空氣動(dòng)力學(xué)復(fù)習(xí)題

1、飛行原理空氣動(dòng)力學(xué)復(fù)習(xí)思考題第一章低速氣流特性1 .何謂連續(xù)介質(zhì)為什么要作這樣的假設(shè)連續(xù)介質(zhì)一一把空氣看成是由空氣微團(tuán)組成的沒有間隙的連續(xù)體。作用一一把空氣壓強(qiáng)（P）、密度（P）、溫度（T）和速度（V）等狀態(tài)參數(shù)看作是空間坐標(biāo)及時(shí) 間的連續(xù)函數(shù)，便于用數(shù)學(xué)工具研究流體力學(xué)問題。2 .何謂流場(chǎng)舉例說(shuō)明定常流動(dòng)與非定常流動(dòng)有什么區(qū)別。流場(chǎng)一一流體所占居的空間。定常流動(dòng)一一流體狀態(tài)參數(shù)不隨時(shí)間變化；非定常流動(dòng)一一流體狀態(tài)參數(shù)隨時(shí)間變化；3 .何謂流管、流譜、流線譜低速氣流中，二維流譜有些什么特點(diǎn)流線譜一一由許多流線及渦流組成的反映流體流動(dòng)全貌的圖形。流線一一某一瞬間，凡處于該曲線上的流體微團(tuán)的速度方

2、向都與該曲線相應(yīng)點(diǎn)的切線相重 合。流管一一通過流場(chǎng)中任一閉合曲線上各點(diǎn)作流線，由這些流線所圍成的管子。二維流譜一一L在低速氣流中，流譜形狀由兩個(gè)因素決定：物體剖面形狀，物體在氣流中的位置 關(guān)系。2 .流線的間距小，流管細(xì)，氣流受阻的地方流管變粗。3 .渦流大小決定于剖面形狀和物體在氣流中的關(guān)系位置。4 .寫出不可壓縮流體和可壓縮流體一維定常流動(dòng)的連續(xù)方程，這兩個(gè)方程有什么不同有什么聯(lián)系連續(xù)方程是質(zhì)量守恒定律應(yīng)用于運(yùn)動(dòng)流體所得到的數(shù)學(xué)關(guān)系式。在一維定常流動(dòng)中，單位時(shí)間內(nèi)通過同一流管任一截面的流體質(zhì)量都相同。方程表達(dá)式：m= P VA不可壓流中,常數(shù)，方程可變?yōu)椋篤A=C （常數(shù)）氣流速度與流管切

3、面積成反比例?？蓧毫髦校琍W常數(shù).方程可變?yōu)椋簃= P VA適用于理想流體和粘性流體5 .說(shuō)明氣體伯努利方程的物理意義和使用條件。方程表達(dá)式:尸+ J 4 2 +即?=常量高度變化不大時(shí)，可略去重力影響，上式變?yōu)椋?+ 16/2=。=常量2即：靜壓+動(dòng)壓=全壓（Po相當(dāng)于V=0時(shí)的靜壓）方程物理意義：空氣在低速一維定常流動(dòng)中，同一流管的各個(gè)截面上，靜壓與動(dòng)壓之和（全壓）都相等。由 此可知，在同一流管中，流速快的地方，壓力（P）??；流速慢的地方，壓力（P）大。 方程應(yīng)用條件1 .氣流是連續(xù)的、穩(wěn)定的氣流（一維定常流）；2 .在流動(dòng)中空氣與外界沒有能量交換；3 .空氣在流動(dòng)中與接觸物體沒有摩擦或摩

4、擦很小，可以忽略不計(jì)（理想流體）；4 .空氣密度隨流速的變化可忽略不計(jì)（不可壓流）。6.圖1-7為一翼剖面的流譜，設(shè)A1二米2,回A2二米2, A3二米2, Vj=100米/秒，Pi二101325帕斯卡，P =225千克/米3。求V2、P2； 73、P3。圖1-7 一翼剖面流譜C Pl+lpVr=P2+ypV22 =P3+lpV32V1A1 =V2A2二V3A3C V2=200 米/秒P2=-3273675 帕斯卡| V3=831米/秒、P3=445075 帕斯卡!7 .何謂空氣的粘性空氣為什么具有粘性空氣粘性一一空氣內(nèi)部發(fā)生相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)，相鄰兩個(gè)運(yùn)動(dòng)速度不同的空氣層相互牽扯的特性。 其原因是：

