空氣動(dòng)力學(xué)復(fù)習(xí)題.doc

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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。 作用——把空氣壓強(qiáng)（P）、密度（ρ）、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。 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)——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； 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——由許多流線及渦流組成的反映流體流動(dòng)全貌的

2、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。 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。 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(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)

3、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=ρVA 不可壓流中，ρ≈常數(shù)， 方程可變?yōu)椋? VA=C（常數(shù)） 氣流速度與流管切面積成反比例。 可壓流中，ρ≠常數(shù)， 方程可變?yōu)椋? m=ρVA 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: 高度變化不大時(shí)，可略去重力影響，上式變?yōu)椋? 即: 靜壓+動(dòng)壓=全壓 (P0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

4、（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(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.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=0.001米2，A2=0.0005米2，A3=0.0012米2，V1=100米/秒，P1=101325帕斯卡，ρ

5、=225千克/米3。求V2、P2；V3、P3。 圖1-7 一翼剖面流譜 P1+=P2+=P3+ V1A1=V2A2=V3A3 V2=200米/秒 P2=-3273675帕斯卡 V3=83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——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: S面積，在Y方向的速度梯度變化，粘性系數(shù)

6、 9．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——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——各層強(qiáng)烈混合，上下亂動(dòng)明顯，

7、 厚度較大，速度梯度大。 轉(zhuǎn)捩點(diǎn)——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)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？ 圖1-6 附面層的分離 圖1-5 翼型表面主流的壓力變化 E點(diǎn)——最低壓力點(diǎn) E點(diǎn)之前——順壓梯度 E點(diǎn)之后——逆壓梯度 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

8、離的根本原因是什么？ 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，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

9、長(zhǎng)度叫弦長(zhǎng)或幾何弦長(zhǎng)。 2.相對(duì)彎度（） 翼型中弧線與翼弦之間的距離叫弧高或彎度(f)。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() 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（） 上下翼面在垂直于翼弦方向的距離叫翼型厚度(ｃ)。 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（ ） 翼型最大厚度所在位置到

10、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（τ） 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(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： 1.機(jī)翼面積（Ｓ） 襟翼、縫翼全收時(shí)機(jī)翼在ＸＯＺ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： Ｓ＝105.4米2 2.展長(zhǎng)（Ｌ） 機(jī)翼左右翼端（翼尖）之間的距離。 波音737 ：Ｌ＝28.91

11、米 3.展弦比（λ） 展長(zhǎng)與平均弦長(zhǎng)（ｂav）之比。 殲擊機(jī)：2～5 轟炸、運(yùn)輸機(jī)：7～12 滑翔機(jī)、高空偵察機(jī)：16～19 波音737： λ＝8.83 4.根尖比（η） 翼根弦長(zhǎng)(bx) 與翼尖弦長(zhǎng)(bt)之比。η=bx/bt 矩形翼 η=1 三角翼 η=∞ 初教六 η=2 殲教八 η=2.15 5.后掠角（χ） 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ＸＯＺ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弦線后掠角作為機(jī)翼的

12、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α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。 機(jī) 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→彎曲大→流管變細(xì)→流速快→壓力小 空氣流過(guò)機(jī) 翼上下表面

13、 下表面→彎曲小→流管變粗→流速慢→壓力大 →壓力差（△P）垂直相對(duì)氣流方向總和→Y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(huà)出翼型壓力系數(shù)分布示意圖。 壓力系數(shù)——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 矢量表示法 2-11 用矢量法表示的翼型壓力 線段的方向——箭頭向外為吸力；箭頭向里為正壓力。 坐標(biāo)表示

14、法 6.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 Ｃy —— 升力系數(shù) ρ—— 空氣密度 Ｖ—— 遠(yuǎn)前方氣流速度 Ｓ—— 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。 影響升力的因素：迎角對(duì)升力的影響 α<α臨, α↑→Y翼↑ 其它因素不變時(shí)

15、 α>α臨, α↑→Y翼↓ Y大小變 α變 α<α臨――壓力中心前移 壓力中心變,α↑ α>α臨――壓力中心后移 迎角對(duì)升力的影響 α<α臨, α↑→Y翼↑ 其它因素不變時(shí) α>α臨, α↑→Y翼↓

16、 Y大小變 α變 α<α臨――壓力中心前移 壓力中心變,α↑ α>α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Cy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→Y大。 Ｃy——綜合表達(dá)了翼型、迎角和

