气动计算

气动的基本公式
气动学是研究流体（尤其是气体）在运动中所产生的力和机械现象的科学。

在气动学中，基本公式如下：
1. 运动方程：描述流体运动的方程。

根据质量守恒定律和动量守恒定律可以得到运动方程，其中包括连续性方程（质量守恒）、动量方程（牛顿第二定律）和能量方程。

2. 静压力公式：描述在静止流体中由于流体的压力差产生的力。

根据静力学公式，静压力等于液体或气体的压强乘以液体或气体受力面积。

3. 动压力公式：描述在流体运动中由于流速而产生的压力。

根据动力学公式，动压力等于流体的密度乘以流体速度平方的一半乘以流体受力面积。

4. 抗阻公式：描述物体在流体中受到的阻力。

根据流体动力学公式，抗阻力等于流体的密度乘以物体受到的阻力系数乘以物体的横截面积乘以物体速度的平方的一半。

这些基本公式是气动学中的核心公式，可以用于解释和计算流体在运动中所产生的力以及其他相关机械现象。

飞行器气动性能的计算方法研究随着航空技术的快速发展，飞行器的气动性能计算方法也越来越成熟。

气动性能是指飞行器在空气中飞行时受到的气动力和气动力矩的大小和方向，它是整个飞行器设计和性能验证的关键。

本文将基于国内外的研究成果，综述目前常见的飞行器气动性能计算方法。

一、飞行器气动性能计算方法为了研究飞行器的气动性能，研究者们发展出了一系列计算方法，主要包括解析解法、数值解法和实验方法。

1. 解析解法解析解法是指通过数学公式推导出飞行器的气动性能，在计算过程中可以快速得到结果。

这种方法能够描述飞行器的气动力和气动力矩分布情况，对于设计初期的初步估算和量化分析非常有用。

但是，它只适用于形状简单的几何体和气动流场简单的情况。

2. 数值解法数值解法是利用数值计算技术，通过离散化求解飞行器与周围气流相互作用的流场方程，从而得到飞行器的气动力和气动力矩。

数值解法具有高精度、适用范围广等优点，但是计算量较大，需要高性能计算机进行运算。

3. 实验方法实验方法是指通过实验手段测量得到飞行器的气动性能。

这种方法可以得到准确可靠的实验数据，对于验证气动性能计算方法和分析特殊情况非常有用。

但是，实验方法受环境条件和实验设备的影响较大，成本较高。

二、气动性能计算方法应用气动性能计算方法在飞行器设计中具有十分重要的应用，主要体现在以下几个方面：1. 飞行器飞行性能预测在飞行器设计初期，通过数值解法或解析解法对飞行器气动力学进行计算，可以快速预测飞行器飞行性能，并且为设计提供参考。

