空氣動力學(xué)大題

1、空氣動力學(xué)大題（2i什么是定常流以及什么是非常流？答：在流場中的任何一點處，流體微團(tuán)的流動參數(shù)（速度、壓力、溫度、密度）隨時間變化為非定常流。在流場中的任何一點處，流體微團(tuán)的流動參數(shù)（速度、壓力、溫度、密度）不隨時間變化為定常流。2同一流管：截面積大，流速小，壓力大。截面積小，流速大，壓力”衛(wèi)。3結(jié)合連續(xù)方程和伯努利方程可以得出結(jié)論：不可壓縮、理想流體定常流動時，在管道剖面面積減小的地方，流速增大，流體的動壓增大，靜壓減小。在管道剖面面積增大的地方，流速減小，流體的動壓減小，靜壓增大。4附面層的特點附面層分為層流附面層和紊流附面層，層流在前，紊流在后。層流與紊流之間的過渡區(qū)稱為轉(zhuǎn)捩點。5摩擦阻

2、力由于緊貼飛機表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)作用力與反作用力定律，飛機必然受到空氣的反作用。這個反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。摩擦阻力是由于空氣有粘性而產(chǎn)生的阻力，存在于附面層內(nèi)。6減小摩擦阻力的措施采用層流翼型;附面層控制;保持機體表面的光滑清潔。盡可能減小飛機暴露在氣流中的表面面積，也有助于減小摩擦阻力。7壓差阻力是由處于流動空氣中的物體的前后的壓力差，導(dǎo)致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力減小飛機上的壓差阻力的措施盡量減小飛機及各部件的迎風(fēng)面積。應(yīng)盡可能把暴露在氣流中的所有部件都做成流線型飛行時，除了氣動部件外其他部件的軸線應(yīng)盡量與氣流方向平行。8飛機的各個部件，如機翼、

3、機身、尾翼的單獨阻力之和小于把它們組合成一個整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力減小干擾阻力的措施適當(dāng)安排各部件之間的相對位置。在部件結(jié)合處安裝整流罩。使結(jié)合部位光滑，減小流管的收縮和擴張。9由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力。增大機翼的展弦比;曾設(shè)翼尖小翼釆用梯形的機翼平面形狀10結(jié)論總阻力隨著速度增大，先增大后減小。誘導(dǎo)阻力是隨著飛行速度的提高而逐漸減小。廢阻力是隨著速度的增加而增大。11相對厚度大，可以得到較大的升力系數(shù)；加大翼型的彎度，可以提高最大升力系數(shù)12當(dāng)aa臨界，升力系數(shù)隨迎角的增

4、大而減小，進(jìn)入失速區(qū)。12壓力中心：機翼氣動力合力的作用點。隨著迎角增大壓心前移。失速后壓心后移13相對厚度增加，最大升力系數(shù)增加，臨界迎角減小前緣半徑增加，臨界迎角增加。展弦比越高，最大升力系數(shù)越大，臨界迎角越小。平直機翼的最大升力系數(shù)更大，升力系數(shù)曲線斜率越大，臨界迎角越小。翼型前緣越光滑，最大升力系數(shù)越高，臨界迎角越大14在中小迎角范圍，阻力系數(shù)隨迎角增大而緩慢增大，飛機阻力主要為摩擦阻力。在迎角較大時，阻力系數(shù)隨迎角增大而較快增大，飛機阻力主要為壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。在接近或超過臨近迎角時，阻力系數(shù)隨迎角的增大而急劇增大，飛機阻力主要為壓差阻力。15飛機的失速速度飛機重量增加失速速度也會

5、增加。提高最大升力系數(shù)可以減小失速速度。載荷系數(shù)越大，失速速度越大16壓力中心：作用在機翼上的氣動合力的作用點。17收縮的流管可以使亞音速氣流加速，但卻得不到超音速氣流。為了使亞音速氣流加速到超音速，必須使用先收縮后擴張的流管，這種形狀的流管叫拉瓦爾噴管18如果飛機飛行速度不斷提高，一直提高到在圓拱度最大的地方，其局部速度達(dá)到那里的局部音速，那么這時的飛機飛行速度就稱為臨界速度。與臨界速度相對應(yīng)的馬赫數(shù)就稱為臨界馬赫數(shù)。19因此攻角增大，臨界馬赫數(shù)將降低。反之，攻角減小，則臨界馬赫數(shù)提高。20如果飛機的飛行速度稍大于臨界速度，機翼上就會出現(xiàn)一個局部超音速區(qū)，而在超音速區(qū)后面仍為亞音速氣流。這樣