17、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α0、αcr、Ｃymax的含義及影響因素。 升力系數(shù)曲線——飛機(jī)升力系數(shù)隨迎角變化的曲線。 機(jī)翼翼型升力系數(shù)曲線 零升迎角（α0 ）——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， α0↓ ★增升裝置 增升裝置放下， α0↓ ★地效 有地效影響， α0↓ 臨界迎角（αcr）和最大升力系數(shù)（Ｃymax） 影響Ｃymax的因素 ★相對(duì)彎度

18、 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(guò)大過(guò)小Ｃymax都會(huì)減小 相對(duì)厚度9～14％時(shí)最大 ★前緣半徑 前緣半徑大，Ｃymax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)

19、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——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

20、 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）→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）→下洗流→使升力向后傾斜一個(gè)角度（實(shí)際升力Y′）→垂直分力（Y′cosε）——升力（有效升力）；平行分力（Y′sinε）——阻力——誘導(dǎo)阻力（Xi）。 10．寫(xiě)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

21、 ① 摩擦阻力基本不隨迎角變化。 ② 壓差阻力： 中、小α——變化不大 ；大α——明顯增大； α﹥?chǔ)僚R——急劇增大。 ③ 誘導(dǎo)阻力： 在α臨范圍內(nèi)——α增加X(jué)i迅速增加。 翼型和機(jī)身形狀對(duì)壓差阻力的影響 平凸型——較大 ① 翼型不同，壓差阻力不同 雙凸型——較小 對(duì)稱型——最小 尖頭尖尾——最小 ② 機(jī)身形狀不同，壓差阻力不同 純頭——較大

22、 切尾旋成體——最大 展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響 ① 同翼面積——展弦比?。ǘ潭鴮挘?，誘導(dǎo)阻力大； ② 翼平面形狀——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→吸力減?。缓蠖?，流線向內(nèi)偏斜，流管變細(xì)→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。

23、 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)→速度增加，壓力減小→吸力增加；后段，流線向內(nèi)偏斜，流管變粗→速度減小→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)----最低壓力點(diǎn)前移，平均吸力↑，Cy↑。 故后掠翼低速空氣動(dòng)力特性不同于平直翼的基本原因： ⑴ 后掠翼空氣動(dòng)力主要取決于有效分速； ⑵ 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

24、比： 1.后掠翼沒(méi)到臨界迎角之前，會(huì)較早抖動(dòng)； 2.α抖、α臨界及Ｃy抖、Cymax差別較大。 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(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）——同一迎角下升力與阻力的比值。 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， α<α有→α↑，k↑ α>α有→α↑，k↓ α=α有→kmax 同一機(jī)型的飛機(jī)，翼型不變,低速

25、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——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 ⒈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。 ⒉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。 ⒊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)。 ⒋可求出各迎角的總空氣動(dòng)力系數(shù)，看出各迎角總空

26、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； 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)——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

27、動(dòng)力發(fā)生變化的現(xiàn)象稱。 影響：在一定迎角范圍內(nèi)，①各迎角下的升力系數(shù)普遍增大，②臨界迎角減小，③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。 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→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）。 R的分力P（與槳軸平行）——拉力 Q（與槳軸垂直）——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)V↑——P↓或V↓——P↑ 原因：V↑—α↓—Q↓—n↑—φ↑—R

28、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)——P↑ 收油門(mén)——P↓ 原因： 加油門(mén)——功率↑——n↑——φ↑——α↑——P↑ 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 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)。

29、 加油門(mén)——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 Ｖ↑——滑流扭轉(zhuǎn)角↓滑流動(dòng)壓↑——相互抵消 消除措施（飛行操縱，以初教六為例） 加油門(mén)——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)Ｖ↑——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、Ω一定，Ｍ進(jìn)正比于ω。即飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)越快，陀螺力矩越大

30、，進(jìn)動(dòng)作用越強(qiáng)。 Ｊ——轉(zhuǎn)動(dòng)慣量 Ω——轉(zhuǎn)動(dòng)角速度 ω——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=Mω=βρn3D5 式中：M——螺旋槳旋轉(zhuǎn)阻力力矩 ω——螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)角速度，ω=2πn（1/秒） β——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（η） ——螺旋槳有效功率與發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率之比。 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

