空氣動(dòng)力學(xué)復(fù)習(xí)題x

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)一一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。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)一一流體所占居的空間。定常流動(dòng)一一流體狀態(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)？流線譜一一由許多流線及渦流組成的反映流體流動(dòng)全貌的圖形。流線一一某一瞬間，凡處于該曲線上的流體微

2、團(tuán)的速度方向都與該曲 線相應(yīng)點(diǎn)的切線相重合。流管一一通過(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。二維流譜一一1 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二P VA不可壓流中,P 常數(shù),方程可變?yōu)椋篤A=C （常

3、數(shù)）氣流速度與流管切面積成反比例?？蓧毫髦?P H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。方程表達(dá)式：P IV2 gh常量p 1 V2 po 常量22高度變化不大時(shí)，可略去重力影響，上式變?yōu)? 即:靜壓+動(dòng)壓二全壓（P 0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（全壓）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

4、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）。2 26圖1-7為一翼剖面的流譜，設(shè)Al=0.001米,?A2=00005米,2A3 =0.0012 米，Vl = 100 米/ 秒，P l=101325 帕斯卡，P =225 千圖1-7 一翼剖面流譜P+_l V122=P+_12 _2V 2 =P+ 1 V 2V1A1=V2A2=V3 Aa(V2=200 米/ 秒P2=3273675 帕斯卡Vs=83 J 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

5、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巴dYdvS面積，在Y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

6、，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)按點(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)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圖16 附面層的分離氣流的？圖15翼型表面主流的壓力變化E點(diǎn)之后一一逆壓梯度上0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?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，（V/Y）Y00附面層底層的空氣在逆壓

7、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(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？（b）平凸翼型（e）雙加翼型翼型幾何參數(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眩， 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)稱程度。3最大彎度位置（石）翼型最大弧高所在位置到

8、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（C-）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（X?）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(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（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(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：何何何（d）矩形翼（b衢圓翼（梯形翼（后掠翼 2）三角翼 雙三角翼（gS形

9、前繚翼（h）邊條翼（i）變后掠翼（j）前療瑾1 機(jī)翼面積（S）襟翼、縫翼全收時(shí)機(jī)翼在X 0 Z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. 展長(zhǎng)（L ）機(jī)翼左右翼端（翼尖）之間的距離。波音 737 : L= 28.91 米3. 展弦比（入）展長(zhǎng)與平均弦長(zhǎng)（b av）之比。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： X = 8.834. 根尖比（H ）翼根弦長(zhǎng)（b X）與翼尖弦長(zhǎng)（b t）之比。n =bx/b t矩形翼n二1三角翼1二8初教六n =2殲教八H =2.155. 后掠角（x ）機(jī)翼上有代表性的等百分弦線

10、（如前緣線、1 / 4眩線、后緣線等）在X0 Z平面上的投影與0 Z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Q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)y翼上下表面下表面

11、一彎曲小一流管變粗一流速慢一壓力大一壓力差（AP）垂直相對(duì)氣流方向總和一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)表示法畫岀翼型壓力系數(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。 剩余壓力一一測(cè)量點(diǎn)靜壓與大氣壓力的差值。表示方法方向 為吸 正壓6.式，2-11用矢量法表示的翼型壓力矢量表示法線段的箭頭向外 力；箭頭向里為 力。坐標(biāo)表示法寫岀升力公說(shuō)明公式中的物理意義。升力公式cy升力系數(shù)P空氣密度V遠(yuǎn)前方氣流速度S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

12、。Q V Q臨，a fY貳f其它因素不變時(shí)a a 臨,a f f Y 酬 IY 大小變a變a a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；雙凸翼型次總之，翼型形狀對(duì)升力的影響之;對(duì)稱翼型最小。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)壓大一Y大。影響升力的因素：迎角對(duì)升力的影響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畫岀升力系數(shù)曲線示意圖。說(shuō)明 a。、a cr C ymax的含義及影響因素。升力系數(shù)曲線一一飛機(jī)升力系數(shù)隨迎角變化的曲線

13、。角（a 系數(shù) 角。素加， 裝置下，機(jī)翼翼型升力糸數(shù)曲線零升迎0 ）升力 為零的迎影響因相對(duì)彎度 相對(duì)彎度增 a o I 增升增升裝置放 a o I 地效有地效影 a o I臨界迎角（a ）和最大升力系數(shù)（C）crymax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。摩擦阻力一一氣流與飛機(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一摩擦力一方向與飛機(jī)面相