5、空氣分子的不規(guī)則運(yùn)動(dòng)所引起的動(dòng)量交換。8 .寫出牛頓粘性力公式，分析各因素對(duì)粘性力是怎樣影響的牛頓粘性力公式為:尸=S面積，條在Y方向的速度梯度變化，粘性系數(shù)9 .低速附面層是怎樣產(chǎn)生的分析其特性。空氣流過物體時(shí)，由粘性作用，在緊貼物體表面的地方，就產(chǎn)生了流速沿物面法線方向逐 漸增大的薄層空氣。這薄層空氣稱為附面層。沿物面各點(diǎn)的法線上，速度達(dá)到主流速度的 99%處，為附面層邊界）附面層的性質(zhì)1 .空氣沿物面流過的路程越遠(yuǎn)，附面層越厚；2 .附面層內(nèi)沿物面法線方向各點(diǎn)的壓力不變,且等于主流的壓力。層流附面層一一分層流動(dòng)，互不混淆，無(wú)上下亂動(dòng)現(xiàn)象，厚度較小，速度梯度??；紊流附面層一一各層強(qiáng)烈混合，

6、上下亂動(dòng)明顯，厚度較大，速度梯度大。轉(zhuǎn)換點(diǎn)一一層流附面層與紊流附面層之間的一個(gè)過渡區(qū)，可看成一個(gè)點(diǎn)。10.順壓梯度和逆壓梯度是如何形成的分別如何影響主流和附面層氣流的00)0增量減小，從而圖1-5翼型表面主流的維力變化機(jī)翼表面摩擦力進(jìn)一步增大，產(chǎn)生逆壓，致使氣流反向 流動(dòng)，從而產(chǎn)生速度逆壓梯度變化。11.什么叫氣流分離氣流分離的根本原因是什在逆壓梯度段，附面層底層的空氣受到摩擦和逆壓的雙重作用，速度減小很快，至S點(diǎn)速 度減小為零，（6%Px=0附面層底層的空氣在逆壓的繼續(xù)作用下，開始倒流，倒流而 上與順流而下的空氣相遇，使附面層拱起，形成分離（S點(diǎn)為分離點(diǎn)）。第二章飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性常用的

7、飛機(jī)翼型有哪幾種說(shuō)明弦長(zhǎng)、相對(duì)彎度、最大彎度位置、相對(duì)厚度、最 大厚度位置、前緣半徑和后緣角的定義翼型幾何參數(shù):1 .弦長(zhǎng)（b）翼型上下表面內(nèi)切圓圓心的光滑連線稱為中線。中弧線的前端點(diǎn)，稱為前緣：后端點(diǎn)，稱為后緣。前緣與后緣的連線叫翼弦，其長(zhǎng)度叫弦長(zhǎng)或幾何弦長(zhǎng)。2 .相對(duì)彎度（了）翼型中弧線與翼弦之間的距離叫弧高或彎度。最大弧高與弦長(zhǎng)的比值，叫相對(duì)彎度, 相對(duì)彎度的大小表示翼型的不對(duì)稱程度。3 .最大彎度位置（又/翼型最大弧高所在位置到前緣的距離稱為最大彎度位置。通常以其與弦長(zhǎng)的比值來(lái)表示。.4 .相對(duì)厚度（口上下翼面在垂直于翼弦方向的距離叫翼型厚度（C ）o翼型最大厚度與弦長(zhǎng)的比值，叫翼型的

8、相對(duì)厚度。5 .最大厚度位置（文翼型最大厚度所在位置到前緣的距離稱為最大厚度位置。通常以其與翼弦的比值來(lái)表示。6前緣半徑（r）翼型前緣處的曲率半徑，稱為前緣半徑。7 .后緣角（x）翼型上下表面圍線在后緣處的切線之間的夾角，稱為后緣角。3.,常用的機(jī)翼平面形狀有哪幾種說(shuō)明機(jī)翼面積、展長(zhǎng)、展弦比、根尖比和后掠角的定義常用的幾種機(jī)翼平面形狀:襟翼、縫翼全收時(shí)機(jī)翼在X 0 Z平面上的投影面積所占的那部分面積（一般包括機(jī)身）。波音737： $=米1 展長(zhǎng)（l ）機(jī)翼左右翼端（翼尖）之間的距離。波音737： 1=米3 .展弦比（人）展長(zhǎng)與平均弦長(zhǎng)（b”）之比。X = L / b.v= L2/ S殲擊機(jī)：2

