4/10弦长处；第二个“4”，表示最大弯度为弦长的4%；“12”表示最大拱度为弦长的12%。 14、简述绕流翼型产生升力的原因。 无穷远处均匀来流，绕流如图所示翼型，在尾部锐缘点处产生一个逆时针的漩涡，均匀来流无涡，因此在翼型表面形成一个与尾涡大小相当，方向相反，顺时针漩涡，使上表面流速加快，下表面流速减慢，由伯努利方程，上表面流速减慢，压力增大，上下表面压差产生升力。 15、写出理想流体的伯努利方程（不计重力），并说明其物理意义。 P+1/2ρV2=常数（P/ρ+1/2=常数） 物理意义:流体压力势能与动能之间相互转化，二者之和守恒。 16、简述风能本身及当前风力发电产业链的优缺点。 风能本身优点：清洁、可再生、无污染、分布广 缺点:过于分散、难于收集、稳定性差 风力发电产业链优点：可再生、分布广 缺点：过于分散、难于集中与控制、稳定性差、使用寿命短、成本高17、风力机叶轮转速是多少？20~50r/min 励磁电机转速是多少？1000r/min、1500r/min、3000r/min 如何实现变速？通过变速齿轮箱来实现 二、图表分析与简答。 1、P27 图4.4 ①推力系数C T关于a=0.5对称。当a=0.5时，C T取最大值，C Tmax=1;当a=0或1时，C T取最小值C Tmin=0;②功率系数C p在a≈0.33时，取最大值，C pmax≈0.59
空气动力学题库21-1- 8
问题： [单选]下列说法错误的是（） A.流体的粘性和逆压梯度是边界层分离的必要条件 B.粘性流体运动的基本性质有：运动的有旋性、旋涡的扩散性、能量的耗散性 C.曲壁面上的边界方程与平壁面上的完全相同 D.雷诺数代表作用在流体为团上的惯性力与粘性力之比
问题： [多选]下列关于粘性的说法正确的是（） A.由于实际流体都存在粘性，所以实际流体中存在剪切力。 B.液体的动力粘性系数随温度的升高而减小，气体的动力粘性系数随温度的升高而增大。 C.压强越大，粘性系数越大。 D.粘性的存在是产生阻力的重要原因。
问题： [多选]下列关于压强的说法正确的是（） A.在理想流体中，其任意一点仅存在法向正应力；在粘性流体中，不仅存在法向正应力，也存在切应力。 B.在理想流体的任意点处，如果受压方位不同，那么压强也不同。 C.当流体平衡时，压强沿某个方向的偏导数，等于单位体积的质量力在该方向的分量。 D.有粘性的运动流体，严格说来压强指的是三个互相垂直方向的法向力的平均值（加负号）。 出处：天津11选5 https://www.doczj.com/doc/1e12606913.html,;
问题： [单选]下列说法错误的是（） A.流体质点是宏观上组成流体的最小单元：一个包含一定质量的空间点。 B.流体微团是由连续质点组成的质点系。 C.在流体力学中，系统是指有任何确定流体质点组成的团体。 D.在不可压缩流体中，密度处处是同一常数。
问题： [多选]下列关于势函数和流函数的说法错误的是（） A.在平面不可压流场中，势函数和流函数同时存在。 B.势函数在某个方向的偏导数等于速度在那个方向的分量。 C.流函数线的切线方向与速度矢量方向重合。 D.过同一点的等速度势函数线与等流函数线正交
第四单元飞机与飞机系统 第一章空气动力学基础知识 1.1 大气层和标准大气 1.1.1 地球大气层 地球表面被一层厚厚的大气层包围着。飞机在大气层内运动时要和周围的介质——空气——发生关系，为了弄清楚飞行时介质对飞机的作用，首先必须了解大气层的组成和空气的一些物理性质。 根据大气的某些物理性质，可以把大气层分为五层：即对流层(变温层)、平流层(同温层)、中间层、电离层(热层)和散逸层。 对流层的平均高度在地球中纬度地区约11公里，在赤道约17公里，在两极约8公里。对流层内的空气温度、密度和气压随着高度的增加而下降，并且由于地球对大气的引力作用，在对流层内几乎包含了全部大气质量的四分之三，因此该层的大气密度最大、大气压力也最高。大气中含有大量的水蒸气及其它微粒，所以云、雨、雪、雹及暴风等气象变化也仅仅产生在对流层中。另外，由于地形和地面温度的影响，对流层内不仅有空气的水平流动，还有垂直流动，形成水平方向和垂直方向的突风。对流层内空气的组成成分保持不变。 从对流层顶部到离地面约30公里之间称为平流层。在平流层中，空气只有水平方向的流动，没有雷雨等现象，故得名为平流层。同时该层的空气温度几乎不变，在同一纬度处可以近似看作常数，常年平均值为摄氏零下56.5度，所以又称为同温层。同温层内集中了全部大气质量的四分之一不到一些，所以大气的绝大部分都集中在对流层和平流层这两层大气内，而且目前大部分的飞机也只在这两层内活动。 中间层从离地面30公里到80至100公里为止。中间层内含有大量的臭氧，大气质量只占全部大气总量的三千分之一。在这一层中，温度先随高度增加而上升，后来又下降。 中间层以上到离地面500公里左右就是电离层。这一层内含有大量的离子(主要是带负电的离子)，它能发射无线电波。在这一层内空气温度从-90℃升高到 1 000℃，所以又称为热层。高度在150公里以上时，由于空气非常稀薄，已听不到声音。 散逸层位于距地面500公里到1 600公里之间，这里的空气质量只占全部大气质量的1011 ，是大气的最外一层，因此也称之为“外层大气”。 1.1.2 大气的物理性质 大气的物理性质主要包括：温度、压强、密度、粘性和可压缩性等。
