空氣動力學(xué)復(fù)習(xí)題

1、飛行原理空氣動力學(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) 把空氣看成是由空氣微團組成的沒有間隙的連續(xù)體。23作用一一把空氣壓強（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。何謂流場？舉例說明定常流動與非定常流動有什么區(qū)別。流場流體所占居的空間。定常流動 流體狀態(tài)參數(shù)不隨時間變化；非定常流動 流體狀態(tài)參數(shù)隨時間變化；何謂流管、流譜、流線譜？低速氣流中，二維流譜有些什么特點？流線譜由許多流線及渦流組成的反映流體流動全貌的圖形。流線 某一瞬間，凡處于該曲線上的流體微團的速度方向都與該曲線相

2、應(yīng)點的切線相重合。流管 通過流場中任一閉合曲線上各點作流線， 由這些流線所圍成的管子。2.3.二維流譜 1.在低速氣流中， 流譜形狀由兩個因素決定： 物體剖面形狀， 物體在氣流中的位置關(guān)系。 流線的間距小，流管細(xì)，氣流受阻的地方流管變粗。 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的連續(xù)方程，這兩個方程有什么不同？有什么聯(lián)系？連續(xù)方程是質(zhì)量守恒定律應(yīng)用于運動流體所得到的數(shù)學(xué)關(guān)系式。 在一維定常流動中，單位時間內(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，p常數(shù)，方程可變?yōu)椋篤A=C （常數(shù)）氣流速度與流管切面

3、積成反比例。可壓流中,pM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. 說明氣體伯努利方程的物理意義和使用條件。V2 po常量方程表達(dá)式：p 2v2 gh常量高度變化不大時，可略去重力影響，上式變?yōu)?靜壓+動壓二全壓（P0相當(dāng)于V=0時的靜壓）方程物理意義：靜壓與動壓之和（全空氣在低速一維定常流動中，同一流管的各個截面上，壓）都相等。由此可知，在同一流管中，流速快的地方，壓力（P）小;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. 在流動中空氣與外界沒有能量交換；3. 空氣在流動中與接觸物體沒有摩擦或 摩擦很小，可以忽略不計（理想流體）

4、；4. 空氣密度隨流速的變化可忽略不計 （不可壓流）。6 .圖1-7為一翼剖面的流譜，設(shè)A1二米2,?A2二米2,A3二米2,Vl=100米/秒，Pi = 101325帕斯卡，P =225千克/米3。求 0、巳；*、P3。V1Ai=V2A2=V3A3V2=200 米/ 秒P2=-3273675 帕斯卡V3=83-米 / 秒3P3=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)生相對運動時，相鄰兩個運動速度不同的空氣 層相互牽扯的特性。其原因是：空氣分子的不規(guī)則運動所引起的動量交換。8寫出牛頓粘性力公式，分析各因素對粘性力是怎樣影響的?牛頓粘性力公式為：F dV

5、SdYS面積，dV在丫方向的速度梯度變化，粘性系數(shù)dY9. 低速附面層是怎樣產(chǎn)生的？分析其特性?？諝饬鬟^物體時，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的壓力不變，且等于主流的壓力。層流附面層一一分層流動，互不混淆，無上下亂動現(xiàn)象，厚度較小，速度梯度小；紊流附面層一一各層強烈混合，上下亂動明顯，厚度較大，速度梯度大。轉(zhuǎn)捩點一一層流附面層與紊流附面層之間的一個過渡區(qū)，可看成一個

6、點。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?E點最低壓力點一E點之前順壓梯度E點之后逆壓梯度上0X由機翼表面摩擦力而使氣流速度增量減小，從而產(chǎn)生速度順壓梯度變化。 機翼表面摩擦力進(jìn)一步增大，產(chǎn)生逆壓，致使氣流反向流動，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么?速度減在逆壓梯度段，附面層底層的空氣受到摩擦和逆壓的雙重作用，小很快，至S點速度減小為零，（yY）Y 00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點為分離點）。第二章飛機的低速空氣動力特性1. 常用的飛機翼型