9、5轟炸、運(yùn)輸機(jī)：712滑翔機(jī)、高空偵察機(jī)：1619波音737： X =4 .根尖比（n）翼根弦長(zhǎng)（bx）與翼尖弦長(zhǎng)（bt）之比。Q =bx/bt矩形翼n=i三角翼n=8初教六n=2殲教八n =5 .后掠角（x）機(jī)翼上有代表性的等百分弦線（如前緣線、1 / 4弦線、后緣線等）在X 0Z平面上的投影與 0Z軸之間的夾角。后掠角大小表示機(jī)翼向后傾斜的程度。一般常用1 / 4弦線后掠角作為機(jī)翼的后掠角。5.說(shuō)明迎角的物理意義迎角的概念定義：翼弦與相對(duì)氣流方向之間的夾角。（用Q表示）正負(fù):相對(duì)氣流方向指向機(jī)翼下表面，迎角為正；指向機(jī)翼上表面，迎角為負(fù)；相對(duì)氣流方向與翼弦平行，迎角為零。4 .以雙凸翼型為

10、例，說(shuō)明迎角對(duì)流譜的影響，并根據(jù)翼型的流譜畫圖分析翼型升力的產(chǎn)生。翼升力的作用點(diǎn)叫機(jī)翼壓力中心。飛機(jī)各部分升力的總和就是飛機(jī)的升力。飛機(jī)升力的作用點(diǎn)，叫飛機(jī)壓力中心。上表面一彎曲大f流管變細(xì)一流速快一壓力小空氣流過機(jī) J翼上下表面下表面一彎曲小一赫管變粗一流速慢一壓力大一壓力差（4P）垂直相對(duì)氣流方向總和一丫翼5 .何謂剩余壓力、正壓力、吸力和壓力系數(shù)分別用矢量表示法和坐標(biāo)表示法畫出 翼型壓力系數(shù)分布示意圖。壓力系數(shù)一一剩余壓力與遠(yuǎn)前方氣流動(dòng)壓的比值。 剩余壓力一一測(cè)量點(diǎn)靜壓與大氣壓力的差值。表示方法矢量表示法系數(shù)寫出升力公式，說(shuō)明公式中各物理意義。升力公式線段的方向一一箭頭向外 力；箭頭向里

11、為正壓力。坐標(biāo)表示Y = CypV1SP空氣密度V遠(yuǎn)前方氣流速度 s一一機(jī)翼面積cy綜合表達(dá)了翼型、迎角和氣流M數(shù)對(duì)升力影響的無(wú)因次數(shù)值。7.影響機(jī)翼升力大小的因素有哪些各是怎樣影響的說(shuō)明升力系數(shù)的物理意義。翼型對(duì)升力的影響其它因素不變時(shí)，翼型形狀不同，升力不同:平凸翼型Cy最大;雙凸翼型次之;對(duì)稱翼型最小?？傊硇托螤顚?duì)升力的影響其它因素不變時(shí)，翼型形狀不同，升力不同，平凸翼型Q最大; 雙凸翼型次之;對(duì)稱翼型最小。相對(duì)氣流動(dòng)壓對(duì)升力的影響：其它因素不變時(shí)，動(dòng)壓大一Y大。Cy綜合表達(dá)了翼型、迎角和氣流M數(shù)對(duì)升力影響的無(wú)因次數(shù)值。8 .畫出升力系數(shù)曲線示意圖。說(shuō)明現(xiàn)、Qcr,。丫方合的含義及影

12、響因素。升力系數(shù)曲線一一匕機(jī)升力系數(shù)隨迎角變化的曲線。系數(shù)力系相對(duì)升地地相增有零升迎角（ao）升力 為零的迎角。影響因素對(duì)彎度彎度增加，增升裝置裝置放下，aol效效影響，ciol臨界迎角（a cr）和最大升數(shù)（Cymax）影響cymax 的因素相對(duì)彎度相對(duì)彎度大，Cymax 大最大彎度位置 最大彎度位置15 %時(shí)最大 相對(duì)厚度過大過小C ymax 都會(huì)減小相對(duì)厚度914%時(shí)最大 前緣半徑前緣半徑大， C ymax 較大。無(wú)地效，收起落架、襟翼時(shí)9 .什么是摩擦阻力，壓差阻力和誘導(dǎo)阻力分別分析其產(chǎn)生原因。摩擦阻力一一氣流與飛機(jī)表面發(fā)生摩擦形成的阻力。產(chǎn)生原因附面層底層存在法向速度梯度一摩擦力一方

