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) 把空氣看成是由空氣微團(tuán)組成的沒(méi)有間隙的連續(xù)體。23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(wèn)題。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)流體所占居的空間。定常流動(dòng) 流體狀態(tài)參數(shù)不隨時(shí)間變化；非定常流動(dòng) 流體狀態(tài)參數(shù)隨時(shí)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(diǎn)？流線譜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 某一瞬間，凡處于該曲線上的流體微團(tuán)的速度方向都與該曲線相

2、應(yīng)點(diǎn)的切線相重合。流管 通過(guò)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。2.3.二維流譜 1.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。 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(xiě)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(guò)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(shuō)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(shí)，可略去重力影響，上式變?yōu)?靜壓+動(dòng)壓二全壓（P0相當(dāng)于V=0時(shí)的靜壓）方程物理意義：靜壓與動(dòng)壓之和（全空氣在低速一維定常流動(dòng)中，同一流管的各個(gè)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(dòng)中空氣與外界沒(méi)有能量交換；3. 空氣在流動(dòng)中與接觸物體沒(méi)有摩擦或 摩擦很小，可以忽略不計(jì)（理想流體）

4、；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,?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(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：空氣分子的不規(guī)則運(yùn)動(dòng)所引起的動(dòng)量交換。8寫(xiě)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：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。空氣流過(guò)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(chēng)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(guò)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，速度梯度小；紊流附面層一一各層強(qiáng)烈混合，上下亂動(dòng)明顯，厚度較大，速度梯度大。轉(zhuǎn)捩點(diǎn)一一層流附面層與紊流附面層之間的一個(gè)過(guò)渡區(qū)，可看成一個(gè)

6、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?E點(diǎn)最低壓力點(diǎn)一E點(diǎn)之前順壓梯度E點(diǎn)之后逆壓梯度上0X由機(jī)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(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(diǎn)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(kāi)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1. 常用的飛機(jī)翼型

7、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?(a)(d)(b)佃）早期翼型 時(shí)稱(chēng)翼型翼型幾何參數(shù):1. 弦長(zhǎng)（b）翼型上下表面內(nèi)切圓圓心的光滑連線稱(chēng)為中線。中弧線的前端 點(diǎn)，稱(chēng)為前緣；后端點(diǎn)，稱(chēng)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（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(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(chēng)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(chēng)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（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(zhǎng)的比值，叫 翼型的相對(duì)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(chēng)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(chēng)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(chēng)為后緣角。2. 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?(0常用的幾種機(jī)翼平面形狀:(e)(0(g)(i)【對(duì)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(jī)翼面積（S）襟翼、縫翼全收時(shí)機(jī)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(jī)身）。2波音737: S=米2.展長(zhǎng)（L）機(jī)翼左右翼端（翼尖）之間的距離。波音737 :L=米3. 展弦比（入）展長(zhǎng)與平均弦長(zhǎng)（b av）之比。X 三 L/b =L2/Silv殲擊機(jī)：25轟炸、運(yùn)輸機(jī)：712滑翔機(jī)、高空偵察機(jī)：1619波音737:入=4.根尖比（n）翼根弦長(zhǎng)（bx）與翼尖弦長(zhǎng)（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(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 OZ平面上的投影與OZ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

10、機(jī)翼的后掠角。3. 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a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. 以雙凸翼型為例，說(shuō)明迎角對(duì)流譜的影響，并根據(jù)翼型的流譜畫(huà)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(guò)機(jī)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(duì)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(huà)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。剩余壓力測(cè)量點(diǎn)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(xiě)出升力公式，說(shuō)明公式中各項(xiàng)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(jī)翼面積C y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。影響升力的因素：迎角對(duì)升力的影響迎角對(duì)升力的影響

12、其它因素不變時(shí)丿八ot < a 臨,a其它因素不變時(shí)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(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(chēng)翼型最小。總之，翼型形狀對(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G最大;雙凸翼型次之；對(duì)稱(chēng)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f 丫大。C y 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(huà)出升力系數(shù)曲線示意圖。說(shuō)明Ot 0、a cr、Cymax的含義及影響因素。機(jī)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(duì)彎度相對(duì)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(duì)彎度相對(duì)彎度大，C ymax 大最大彎度位置最大彎度位置 15時(shí)最大 相對(duì)厚度過(guò)大過(guò)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 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-摩擦力-方向與飛機(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

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(jī)翼前后壓力不等形成的阻力機(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 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(guò)翼尖流向上表 面-上下翼面空氣流出后緣時(shí)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(guò)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動(dòng)，向下傾斜）T下洗流T 使升力向后傾斜一個(gè)角度（實(shí)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(shuō)明阻力系數(shù)的物理意義。影響阻力大小的10.寫(xiě)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(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。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(duì)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(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 機(jī)身形狀不同，壓差阻力不同雙凸型一一較小對(duì)稱(chēng)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(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-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(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)-最低壓力點(diǎn)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(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。故后掠翼低速空氣動(dòng)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(diǎn)前移，平均吸力T, cyTo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。 后掠翼與平直翼相比：后掠翼沒(méi)到臨界迎角之前，會(huì)較早抖動(dòng)；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(huà)出升阻比和極曲線示意圖，說(shuō)明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）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(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 有 faT， k T a >a 有faT， kJ a = a 有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)律用一條曲線表示出來(lái)，這條曲線叫做飛機(jī)極線，也稱(chēng)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