14、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。 紊流附面層一一摩擦阻力大。壓差阻力一一有空氣粘性間接造成的一種壓力形式的阻力。產(chǎn)生原因空氣粘性作用導(dǎo)致機(jī)翼前后壓力不等形成的阻力一一機(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)阻力一一誘導(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f上下翼面空氣流出后緣時(shí)具有不同流向，形成旋渦f形成翼尖渦f形成向下速度（下洗速度）f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

15、下傾斜）f下洗流f使升力向后傾斜一個(gè)角度（實(shí)際升力Y）垂直分力（YX Cx 1 V2S2cos e ）升力（有效升力）；平行分力（Y sin ）阻力一-誘導(dǎo)阻力（Xi）。10寫岀阻力公式，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C 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。迎角對(duì)壓差阻力和誘導(dǎo)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；大a明顯增大;a a臨急劇增大。誘導(dǎo)阻力：在a臨范圍內(nèi)a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 平凸型一一較大 翼型不同，壓差阻力不同雙凸型一一較小對(duì)稱型最小尖頭尖尾

16、最小 機(jī)身形狀不同，壓差阻力不同純頭一一較大切尾旋成體 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f流速增加不多， 壓力減小不多f吸力減??；后段，流線向內(nèi)偏斜，流管變細(xì)f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。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I , Cyl o“翼尖效應(yīng)”翼

17、尖上表面前段，流線向外偏，流管變細(xì)一速度增加，壓力減 小一吸力增加；后段，流線向內(nèi)偏斜，流管變粗一速度減小一吸 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t , Cyt o故后掠翼低速空氣動(dòng)力特性不同于平直翼的基本原因：（1）后掠翼空氣動(dòng)力主要取決于有效分速；（2）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，后掠翼與平直翼相比：1. 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C y 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？畫岀升阻比和極曲線示

18、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。KC y 1 V2S 1 V2S C y/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。kQ/丄*11r/511-、S.F01520 C從曲線看出，a a 有 f a f , k I（I zz Cl 有 km ax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)，

19、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 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

20、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)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。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、油門和高度的變化規(guī)律。相對(duì)氣流流過(guò)槳葉前槳面f流管變細(xì)，流（同機(jī)翼上表面）速加快f 壓力降低；相對(duì)氣流流過(guò)槳葉后槳面f流管變粗，流（同機(jī)翼下表面） 速減慢f壓力升高。槳葉前后槳面壓力

21、差總和產(chǎn)生槳葉總空氣動(dòng)力（R） oR的分力P （與槳軸平行）拉力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(shí)VfP I VIPt原因：Vf a | Q I n t 4）t R 偏斜，P 減小拉力隨油門位置的變化V、H不變時(shí) 加油門一一P t收油門一一P I 原因：加油門功率fn te ta t P t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一一螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)，被螺旋槳撥動(dòng)而向后加速和 扭轉(zhuǎn)的氣流?；髋まD(zhuǎn)角一一滑流速

22、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)螺旋槳一一垂尾機(jī)身尾部產(chǎn)生向左的側(cè)力一一右偏力矩 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)。 加油門一一扭轉(zhuǎn)作用增強(qiáng)，偏轉(zhuǎn)力矩增大； 收油門一一偏轉(zhuǎn)力矩減小。不隨飛行速度變化V t滑流扭轉(zhuǎn)角I滑流動(dòng)壓t相互抵消 消除措施（飛行操縱，以初教六為例）加油門一一蹬左舵（保持方向平衡，操縱力矩 二偏轉(zhuǎn)力矩） 收油門一一回左舵（蹬右舵） 油門不動(dòng)v f 減小蹬舵量Vl加大蹬舵量加減油門時(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)一一當(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

23、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M進(jìn)J飛行條件一定時(shí)，J、Q 定，M進(jìn)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。3 5N 槳需=M o = p p n D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，o =2nn （1/秒）0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槳二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有效一一發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率第

24、三章高速氣流特性1. 寫岀音速公式，簡(jiǎn)述空氣壓縮性與音速之間的關(guān)系。.dp 時(shí)廠廠首速大小用卜式表示：aj kRT 20 T（T高一a大；T低a?。〣P：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。飛行咼度和速度對(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。Mvl亞

25、音速流；M1超音速流；M=1等音速流。3. 寫出一維絕熱流動(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：V2 動(dòng)能；CvT內(nèi)能；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。超音速氣流為什么一定要采用拉瓦爾管?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 VfP、P、T都）Vl 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。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。要獲得將連續(xù)方程P VA二常數(shù)微分得：dA2 d