（1~6） 一、概念 1、理想流体：忽略粘性的流体。 2、粘性：当流体各流层间发生相对滑移时，流体内部表现出阻碍这种相对滑移的性质。 3、完全气体：忽略气体分子的体积，忽略分子间引力和斥力，忽略碰撞完全弹性。 4、等温压缩系数：在可逆定温过程中，压力每升高一个单位体积的缩小率。 5、绝热压缩系数：在可逆绝热过程中，压力每升高一个单位体积的缩小率。 6、热胀系数：在准平衡等压过程中，温度每升高一个单位体积的膨胀率。 7、功率系数：风（空气）实际绕流风机后，所产生的功率与理论最大值 P maX=1/2 'V o2A 之比。 8贝兹极限：功率系数的最大值，其数值为0.593。 9、弦长：前、后缘点所连接直线段的长度。 10、骨架线（中轴线）：风力机叶片截面上内切圆圆心的连线。 11、弯度、最大弯度：中轴线与几何弦长的垂直距离称为弯度；中轴线上各点弯度不同，其中最大值为最大弯度。 12、拱度、最大拱度：截面上弦的垂线与轮廓线有两个交点，这两个交点之间的距离称为拱度；截面上弦的垂线上的拱度不同，其中最大值为最大拱度。 13、 NACA4412 :“NACA ”，美国航空总局标志；第一个“ 4”，表示最大弯度出现在弦上距前缘点4/10弦长处；第二个“4”，表示最大弯度为弦长的4%; “12” 表示最大拱度为弦长的12%。 14、简述绕流翼型产生升力的原因。 无穷远处均匀来流，绕流如图所示翼型，在尾部锐缘点处产生一个逆时针的漩涡，均匀来流无涡，因此在翼型表面形成一个与尾涡大小相当，方向相反，顺时针漩涡，使上表面流速加快，下表面流速减慢，由伯努利方程，上表面流速减慢，压力增大，上下表面压差产生升力。 15、写出理想流体的伯努利方程（不计重力），并说明其物理意义。 P+1/2 ‘V2=常数（P/ '+1/2=常数） 物理意义:流体压力势能与动能之间相互转化，二者之和守恒。 16、简述风能本身及当前风力发电产业链的优缺点。 风能本身优点：清洁、可再生、无污染、分布广缺点:过于分散、难于收集、稳定性差 风力发电产业链优点：可再生、分布广 缺点：过于分散、难于集中与控制、稳定性差、使用寿命短、成本高 17、风力机叶轮转速是多少？20~50r/mi n 励磁电机转速是多少？1000r/min、1500r/min、3000r/min 如何实现变速？通过变速齿轮箱来实现 二、图表分析与简答。 1、P27 图 4.4 推力系数C T关于a=0.5对称。当a=0.5时，C T取最大值，C TmaX=1;当a=0 或1时，C T取 最小值C Tmin=0;功率系数C P在a 0.33时，取最大值，C PmaX 0.59
试题一 一、填空题 （每空1分，共30分） １、一个标准大气压= ㎜Hg ≈ Pa= bar，一个工程大气压= ㎜H O≈ Pa 。 2 2、完全气体是指的气体，一般情况下只要是压力不和温度不的气体都可以当作完全气体。 3、通用气体常数（μR）≈（J/mol·K）。 4、平衡状态必须满足的三个条件是、和。 5、热力循环中体系对外界所做的功?= dw。 6、马赫数的定义式为，它是气流的衡量指标。飞机飞行马赫数的定义为。 7、空速管是应用方程的原理制成的。 8、飞机机翼的迎角是指，在时为正，时为负。 9、后掠机翼由于后掠角的存在会产生效应和效应，其主要原因是。 10、在细长三角翼上产生的升力有和两部分，其中的变化与迎角成非线性关系。 11、飞机保持平飞所必须满足的两个运动方程是和。 12、在保持其它条件不变时，螺旋桨的拉力随飞机飞行速度的增大而，随发动机转速增大而。 二、判断题（每小题1分，共10分） 1、热量只能从温度高的物体传给温度低的物体。（） 2、各种完全气体在同温同压下的体积相等。（） 3、完全气体在等温变化过程中从外界吸入的热量全部用来对外界做功。 （） 4、所有工作于两个定温热源之间的热机，热效率相等。（） 5、变截面管流中，气流在管道面积小的地方流速快，而在管道面积大的地方流 速慢。 （） 6、气流的滞止参数就是气流速度为零的参数。（） 7、拉伐尔管的最小截面就是临界截面。（） 8、飞机的升力随着飞行速度的增大而增大。（）
9、在一定的高度和一定的迎角时，飞机只能以一定飞行速度平飞。（） 10、飞机具有速度稳定性的条件是：飞行速度增大时，升力增大，飞行速度减小 时，升力减小。 （） 三、简答题（每小题5分，共30分） １、请写出飞机极线图中A、B、C三点所对应的迎角及其定义。 2、什么叫做状态量和过程量？在我们学习过的参数中各列举两个状态量和过程量。 3、音速的定义是什么？写出音速的两种形式的计算公式，影响音速大小的因素有哪些? 4、激波形成的条件是什么？它按形状可以分为哪几种？它们的强度哪个最强？并示意地画出各自的形状.