13、向與飛機(jī)面相切各處摩擦力在相對(duì)氣流方向上投影的總和即為飛機(jī)的摩擦阻力。紊流附面層一一摩擦阻力大。壓差阻力一一有空氣粘性間接造成的一種壓力形式的阻力。/產(chǎn)生原因空氣粘性作用導(dǎo)致機(jī)翼前后壓力不等形成的阻力一一機(jī)翼的粘性壓差阻力，機(jī)身、尾翼等其它部分 也會(huì)產(chǎn)生壓差阻力，飛機(jī)各部分壓差阻力的總和就是飛機(jī)的壓差阻力。誘導(dǎo)阻力一一誘導(dǎo)阻力是伴隨升力而產(chǎn)生的阻力。既由升力誘導(dǎo)而產(chǎn)生的阻力。產(chǎn)生原因：升力上表面壓力小，下表面壓力大，下表面空氣繞過翼尖流向上表面一上下翼面空氣流出后緣時(shí)具 有不同流向，形成旋渦一形成翼尖渦一形成向下速度（下洗速度）一使流過機(jī)翼的空 氣發(fā)生變化（相對(duì)氣流速度和下洗速度的合速度方向流

14、動(dòng)，向下傾斜）一下洗流一使 升力向后傾斜一個(gè)角度（實(shí)際升力Y，）一垂直分力（Y，cose ）升力（有效升力）；平行分力（Y，sine ）阻力誘導(dǎo)阻力（Xi）。10.寫出阻力公式，說(shuō)明阻力系數(shù)的物理意義。影響阻力大小的因素有哪些阻力公式Cx阻力系數(shù)。翼型阻力系數(shù)。綜合表達(dá)了機(jī)翼迎角、翼型和機(jī)翼表面光滑程度等因素對(duì)阻力的影響。迎角對(duì)壓差阻力和誘導(dǎo)阻力的影響 摩擦阻力基本不隨迎角變化。壓差阻力：中、小a 變化不大；大a明顯增大；a > a急劇增大。 'W誘導(dǎo)阻力：在a崎范圍內(nèi)a增加Xi迅速增加。翼型和機(jī)身形狀對(duì)壓差阻力的影響平凸型一一較大翼型不同，壓差阻力不同雙凸型一一較小對(duì)稱型一一最

15、小尖頭尖尾一一最小機(jī)身形狀不同，壓差阻力不同純頭一一較大切尾旋成體一一最大展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響同翼面積一一展弦比?。ǘ潭鴮挘?，誘導(dǎo)阻力大；翼平面形狀一一其它條件相同橢圓翼誘導(dǎo)阻力最小，矩形翼誘導(dǎo)阻力最大11.什么是翼尖效應(yīng)和翼根效應(yīng)說(shuō)明后掠翼和平直翼低速空氣動(dòng)力特性不同的基本原因。流線左右偏斜，影響機(jī)翼的壓力布“翼根效應(yīng),小翼根上表面前段，流線向外偏斜，流管變粗一流速增加不多，壓力減小不多一吸力減小；后 段，流線向內(nèi)偏斜，流管變細(xì)一速度增加，吸力增加。流管最細(xì)的位置后移，最低壓 力點(diǎn)后移。翼根效應(yīng)使翼根部分平均吸力減小，升力系數(shù)減小。翼根效應(yīng)一最低壓力點(diǎn)后移，平均吸力I , Cj O“翼尖效

16、應(yīng)翼尖上表面前段，流線向外偏，流管變細(xì)一速度增加，壓力減小一吸力增加；后段， 流線向內(nèi)偏斜，流管變粗一速度減小一吸力減小。流管最細(xì)的位置前移，最低壓力點(diǎn) 前移。翼尖效應(yīng)使翼尖部分平均吸力增大，升力系數(shù)增大。翼尖效應(yīng)一最低壓力點(diǎn)前移，平均吸力匕CYt O故后掠翼低速空氣動(dòng)力特性不同于平直翼的基本原因：后掠翼空氣動(dòng)力主要取決于有效分速； 后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)影響后掠翼壓力分布。 總之，后掠翼與平直翼相比：1 .后掠翼沒到臨界迎角之前，會(huì)較早抖動(dòng)；2 .（X抖、。臨界及Cy科、Cymax差:別“父人。3 .后掠翼在臨界迎角附近，Cy變化緩和。12.何謂升阻比和極線畫出升阻比和極曲線示意圖，說(shuō)明

