飛行力學(xué)復(fù)習(xí)提綱

1、第一章1. 連續(xù)介質(zhì)模型：將流體看成是由無限多流體質(zhì)點所組成的稠密而無間隙的連續(xù)介質(zhì)。2. 流體的彈性（壓縮性） ：流體隨著壓強增大而體積縮小的特性。壓縮系數(shù)的倒數(shù)稱為體積彈性模量E，他表示單位密度變化所需壓強增量：1dpEd流體密度：單位體積中流體的質(zhì)量。表示流體稠密程度。壓縮系數(shù)：一定溫度下升高單位壓強時，流體體積的相對縮小量。注：當(dāng)流體速度大于0.3 馬赫時才考慮彈性模量Rm8314 Jkmol * k3.完全氣體狀態(tài)方程：pV mRT nRmT Vm22.414 m3kmol4.流體粘性： 在作相對運動的兩流體層的接觸面上，存在著一對等值而反向的作用力來阻礙兩相鄰流體層作相對運動。5.

2、牛頓內(nèi)摩擦定律： 相鄰兩層流體作相對運動所產(chǎn)生的摩擦力F 與兩層流體的速度梯度成正比；與兩層的接觸面積成正比；與流體的物理特性有關(guān)；與接觸面上壓強無關(guān)。F dV S dyFdVSdy注：切應(yīng)力：快同慢反靜無，只是層流。6.理想流體：不考慮粘性（粘性系數(shù)0 ）的流體。7. 流體內(nèi)部一點出壓強特點：大小與方向無關(guān)，處處相等。8. 質(zhì)量力 （ FB）徹體力、體積力 ：作用在體積V內(nèi)每一流體質(zhì)量或體積上的非接觸力，其大小與流體質(zhì)量或體積成正比，流體力學(xué)中，只考慮重力與慣性力。表面力（ FS）：作用在所取流體體積表面S上的力， 它是有與這塊流體相接觸的流體或物體的直接作用而產(chǎn)生的。9. 等壓面：在靜止流

3、體中，靜壓強相等的各點所組成的面。性質(zhì)：（ 1）在平衡流體中通過每點的等壓面必與該點流體所受質(zhì)量力垂直。（ 2）等壓面即為等勢面。（ 3）兩種密度不同而又在不相混的流體處于平衡時，他們的分界面必為等壓面。第二章1.流線：某一瞬時流場中存在這樣的曲線，該曲線上每點速度矢量都與該曲線相切。（歐拉法）跡線：任何一個流體質(zhì)點在流場中的運動軌跡。（拉格朗日法）區(qū)別：流線是某一瞬時各流體質(zhì)點的運動方向線，而跡線則是某一流體質(zhì)點在一段時間內(nèi)經(jīng)過的路徑，是同一流體質(zhì)點不同時刻所在位置的連線。2. 定常流：在任意空間點上，流體質(zhì)點的全部運動參數(shù)都不隨時間的變化而變化。非定常流：在任意空間點上，流體質(zhì)點的全部或部

4、分流動參數(shù)隨時間發(fā)生變化的流動。u( x, y, z)dxdydz (定常 ) V u(x, y, z, t)3. 流線微分方程V v(x, y, z)(非定常 )w( x, y, z)uvw4.一維定常流的連續(xù)方程表達式mVA cFxm V 2xV 1x5.定常流動量方程；Fym V 2 yV 1yFzm V 2 zV 1z6.伯努利方程的表達式 pV 2P0C27.空速表指示原理： 空速管通過全壓孔和靜壓孔分別感受氣流的全壓（ p0）和靜壓（ p ），在全壓和靜壓之差 （即動壓） 的作用下空速表的指針發(fā)生偏轉(zhuǎn)，即可指示飛機飛行時相應(yīng)的速度： V2( p0p) /真速與表速關(guān)系：V真V表0H