直升机空气动力学习题集 绪论 (0-1)试计算Z-8直升机的旋翼实度σ、桨尖速度ΩR和海平面标准大气条件下的桨尖M数。 (0-2)Z-9直升机的旋翼桨叶为线性负扭转。试画出以桨距Ф7=11。作悬停飞行的桨叶上r=（0.29～1.0）一段的剖面安装角()rφ→分布。 (0-3)关于反扭矩的是非题： a) 尾桨拉力用以平衡发动机的反扭矩，所以尾桨的位置要比发动机高。（） b) 尾桨拉力用以平衡旋翼的反扭矩，所以尾桨位置距旋翼轴很远。（） c）双旋翼直升机的两付旋翼总是彼此反向旋转的。（） d) 尾桨没有反扭矩。（） (0-4) 关于旋翼参数的是非题： a）旋翼的半径就是桨叶的长度。（） b) 测量桨叶的根部宽度及尖部宽度，就可以得到桨叶的根梢比。（） c) 测量桨叶的根部及尖部之间的倾斜角之差，就得到桨叶的扭度。（）
d) 台式电风扇实度接近1。 （ ） (0-5) 假定Y-2直升机在某飞行状态下，旋翼拉力T=1200公斤，试计算 其C T 值。(海平面标准大气) 第一章 (1-1) 论证在垂直上升状态旋翼的滑流形状是图（a ）而不是图（b ） (1-2) 假定Y-2直升机在垂直飞行状态发动机的功率有84%传递给旋翼， 且悬停时悬疑的 型阻功率为诱导功率的一半，桨端损失系数к=0.92； a) 求在海平面标准大气条件下悬停时桨盘外的诱导速度； b) 求在海平面标准大气条件下悬停时的诱导功率、相对效率和直升机的单位马力载 荷； c) 若以V 0=(1/3)v 10的速度作垂直爬升，此时桨盘处的诱导速度多大？诱导功率多大？ 若型阻功率与悬停时相同，旋翼消耗的总功率多大？ (1-3) 上题中，若飞行重量增大20%，除增大桨距外保持其他条件及型阻 功率不变，那么其悬停诱导功率及相对效率将是多大？ (1-4) 既然 a) 是否可以认为，只要把旋翼直径做得很大，就可以用很小功率的 发动机做成重型直升机？ b) 直升机的发展趋势为什么是p 趋向增大？ (1-5) 试根据0η的定义导出0η与桨盘载荷p 的关系。假定型阻功率与p
风力机空气动力学常识 作者：曹连芃 关键字：翼型,升力，阻力，相对风速，攻角，失速迎角，叶尖速比，贝茨极限，雷诺数，实度 风能曾是蒸汽机发明之前最重要的动力，数千年前就有了帆船用于交通运输，后来有了风车用来磨面与抽水等。近年来，由于传统能源逐渐枯竭、对环境污染严重，风能作为清洁的新能源得到人们的重视，风力发电已成为重要的新能源。对于想学习风力发电的朋友应该学习一些风力机空气动力学的基础知识。 升力与阻力 风就是流动的空气，把一块薄的平板放在流动的空气中会受到气流对它的作用力。 我们先分析一下平板与气流方向垂直时的情况，此时平板受到的阻力最大，D为阻力，当平板静止时，受阻力虽大但气流并未对平板做功；只有平板在阻力作用下运动，气流才对平板做功；如果平板运动速度方向与气流相同，气流相对平板速度为零，则阻力为零，气流也没有对平板做功。一般说来受阻力运动的平板速度是气流速度的20%至50%时能获得较大的功率。 当平板与气流方向平行时，平板受到的作用力为零。 当平板与气流方向有夹角时，在平板的向风面会受到气流的压力，在平板的下风面会形成负压区，平板两面的压差就产生了侧向作用力F，该力可分解为阻力D与升力L，阻力与气流方向平行，升力与气流方向垂直。
当夹角较小时，平板受到的阻力D较小；此时平板受到的作用力主要是升力L。 飞机的翼片是用来产生升力的，一般翼片上表面弯曲，下表面平直，即使翼片与气流方向平行也会有升力，因为翼片上表面弯曲，下表面平直，上方气流速度比下方快，跟据流体力学的伯努利原理，上方气体压强比下方小，翼片就受到向上的升力作用。由于飞机翼片截面为流线型，受气流阻力很小。 当翼片与气流方向有夹角（该角称攻角或迎角）时，升力会增大，阻力也会增加，适当选择翼片的攻角可获得最大的升力，尽量小的阻力。
空气动力学期末复习题 Company Document number：WUUT-WUUY-WBBGB-BWYTT-1982GT