6、在超音速和亞音速流動之間會產(chǎn)生一個正激波，使超音速氣流通過正激波減速增壓，以突變的形式轉(zhuǎn)變?yōu)閬喴羲贇饬?，這個正激波稱為“局部激波”。21激波失速VS大迎角失速飛機大迎角失速是由于迎角過大造成的，出現(xiàn)在大迎角飛行時；飛機的激波失速是由于飛行速度過大造成的，出現(xiàn)在大速度飛行時22類型馬赫數(shù)機翼表面流場亞音速飛行Ma1.3超音速23后掠機翼的作用可以提高臨界馬赫數(shù);減小波阻;24縱軸OXt（滾轉(zhuǎn)軸）立軸OYt（偏航軸）橫軸OZt（俯仰軸）25巡航性能巡航速度;每千米耗油量最小的飛行速度航程;飛機在無風(fēng)和不加油的條件下，連續(xù)飛行耗盡可用燃油時飛行的水平距離航時;飛機耗盡可用燃油時能持續(xù)飛行的時間26起

7、飛距離從開始滑跑到飛機越過安全高度時所經(jīng)過的水平距離。三個階段：起飛滑跑加速、拉起離地和上升到安全高度影響因素：起飛重量，發(fā)動機推力，大氣條件，增升裝置的使用以及爬升角27增升裝置的原理改變機翼剖面形狀，加大翼型的彎度。增大機翼上下表面的壓強差，提高升力系數(shù)。增大機翼面積，從而增大升力系數(shù)?？刂茩C翼上的附面層，推遲機翼上表面氣流分離。提高臨界迎角值，提高升力系數(shù)28俯仰角e偏航角中滾轉(zhuǎn)角Y29飛機的穩(wěn)定性是指：飛機受到小擾動（包括陣風(fēng)擾動和操縱擾動）后，偏離原平衡狀態(tài)，并在擾動消失后，飛行員不給于任何操縱，飛機自動恢復(fù)原平衡狀態(tài)（包括最初響應(yīng)一靜穩(wěn)定性問題，和最終響應(yīng)一動穩(wěn)定性問題）的特性。3

8、0飛機受到擾動，產(chǎn)生繞橫軸（OZt）的偏轉(zhuǎn)，飛機迎角變大或者變小，擾動消失后，不經(jīng)駕駛員操縱，飛機能自動恢復(fù)到原飛行狀態(tài)的能力叫縱向穩(wěn)定性，也叫俯仰穩(wěn)定性。31飛機受到擾動，產(chǎn)生繞縱軸（OXt）的滾轉(zhuǎn)，擾動消失后，不經(jīng)駕駛員操縱，飛機能自動恢復(fù)原飛行姿態(tài)的能力叫側(cè)向穩(wěn)定性，也稱為滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性。32飛機受到擾動，產(chǎn)生繞立軸（OYt）的轉(zhuǎn)動，擾動消失后，不經(jīng)駕駛員操縱，飛機能自動恢復(fù)原飛行姿態(tài)的能力叫方向穩(wěn)定性，也稱航向穩(wěn)定性33全機焦點：由于迎角的改變而引起的飛機氣動升力增量的作用點。34飛機縱向靜穩(wěn)定性的條件全機焦點位于重心之后（XFXW）:飛機是縱向靜穩(wěn)定的。全機焦點位于重心之前（XF全機焦點

9、位于重心之上（XF=XW）:飛機具有縱向中立靜穩(wěn)定性。35飛機的縱向動穩(wěn)定性研究的是飛機受到擾動后，恢復(fù)原飛行姿態(tài)的運動過程。36側(cè)滑角引起的力矩一一靜穩(wěn)定力矩滾轉(zhuǎn)和偏航運動引起的力矩一一阻尼力矩副翼偏轉(zhuǎn)角引起的力矩一一操縱力矩37飛機側(cè)向靜穩(wěn)定性的條件飛機受到擾動，繞機體0X軸轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生了滾轉(zhuǎn)角Y,造成側(cè)滑時，如果由于側(cè)滑角引起的滾轉(zhuǎn)力矩與飛機滾轉(zhuǎn)的方向相反，飛機就具有側(cè)向靜穩(wěn)定性機翼上下位置和垂尾也能夠使機翼產(chǎn)生側(cè)向穩(wěn)定力矩38飛機方向靜穩(wěn)定性的條件飛機具有方向靜穩(wěn)定性的條件，飛機受到擾動繞0丫軸偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生側(cè)滑角B時，如果由于側(cè)滑角引起的偏航力矩力圖使飛機對準(zhǔn)來流，消除側(cè)滑角，飛機就具有方