2. 飞行器气动布局优化通过数值解法或实验方法，可以对飞行器进行详细的气动布局优化，从而避免在飞行器试飞阶段出现意外情况，减少试飞时间，提高设计效率和成功率。

3. 飞行器安全验证在飞行器设计完成后，通过数值解法和实验方法对其气动性能进行测试和验证，可以保证飞行器设计的合理性和安全性。

三、结论本文综述了目前常见的飞行器气动性能计算方法，包括解析解法、数值解法和实验方法。

二元非对称喷管气动计算1.原理：二元非对称喷管气动计算的原理基于一维可压缩流体力学方程和连续性方程。

通过求解这些方程，可以得到喷管内流场的速度、压力等气动性能参数，进而评估喷管的设计方案。

2.方法：二元非对称喷管气动计算通常采用数值方法进行求解。

其中，流场方程可以通过有限差分法或有限元法离散化求解。

同时，为了提高计算精度，还可以采用网格细化和迭代求解等方法。

3.特点：与对称喷管气动计算相比，二元非对称喷管气动计算具有以下特点：a)流场分布复杂：由于喷管的非对称性，流场分布更加复杂，存在压力不平衡、速度不均匀等现象。

b)边界条件多样：喷管的非对称性导致边界条件的变化，需要针对不同部分进行分别设置，增加了计算的难度。

c)存在气动失稳：由于非对称性的存在，喷管容易产生气动失稳现象，如横向摆振、纵向脱泡等，因此需要对此进行特别考虑。

4.实际案例：以一个二元非对称喷管为例进行详细说明。

a)喷管几何形状分析：首先，对喷管的几何形状进行分析，包括喷管口径、喷管出口角度等参数。

b)网格划分：通过划分网格对喷管内流场进行离散化，通常采用结构化网格或非结构化网格。

c)边界条件设置：根据喷管的非对称性，对不同部分设置不同的边界条件，如入口处设置入口速度，出口处设置出口压力等。

d)数值计算：利用数值方法对流场方程进行求解，通过迭代计算得到喷管内各点的速度、压力等气动性能参数。

e)结果分析：通过对计算结果的分析，评估喷管的气动性能，包括压力分布、速度分布以及气动失稳情况等。

综上所述，二元非对称喷管气动计算是一项重要的研究工作，通过数值方法对喷管内流场进行求解，可以评估喷管的气动性能。

但由于其复杂的流场分布和边界条件变化，对计算精度和稳定性要求较高。

因此，在实际应用中，需要综合考虑多种因素，选择合适的数值方法和工具进行计算，以取得准确可靠的计算结果。

气动系统的设计计算气动系统的设计一般应包括：1）回路设计；2）元件、辅件选用；3）管道选择设计；4）系统压降验算；5）空压机选用；6）经济性与可靠性分析。

以上各项中，回路设计是一个“骨架”基础，本章着重予以说明，然后结合实例对气对系统的设计计算进行综合介绍。

1气动回路1.1气动基本回路气动基本回路是气动回路的基本组成部分，可分为：压力与力控制回路、方向控制（换向）回路、速度控制回路、位置控制回路和基本逻辑回路。

表42.6-1气动压力与力控制回路及特点说明简图说明1.压力控制回路一次压控制回路主要控制气罐，使其压力不超过规定压力。

常采用外控式溢流阀1来控制，也可用带电触点的压力表1′，代替溢流阀1来控制压缩机电动机的启、停，从而使气罐内压力保持在规定压力范围内。

采用溢流阀结构简单、工作可靠，但无功耗气量大；后者对电动机及其控制要求较高二次压控制回路二次压控制主要控制气动控制系统的气源压力，其原理是利用溢流式减压阀1以实现定压控制高低压控制回路气源供给某一压力，经二个调压阀（减压阀）分别调到要求的压力图a 利用换向阀进行高、低压切换图b 同时分别输出高低压的情况差压回路此回路适用于双作用缸单向受载荷的情况，可节省耗气量图a 为一般差压回路图b 在活塞杆回程时，排气通过溢流阀1，它与定压减压阀2相配合，控制气缸保持一定推力2.力控制回路串联气缸增力回路三段活塞缸串联。

工作行程（杆推出）时，操纵电磁换向阀使活塞杆增力推出。

复位时，右端的两位四通阀进气，把杆拉回增力倍数与串联的缸段数成正比气液增压缸增力回路利用气液压缸1，把压力较低的气压变为压力较高的液压，以提高气液缸2的输出力。

应注意活塞与缸筒间的密封，以防空气混入油中1.1.1压力与力控制回路（见表42.6-1）1.1.2换向回路（见表42.6-2）表42.6-2气动换向回路及特点说明简图说明1.单作用气缸换向回路二位三通电磁阀控制回路图a 为常断二位三通电磁阀控制回路。