第一章 一：绪论；大气的重要物理参数 1、最早的飞行器是什么——风筝 2、绝对温度、摄氏温度和华氏温度之间的关系。——9 5)32(?-T =T F C 6、摄氏温度、华氏温度和绝对温度的单位分别是什么——C F K 二：大气的重要物理参数 1、海平面温度为15C 时的大气压力为多少——、760mmHg 、。 3、下列不是影响空气粘性的因素是(A) A 、空气的流动位置 B 、气流的流速 C 、空气的粘性系数 D 、与空气的接触面积 4、假设其他条件不变，空气湿度大(B) A 、空气密度大，起飞滑跑距离长 B 、空气密度小，起飞滑跑距离长 C 、空气密度大，起飞滑跑距离短 D 、空气密度小，起飞滑跑距离短 5、对于音速．如下说法正确的是:(C) A 、只要空气密度大，音速就大 B 、只要空气压力大，音速就大 C 、只要空气温度高．音速就大 D 、只要空气密度小．音速就大 6、大气相对湿度达到（100％）时的温度称为露点温度。 三：大气层的构造；国际标准大气 1、大气层由内向外依次分为哪几层——对流层、平流层、中间层、电离层和散逸层。
2、对流层的高度．在地球中纬度地区约为(D) A、8公里。 B、16公里。 C、10公里。 D、11公里 3、现代民航客机一般巡航的大气层是（对流层顶层和平流层底层）。 4、云、雨、雪、霜等天气现象集中出现于（对流层）。 5、国际标准大气指定的依据是什么——国际民航组织以北半球中纬度地区大气物理性质的平均值修正建立的。 6、国际标准大气规定海平面的大气参数是(B) A、P=1013psiT=15℃ρ=1、225kg／m3 B、P=1013hPA、T=15℃ρ=1、225 kg／m3 C、P=1013psiT＝25℃ρ=1、225 kg／m3 D、P=1013hPA、T＝25℃ρ=0、6601 kg／m3 7.马赫数-飞机飞行速度与当地音速之比。 四：气象对飞行的影响；大气状况对机体腐蚀的影响 1、对飞机飞行安全性影响最大的阵风是:(A) A、上下垂直于飞行方向的阵风 B、左右垂直子飞行方向的阵风 C、沿着飞行方向的阵风逆着 D、飞行方向的阵风 2、飞机起飞和着陆应尽量利用（逆风）条件。 3、对飞机起飞降落的安全性威胁最严重的气象条件是（低空风切变）。 4、大气相对湿度超过临界值时，机体腐蚀会由（化学）腐蚀变为（电化学）腐蚀，腐蚀速度将变快。 第二章 流体运动的基本概念 1、飞机相对气流的方向与飞机（D）方向相反。 A、机头 B、机身 C、机翼 D、运动 2、利用风可以得到飞机气动参数，其基本依据是(B) A、连续性假设
空气动力学习题集 1 空气的组成为: 答案：C A.78%氮,20%氢和2%其他气体 B.90%氧,6%氮和4%其他气体 C.78%氮,21%氧和1%其他气体 D.21%氮，78%氧和1%其他气体 2 在大气层内，大气密度：答案：C A在同温层内随高度增加保持不变。B随高度增加而增加。 C随高度增加而减小。D随高度增加可能增加，也可能减小。 3 对于空气密度如下说法正确的是：答案：B A空气密度正比于压力和绝对温度B“空气密度正比于压力，反比于绝对温度”C“空气密度反比于压力，正比于绝对温度”D空气密度反比于压力和绝对温度 4 绝对温度的零度是: 答案：C A-273F B-273K C-273C D32F 5 大气层内，大气压强：答案：B A随高度增加而增加。B随高度增加而减小。 C在同温层内随高度增加保持不变。D随高度增加也可能增加，也可能减小。 6 “一定体积的容器中，空气压力”答案：D A与空气密度和空气温度乘积成正比B与空气密度和空气温度乘积成反比
C与空气密度和空气绝对温度乘积成反比D与空气密度和空气绝对温度积成正比 7“一定体积的容器中，空气压力”答案：D A与空气密度和摄氏温度乘积成正比B与空气密度和华氏温度乘积成反比C与空气密度和空气摄氏温度乘积成反比D与空气密度和空气绝对温度乘积成正比 8流体的粘性系数与温度之间的关系是：答案：B A液体的粘性系数随温度的升高而增大。B气体的粘性系数随温度的升高而增大。 C液体的粘性系数与温度无关。D气体的粘性系数随温度的升高而降低。 9．对于具有静稳定性的飞机向左侧滑行时机头会（B） A不变B左转C右转B不定 10假设其他条件不变，空气湿度大：答案：B A空气密度大，起飞滑跑距离长B空气密度小，起飞滑跑距离长 C空气密度大，起飞滑跑距离短D空气密度小，起飞滑跑距离短 11增加垂直安定面的面积产生的影响：答案：B