10、向靜穩(wěn)定性。39飛機的方向靜穩(wěn)定性方向穩(wěn)定力矩主要是在飛機出現(xiàn)側(cè)滑時由垂尾產(chǎn)生的。40飛機方向靜穩(wěn)定性的其他因素上反角和后掠角的設(shè)計等也能夠使機翼產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩。上反角使側(cè)滑前翼迎角大，阻力大，從而產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩。41由滾轉(zhuǎn)運動引起的氣動阻尼力矩中，機翼起主要作用；由偏航運動引起的氣動阻尼力矩中，垂直尾翼起主要作用。42交叉力矩是指由滾轉(zhuǎn)運動引起的偏航力矩和由偏航運動引起的滾轉(zhuǎn)力矩。右滾一右機翼迎角增大，阻力增大一向右偏轉(zhuǎn)的偏航力矩。右滾垂尾產(chǎn)生向左側(cè)的氣動力向右偏轉(zhuǎn)的偏航力矩。左偏航垂尾產(chǎn)生向左的氣動力向左橫滾的滾轉(zhuǎn)力矩。左偏航左機翼升力減小，右機翼升力增一一向左的橫滾滾轉(zhuǎn)力矩。43在荷

11、蘭滾中，飛機的側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角和偏航角的量級相同，而滾轉(zhuǎn)、偏航運動的速度較小。各運動參數(shù)都隨時間按振蕩方式周期變化，形成飛機一面來回滾轉(zhuǎn)，一面左右偏航，同時帶有側(cè)滑的振蕩運動。44又把飛機的側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性統(tǒng)稱為橫側(cè)向靜穩(wěn)定性。45側(cè)向靜穩(wěn)定性機翼上反角和后掠角。方向靜穩(wěn)定性一一垂尾面積及到飛機重心的力臂。偏航阻尼一一用在大型高速運輸機上，防止荷蘭滾46飛機的縱向操縱性是指飛行員操縱駕駛盤偏轉(zhuǎn)升降舵后，飛機繞橫軸轉(zhuǎn)動而改變其迎角等飛行狀態(tài)的特性。47飛機的橫側(cè)操縱性是指飛行員操縱副翼以后，飛機繞縱軸轉(zhuǎn)動而改變其滾轉(zhuǎn)角速度、坡度等飛行狀態(tài)的特性。48飛機的方向操縱性是指飛行員操縱方向舵以

12、后，飛機繞立軸偏轉(zhuǎn)而改變其側(cè)滑角等飛行狀態(tài)的特性。49飛機的縱向操縱性飛機的縱向操縱是指飛機繞橫軸的俯仰操縱。它是通過向前或向后推拉駕駛桿，使升降舵向下或向上偏轉(zhuǎn)，來實現(xiàn)飛機縱向操縱的目的。50飛機的重心前限重心前移，飛機的縱向靜穩(wěn)定性提高，操縱性能變壞，縱向平衡變差。從飛機縱向平衡和縱向操縱性能的要求對飛機重心最靠前的位置進(jìn)行了限制。飛機重心后限重心后移，飛機的縱向穩(wěn)定性減小，飛機對操縱的反應(yīng)變靈敏。從飛機的縱向靜穩(wěn)定性和操縱靈敏度的要求對飛機重心最靠后的位置進(jìn)行了限制51飛機的側(cè)向操縱是指飛機繞縱軸的滾轉(zhuǎn)運動。駕駛員通過向左或向右操縱駕駛桿來進(jìn)行飛機的側(cè)向操縱。52擾流板工作原理和作用擾流