17、升阻比和極線隨迎角的變化規(guī)律，并解釋原因。說(shuō)明曲線用途。升阻比（K） 一一同一迎角下升力與阻力的比值。1 . 1 7K = Y/X=Cy-pVS ICx-pV1S = CyICx升阻比越大，說(shuō)明同一迎角下的升力比阻力大的倍數(shù)越多，或同一升力下的阻力越小。 從曲線看出，a < a 右a t , k ta >a 右一 a f , ka = a 芍f kmax同一機(jī)型的飛機(jī)，翼型不變,低速飛行時(shí)，升力系數(shù)和阻力系數(shù)只隨迎角變化，所以升阻比 也隨迎角變化。有利迎角一一升阻比最大的迎角。飛機(jī)極線以橫坐標(biāo)表示阻力系數(shù)，縱坐標(biāo)表示升力系數(shù)，迎角為參變量，把升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨 迎角變化的規(guī)律用一

18、條曲線表示出來(lái)，這條曲線叫做飛機(jī)極線，也稱極曲線。飛機(jī)極線綜合表達(dá)了飛機(jī)空氣動(dòng)力性能隨迎角（或升力系數(shù)）變化的規(guī)律。 飛機(jī)極線的用途1 .可查出該型飛機(jī)的零升迎角、臨界迎角、有利迎角及其對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)值。2 .可看出升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角的變化規(guī)律。3 .同升力系數(shù)曲線聯(lián)合使用，可查出各迎角的升力系數(shù)、阻力系數(shù)。4 .可求出各迎角的總空氣動(dòng)力系數(shù)，看出各迎角總空氣動(dòng)力的方向。13 .說(shuō)明減小升阻比的方法和在不同飛行階段使用的原因。略。14 .增升裝置有哪些簡(jiǎn)要說(shuō)明增升原理。通常所說(shuō)的襟翼，指的是后緣襟翼。襟翼有簡(jiǎn)單襟翼、分裂襟翼、開縫襟翼、后退襟翼等 多種形式。另外還有前緣

19、縫翼、機(jī)動(dòng)襟翼、噴氣襟翼、附面層控制裝置。增升裝置（各種襟翼）增升的基本原理是：1 .增大機(jī)翼彎度；2 .增大機(jī)翼面積；I3 .增大機(jī)翼上下壓力差。15 .什么是地面效應(yīng)對(duì)飛機(jī)空氣動(dòng)力有什么影響地面效應(yīng)一一飛機(jī)在起飛、著陸或貼近地面飛行時(shí)，由于流經(jīng)飛機(jī)的氣流受到地面的影響， 致使飛機(jī)的空氣動(dòng)力發(fā)生變化的現(xiàn)象稱。影響：在一定迎角范圍內(nèi)，各迎角下的升力系數(shù)普遍增大，臨界迎角減小，最大升力 系數(shù)降低。16 .說(shuō)明螺旋槳拉力產(chǎn)生的原因。簡(jiǎn)要分析拉力隨速度、油門和高度的變化規(guī)律。相對(duì)氣流流過槳葉前槳面一流管變細(xì)，流（同機(jī)翼上表面）速加快一壓力降低：相對(duì)氣流 流過槳葉后槳面f流管變粗，流（同機(jī)翼下表面）速

20、減慢一壓力升高。槳葉前后槳面壓力 差總和產(chǎn)生槳葉總空氣動(dòng)力（R）oR的分力p （與槳軸平行）拉力Q （與槳軸垂直）一一旋轉(zhuǎn)阻力拉力隨飛行速度的變化速度、拉力相互聯(lián)系相互制約。）H、油門不變時(shí)VtP I V IP t原因：V t a I Q I n / t R 偏斜，P 減小拉力隨油門位置的變化V、H不變時(shí)加油門一一P t收油門一一P I原因:加油門一一功率t一一nt “t Q t Pt拉力隨飛行高度的變化吸氣式活塞發(fā)動(dòng)機(jī)隨著飛行高度的升高，發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率一直降低, 螺旋槳的拉力也一直減小。17 .螺旋槳有哪些副作用對(duì)飛行有什么影響螺旋槳滑流螺旋槳的滑流一一螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)，被螺旋槳撥動(dòng)而向后加速和