一、填空题 整体认识 1、750风力发电机组采用（水平）轴、三叶片、（上）风向、定桨距（失速）调节、（异步）发电机并网的总体设计方案 2、单级异步发电机与齿轮箱之间采用了（膜片式）联轴器连接，该联轴器既具有（扭矩传递）功能，又具有（扭矩过载）保护作用 3、750机组设置了齿轮润滑油（加热装置），外接（强迫油冷却）装置、发电机（加热）除湿装置、散热系统等。 4、机组的软并网装置可将电流限定在额定值的（1.5）倍之内；机组的无功补偿装置可保证功率因数在额定功率点达到（0.99）以上。 5、整个机组由计算机控制，数据自动（采集处理）、自动运行并可远程监控。 6、750机组安全系统独立于（控制系统），包括相互独立、（失效保护）的叶尖气动刹车和两组机械刹车。 7、750机组的切入风速（4.0）m/s，额定风速（15）m/s，切出风速10分钟均值（25 ）m/s 。 8、齿轮箱的弹性支撑承担着齿轮箱的全部重量。由于弹性支撑是主轴的一个（浮动）支点，也承担着主轴的部分重量。 9、S48/750机组叶轮转速是（22.3）rpm ，叶片端线速度（56）m/s 。 10、齿轮箱的齿轮传动比率是（67.9），润滑形式（压力强制润滑）。
异步发电机 1、原动机拖动异步电机, 使其转子转速n 高于旋转磁场的（同步转速）,即使转差率s< 0, 就变成异步发电机运行。 2、风力发电机选用（H）级的绝缘材料。 3、异步发电机本身不能提供激磁电流，必须从电网吸取（无功励磁）功率以建立磁场 4、三相异步发电机的基本结构与三相异步电动机（相同）。 5、异步发电机输向电网的电流频率和它自身的转差率（无关）。 6、发电机基本参数 额定功率（750 ） kW 额定电压（690） V 额定电流（690） A 额定转速（1520） rpm 额定滑差（1.33） % 绝缘等级（H） 8、750kW风力发电机为卧式、（强迫）通风、三相铜条（鼠笼异步）发电机。 9、发电机的自然（功率因数）要尽可能高，以减少对电网无功功率
空气动力学基础及飞行原理笔试题 1绝对温度的零度是： C A -273℉ B -273K C -273℃ D 32℉ 2 空气的组成为 C A 78％氮，20％氢和2％其他气体 B 90％氧，6％氮和4％其他气体 C78％氮，21％氧和1％其他气体 D 21％氮，78％氧和1％其他气体 3 流体的粘性系数与温度之间的关系是 B A液体的粘性系数随温度的升高而增大。 B气体的粘性系数随温度的升高而增大。 C液体的粘性系数与温度无关。 D气体的粘性系数随温度的升高而降低。 4 在大气层内，大气密度： C A在同温层内随高度增加保持不变。 B随高度增加而增加。 C随高度增加而减小。 D随高度增加可能增加，也可能减小。 5 在大气层内，大气压强： B
A随高度增加而增加。 B随高度增加而减小。 C在同温层内随高度增加保持不变。 C随高度增加可能增加，也可能减小。 6 增出影响空气粘性力的主要因素 B C A空气清洁度 B速度梯度 C空气温度 D相对湿度 7 对于空气密度如下说法正确的是 B A空气密度正比于压力和绝对温度 B空气密度正比于压力，反比于绝对温度C空气密度反比于压力，正比于绝对温度 D空气密度反比于压力和绝对温度 8 “对于音速．如下说法正确的是” C A只要空气密度大，音速就大” B“只要空气压力大，音速就大“ C”只要空气温度高．音速就大” D“只要空气密度小．音速就大” 9 假设其他条件不变，空气湿度大： B A空气密度大，起飞滑跑距离长B空气密度小，起飞滑跑距离长 C空气密度大，起飞滑跑距离短 D空气密度小，起飞滑跑距离短 10一定体积的容器中。空气压力 D A与空气密度和空气温度乘积成正比 B与空气密度和空气温度乘积成反比
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第一章风力发电的历史与发展 填空题 1、中国政府提出的风电规划目标是2010 年全国风电装机达到（500 万千瓦），到2020 年风电装机达到（3000 万千瓦）。2020 年之后风电超过核电成为第三大主力发电电源，在2050 年前后（达到或超过 4 亿千瓦），超过水电，成为第二大主力发电电源。 简答题 1、风力发电的意义？ （1）提供国民经济发展所需的能源 （2）减少温室气体排放 （3）减少二氧化硫排放 （4）提高能源利用效率，减轻社会负担 （5）增加就业机会 2、风力机归纳起来，可分为哪两大类？ （1）水平轴风力机，风轮的旋转轴与风向平行， （2）垂直轴风力机，风轮的旋转轴垂直于地面或气流方向， 3、风电机组发展趋势？ （1）从定桨距(失速型)向变桨距发展 （2）从定转速向可变转速发展 （3）单机容量大型化发展趋势