5、8. 附面層（邊界層） ：流體繞固態(tài)物體流動時在緊貼物體表面附近形成的流速沿物面法線方向逐漸增大的薄層空氣。產(chǎn)生原因：空氣粘性 +不光滑的物體表面。特點：（ 1）空氣沿物面流過的路程越遠，附面層就越厚。（ 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。9. 附面層分離的原因：逆壓梯度（外） ，流體粘性（內(nèi)）第三章飛機的低速空氣動力1、翼型的定義，前緣點、后緣點、幾何弦長、中弧線（會畫 ）翼型：平行于飛機對稱面的機翼剖面。中弧線：翼型上下表面內(nèi)切圓圓心的光滑連線機翼前緣：中弧線的前端點機翼后緣：中弧線的后端點翼弦：機翼前、后緣的連線。其長度叫做弦長或幾何弦長。2、翼型的幾何參數(shù)：

6、（會畫翼型圖，并標(biāo)注幾何參數(shù)）翼型厚度：上、下翼面在垂直于翼弦方向的距離最大厚度相對位置：翼型最大厚度所在位置到前緣的距離翼型相對彎度：最大弧高與弦長的比值3、 NACA四位翼族第一個數(shù)字表示相對彎度%，第二個數(shù)字表示最大彎度位置示相對厚度 %。4、相對氣流，迎角迎角是指翼弦與相對氣流方向之間的夾角。空氣相對于物體的運動( 流動 ) 稱為相對氣流。5、升力產(chǎn)生的原因（會畫圖分析 ）%，第三， 第四個數(shù)字一起表由于受機翼迎角和翼型的影響，上翼面的流管變細，流速加快，壓力減??；下翼面流管變粗， 流速減慢，壓力增大。因此上下翼面出現(xiàn)壓力差。 上下翼面垂直于相對氣流方向壓力差的總和就是機翼升力。6、升

7、力公式Y(jié) Cy1V 2 S27、阻力的分類和形成（摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力、誘導(dǎo)阻力）摩擦阻力：氣流與飛機表面發(fā)生摩擦形成的阻力叫做飛機的摩擦阻力壓差阻力：飛行中由于飛機前后壓力差的存在（迎風(fēng)面積、形狀、迎角）而形成的智力叫做飛機的壓差阻力干擾阻力：由于機翼和機身的互相干擾所引起的阻力成為干擾阻力誘導(dǎo)阻力：由于升力“誘導(dǎo)”而產(chǎn)生的阻力成為誘導(dǎo)阻力8、阻力公式X Cx1V 2 S29、升力特性和阻力特性（會畫圖分析 ）升力特性： 在中小迎角X圍內(nèi)，升力系數(shù)與迎角呈線性關(guān)系；迎角增大到一定程度，升力系數(shù)隨迎角變化隨之變緩；迎角增至臨界迎角，升力系數(shù)增至最大；超過臨界迎角， 再增大迎角，升力系數(shù)

8、減小。阻力特性：在迎角下，阻力系數(shù)較小，且隨迎角增大得較慢；在大迎角下，阻力系數(shù)隨迎角增大得較快；超過臨界迎角后，阻力系數(shù)隨迎角增加急劇增大。10、升阻比定義和計算升阻比（ K）就是同一迎角下飛機的升力與阻力的比值。K Y Cx (同一 下 ) X Cy11、地面效應(yīng)、產(chǎn)生的原因和影響、影響X圍地面效應(yīng)： 飛機在起飛、 著陸階段貼近地面飛行時，由于流經(jīng)飛機的氣流會受到地面的影響，導(dǎo)致氣流的方向發(fā)生改變，致使飛機的空氣動力發(fā)生變化。產(chǎn)生原因：飛機貼近地面飛行時，由于地面的阻擋，氣流下洗削弱，誘導(dǎo)阻力減小，總阻力減?。煌瑫r，下翼面氣流受到阻滯，流速減慢，壓力增大，上翼面流速進一步加快，壓力更小，上