气动力学计算方法研究及应用一、引言气动力学计算方法是研究空气动力学的一种重要方法，广泛应用于飞行器设计、气动设计和气动弹性分析等领域。

本文介绍了气动力学计算方法的基本概念及其应用。

二、气动力学的基本概念1.气动力学的定义气动力学是研究空气的运动和压力的科学，研究对象包括空气流动、气体反应力和空气中产生的力和热。

2.气动力学中的基本参量气动力学中的基本参量包括密度、速度、压力、温度和粘性等。

这些参量可以用来描述流体的运动。

3.流动分类气体在运动中可以产生静止气体和动态气体。

根据运动方式的不同，流动可以分为层流和湍流两种。

4.气动力学计算方法气动力学计算方法包括计算流体力学、势流分析、失速控制和气动模型等。

这些方法可以预测空气流动的特性及其对物体的影响。

三、气动力学计算方法的应用1.飞行器设计气动力学计算方法在飞行器设计中扮演着重要角色。

通过分析气动力学参数，可以确定飞机是否具备稳定性和操纵性。

飞行器设计需要考虑气动力学在加速、升降、转弯和滑翔等方面的影响。

2.气动设计气动设计是指将气动力学的理论应用于机械设计。

气动设计的主要目的是提高机器的效率和性能。

例如，在汽车的外形设计中，デ提高车身流线型和减小气动阻力的设计思想可以提高汽车的燃油经济性。

3.气动弹性分析气动弹性分析是指结合气动力学和结构力学的分析方法，研究结构在气流中的动态响应。

例如，在航空领域，需要对飞机的结构进行气动弹性分析，以确保飞行安全。

四、气动力学计算方法的优缺点1.优点气动力学计算方法可以通过计算流体力学、势流分析等方法，对空气流动的特性进行准确预测。

这种方法系统性和科学性强，不受外部干扰和随机因素影响。

2.缺点气动力学计算方法需要大量的数据和精细的模型来预测空气流动的特性。

模型和实际情况之间的差异会使预测结果产生误差。

五、结论随着计算机技术的不断发展，气动力学计算方法在各个领域中的应用越来越广泛，尤其在航空和汽车领域中，气动力学计算方法已经成为至关重要的一部分。

气动热简单计算公式气动热是一个在航空航天、高速车辆等领域中非常重要的概念。

要理解气动热的简单计算公式，咱们得先搞清楚啥是气动热。

想象一下，一架飞机在高空以超快的速度飞行，它的表面和周围的空气摩擦，就会产生大量的热量。

这就像我们冬天快速搓手会发热一样，只不过飞机和空气的“搓手”速度那可快多啦！气动热的产生主要是因为空气的黏性和压缩性。

当物体在空气中高速运动时，空气分子会被挤压、摩擦，从而导致温度升高。

那气动热的简单计算公式是啥呢？一般来说，我们常用的一个简单公式是：q = k × (ρ × V³) / 2 。

这里的 q 表示热流密度，k 是一个和物体表面特性有关的系数，ρ 是空气的密度，V 是物体相对空气的速度。

比如说，有一次我在参观一个航空航天展览的时候，看到了一个关于飞行器表面温度测试的演示。

工作人员通过模拟高速飞行的条件，测量了不同速度下飞行器模型表面的温度变化。

他们就是运用类似的公式来预估和分析这些温度数据的。

在实际应用中，这个公式虽然简单，但也有它的局限性。

它没有考虑到物体的形状、表面粗糙度、气流的湍流等复杂因素。

但对于一些初步的估算和简单的情况，它还是很有用的。

再举个例子，假设我们有一个小型火箭模型，它在空气中的飞行速度是 500 米每秒，空气的密度是 1.2 千克每立方米，系数 k 假设为0.005。

那通过这个公式算一下，热流密度 q 就等于 0.005 × (1.2 × 500³) / 2 ，算出来的结果就是热流密度的值啦。

总之，气动热的简单计算公式为我们提供了一个初步了解和估算气动热现象的工具。

但要更精确地研究和解决实际问题，还需要结合更复杂的理论和实验方法。

希望通过我这一番不太专业但还算通俗易懂的讲解，能让您对气动热的简单计算公式有个初步的认识和理解。

要是您以后在相关领域工作或者学习，可别忘了继续深入研究哦！。

设计空速 10m/s空机重量3.5kg设计载重0.5kg起飞重量4kg发动机推力设计推重比机翼面积1.29625m 2平均气动弦长324mm(S/l)展弦比12.3456(l/b)极限升力系数1.3极限翼载荷78N/m 2（在极限升力系数下产生的翼载荷）阻力估算零升阻力系数C D0=0.01（3°机翼安装角下的升力系数，） 诱导阻力系数C Di =0.01755C Di =C L2πλ（1+0.0375）——修正系数0.0375是参考矩形机翼和¾梯形翼平均数得到，因为机翼中段为矩形翼，外段为¾梯形翼。

废阻力系数0.01（航模队类似布局飞机经验系数，真实情况待测） 总阻力系数0.03775总阻力0.302kg升力估算翼型MH-116机翼安装角3度机翼升力系数0.791C L α=C L∞α1+C L∞α(1+0.135)——修正系数0.135是参考矩形机翼和¾梯形翼平均数得到，因为机翼中段为矩形翼，外段为¾梯形翼。

升阻比21机翼部分机翼面积1.29625m 2展弦比12.3456中段弦长340mm中段长度2m一侧外段长度1m外端根梢比16/13机翼平均弦长324mm机翼翼展4m翼型相对最大厚度9.85%翼型最大外度4.03%（48.5%弦长）水平尾翼部分平尾面积比0.111平尾面积0.144m2展弦比10展长1.2m平均气动弦长120mm根梢比1平尾力臂1.2m平尾容量0.411(总设书46页)前缘后掠0度垂直尾翼部分垂尾面积比0.022垂尾面积0.029m2展弦比1.38根梢比17/12垂尾力臂1.2m垂尾容量0.0067（总设书49页）机身部分机身长度1.25m机身宽度75mm机舱高度75mm太阳能板铺设机翼铺板面积1.16m2尾翼铺板面积0.094m2总铺板面积1.25m2发电功率230w若采用平直翼270w。