第二章风资源与风电场设计 填空题 1、风能大小与（气流通过的面积）、（空气密度）和（气流速度的立方）成（正比）。 2、风速的测量一般采用（风杯式风速计）。 3、为了描述风的速度和方向的分布特点，我们可以利用观测到的风速和风向数据画出所谓的（风向玫瑰图）。 4、风电场的机型选择主要围绕风电机组运行的（安全性）和（经济性）两方面内容，综合考虑。 简答题 1、简述风能是如何的形成的 在赤道和低纬度地区，太阳高度角大，日照时间长，太阳辐射强度强，地面和大气接受的热量多、温度较高；在高纬度地区太阳高度角小，日照时间短，地面和大气接受的热量小，温度低。这种高纬度与低纬度之间的温度差异，形成了南北之间的气压梯度，使空气作水平运动。地球在自转，使空气水平运动发生偏向的力，所以地球大气运动除受气压梯度力外，还要受地转偏向力的影响 2、风能的基本特征？ （1）风速 （2）空气密度与叶轮扫风面积 （3）风能密度 （4）叶轮气流模型 3、测风注意事项？ 最佳的风速测量方法是在具有风资源开发潜力的地区安装测风塔，测风高度与预装风电机组的轮毂高度尽量接近，并且测风设备安装在测风塔的顶端，这样，一方面可以减小利用风切变系数计算不同高度处的风速所带来的不确定性，另一方面也可以减小测风塔本身对测风设备造成的影响（塔影效益），如果测风设备安装在测风塔的中部，应尽量使侧风设备的支架方向与主风向保持垂直，并使侧风
<<航空概论>> 1、气体的物理参数压力（P）、密度（ρ）、温度（T）三者之间的变化关系可以用气体状态方程式（ D ）来表示； A、ρ=PRT B、T=PRρ C、P=Rρ/ T D、P=RρT 2、国际标准大气规定，海平面上的大气压力为（ B ）牛/平方厘米，大气温度为（）℃，大气密度为（）千克/立方米； A、1012 / 17 /1.225 B、10.12 / 15 / 1.225 C、10.12 / 15 / 122.5 D、10.12 / 0 / 1.225 3、飞机水平尾翼的最主要作用是（ B ）； A、产生升力 B、俯仰稳定性 C、横向稳定性 D、方向稳定性 4、下列（ A ）的叙述不属于平流层的特点； A、含有大量的水蒸气及其他微粒 B、温度大体不变，平均在-56.5℃ C、没有上下对流，只有水平方向的风 D、空气质量不多，约占大气层总质量的1/4 5、空气的物理性质主要包括（ C ）； A、空气的粘性 B、空气的压缩性 C、空气的粘性和压缩性 D、空气的可朔性 6、下列（ B ）的叙述属于对流层的特点； A、空气中几乎没有水蒸气 B、空气上下对流激烈 C、高度升高气温迅速上升 D、空气中的风向风速不变 7、流体的连续性定理是（ C ）在空气流动过程中的应用； A、能量守衡定律 B、牛顿第一定律 C、质量守衡定律 D、牛顿第二定律 8、下列（ D ）的叙述是错误的； A、伯努利定理的物理实质是能量守衡定律在空气流动过程中的应用 B、物体表面一层气流流速从零增加到迎面气流流速的流动空气层叫做附面层 C、空气粘性的物理实质是空气分子作无规则运动的结果
D、气流低速流动时，在同一流管的任一切面上，流速和流管的横切面积始终成正比 9、机翼翼弦线与飞机机体纵轴线之间的夹角是（ D ）； A、机翼的后掠角 B、机翼的上反角 C、机翼的迎角 D、机翼的安装角 10、下列（ D ）的叙述与伯努利定理无关； A、气流流速大的地方压力小，气流流速小的地方压力大 B、气流稳定流过一条粗细不等的流管时，气流的总能量是不变的 C、气流沿流管稳定流动过程中，气流的动压和静压之和等于常数 D、气流流过流管时，流管粗的地方流速小，流管细的地方流速大 11、根据连续性定理和伯努利定理可知，稳定气流的特性为（ A ）： A、流管横截面积小的地方，流速就大，压力就小 B、流管横截面积小的地方，流速就小，压力就高 C、流管横截面积大的地方，流速就小，压力就小 D、流管横截面积大的地方，流速就大，压力就高 12、机翼升力的产生主要靠（ C ）的作用； A、机翼上表面压力 B、机翼下表面压力 C、机翼上表面吸力 D、机翼下表面吸力 13、测量机翼的翼弦长度是从（ C ）； A、翼尖到翼尖 B、机翼的连接点到翼尖 C、机翼前缘到后缘 D、最大上弧线到基准线 14、翼型中弧线的最高点距翼弦的距离与弦长的比值的百分数，叫做翼型的（ B ）； A、相对厚度 B、相对弯度 C、相对最大厚度位置 D、翼型弦长 15、在飞机机翼的展弦比里，包括（ B ）物理因素； A、机翼的厚度和翼弦 B、机翼的翼展和翼弦 C、机翼的上反角和迎角 D、机翼的后掠角和迎角 16、机翼翼弦线与相对气流之间的夹角是（ C ）； A、机翼的后掠角 B、机翼的上反角 C、机翼的迎角 D、机翼的安装角 17、机翼空气动力的方向（ A ）； A、与相对气流流速垂直 B、与相对气流流速平行 C、与翼弦线垂直 D、垂直向上