19、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(kāi)縫襟 翼、后退襟翼等多種形式。另外還有前緣縫翼、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；

20、2. 增大機(jī)翼面積；3. 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(chēng)。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(mén)和高度的變化規(guī)律。R）。相對(duì)氣流流過(guò)槳葉前槳面-流管變細(xì)，流（同機(jī)翼上表面）速加快-壓 力降低；相對(duì)氣流流過(guò)槳葉后槳面 -流管變粗，流（同機(jī)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(dòng)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(mén)不變時(shí) VT PJ V； PT原因：VT aJ QJ nT ©T R偏斜，P減小拉力隨油門(mén)位置的變化 V、H不變時(shí)加油門(mén)一一PT收油門(mén)一一p；原因：加油門(mén)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(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螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)， 被螺旋槳撥動(dòng)而向后加速和扭轉(zhuǎn) 的氣流。滑流扭轉(zhuǎn)角滑流速度與飛機(jī)遠(yuǎn)前方相對(duì)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(jī)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(qiáng)弱與發(fā)動(dòng)機(jī)功率有關(guān)。加油門(mén)一一扭轉(zhuǎn)作用增強(qiáng)，偏轉(zhuǎn)力矩增大； 收油門(mén)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(dòng)壓T 相互抵消消除措施（飛行操縱，以初教六為例）加油門(mén)一一蹬左舵（保持方向平衡，操縱力矩 =偏轉(zhuǎn)力矩） 收油門(mén)回左舵（蹬右舵） 油門(mén)不動(dòng)vT減小蹬舵量V；加大蹬舵量加減油門(mén)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) 當(dāng)飛機(jī)俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)或偏轉(zhuǎn)改變螺旋槳轉(zhuǎn)軸方向時(shí)， 由于螺旋 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。陀螺力矩飛行條件一定時(shí)，J、Q定，M進(jìn)

23、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(shí)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(shí)間（秒）對(duì)飛機(jī)所做的功。N槳=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有效N有效發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率第三章 高速氣流特性1. 寫(xiě)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：a

24、Jd%V'kRT 2o7T（T高a大；T低a?。┘矗簹鉁馗撸諝怆y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(xiě)出一維絕熱流動(dòng)的能量方程，并與伯努利方

25、程進(jìn)行比較。一維絕熱流動(dòng)的能量方程：2v23.5 P 常數(shù)1v2 CvT P 常數(shù)上式中：v動(dòng)能;CvT -內(nèi)能;1v 21000 RT 常數(shù)P壓力能表明在絕熱過(guò)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?，高速的伯努利定理 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(duì)變化量與流速 相對(duì)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(shí)，Mk 1,dA與dV異號(hào)VT- A (截面積)JV J AT超音速時(shí)，1,dA與dV同號(hào)VT ATV J A J故亞音速氣流一一經(jīng)過(guò)收斂形管道加速； 超音速氣流一一經(jīng)過(guò)擴(kuò)散形管道加速。超音速拉瓦爾管如圖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(guò)一外凸角和外凸曲面時(shí)， 膨脹波區(qū)的形成過(guò)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(guò)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

27、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(guò)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(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-形成強(qiáng)擾動(dòng)波f強(qiáng)擾動(dòng)傳播速度（ 而向前傳播-傳播時(shí)，壓力減小， 播速度（U）等于相對(duì)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(guò)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(dòng)強(qiáng)度減弱，擾動(dòng)傳播速度減小f擾動(dòng)傳 V時(shí)一一不能前傳，形成界面-激波。通過(guò)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(guò)激波VJ, PT , pT ,T T8如圖3-6所示，比較飛機(jī)在超音速飛行中，1、2、3、4點(diǎn)的原因：空氣壓縮氣流動(dòng)能轉(zhuǎn)化為內(nèi) 能和壓力勢(shì)能，使溫度升高，壓 強(qiáng)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(shuō)明原因。第四章 飛機(jī)的高速空氣動(dòng)力特性1空氣壓縮性對(duì)翼型表面壓力分布有何影響？為什么?試畫(huà)出雙凸形翼型當(dāng)下表面產(chǎn)生正壓力時(shí)，壓縮氣流和非壓縮氣流的壓力分布示意圖?？諝鈮嚎s性對(duì)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(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2.說(shuō)明翼型的亞音速空氣動(dòng)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(diǎn) 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?cè)颍嚎諝饬鬟^(guò)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(shuō)明其物理意義。臨界M數(shù)（Mr）機(jī)翼的臨界速度（VCr ）與飛機(jī)所在高度音速（a）的比值。即Mr=VCr/a （ VCr-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<M cr-氣流特性無(wú)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(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。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?duì)嗎？為什么?局部激波的產(chǎn)生M>M時(shí)-等音速點(diǎn)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(shí)，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(guò)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(duì)稱(chēng)的薄翼型，在小正迎角下的情況為例Mff等音速點(diǎn)前移，局部激波后移f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)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(kuò)大。M再ff下表面局部激波先移到后緣f M 1時(shí)，

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(shí)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?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。5.畫(huà)出翼型升力系數(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(diǎn)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(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<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