26、VA（M 1） 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)，Ml,dA與dV同號(hào)Vf - AfV I - Al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。拉瓦爾管如圖32所示。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336. 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

27、產(chǎn)生原因:超音速氣流受阻擋f形成強(qiáng)擾動(dòng)波f強(qiáng)擾動(dòng)傳播速度（U）大于音速（a）而 向前傳播一傳播時(shí)，壓力減小，擾動(dòng)強(qiáng)度減弱，擾動(dòng)傳播速度減小一擾動(dòng) 傳播速度（u）等于相對(duì)氣流速度（V）時(shí)一一不能前傳，形成界面一激波。 正激波一一波面與氣流方向垂直。通過(guò)正激波P、P、T突t, V突！（由超變亞），氣流方向不變。 斜激波一一波面與主流方向不垂直。通過(guò)斜激波P、P、T都t, VI （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 f , P t ,T8如圖3-

28、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、圖36激波前后靜參數(shù)大小的比較密度、溫度的大小，并說(shuō)明原因。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？試畫岀雙凸形翼型當(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如圖41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”。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)圖4-1壓縮

29、氣流與非壓縮氣流中的翼型壓力分布力特性，并解釋原因。(1) M t - Cy tcy不可壓Cy 且 CyW M 2M數(shù)增大前劃敢増大后圖42M數(shù)增大后，翼型的壓力分又 M1 1-M21M t - Cy t , CGy t（2）M數(shù)f f a cr丨，c ymax I如圖42所示M t 上表面額外吸力f 最低壓力 點(diǎn)壓力更小，逆壓梯度f(wàn) 一附面層空氣更易倒流一在較小迎角下分離一使a,Cymax(3) M f Cx 不變Mf前緣壓力額外增加一Xik tM t ( V f或al),a|fTl -粘性系數(shù)l - X摩！X壓和X摩抵消（4） Mt壓力中心前移Mf-上表面前段壓力系數(shù)增加倍數(shù)比上表面后段多

30、。3. 什么叫臨界M數(shù)？說(shuō)明其物理意義。臨界M數(shù)（M）er機(jī)翼的臨界速度（Ver ）與飛機(jī)所在高度音速（a）的比值。即M=V/a （V-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er erer飛行速度。）MMcr -氣流特性有質(zhì)變。（產(chǎn)生局部激波和局部超音速區(qū)）故M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)的早晩，也可er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MM時(shí)一等音速點(diǎn)的后空氣膨脹加速一壓力降低一翼型后壓力接近c(diǎn)r大氣壓力且形成逆壓梯度一壓力波向前傳播一當(dāng)

31、傳播速度等于迎面氣流速 度時(shí)，穩(wěn)定在此位置一形成局部激波。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 f , P t , T t o 局部激波的發(fā)展以接近對(duì)稱的薄翼型，在小正迎角下的情況為例Mt -等音速點(diǎn)前移，局部激波后移一使超音速區(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)f 一翼型上下表面等音速線前移，局部激波后移一局部超音速區(qū) 擴(kuò)大。M再f 一下表面局部激波先移到后緣一 M1時(shí)，上表面局部激波也移 到后緣一翼型后緣出現(xiàn)兩道斜激波，上下表面幾乎全是超音速區(qū)。M1時(shí)前緣出現(xiàn)激波，全為超音速了?？傊植考げòl(fā)展規(guī)律：產(chǎn)生先后-

32、上先下后；后移快慢-上慢下快；激波形狀-X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。化規(guī)律，并解釋原因。圖45升力系數(shù)隨M數(shù)的變化5畫出翼型升力系數(shù)隨M數(shù)變化的曲線示意圖，說(shuō)明跨音速時(shí)的變Cy隨M的變化（如圖45所示）MvM:亞音速氣流，Ccry按亞音速規(guī)律變化（M f f Cy f ）；（跨音速階段）：crAB段-上表面產(chǎn)生局部激波和局部超音速區(qū)，吸力f ,BC段-下表面產(chǎn)生局部激波和局部超音速區(qū)，吸力tCD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 , Cy t oM1后（D點(diǎn)以后）一全為超音速。M t , Cy I o 升力（Y）隨M數(shù)的變化2Y大小決定于Cy和V （M） o一般，Mf-Cyt-Yf。Mf定程度，Cy I - Y I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49所示）圖49壓力中