7、有哪幾種？說明弦長、相對彎度、最大彎度位置、相對厚度、最大厚度位置、前緣半徑和后緣角的定義?(a)(d)(b)佃）早期翼型 時稱翼型翼型幾何參數(shù):1. 弦長（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，稱為前緣；后端點，稱為后緣。前緣與后緣的連線叫 翼弦， 其長度叫弦長或幾何弦長。2. 相對彎度（f） 翼型中弧線與翼弦之間的距離叫弧高或彎度 。最大弧高與弦長的比 值，叫相對彎度。相對彎度的大小表示翼型的 不對稱程度。3.最大彎度位置（Xf） 翼型最大弧高所在位置到前緣的距離稱為最大彎度位置。 通常以其與弦長的比值來表示。4.相對厚度（C）上下翼面在垂直于翼弦方向的距離叫翼型

8、厚度（C ） 0翼型最大厚度與弦長的比值，叫 翼型的相對厚度。5. 最大厚度位置（Xc ） 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（T）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。2. 常用的機翼平面形狀有哪幾種？說明機翼面積、展長、展弦比、根尖比和后掠角的定義?(0常用的幾種機翼平面形狀:(e)(0(g)(i)【對矩形翼（bj橢圓翼忙）嫌形異后掠翼（e）H角翼m雙三ft翼（g）Sfl$前繚夏（h）邊條翼變店掠翼（J前掠理1.機翼面積（S）襟翼、縫翼全收時機翼在XOZ平面上

9、的投影面積所占的那部分面積 （一般包括機身）。2波音737: S=米2.展長（L）機翼左右翼端（翼尖）之間的距離。波音737 :L=米3. 展弦比（入）展長與平均弦長（b av）之比。X 三 L/b =L2/Silv殲擊機：25轟炸、運輸機：712滑翔機、高空偵察機：1619波音737:入=4.根尖比（n）翼根弦長（bx）與翼尖弦長（bt）之比。n =bx/btn =1 n =xn =2n =(X)矩形翼三角翼初教六殲教八5.后掠角機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 OZ平面上的投影與OZ軸之間的夾角。后掠角大小表示機翼向后傾斜的程度。一般常用1/4弦線后掠角作為

10、機翼的后掠角。3. 說明迎角的物理意義？迎角的概念定義：翼弦與相對氣流方向之間的夾角。（用a表示） 正負(fù)：相對氣流方向指向機翼下表面，迎角為正； 指向機翼上表面，迎角為負(fù)； 相對氣流方向與翼弦平行，迎角為零。4. 以雙凸翼型為例，說明迎角對流譜的影響，并根據(jù)翼型的流譜畫圖分析翼型升力的產(chǎn)生。翼升力的作用點叫機翼壓力中心。飛機各部分升力的總和就是飛機的升力。 飛機升力的作用點，叫飛機壓力 中心。上表面上表面f彎曲大f流管變細(xì)f流速快f壓力小 空氣流過機J翼上下表面1F表面f彎曲小f流管變粗f流速慢f壓力大7壓力差（ P）垂直相對氣流方向總和f 丫翼5. 何謂剩余壓力、正壓力、吸力和壓力系數(shù)？分別

11、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)前方氣流動壓的比值。剩余壓力測量點靜壓與大氣壓力的差值。表示方法坐標(biāo)表示法Pi 1-s斗s.s6、?f咅B(yǎng)x/tjIIIIII1117 H m ZZZ=3'9 IO 1 1 1 314' ® re6. 寫出升力公式，說明公式中各項的物理意義。升力公式Y(jié) Cy1 V2Sy 2升力系數(shù)空氣密度遠(yuǎn)前方氣流速度機翼面積C y綜合表達(dá)了翼型、迎角和氣流 M數(shù)對升力影響的無因次數(shù)值。7. 影響機翼升力大小的因素有哪些？各是怎樣影響的？說明升力系數(shù)的物理意義。影響升力的因素：迎角對升力的影響迎角對升力的影響