31、縮性與音速之間的關(guān)系。 音速大小用下式表示： （T高——a大； T低a——?。? 即：氣溫高，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；速度越快飛行M數(shù)越大。M<1—亞音速流；M>1—超音速流；M=1

32、—等音速流。 3．寫(xiě)出一維絕熱流動(dòng)的能量方程，并與伯努利方程進(jìn)行比較。 一維絕熱流動(dòng)的能量方程： 上式中：——?jiǎng)幽埽? ——內(nèi)能； ——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）。 總之，高速的伯努利定理V↑—P、ρ、T都↓ V↓—P、ρ、T都↑ 方程應(yīng)用條件——

33、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。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 ρVA=常數(shù) 微分得： （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)，M＜1,dA與dV異號(hào)V↑→A（截面積）↓ V↓→A↑ 超音速時(shí)，M＞1,dA與dV同號(hào)V↑→A↑ V↓→A↓

34、故亞音速氣流——經(jīng)過(guò)收斂形管道加速； 超音速氣流——經(jīng)過(guò)擴(kuò)散形管道加速。 拉瓦爾管 如圖3-2所示。 圖3-2 拉瓦爾噴管 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。 圖3-3 扇形膨脹波 通過(guò)膨脹波后參數(shù)變化V↑，

35、M↑，T↓，P↓， ρ↓ 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→強(qiáng)擾動(dòng)傳播速度（u）大于音速（a）而向前傳播→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→擾動(dòng)傳播速度（u）等于相對(duì)氣流速度（V）時(shí)——不能前傳，形成界面→激波。 正激波——波面與氣流方向垂直。 通過(guò)正激波P、ρ、T突↑，V突↓（由超變亞），氣流方向不變。 斜激波——波面與主流方向不垂直。 通過(guò)斜激波P、ρ、T都↑，V↓（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

36、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V↓，P↑,ρ↑,T↑ 8．如圖3-6所示，比較飛機(jī)在超音速飛行中，１、２、３、４點(diǎn)的流速、壓力、密度、溫度的大小，并說(shuō)明原因。 圖3-6 激波前后靜參數(shù)大小的比較 略 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， 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。

37、 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)——“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 原因：空氣流過(guò)翼型表面，吸力區(qū)流速增加，密度減小，壓力有額外降低，吸力有額外升高。 2.說(shuō)明翼型的亞音速空氣動(dòng)力特性，并解釋原因。 （1）Ｍ↑→Cy↑ 且 圖4-2 M數(shù)增大后，翼型的壓力分布 又∵ M<1 ∴ 1-M2<1 M↑→Cy↑，Cαy↑ （2）Ｍ數(shù)↑→αcr↓,Cymax↓如圖4-2所示 Ｍ↑→上表面額外吸力↑→最低壓力點(diǎn)壓力更小，逆壓梯度↑→附面層空氣更易倒流→在較小迎角

38、下分離→使αcr↓,Cymax↓。 （3）Ｍ↑→Cx不變 M↑①前緣壓力額外增加→X壓↑ ②M↑（V↑或a↓），a↓→T↓→粘性系數(shù)↓→X摩↓ X壓和X摩抵消 （4）M↑→壓力中心前移 M↑→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)（Mcr） 機(jī)翼的臨界速度（Vcr）與飛機(jī)所在高度音速（a）的比值。 即Mcr=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。） MMcr--氣流

39、特性有質(zhì)變。（產(chǎn)生局部激波和局部超音速區(qū)） 故Mcr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>Mcr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，V↓為亞音速，P↑，ρ↑，T↑。 局部激波的發(fā)展 以接近對(duì)稱的薄翼型，在小正迎

40、角下的情況為例 M↑→等音速點(diǎn)前移，局部激波后移→使超音速區(qū)擴(kuò)大 。 當(dāng)M↑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→局部超音速區(qū)擴(kuò)大。 M再↑→下表面局部激波先移到后緣→M≈1時(shí)，上表面局部激波也移到后緣→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。 總之，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

41、--λ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。 圖4-5 升力系數(shù)隨M數(shù)的變化 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） ①M(fèi)Mcr(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↑，Cy↑； BC段--下表面產(chǎn)生局部激波和局部超音速區(qū)，吸力↑Cy↓； CD