21、扭轉(zhuǎn)的氣流。滑流扭轉(zhuǎn)角一一滑流速度與飛機(jī)遠(yuǎn)前方相對(duì)氣流速度之間的夾角?；髋まD(zhuǎn)作用左轉(zhuǎn)螺旋槳一一垂尾機(jī)身尾部產(chǎn)生向左的側(cè)力一一右偏力矩右轉(zhuǎn)螺旋槳一一左偏力矩滑流扭轉(zhuǎn)作用的強(qiáng)弱與發(fā)動(dòng)機(jī)功率有關(guān)。加油門一一扭轉(zhuǎn)作用增強(qiáng)，偏轉(zhuǎn)力矩增大；收油門一一偏轉(zhuǎn)力矩減小。a不隨飛行速度變化V t 滑流扭轉(zhuǎn)角I滑流動(dòng)壓t 相互抵消消除措施（飛行操縱，以初教六為例）力口油門一一蹬左舵（保持方向平衡，操縱力矩=偏轉(zhuǎn)力矩）收油門一一回左舵（蹬右舵）油門不動(dòng)V t減小蹬舵量V I 加大蹬舵量加減油門時(shí)，因滑流速度變化還會(huì)導(dǎo)致水平尾翼的升力變化，破壞飛機(jī)的俯仰平衡， 應(yīng)推拉駕駛桿修正。螺旋槳進(jìn)動(dòng)一一當(dāng)K機(jī)俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)或偏轉(zhuǎn)改變

22、螺旋槳轉(zhuǎn)軸方向時(shí).，山于螺旋槳的陀螺效應(yīng)使機(jī) 頭繞另一個(gè)軸轉(zhuǎn)動(dòng)的現(xiàn)象。陀螺力矩M ：! = JC $飛行條件一定時(shí)，J、Q一定，M遺正比于3。即飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)越快，陀螺力矩越大， 進(jìn)動(dòng)作用越強(qiáng)。J 轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Q 轉(zhuǎn)動(dòng)角速度3進(jìn)動(dòng)角速度18.說(shuō)明螺旋槳所需功率、有效功率和效率的物理意義。螺旋槳旋轉(zhuǎn)所需功率（N）螺旋槳旋轉(zhuǎn)所消耗的功率。N tt3R=M- w=ppn3D5式中：m螺旋槳旋轉(zhuǎn)阻力力矩3螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)角速度，3=2Jin（l/秒）P螺旋槳功率系數(shù)。螺旋槳有效功率（N。（或螺旋槳推進(jìn)功率）螺旋槳的拉力在單位時(shí)間（秒）對(duì)飛機(jī)所做的功。n襄pv螺旋槳效率（n）螺旋槳有效功率與發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率之比。N槳

23、n = N 有效N有效一一發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率第三章高速氣流特性1 .寫出音速公式，簡(jiǎn)述空氣壓縮性與音速之間的關(guān)系。音速大小用下式表示：。=型二=77=20、斤（T高a大：T低a?。┘矗簹鉁馗?，空氣難壓縮，音速快；反之，氣溫低，可輕易壓縮，音速慢。所以音速大小取決 于空氣的溫度。2 .說(shuō)明M數(shù)的物理意義。飛行高度和速度對(duì)飛行M數(shù)有什么影響M數(shù)的物理意義：氣流M數(shù)大小綜合表達(dá)了氣流速度和音速對(duì)空氣密度變化量的影響，即反映了空氣壓縮 程度。氣流M數(shù)大，表明氣流速度大或音速小，即空氣壓縮量大；反之，氣流M數(shù)小表 明氣流速度小或音速大。即空氣的壓縮量小。高度越高，空氣密度越小，音速越小，飛行M數(shù)越大；速度越

24、快飛行M數(shù)越大。M<1- 亞音速流；M>1超音速流；M=1一等音速流。3 .寫出一維絕熱流動(dòng)的能量方程，并與伯努利方程進(jìn)行比較。一維絕熱流動(dòng)的能量方程：上式中：動(dòng)能；CvT一內(nèi)能；-_壓力能 P表明在絕熱過程中，三種能量可以相互轉(zhuǎn)換，但總和保持不變。與低速能量方程（伯努利方程）區(qū)別：高速時(shí)：溫度、密度變化，三種能量參與轉(zhuǎn)換，低速時(shí)：溫度、密度不變，二種能量參與轉(zhuǎn)變（內(nèi)能不參與 轉(zhuǎn)換）?？傊咚俚牟ɡ韛t P、P . T gfHV P、P、T 都 t方程應(yīng)用條件一一適用于絕熱、理想和粘性氣流。4 .分析亞音速流和超音速流中，流管截面積與流速的關(guān)系。耍獲得超音速氣流為什相對(duì)變么