12、其它因素不變時丿八ot < a 臨,a其它因素不變時a變a < a臨壓力中心前移壓力中心變,af 2a >久臨壓力中心后移翼型對升力的影響其它因素不變時，翼型形狀不同，升力不同：平凸翼型cy最大；雙凸翼型次 之；對稱翼型最小?？傊硇托螤顚ιΦ挠绊?其它因素不變時，翼型形狀不同，升力不同， 平凸翼型G最大;雙凸翼型次之；對稱翼型最 小。相對氣流動壓對升力的影響：其它因素不變時，動壓大f 丫大。C y 綜合表達(dá)了翼型、迎角和氣流 M數(shù)對升力影響的無因次數(shù)值。8畫出升力系數(shù)曲線示意圖。說明Ot 0、a cr、Cymax的含義及影響因素。機翼翼型升力系數(shù)曲線零升迎角（a 0 ）

13、升力系數(shù)為零的迎角。 影響因素相對彎度相對彎度增加，增升裝置增升裝置放下，地效a 0J有地效影響，臨界迎角（a cr）和最大升力系數(shù)（C ymax）影響C ymax的因素相對彎度相對彎度大，C ymax 大最大彎度位置最大彎度位置 15時最大 相對厚度過大過小C ymax都會減小相對厚度914%時最大 前緣半徑前緣半徑大，C ymax較大。無地效，收起落架、襟翼時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 氣流與飛機表面發(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-摩擦力-方向與飛機面相切 各處摩擦力在相對氣流方向上投影的總和即為飛機的摩擦阻力。 紊流附面層

14、摩擦阻力大。壓差阻力 有空氣粘性間接造成的一種壓力形式的阻力。產(chǎn)生原因由于空氣粘性作用導(dǎo)致機翼前后壓力不等形成的阻力機翼的粘性壓差阻力，機身、尾翼等其它部分也會產(chǎn)生壓差阻力，飛機各部分 壓差阻力的總和就是飛機的壓差阻力。誘導(dǎo)阻力 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-上下翼面空氣流出后緣時具有不同流向，形成旋渦-形成翼尖 渦-形成向下速度（下洗速度）T使流過機翼的空氣發(fā)生變化（相 對氣流速度和下洗速度的合速度方向流動，向下傾斜）T下洗流T 使升力向后傾斜一個角度（實際升力丫）7垂直分力（丫 cos

15、£） 升力（有效升力）；平行分力（丫 sin £）阻力誘導(dǎo) 阻力（Xi）。說明阻力系數(shù)的物理意義。影響阻力大小的10.寫出阻力公式，因素有哪些?阻力公式丄V2S2C x阻力系數(shù)。翼型阻力系數(shù)。綜合表達(dá)了機翼迎角、翼型和機翼表 面光滑程度等因素對阻力的影響。摩擦阻力基本不隨迎角變化。 壓差阻力：中、小a 變化不大迎角對壓差阻力和誘導(dǎo)阻力的影響；大a 明顯增大;a>a臨 急居吐曾大。誘導(dǎo)阻力:在a臨范圍內(nèi)a增加迅速增加。翼型和機身形狀對壓差阻力的影響平凸型一一較大翼型不同，壓差阻力不同 機身形狀不同，壓差阻力不同雙凸型一一較小對稱型最小尖頭尖尾一一最小 純頭較大切尾旋成體

16、最大展弦比對誘導(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)？說明后掠翼和平直翼低速空氣動力特性不同的基本原因。流線左右偏斜，影響機翼的壓力布“翼根效應(yīng)”小翼根上表面前段，流線向外偏斜，流管變粗-流速增加不多， 壓 力減小不多7吸力減小；后段，流線向內(nèi)偏斜，流管變細(xì)7速度增力，吸力增加。流管最細(xì)的位置后移，最低壓力點后移。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)-最低壓力點后移，平均吸力cy“翼尖效應(yīng)”翼尖上表面前段，流線向外偏，流管變細(xì)f速度增加，壓力減小f 吸力增加；