北航空气动力学选择题 Standardization of sany group #QS8QHH-HHGX8Q8-GNHHJ8-HHMHGN#
2号 1、下列说法不正确的是：C A、气体的动力粘性系数随温度的升高而升高。 B、液的动力粘性系数随温度的升高而降低。 C、有黏静止流体的压强为三个互相垂直方向的法向应力的平均值。 D、有黏运动流体的压强为三个互相垂直方向的法向应力的平均值。 2、下列说法不正确的是：D A、欧拉法认为引起流体质点速度变化的原因有流场的不均匀性和非定常性。 B、迁移加速度中的任何一项都是速度分量与同一方向的导数的乘积。 C、随体导数可用于P，T，V。 D、流体质点的迹线表示同一质点不同时刻的轨迹线，流线在同一时刻由不同流体质点组成，两者一定不重合。 3、下列说法正确的是：A A、对于密度不变的不可压流，速度的散度必为0。 B、对于密度不变的不可压流，速度的旋度必为0。 C、对于密度不变的不可压流，一定有位函数。 D、对于无旋流，速度的散度必为0。 4、下列说法正确的是：B A、连续方程只适用于理想流体。 B、伯努利方程只适用于理想流体的定常流动。 C、欧拉运动微分方程只适用于无旋流体。 D、雷诺运输方程只适用于理想流体的定常流动。
5、下列说法不正确的是：C A、流体的粘性是指流体抵抗剪切变形的能力。 B、流体的粘性剪应力是指由流体质点相对运动而产生的应力。 C、粘性静止流体具有抵抗剪切变形的能力。 D、粘性运动流体具有抵抗剪切变形的能力。 3号 1、流体的易流动性是指 c A、在任何情况下流体不能承受剪力 B、在直匀流中流体不能承受剪力 C、在静止状态下流体不能承受剪力 D、在运动状态下流体不能承受剪力 2、下列关于流体压强的各向同性描述不正确的是 d A、静止状态下的粘性流体内压强是各向同性的 B、静止状态下的理想流体内压强是各向同性的 C、运动状态下的理想流体内压强是各向同性的 D、运动状态系的粘性流体内压强是各向同性的 3、下列关于流向的描述不正确的是 d A、流线上某点的切线与该点的微团速度指向一致 B、在定常流动中，流体质点的迹线与流线重合 C、在定常流动中，流线是流体不可跨越的曲线 D、在同一时刻，一点处不可能通过两条流线 4、下列关于不可压流体的表述正确的是 c
（1-6） 一.概念 1、理想流体：忽略粘性的流体。 2、粘性：当流体各流层间发生相对滑移时，流体内部表现出阻碍这种相对滑移的性质。 3、完全气体：忽略气体分子的体积，忽略分子间引力和斥力，忽略碰撞完全弹性。 4、等温压缩系数：在可逆定温过程中，压力每升高一个单位体积的缩小率。 5、绝热压缩系数：在可逆绝热过程中，压力每升高一个单位体积的缩小率。 6、热胀系数：在准平衡等压过程中，温度每升高一个单位体积的膨胀率。 7、功率系数：风（空气）实际绕流风机后，所产生的功率与理论最大值 Pmax=l/2^V02A 之比。 8、贝兹极限：功率系数的最大值，其数值为0.593。 9、弦长：前、后缘点所连接直线段的长度。 10、骨架线（中轴线人风力机叶片截面上内切圆圆心的连线。 11、弯度、最大弯度：中轴线与儿何弦长的垂直距离称为弯度；中轴线上各点弯度不同，其中最大值为最大弯度。 12、拱度、最大拱度：截面上弦的垂线与轮廓线有两个交点，这两个交点之间的距离称为拱度；截面上弦的垂线上的拱度不同，其中最大值为最大拱度。 13、NACA4412：“NACA”，美国航空总局标志；第一个“4S表示最大弯度岀现在弦上距前缘点4/10弦长处；第二个“4S表示最大弯度为弦长的4%；" 12" 表示最大拱度为弦长的12%o 14、简述绕流翼型产生升力的原因。 无穷远处均匀来流，绕流如图所示翼型，在尾部锐缘点处产生一个逆时针的漩涡，均匀来流无涡，因此在翼型表面形成一个与尾涡大小相当，方向相反，顺时针漩涡，使上表面流速加快，下表面流速减慢，山伯努利方程，上表面流速减慢，压力增大，上下表面压差产生升力。 15、写出理想流体的伯努利方程（不计重力），并说明其物理意义。 