25、一定耍米用拉瓦爾管將連續(xù)方程PVA=常數(shù)微分得：?=（兒r_1）¥（1）表達(dá)了可壓縮氣流流管截面積相對(duì)變化量與流速 化量之間的關(guān)系；（2）由式中看出：如圖3-1所示：亞音速時(shí)，MVl,dA與dV異號(hào)V f f A （截面積）IV I -A t超音速時(shí)，M>l,dA與dV同號(hào)V f A fV I f A I故亞音速氣流一一經(jīng)過收斂形管道加速：超音速氣流一一經(jīng)過擴(kuò)散形管道加速。圖32拉瓦爾噴管拉瓦爾管如圖3-2所示。先收斂后擴(kuò)散的管道，使氣流加速到 超音速。5.明超音速氣流流過一外凸角和 外凸曲面時(shí)，膨脹波區(qū)的形成過 程及膨脹波區(qū)前后氣流參數(shù)的 變化情形。力降低，該波面為膨脹波。如

26、圖3-3所示。圖3-3扇形膨脹波超音速氣流通過擴(kuò)張管道加速，氣流外折一個(gè)角度，轉(zhuǎn)折點(diǎn)為擾動(dòng)源。以波的形式向四周傳播, 擾動(dòng)波不能逆氣流方向向前傳播，只限于以擾動(dòng)波為邊界的錐形內(nèi)，通過波面后，流速增加，壓通過膨脹波后 參數(shù)變化vf , M f , T I , PI , p I6.飛機(jī)頭部激波是怎樣產(chǎn)生的正激波和斜激波有什么區(qū)別飛機(jī)頭部激波產(chǎn)生原因:超音速氣流受阻擋一形成強(qiáng)擾動(dòng)波一強(qiáng)擾動(dòng)傳播速度（U）大于音速（a）而向前傳播一傳播 時(shí)，壓力減小，擾動(dòng)強(qiáng)度減弱，擾動(dòng)傳播速度減小一擾動(dòng)傳播速度（u）等于相對(duì)氣流速度（V） 時(shí)一一不能前傳，形成界面一激波。 正激波一一波面與氣流方向垂直。通過正激波P、P

27、、T突t, V突I （由超變亞），氣流方向不變。斜激波一一波面與主流方向不垂直。通過斜激波P、。、丁都1, VI （可能超可能亞），氣流方向向外或向內(nèi)折一角度。7 .什么是激波角激波角是怎樣變化的圖3-6激波前后靜參數(shù)大小的比較。圖中斜激波與氣流主流方向參數(shù)變化通過激波Vl, P t,P t J t8 .如圖3-6所示，比較飛機(jī)中，1、2、3、4點(diǎn)的密度、溫度的大小，并說(shuō)略原因：空氣壓縮氣流動(dòng)能轉(zhuǎn)化為內(nèi) 使溫度升高，壓強(qiáng)增大，空氣密 小，第四章飛機(jī)的高速空氣動(dòng)力1.空氣壓縮性對(duì)翼型表面壓力響為什么試畫出雙凸形翼型當(dāng)正壓力時(shí),壓縮氣流和非壓縮氣夾角為激波角。在超音速飛行 流速、壓力、 明原因。能

28、和壓力勢(shì)能， 度增大、流速減特性分布有何影 下表面產(chǎn)生 流的壓力分布示意圖。原因：空氣流過翼型表面，吸力 小，壓力有額外降低，吸2.說(shuō)明翼型的亞音速空氣動(dòng)因。區(qū)流速增加，密度減 力有額外升高。力特性，并解釋原空氣壓縮性對(duì)翼型表面壓力分布的影響如圖4-1所示，翼型表面壓力系數(shù)分布特點(diǎn)一一“吸處更吸, 壓處更壓。圖4-1壓縮氣流與非壓縮氣流中的翼型壓力分布又1-M2<1M t f Cy t， C ' t（2）M數(shù)f f a s I Gmax I如圖62所示M t f上表面額外吸力t f最低壓力點(diǎn) 逆壓梯度t 一附面層空氣更易倒流一在下分離f 使 a cr I，Cymax I。（3）