17、后段，流線向內(nèi)偏斜，流管變粗f速度減小f吸力減小。 流管最細(xì)的位置前移，最低壓力點前移。翼尖效應(yīng)使翼尖部分平均吸力增大，升力系數(shù)增大。故后掠翼低速空氣動力特性不同于平直翼的基本原因:總之，1.翼尖效應(yīng)-最低壓力點前移，平均吸力T, cyTo后掠翼空氣動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。 后掠翼與平直翼相比：后掠翼沒到臨界迎角之前，會較早抖動；2. a 抖、a臨界及Cy抖、Cymax差別較大。3.后掠翼在臨界迎角附近，C y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，說明升阻比和極線隨迎角的變化規(guī)律，并解釋原因。說明曲線用途。升阻比（K）同一迎角

18、下升力與阻力的比值。1 1K Y/X Cy V2S /Cx? V2S Cy/Cx升阻比越大，說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 有 faT， k T a >a 有faT， kJ a = a 有f kmax 同一機型的飛機，翼型不變，低速飛行時，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)律用一條曲線表示出來，這條曲線叫做飛機極線，也稱極曲線。飛機極線綜合表達(dá)了飛機空氣動力性能隨迎角（或

19、升力系數(shù)）變化的規(guī) 律。飛機極線的用途1. 可查出該型飛機的零升迎角、臨界迎角、有利迎角及其對應(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力系數(shù)，看出各迎角總空氣動力的方向。13. 說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？簡要說明增升原理。通常所說的襟翼，指的是后緣襟翼。襟翼有簡單襟翼、分裂襟翼、開縫襟 翼、后退襟翼等多種形式。另外還有前緣縫翼、機動襟翼、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. 增大機翼彎度；

20、2. 增大機翼面積；3. 增大機翼上下壓力差。15. 什么是地面效應(yīng)？對飛機空氣動力有什么影響?地面效應(yīng)一一飛機在起飛、著陸或貼近地面飛行時，由于流經(jīng)飛機的氣流 受到地面的影響，致使飛機的空氣動力發(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. 說明螺旋槳拉力產(chǎn)生的原因。簡要分析拉力隨速度、油門和高度的變化規(guī)律。R）。相對氣流流過槳葉前槳面-流管變細(xì)，流（同機翼上表面）速加快-壓 力降低；相對氣流流過槳葉后槳面 -流管變粗，流（同機翼下表面） 速減慢7壓力升高。槳葉前后槳面壓力差總和產(chǎn)生槳葉總空氣動力R的分力P （與槳軸平行）一一拉

21、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 VT PJ V； PT原因：VT aJ QJ nT ©T R偏斜，P減小拉力隨油門位置的變化 V、H不變時加油門一一PT收油門一一p；原因：加油門一一功率T nT©TaT PT 拉力隨飛行高度的變化 吸氣式活塞發(fā)動機隨著飛行高度的升高， 發(fā)動機有 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？對飛行有什么影響？螺旋槳滑流螺旋槳的滑流螺旋槳旋轉(zhuǎn)時， 被螺旋槳撥動而向后加速和扭轉(zhuǎn) 的氣流?；髋まD(zhuǎn)角滑流速度與飛機遠(yuǎn)前方相對氣流速度之間的夾角。 滑流扭轉(zhuǎn)作用

22、左轉(zhuǎn)螺旋槳垂尾機身尾部產(chǎn)生向左的側(cè)力右偏力矩 右轉(zhuǎn)螺旋槳左偏力矩滑流扭轉(zhuǎn)作用的強弱與發(fā)動機功率有關(guān)。加油門一一扭轉(zhuǎn)作用增強，偏轉(zhuǎn)力矩增大； 收油門偏轉(zhuǎn)力矩減小。不隨飛行速度變化VT滑流扭轉(zhuǎn)角；滑流動壓T 相互抵消消除措施（飛行操縱，以初教六為例）加油門一一蹬左舵（保持方向平衡，操縱力矩 =偏轉(zhuǎn)力矩） 收油門回左舵（蹬右舵） 油門不動vT減小蹬舵量V；加大蹬舵量加減油門時，因滑流速度變化還會導(dǎo)致水平尾翼的升力變化，破壞 飛機的俯仰平衡，應(yīng)推拉駕駛桿修正。螺旋槳進(jìn)動 當(dāng)飛機俯仰轉(zhuǎn)動或偏轉(zhuǎn)改變螺旋槳轉(zhuǎn)軸方向時， 由于螺旋 槳的陀螺效應(yīng)使機頭繞另一個軸轉(zhuǎn)動的現(xiàn)象。陀螺力矩飛行條件一定時，J、Q定，M進(jìn)

