1、空氣動力學復習題精品文檔飛行原理空氣動力學復習思考題第一章低速氣流特性.何謂連續(xù)介質？為什么要作這樣的假設？連續(xù)介質一一把空氣看成是由空氣微團組成的沒有間隙的連續(xù)體。作用一一把空氣壓強（P）、密度（p ）、溫度（T）和速度（V）等狀態(tài)參數(shù)看作是空間坐標及時間的連續(xù)函數(shù)，便于用數(shù)學工具研究流體力學問題。.何謂流場？舉例說明定常流動與非定常流動有什么區(qū)別。流場一一流體所占居的空間。定常流動一一流體狀態(tài)參數(shù)不隨時間變化；非定常流動一一流體狀態(tài)參數(shù)隨時間變化；.何謂流管、流譜、流線譜？低速氣流中，二維流譜有些什么特點？流線譜一一由許多流線及渦流組成的反映流體流動全貌的圖形。流線一一某一瞬間，凡處于該曲

2、線上的流體微團的速度方向都與該曲線相應點的切線相重合。流管一一通過流場中任一閉合曲線上各點作流線，由這些流線所圍成的管子。二維流譜一一1.在低速氣流中，流譜形狀由兩個因素決定：物體剖面形狀，物體在氣流中的位置關系。.流線的間距小，流管細，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系位置。.寫出不可壓縮流體和可壓縮流體一維定常流動的連續(xù)方程，這兩個方程有什么不同？有什么聯(lián)系？連續(xù)方程是質量守恒定律應用于運動流體所得到的數(shù)學關系式。收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔在一維定常流動中，單位時間內通過同一流管任一截面的流體質量都相同。方程表達式:m= pVA不可壓流中

3、，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積成反比例?？蓧毫髦?p *常數(shù)方程可變?yōu)椋簃= pVA適用于理想流體和粘性流體.說明氣體伯努利方程的物理意義和使用條件。 1 C萬程表達式:P - V2 gh常量21c圖度變化不大時，可略去重力影響，上式變?yōu)椋簆 - VPo常量2即：靜壓+動壓=全壓（Po相當于V=0時的靜壓）方程物理意義：空氣在低速一維定常流動中，同一流管的各個截面上，靜壓與動壓之和（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。方程應用條件.氣流是連續(xù)的、穩(wěn)定的氣流（一維定常流）；.在流動中空氣與外界沒有能量交換；

4、.空氣在流動中與接觸物體沒有摩擦或收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔摩擦很小，可以忽略不計（理想流體）；.空氣密度隨流速的變化可忽略不計（不可壓流）。6.圖1-7為一翼剖面的流譜，設 Ai=0.001米2, ?A2=0.0005米2,俯=0.0012米2, V1=100 米/ 秒，P1 = 101325 帕斯卡，p=225 千克/米 3。求 V2、P2； V3、P3。222V1A1=VA2=VA3（V2=200 米/秒P2=-3273675 帕斯卡1V3=831 米/秒3l P3=445075 帕斯卡.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部發(fā)生相對運動時，相鄰兩個運

5、動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)則運動所引起的動量交換。.寫出牛頓粘性力公式，分析各因素對粘性力是怎樣影響的？牛頓粘性力公式為:F dVSdY收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔S面積，dV在Y方向的速度梯度變化，粘性系數(shù)dY.低速附面層是怎樣產(chǎn)生的？分析其特性?？諝饬鬟^物體時，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。沿物面各點的法線上，速度達到主流速度的99%處，為附面層邊界。附面層的性質.空氣沿物面流過的路程越遠，附面層越厚；.附面層內沿物面法線方向各點的壓力不變，且等于主流的壓力。層流附面