29、M f -Cx不變M f前緣壓力額外增加一X樂1M t （V 1或a I ）, a I f T I f粘性系數(shù)I f X摩IX質(zhì)和X /氐消（4）M t 壓力中心前移M f 一上表面前段壓力系數(shù)增加倍數(shù)比上表面后段多。3 .什么叫臨界M數(shù)說(shuō)明其物理意義。臨界M數(shù)（MQ機(jī)翼的臨界速度（V。）與飛機(jī)所在高度音速（a）的比值。即M/V/a （乂翼型表面最低壓力點(diǎn)的氣流速度等于該點(diǎn)的音速，這時(shí)的飛行速度。）M<Mc廠氣流特性無(wú)質(zhì)變；MAM：廠氣流特性有質(zhì)變。（產(chǎn)生局部激波和局部超音速區(qū)）故M”大小，可說(shuō)明機(jī)翼翼型上表面出現(xiàn)局部超音速氣流時(shí)機(jī)的早晚，也可作為機(jī)翼翼型空氣動(dòng) 力特性發(fā)生顯著變化的標(biāo)志

30、。4 .翼型表面局部激波是怎樣產(chǎn)生的又是怎樣發(fā)展的局部激波總是先在翼型上表面產(chǎn)生。對(duì)嗎為什么局部激波的產(chǎn)生MAM。時(shí)一等音速點(diǎn)的后空氣膨脹加速一壓力降低一翼型后壓力接近大氣壓力且形成逆壓梯度一壓力波向前傳播一當(dāng)傳播速度等于迎面氣流速度時(shí)，穩(wěn)定在此位置一形成局部激波。局部激波前，等音速線后即為局部超音速區(qū)。氣流通過局部激波后，VI為亞音速，Pt, Pt , T t O局部激波的發(fā)展以接近對(duì)稱的薄翼型，在小正迎角下的情況為例M t 一等音速點(diǎn)前移，局部激波后移一使超音速區(qū)擴(kuò)大。當(dāng)Mt到一定程度，下表面出現(xiàn)局部激波和局部超音速區(qū)。M繼續(xù)t -翼型上下表面等音速線前移，局部激波后移一局部超音速區(qū)擴(kuò)大。

31、M再t 一下表面局部激波先移到后緣一M-1時(shí)，上表面局部激波也移到后緣一翼型后緣 出現(xiàn)兩道斜激波，上下表面兒乎全是超音速區(qū)。M>1時(shí)前緣出現(xiàn)激波，全為超音速了?？傊植考げòl(fā)展規(guī)律:產(chǎn)生先后-上先下后；后移快慢-上慢下快；激波形狀-人形（斜激波+正激波）激波局部激波總是先在翼型上表面產(chǎn)生原因：局部激波總是先在翼型上表面產(chǎn)生，因?yàn)闄C(jī)翼要產(chǎn) 生向上的升力，那么就必須使機(jī)翼上表面氣流速度大于下表面氣流速度從而使機(jī)翼上表面先產(chǎn) 生局部激波。原因。Cy隨M的變化（如圖4-5所示）(M t -Cj );亞音速規(guī)律變化M<M”:亞音速氣流，Cy按圖4-5升力系數(shù)隨M數(shù)的變化5 .畫出翼型升力系

32、數(shù)隨M數(shù)變化的曲線示意圖，說(shuō)明跨音速時(shí)的變化規(guī)律，并解釋M>M”（跨音速階段）:AB段-上表面產(chǎn)生局部激波和局部超音速區(qū)，吸力t , 0y t ;BC段-下表面產(chǎn)生局部激波和局部超音速區(qū)，吸力t q I ;CD段一下表面發(fā)展到后緣，上表面局部超音速區(qū)繼續(xù)發(fā)展，向上吸力f, Cyt oM>1后（D點(diǎn)以后）一全為超音速。Ml, Cy I o升力（Y）隨M數(shù)的變化丫大小決定于q和v? （m）o一般，Mf-Cj-Yt。Ml 一定程度，Cyl-Yl或1 （要看V變化情況而定）6 .跨音速飛行時(shí)，翼型壓力中心隨飛行M數(shù)是怎樣變化的為什么壓力中心隨M數(shù)變化（如圖4-9所示）M<Mcr:M t -壓力中心基本不變;圖4-9壓力中心隨氣流M數(shù) 的變化移。力f ,壓力中超音速區(qū)，位