23、正比于3。即飛機轉(zhuǎn)動越快, 陀螺力矩越大，進(jìn)動作用越強。J 轉(zhuǎn)動慣量Q 轉(zhuǎn)動角速度3 進(jìn)動角速度18. 說明螺旋槳所需功率、有效功率和效率的物理意義。螺旋槳旋轉(zhuǎn)所需功率（N槳需）螺旋槳旋轉(zhuǎn)所消耗的功率。N槳需=M-3 = Ppn 3D5式中：M螺旋槳旋轉(zhuǎn)阻力力矩3 螺旋槳旋轉(zhuǎn)時角速度，3=2n n（ 1/秒）P 螺旋槳功率系數(shù)。螺旋槳有效功率（N槳）（或螺旋槳推進(jìn)功率）螺旋槳的拉力在單位時間（秒）對飛機所做的功。N槳=PV螺旋槳效率（n）螺旋槳有效功率與發(fā)動機有效功率之比。N有效N有效發(fā)動機有效功率第三章 高速氣流特性1. 寫出音速公式，簡述空氣壓縮性與音速之間的關(guān)系。音速大小用下式表示：a

24、Jd%V'kRT 2o7T（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. 說明M數(shù)的物理意義。飛行高度和速度對飛行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；速度越快飛行 M 數(shù)越大。Mv亞音速流；M>超音速流；M=等音速流。3. 寫出一維絕熱流動的能量方程，并與伯努利方

25、程進(jìn)行比較。一維絕熱流動的能量方程：2v23.5 P 常數(shù)1v2 CvT P 常數(shù)上式中：v動能;CvT -內(nèi)能;1v 21000 RT 常數(shù)P壓力能表明在絕熱過程中，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：溫度、密度變化，三種能量參與轉(zhuǎn)換，低速時：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?VT-P、p、T都JVJ-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。P、P、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。要獲得超音速氣流為什么一定要采用拉瓦爾管?將連續(xù)方程P VA=常數(shù) 微分得：dA2

26、 dV"a (M )V(1) 表達(dá)了可壓縮氣流流管截面積相對變化量與流速 相對變化量之間的關(guān)系；(2) 由式中看出：如圖3-1所示：亞音速時，Mk 1,dA與dV異號VT- A (截面積)JV J AT超音速時，1,dA與dV同號VT ATV J A J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)過擴散形管道加速。超音速拉瓦爾管如圖3-2所示。先收斂后擴散的管 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， 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。超音速氣流通過擴張管道加速，氣流外折一個角度，轉(zhuǎn)折點為擾動源。以波的 形式向四周傳播，擾動波不

27、能逆氣流方向向前傳播，只限于以擾動波為邊界的 錐形內(nèi)，通過波面后，流速增加，壓力降低，該波面為膨脹波。如圖3-3所示。6. 飛機頭部激波是怎樣產(chǎn)生的？正激波和斜激波有什么區(qū)別?飛機頭部激波產(chǎn)生原因：超音速氣流受阻擋-形成強擾動波f強擾動傳播速度（ 而向前傳播-傳播時，壓力減小， 播速度（U）等于相對氣流速度（ 正激波 波面與氣流方向垂直。V突J （由超變亞），氣流方向不變。通過正激波P、p、T突T, 斜激波 波面與主流方向不垂直。U大于音速（a） 擾動強度減弱，擾動傳播速度減小f擾動傳 V時一一不能前傳，形成界面-激波。通過斜激波P、p、T都T, V；（可能超可能亞），氣流方向向外或向內(nèi) 折一