6、層一一分層流動，互不混淆，無上下亂動現(xiàn)象，厚度較小，速度梯度?。晃闪鞲矫鎸右灰桓鲗訌娏一旌?，上下亂動明顯，厚度較大，速度梯度大。轉撥點一一層流附面層與紊流附面層之間的一個過渡區(qū)，可看成一個點。由機翼表面摩擦力而使氣流速度增量減小，從而產(chǎn)生速畫16糖虞蜃留分離圖1-5翼型表面主流的壓力變化由機翼表面摩擦力而使氣流速度增量減小，從而產(chǎn)生速畫16糖虞蜃留分離圖1-5翼型表面主流的壓力變化押趙氐任力點P 00X，、 P逆壓梯度0X機翼表面摩擦力進一步增大，產(chǎn)生逆壓，致使氣流反向流動，從而產(chǎn)生速度逆壓梯度變化收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔.什么叫氣流分離？氣流分離的根本原因是什么？在逆壓梯

7、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 點速度減小為零，（V/y）Y 0 0附面層底層的空氣在逆壓的繼續(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點為分離點）。第二章飛機的低速空氣動力特性.常用的飛機翼型有哪幾種？說明弦長、相對彎度、最大彎度位置、相對厚度、最大厚度位置、前緣半徑和后緣角的定義？翼型幾何參數(shù):.弦長（b）翼型上下表面內切圓圓心的光滑連線稱為中線。中弧線的前端點，稱為 前緣；后端點，稱為后緣。前緣與后緣的連線叫 翼弦，其長度叫弦長或幾何弦長。.相對彎度（f ）翼型中弧線與翼弦之間的距離叫弧高或彎度。最大弧高與弦長的

8、比值，叫相對彎度。相對彎度的大小表示翼型的 不對稱程度。.最大彎度位置（Xf）翼型最大弧高所在位置到前緣的距離稱為最大彎度位置。收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔精品文檔通常以其與弦長的比值來表示。.相對厚度（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的比值，叫 翼型的相對厚度。.最大厚度位置（Xc ）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表示。.前緣半徑（r）翼型前緣處的曲率半徑，稱為 前緣半徑。.后緣角（r ）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.常用的機翼平面形狀有哪幾種？說明機翼面積、展長、

9、展弦比、根尖比和后掠角的定義？常用的幾種機翼平面形狀：A,A*aAOI 1J fA,A*aAOI 1J fCL Z l 1hxHzLx/i1一，i/ IJ 卜母1/但A)何(d)-AAAJI1 一fl1;kjHkrfL-411B HII II- I li Th.h1 Io %|L I rjf J 1i你/卜jl(0J丫 _卜】11 V/向y（i）（i） 1（時矩形翼（0橢圓翼（c）梯形震（由后掠我1的三金黑 （。雙三角熨（g恰形前綴翼|忖邊條翼何變后掠矍前掠翌 的嘛丁河的加方（易叔清廉近管刖用則除精品文檔.機翼面積（S）襟翼、縫翼全收時機翼在XOZ平面上的投影面積所占的那部分面積（一般包括機身

10、）。2波音 737: S = 105.4 米.展長（L）機翼左右翼端（翼尖）之間的距離。波音 737: L = 28.91 米.展弦比（入）展長與平均弦長（b av）之比。X - L / 1） L2 / S cl*殲擊機：25轟炸、運輸機：712滑翔機、高空偵察機：1619波音737:入=8.83.根尖比（”）翼根弦長（bx）與翼尖弦長（bt）之比?！?bx/bt矩形翼”=1三角翼“二00初教六4二2殲教八4二2.15.后掠角（x ）機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軸之間的夾角收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔后掠角大小表示機翼向

11、后傾斜的程度。一般常用1/4弦線后掠角作為機翼的后掠角。.說明迎角的物理意義？迎角的概念定義：翼弦與相對氣流方向之間的夾角。（用a表示）正負：相對氣流方向指向機翼下表面，迎角為正；指向機翼上表面，迎角為負；相對氣流方向與翼弦平行，迎角為零。.以雙凸翼型為例，說明迎角對流譜的影響，并根據(jù)翼型的流譜畫圖分析翼型 升力的產(chǎn)生。a翼升力的作用點叫 機翼壓力中心。飛機各部分升力的總和就是飛機的升力。飛機升力的作用點，叫飛機壓力中心上表面一彎曲大一流管變細一流速快一壓力小空氣流過機、翼上下表面下表面一彎曲小一流管變粗一流速慢一壓力大收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔一壓力差（ P）垂直相對氣流方