9、、下翼面壓差增大，升力增加。影響： 在一定迎角X圍內(nèi)，使各迎角下的升力系數(shù)普遍增大；使臨界迎角減小，最大升力系數(shù)降低。影響X圍：地面效應(yīng)對升力系數(shù)和誘導(dǎo)阻力的影響隨距地面高度的升高而減小。12、增升裝置的分類和增升原理分類：襟翼（后緣襟翼） 、前緣翼縫、前緣襟翼、機動襟翼、噴氣襟翼、附面層控制裝置等。增升原理：（同 13 題）主要是延緩氣流分離、提高升力系數(shù)13、前緣縫翼、后緣襟翼和前緣襟翼的增升原理前緣襟翼：在大迎角下，前緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)，增大翼型的彎度，并能減小前緣與來流之間的角度， 使氣流平順地通過，延遲氣流分離的產(chǎn)生，提高臨界迎角和最大升力系數(shù)避免發(fā)生局部氣流分離，同時也可。前緣翼縫：

10、前緣縫翼在大迎角下自動打開，它與機翼前緣形成一道縫隙，下翼面壓強較高的氣流通過這道縫隙得到加速而流向上翼面，增大了上翼面附面層中氣流的動能，延緩氣流分離的產(chǎn)生，提高臨界迎角和升力系數(shù)。避免了大迎角下的失速。后緣襟翼：放下后緣襟翼，增大了翼型的相對彎度，提高最大升力系數(shù)。練習(xí)題1、什么是飛機的翼尖渦流，它是如何引起氣流下洗的機翼左右翼尖后緣出現(xiàn)的漩渦叫翼尖渦流，也叫自由渦流由于翼尖渦流的作用，在機翼X圍內(nèi)誘導(dǎo)出一個向下的速度，叫下洗速度， 流過機翼的速度沿著相對氣流速度和下洗速度的合速度方向流動， 并向下傾斜， 這種向下傾斜的氣流叫做下洗流。2、升力系數(shù)和阻力系數(shù)的公式，并說出各參數(shù)的物理意義升

11、力系數(shù)阻力系數(shù)式中 :Y升力X阻力S機翼面積相對氣流動壓3、名詞解釋零升迎角：升力系數(shù)為零的迎角臨界迎角：升力系數(shù)曲線最高點對應(yīng)的迎角最小阻力迎角（有利迎角）：升阻比最大的迎角相對氣流：空氣相對物體的運動（流動）第四章高速空氣動力學(xué)基礎(chǔ)1、音速的定義及公式，空氣的壓縮性和音速的關(guān)系聲速：微弱擾動在空氣中的傳播速度CkRT20.05 T m s(空氣 k1.4, R287 m2s2 k )聲速的大小取決于空氣是否容易壓縮，即取決于空氣的溫度2、微弱擾動在空氣中的傳播規(guī)律3、馬赫數(shù)：MaV氣流速度與當(dāng)?shù)芈曀俚谋戎到旭R赫數(shù)。C4、氣流速度與流管截面積的關(guān)系（亞音速與超音速）亞音速：擴X減速，收縮加速

12、超音速：收縮減速，擴X加速5、翼型的亞音速壓力分布特點吸處更吸，壓處更壓6、翼型的亞音速空氣動力特性馬赫數(shù)增大，升力系數(shù)和升力系數(shù)曲線斜率增大馬赫數(shù)增大，臨界迎角和最大升力系數(shù)減小馬赫數(shù)增大，型阻系數(shù)基本不變馬赫數(shù)增大，壓力中心前移7、臨界馬赫數(shù)當(dāng)飛行速度增大到某一速度時， 翼型表面最低壓力點的氣流速度首先達到局部聲速， 該點叫做等聲速點， 此時的飛行速度叫做臨界速度。 飛機以臨界速度飛行的飛行馬赫數(shù)叫做臨界馬赫數(shù)。8、局部激波氣流通過局部激波后氣流速度減小，壓力、溫度、密度突然增大。9、后掠翼的氣流流動特點（速度分解）10、翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)在低速條件下，翼根處因流管最細位置后移，使最低壓力