28、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 夾角為激波角。參數(shù)變化通過激波VJ, PT , pT ,T T8如圖3-6所示，比較飛機在超音速飛行中，1、2、3、4點的原因：空氣壓縮氣流動能轉(zhuǎn)化為內(nèi) 能和壓力勢能，使溫度升高，壓 強增大，空氣密度增大、流速減 小，M>l圖3-6激波前后靜參數(shù)大小的比較流速、壓力、密度、溫度的大小，并說明原因。第四章 飛機的高速空氣動力特性1空氣壓縮性對翼型表面壓力分布有何影響？為什么?試畫出雙凸形翼型當(dāng)下表面產(chǎn)生正壓力時，壓縮氣流和非壓縮氣流的壓力分布示意圖?？諝鈮嚎s性對翼型表面壓力分布的影響

29、 如圖4-1所示，翼型表面壓力系數(shù)分布特 點一一“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2.說明翼型的亞音速空氣動力特性，并解釋原因。(1)M cytCyy不可壓CyJl M2又M<1 1-M2<1MTt Gt, Cay t(2) M數(shù) t a cr J ,CymaxJ 如圖 4-2 所示Mt上表面額外吸力tT最低壓力點 壓力更小，逆壓梯度tT附面層空氣更易倒流T在較小迎角下分離T使acr J ,Ccr(3)JoMt CX不變原因：空氣流過翼型表面，吸力 區(qū)流速增加，密度減小， 壓力有額外降低，吸力有 額外升咼。t前緣壓力額外增加T X壓tMT（Vt或a

30、J），ajT tJt粘性系數(shù)Jt x摩JX壓和X摩抵消(4)MTt壓力中心前移MTt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)？說明其物理意義。臨界M數(shù)（Mr）機翼的臨界速度（VCr ）與飛機所在高度音速（a）的比值。即Mr=VCr/a （ VCr-翼型表面最低壓力點的氣流速度等于該點的音速，這時的飛行速度。）M<M cr-氣流特性無質(zhì)變;M>M cr-氣流特性有質(zhì)變。（產(chǎn)生局部激波和局部超音速區(qū)）故Mr大小，可說明機翼翼型上表面出現(xiàn)局部超音速氣流時機的早晚，也可作為機翼翼型空氣動力特性發(fā)生顯著變化的標(biāo)志。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

31、部激波總是先在翼型上表面產(chǎn)生?！睂?？為什么?局部激波的產(chǎn)生M>M時-等音速點的后空氣膨脹加速-壓力降低-翼型后壓力接近大氣壓力且形成逆壓梯度-壓力波向前傳播-當(dāng)傳播速度等于迎面氣流速度 時，穩(wěn)定在此位置-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，VJ為亞音速，PT,pT, Tto 局部激波的發(fā)展以接近對稱的薄翼型，在小正迎角下的情況為例Mff等音速點前移，局部激波后移f使超音速區(qū)擴大。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)翼型上下表面等音速線前移， 局部激波后移f局部超音速區(qū) 擴大。M再ff下表面局部激波先移到后緣f M 1時，

32、上表面局部激波也移到 后緣f翼型后緣出現(xiàn)兩道斜激波，上下表面幾乎全是超音速區(qū)。M>1時前緣出現(xiàn)激波，全為超音速了?？傊?，局部激波發(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-入形（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，因為機翼要產(chǎn)生向上的升力，那么就必須使機翼上表面氣流速度大于下 表面氣流速度從而使機翼上表面先產(chǎn)生局部激波。5.畫出翼型升力系數(shù)隨M數(shù)變化的曲線示意圖，說明跨音速時的變化規(guī)律，并解釋原因。Cy隨M的變化（如圖4-5所示）MVM：亞音速氣流，C按亞音速規(guī)律變化（MTM>M（跨音速階段）:AB段-上表

33、面產(chǎn)生局部激波和局部超音速區(qū)，吸力t,cyt；BC段-下表面產(chǎn)生局部激波和局部超音速區(qū)，吸力t C J;CD段-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T, cytoM>1后（D點以后）-全為超音速。Mt, CJ o升力（丫）隨M數(shù)的變化2丫大小決定于C和V（Mo一般，MT-Ct-Yto MT定程度，GJ-Yj或t （要看V變化情況而定）6 .跨音速飛行時，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<M cr:M t -壓力中心基本不變；M>M cr：M t -壓力中心先后移,接著前移，而后又后移。原因：MvMcr, Mt