12、向總和一 Y翼.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表示法畫出翼型壓力系數(shù)分布示意圖。壓力系數(shù)一一剩余壓力與遠前方氣流動壓的比值剩余壓力一一測量點靜壓與大氣壓力的差值。表示方法矢量表小法線段的方向一一線段的方向一一箭頭向外力；箭頭向里為正壓力。坐標表寫出升力公式，說明公式中 的物理意義。為吸示法6.各項升力公2-11用矢量法表示的翼型壓力Y Cy 2 V S式C y 升力系數(shù)p空氣密度V遠前方氣流速度S機翼面積C y綜合表達了翼型、迎角和氣流 M數(shù)對升力影響的無因次數(shù)值。7.影響機翼升力大小的因素有哪些？各是怎樣影響的？說明升力系數(shù)的物理意 義。收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)

13、系管理員刪除精品文檔精品文檔影響升力的因素：迎角對升力的影響迎角對升力的影響 a%, a TJY 翼 JY大小變 a變褊 壓力中心后移翼型對升力的影響其它因素不變時，翼型形狀不同，升力不同：平凸翼型G最大；雙凸翼型次之；對稱翼型最小?？傊硇托螤顚ιΦ挠绊?其它因素不變時，翼型形狀不同，升力不同，平凸翼型 G最大;雙凸翼型次之；對稱翼型最小。相對氣流動壓對升力的影響：其它因素不變時，動壓大一 Y大。Cy綜合表達了翼型、迎角和氣流 M數(shù)對升力影響的無因次數(shù)值。8.畫出升力系數(shù)曲線示意圖。說明口。、而、C ymax的含義及影響因素。升力系數(shù)曲線飛機升力系數(shù)隨迎角變化的曲線。收集于網(wǎng)絡，如有侵權

14、請聯(lián)系管理員刪除精品文檔系數(shù)相相對增開地有地機翼翼型升力系數(shù)曲線精品文檔系數(shù)相相對增開地有地機翼翼型升力系數(shù)曲線為零的迎角。影響因素對彎度彎度增加，a 0 J 增開裝置裝置放下，aJ效效影響，aJ臨界迎角（a cr）和最大升力系數(shù)（C yma。影響C ymax的因素相對彎度 相對彎度大，C ymax大最大彎度位置 最大彎度位置15%時最大相對厚度過大過小C ymax都會減小相對厚度914%時最大前緣半徑前緣半徑大，C ymax較大。無地效，收起落架、襟翼時9.什么是摩擦阻力，壓差阻力和誘導阻力？分別分析其產(chǎn)生原因摩擦阻力一一氣流與飛機表面發(fā)生摩擦形成的阻力。產(chǎn)生原因收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管

15、理員刪除精品文檔附面層底層存在法向速度梯度一摩擦力一方向與飛機面相切各處摩擦力在相對氣流方向上投影的總和即為飛機的摩擦阻力。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致機翼前后壓力不等形成的阻力 一一機翼的粘性壓差阻力，機身、尾翼等其它部 分也會產(chǎn)生壓差阻力，飛機各部分壓差阻力的總和就是飛機的壓差阻力。誘導阻力一一誘導阻力是伴隨升力而產(chǎn)生的阻力。既由升力誘導而產(chǎn)生的阻力。產(chǎn)生原因：升力上表面壓力小，下表面壓力大，下表面空氣繞過翼尖流向上表面一上下翼面空氣流出后緣時具有不同流向，形成旋渦一形成翼尖渦一形成向下速度（下洗速度）一使流過機翼1

16、2X Cx- V2S2的空氣發(fā)生變化（相對氣流速度和下洗速度的合速度方向流動，向下傾斜）一下洗流一使升力向后傾斜一個角度（實際升力 Y） 一垂直分力（Ycos e ）升力（有效升力）；平行分力（Ysin ）阻力一一誘導阻力（Xi）。10.寫出阻力公 式，說明阻力系數(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)。綜合表達了機翼迎角、翼型和機翼表面光滑程度等因 素對阻力的影響。迎角對壓差阻力和誘導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；收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔急劇增大。誘導阻力：在a臨范圍內一一a增加Xi迅速