13、點位置向后移動，這種現(xiàn)象叫做翼根效應(yīng)。翼尖處因流管最細的位置前移，故最低壓力點向前移動，叫做翼尖效應(yīng)。11、后掠翼在大迎角下的失速特性翼尖先失速12、改善后掠翼飛機翼尖失速的措施采用幾何扭轉(zhuǎn)減小翼尖部分的迎角，以避免翼尖氣流過早地分離采用氣動扭轉(zhuǎn)，在翼尖部分采用延緩氣流分離的翼型在后掠翼的上表面安裝翼刀， 可以阻滯附面層內(nèi)氣流的展向流動， 以延緩翼尖氣流分離減小后掠翼翼尖部分的后掠角，是翼尖部分橫向流動減弱，延緩翼尖氣流分離在機翼上采用前緣鋸齒或缺口等在翼尖部分設(shè)置前緣縫翼在機翼翼尖部分上表面的前部安裝渦流發(fā)生器。13、高亞音速飛機采用后掠翼的原因提高臨界馬赫數(shù)；升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化比較緩和

14、14、不同后掠角的后掠翼升力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化的規(guī)律與平直翼相比，后掠翼的升力系數(shù)隨 Ma的變化也比較緩和；后掠角越大，升力系數(shù)變化越緩和。15、結(jié)合升力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化曲線，分析翼型的跨音速升力特性飛行馬赫數(shù)小于臨界馬赫數(shù)時， 翼型上下表面全是亞聲速氣流， 升力系數(shù)隨馬赫數(shù)增加而增加飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)后， 升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的增大迅速增加。 這是因為此時翼型上表面已經(jīng)出現(xiàn)了局部超聲速區(qū)和局部激波，并隨馬赫數(shù)的增大而擴大飛行馬赫數(shù)進一步增大， 翼型下表面也出現(xiàn)局部超聲速區(qū)， 使翼型升力系數(shù)隨著飛行馬赫數(shù)的增大而減小。在翼型下表面的局部激波移到后緣而上表面的局部激波尚未移到后緣的情況下，隨著飛

15、行馬赫數(shù)的增大，升力系數(shù)又重新增大。在馬赫數(shù)大于1 以后的超聲速階段，翼型出現(xiàn)后緣激波和前緣激波，升力系數(shù)隨飛行馬赫數(shù)的增大而不斷下降。第五章1、影響飛機俯仰平衡的因素：重心變化、收放襟翼、收放起落架、加減油門等2、影響飛機方向平衡的因素：兩側(cè)發(fā)動機推力不對稱、一邊機翼變形兩側(cè)阻力不同、螺旋槳飛機改變油門3、影響飛機橫側(cè)平衡的因素：一邊機翼變形兩側(cè)升力不同、重心的左右移動、螺旋槳飛機改變油門4、飛機穩(wěn)定性：飛機在平衡狀態(tài)的基礎(chǔ)上，受到微小擾動后，偏離了原平衡狀態(tài)，在擾動消失后，能自動回到原平衡狀態(tài)的特性。5、俯仰穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生：主要很難由平尾產(chǎn)生、焦點在重心之后俯仰阻尼力矩的產(chǎn)生：主要由空氣和

16、平尾相互作用產(chǎn)生6、橫測穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生：上反角、后掠角、垂尾橫測阻尼力矩的產(chǎn)生：主要由空氣和機翼相互作用產(chǎn)生第六章1、真速：飛機相對空氣運動的真實速度指示空速（表速） ：按照海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下空速和動壓的關(guān)系得到的空速2、平飛所需速度：Vpx2GCy S影響因素：飛機重量、機翼面積、空氣密度、升力系數(shù)3、剩余推力：P=P-X4、上升率和快升速度影響因素：飛機質(zhì)量、飛行高度、氣溫5、陡升速度：最大上升角所對應(yīng)的飛行速度快升速度：最大上升率所對應(yīng)的飛行速度比較：陡升速度是飛機相同距離內(nèi)高度增量最多；快升速度是飛機相同時間內(nèi)高度增量最多。6、上升角 ： sinPXPGG影響上升角的主要因素：飛機質(zhì)量、飛行高度、氣溫7、穩(wěn)定風(fēng)場對上升性能的影響：水平氣流不影響飛機上升率，但影響上升角。 順風(fēng)使地速增加，上升角減?。荒骘L(fēng)使地速減小，上升角增