13、板一般安裝在機翼下表面或上表面的襟翼之前，當(dāng)副翼向上偏轉(zhuǎn)到一定角度時，聯(lián)動機構(gòu)就起作用而將擾流板打開。當(dāng)副翼繼續(xù)偏轉(zhuǎn)到某一角度時，擾流板就全部豎立在氣流中。它全開時的最大高度，接近于該處的附面層厚度。有利于改善飛機的橫側(cè)操縱性能，或在飛行中使飛機減速，而且能提高飛機的起落性能。53飛機的方向操縱方向舵安裝在垂直尾翼上的操縱面。規(guī)定當(dāng)方向舵后緣向右偏轉(zhuǎn)時（右偏航），dy為正值蹬右舵方向舵后緣右偏向左的側(cè)向力機頭向右偏54飛機主操縱面上的附設(shè)裝置主操縱面升降舵俯仰操縱副翼滾轉(zhuǎn)操縱方向舵偏航操縱1升力、阻力各自的概念及產(chǎn)生的原因？答：克服飛機的重力把飛機托舉在空中的力叫做升力，飛機的升力主要是由機翼

14、來產(chǎn)生的，氣流流過機翼表面時，在機翼上、下表面形成的壓力差產(chǎn)生了升力。阻力是與飛機運動軌跡平行，與飛行速度方向相反的力，阻力阻礙飛機的飛行。阻力是由：摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力、誘導(dǎo)阻力共同產(chǎn)生的。2層流附面層和紊流附面層的概念，以及轉(zhuǎn)悷產(chǎn)生的原因？答：氣流流過機體表面時，在前段附面層內(nèi)，流體微團(tuán)層次分明地沿機體表面向后流動，上下各層之間的微團(tuán)相互不混淆，這就是層流附面層。后段附面層，氣體微團(tuán)除了向前流動外，還上下亂竄、互相摻和，已經(jīng)分不清流動的層次了，這就形成了紊流附面層。轉(zhuǎn)悷產(chǎn)生的原因：氣流流過機體表面的距離越長，附面層越厚。機體表面過于粗糙、凹凸不平。3影響升力和阻力的因素？答：升力公

15、式：阻力公式：據(jù)公式可知影響升力和阻力的因素有：(1)空氣密度、飛行速度和機翼面積；(2)升力系數(shù)和阻力系數(shù)。4影響升力系數(shù)和阻力系數(shù)的因素有哪些？答：機翼的形狀(機翼翼型、機翼平面形狀)和迎角的大小都影響著升力系數(shù)和阻力系數(shù)。其中，增大翼型相對厚度和彎度可以提高升力系數(shù)，迎角增加，升力系數(shù)和阻力系數(shù)都會增加。5臨界迎角和飛機失速概念及影響因素對應(yīng)最大升力系數(shù)的迎角叫臨界迎角，也叫失速迎角。當(dāng)迎角大于臨界迎角時，升力系數(shù)急劇下降，阻力系數(shù)急劇增加，這種現(xiàn)象就叫做失速。有關(guān)飛機失速的結(jié)論:(1)飛機重量增加失速速度也會增加。(2)提高最大升力系數(shù)可以減小失速速度。(3)載荷系數(shù)越大，失速速度越大

16、。6臨界馬赫數(shù)及臨界速度的概念？飛機飛行時，流過機翼表面各處的氣流速度并不等于飛機的飛行速度，隨著飛機飛行速度的不斷提高，該點處的局部氣流速度越來越高，局部音速越來越低，局部馬赫數(shù)也越來越大，當(dāng)局部馬赫數(shù)達(dá)到了1,形成了等音速點。此時，飛機飛行的馬赫數(shù)就叫臨界馬赫數(shù)，飛機飛行的速度就叫做臨界速度。7高速飛機的氣動外形特點？釆用薄翼型、有后掠機翼、釆用小展弦比機翼、有渦流發(fā)生器和翼刀。8増升原理和増升裝置分別是什么？(1)改變改變機翼剖面形狀,加大翼型的彎度。增大機翼上下表面的壓強差,提高升力系數(shù)。(2)增大機翼面積，從而增大升力系數(shù)。(3控制機翼上的附面層,推遲機翼上表面氣流分離。這些増升方法的原理是：提高臨界迎角值,提高升力系數(shù)。増升裝置：后緣襟翼,前緣襟翼,前緣縫翼以及控制附面層的増升裝置。9影響飛機縱向穩(wěn)定性的因素：(1)握桿和松桿；(2)飛機實用重心和飛機焦點位置的變化。10.橫側(cè)向擾動