42、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↑，Cy↑。 ③M>1后（D點(diǎn)以后）--全為超音速。 M↑，Cy↓ 。 升力(Y)隨M數(shù)的變化 Y大小決定于Cy和V2（M）。 一般，M↑→Cy↑→Y↑。M↑一定程度，Cy↓→Y↓或↑（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） MMcr:M↑--壓力中心先后移,接著前移，而 后又后移。 原因:

43、MMcr，如圖4-10所示 AB段：翼型上表面產(chǎn)生局部激波，且吸 力↑，壓力中心向后移； BC段：翼型下表面產(chǎn)生局部激波和局部 超音速區(qū)，位置靠后，產(chǎn)生吸力向下，壓力中心前移； CD段：上表面局部超音速區(qū)向后擴(kuò)大，局 部吸力↑，壓力中心又后移。 7．跨音速飛行時(shí)，翼型波阻是怎樣產(chǎn)生的？畫(huà)出翼型阻力系數(shù)隨Ｍ數(shù)變化的曲線示意圖，說(shuō)明跨音速階段， 阻力系數(shù)隨Ｍ數(shù)急劇增大的原因。 局部激波對(duì)阻力的影響 M>Mcr后--產(chǎn)生波阻。 跨音速飛行時(shí)，波阻產(chǎn)生的原因

44、 局部超音速區(qū)使吸力增大的地方位于機(jī)翼中后段，吸力方向向后傾斜，分出一個(gè)向后分力，即為波阻。 阻力系數(shù)隨飛行Ｍ數(shù)的變化 Cx隨M數(shù)變化（如圖所示） MMcr:BC段，上下表面產(chǎn)生局部超音速區(qū)，吸力向后傾斜，使前后壓力差顯著增加，Cx↑。M≈1時(shí)，Cx↑最大。 在不同迎角下，阻力系數(shù)隨飛行Ｍ數(shù)的變化 α↑→Mcr↓→局部超音速區(qū)出現(xiàn)早→Cx↑早； α越大，吸力更向后傾斜→壓差更大→Cx↑。 8.說(shuō)明后掠翼跨音速空氣動(dòng)力特性，升阻特性。 后掠翼跨音速空氣動(dòng)力特性 在翼型和迎角相同時(shí)，后掠翼的Mcr 比平直翼的Mcr 大

45、。后掠角↑，Mcr ↑。 后掠翼跨音速阻力特性 后掠角越大，同一Ｍ數(shù)的下Ｃx 越小，Ｃx ～Ｍ變化越緩和。 后掠翼跨音速升力特性 后掠翼Ｃy 隨Ｍ數(shù)變化比較緩和，后掠角越大，Ｃy變化越緩和。 9.說(shuō)明后掠翼超音速空氣動(dòng)力特性。 后掠翼超音速空氣動(dòng)力特性 翼型的超音速空氣動(dòng)力特性也就是機(jī)翼的超音速空氣動(dòng)力特性。但機(jī)翼的翼展不可能是無(wú)限的。從空氣流動(dòng)看，有限翼展后掠翼存在著與無(wú)限翼展平直翼不同的特點(diǎn)： （1）有效分速和切向分速； （2）展向流動(dòng)； （3）翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)； （4）翼尖渦流。 具有這些特點(diǎn)的機(jī)翼稱為三維機(jī)翼；而無(wú)限翼展平直翼則稱為二維機(jī)翼。

46、研究三維機(jī)翼的超音速空氣動(dòng)力特性必須考慮這些特點(diǎn)。 （一）升力特性 同一M數(shù)下，Cy較小，Cy隨M數(shù)↑而↓的趨勢(shì)較緩和。 （二）阻力特性 Cx0波和Cx升致波都隨M↑而↓，Cx波隨M↑而↓的趨勢(shì)較緩和。超音速前緣Cx升致波比亞音速前緣Cx升致波大。 10.說(shuō)明亞音速前、后緣和超音速前、后緣。 Ｖn＜a（Ｍn＜1＝—— 亞音速前緣。 Ｖn＞a（Ｍn＞1）—— 超音速前緣。 Ｖn＝a（Ｍn＝1）—— 等音速前緣。 同理，后緣也可按此劃分。 對(duì)于后掠翼和三角翼飛機(jī)， 超（亞）音速前緣取決于Ｍ和χ的大小。（因?yàn)椋蚽＝Ｍcosχ）。 只有在超音速前緣情況下，機(jī)翼才會(huì)產(chǎn)生前緣激波。