P+1/2^V2=常数（P/P + 1/2二常数） 物理意义:流体压力势能与动能之间相互转化，二者之和守恒。 16、简述风能本身及当前风力发电产业链的优缺点。 风能本身优点：清洁、可再生、无污染、分布广 缺点:过于分散、难于收集、稳定性差 风力发电产业链优点：可再生、分布广 缺点：过于分散、难于集中与控制、稳定性差、使用寿命短、成本高17、风力机叶轮转速是多少？20~50r/min 励磁电机转速是多少? 1000r/min、1500r/min、3000r/min 如何实现变速？通过变速齿轮箱来实现 二、图表分析与简答。 1、P27 图4.4 ①推力系数C T关于a=0.5对称。当a=0.5时，C T取最大值，C Tm ax=l；当a=0 或
《空气动力学基础及飞行原理》 1、绝对温度的零度是(C) A、-273℉ B、-273K C、-273℃ D、32℉ 2、空气的组成为(C) A、78％氮，20％氢和2％其他气体 B、90％氧，6％氮和4％其他气体 C、78％氮，21％氧和1％其他气体 D、21％氮，78％氧和1％其他气体 3、流体的粘性系数与温度之间的关系是?(B) A、液体的粘性系数随温度的升高而增大。 B、气体的粘性系数随温度的升高而增大。 C、液体的粘性系数与温度无关。 D、气体的粘性系数随温度的升高而降低。 4、空气的物理性质主要包括(C) A、空气的粘性 B、空气的压缩性 C、空气的粘性和压缩性 D、空气的可朔性 5、下列不是影响空气粘性的因素是(A) A、空气的流动位置 B、气流的流速 C、空气的粘性系数 D、与空气的接触面积 6、气体的压力
、密度<ρ>、温度
直升机空气动力学现状 二级学院：航空维修工程学院 班级：航修六班 学号：14504604 姓名：李达伦 日期：2015年6月30日
直升机空气动力学现状 （航修六班14504604 李达伦） 摘要：直升机空气动力学是直升机技术研究及型号研制的基础性学科和先进学 科，本文概述了国外的直升机气动理论与方法研究、基于气动理论和方法的应用基础研究、直升机气动试验技术的研究现状。 关键词：空气动力学；直升机 Abstract：Aerodynamics of helicopter is a helicopter technological research and model development of basic disciplines and advanced subject. This paper summarizes the foreign helicopters gas dynamic theory and method of research, based on the aerodynamic theory and methods of applied basic research, helicopter aerodynamic test technology research status. Key word：Air dynamics; helicopter 1 前言 飞行器的设计和研制必须以其空气动力学为主要依据，这是飞行器研制区别 于其它武器平台的典型特征。直升机以旋翼作为主要的升力面、推力面和操纵面， 这种独特的构型和旋翼驱动方式，更使其气动特征具有复杂的非定常特征，其气 动分析和设计技术固定翼飞行器更具挑战性。 直升机气动研究是指认识直升机与空气之间作用规律、解释直升机飞行原 理、获取提升直升机飞行能力和效率的新知识、新原理、新方法的研究活动，其 主要任务是获得直升机的空气动力学特性[1]。由于直升机气动特征性直接决定了 型号飞行性能、振动特性、噪声水平，且是结构设计、寿命评估等的直接依据， 因此直升机气动研究是直升机技术研究的重要方面，更是型号研制的基础。尤其 是要实现舒适、安全、便利、快捷的直升机型号研制目标，直升机空气动力学将 体现其核心推动作用。 2 内容和范围 直升机空气动力学专业发展涵盖的内容和范围主要有直升机气动理论与方 法的研究、基于气动原理的应用基础研究以及气动特性试验研究三大内容。 直升机气动理论与方法的研究重点关注旋翼与周围空气相互作用现象及机 理的分析模型和方法，通过对气动理论和方法的研究，实现对直升机及其流场的 深入了解，以准确地计算其空气动力学特性。 气动应用研究是指基于气动理论和方法，以直升机研制为目标所展开的应用 基础研究，涵盖气动特性、气动弹性、气动噪声、结冰模拟、流动控制等应用领