17、增加。翼型和機身形狀對壓差阻力的影響平凸型較大翼型不同，壓差阻力不同雙凸型一一較小對稱型最小尖頭尖尾一一最小機身形狀不同，壓差阻力不同純頭 一一較大切尾旋成體最大展弦比對誘導阻力的影響同翼面積一一展弦比?。ǘ潭鴮挘T導阻力大；翼平面形狀一一其它條件相同橢圓翼誘導阻力最小，矩形翼誘導阻力最大11.什么是翼尖效應和翼根效應？說明后掠翼和平直翼低速空氣動力特性不同的 基本原因。流線左右偏斜，影響機翼的壓力布“翼根效應小翼根上表面前段，流線向外偏斜，流管變粗一流速增加不多，壓力減小不多一吸力 減小；后段，流線向內偏斜，流管變細一速度增加，吸力增加。流管最細的位置后 移，最低壓力點后移。翼根效應使翼根

18、部分平均吸力減小，升力系數(shù)減小。翼根效應-最低壓力點后移，平均吸力J, cy；0“翼尖效應”收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔翼尖上表面前段，流線向外偏，流管變細一速度增加，壓力減小一吸力增加；后段，流線向內偏斜，流管變粗一速度減小一吸力減小。流管最細的位置前移，最低 壓力點前移。翼尖效應使翼尖部分平均吸力增大，升力系數(shù)增大。翼尖效應-最低壓力點前移，平均吸力T , Cyt o故后掠翼低速空氣動力特性不同于平直翼的基本原因：后掠翼空氣動力主要取決于有效分速；后掠翼的翼根效應和翼尖效應影響后掠翼壓力分布。總之，后掠翼與平直翼相比:.后掠翼沒到臨界迎角之前，會較早抖動;. a抖、口臨界及

19、C y抖、Gmax差別較大。.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？畫出升阻比和極曲線示意圖，說明升阻比和極線隨迎角的變化規(guī)律，并解釋原因。說明曲線用途。212K Y X Cy- V S Cx- V S Cy Cx升阻比（K）同一迎角下升力與阻力的比值。升阻比越大，說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，精品文檔01= OdTkmax同一機型的飛機，翼型不變，低速飛行時，升力系數(shù)和阻力系數(shù)只隨迎角變化，所以開阻比也隨迎角變化。有利迎角升阻比最大的迎角。飛機極線以橫坐標表示阻力系數(shù)，縱坐標表示升力系數(shù)，迎角為參變量，把升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨

20、迎角變化的規(guī)律用一條曲線表示出來，這條曲線叫做飛機極線，也稱極曲線。飛機極線綜合表達了飛機空氣動力性能隨迎角（或升力系數(shù)）變化的規(guī)律。飛機極線的用途L可查出該型飛機的零開迎角、臨界迎角、有利迎角及其對應的升力系數(shù)、阻力系數(shù) 值。.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。.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)。.可求出各迎角的總空氣動力系數(shù)，看出各迎角總空氣動力的方向。13.說明減小升阻比的方法和在不同飛行階段使用的原因。收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔.增開裝置有哪些？簡要說明增開原理。通常所說的襟翼，指的是后緣襟翼。襟翼有簡單襟翼、分裂襟翼、開縫襟翼

21、、后退襟翼等 多種形式。另外還有前緣縫翼、機動襟翼、噴氣襟翼、附面層控制裝置。增開裝置（各種襟翼）增開的基本原理是：.增大機翼彎度；.增大機翼面積；.增大機翼上下壓力差。.什么是地面效應？對飛機空氣動力有什么影響？地面效應一一飛機在起飛、著陸或貼近地面飛行時，由于流經(jīng)飛機的氣流受到地面的影響，致使飛機的空氣動力發(fā)生變化的現(xiàn)象稱。影響：在一定迎角范圍內，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。.說明螺旋槳拉力產(chǎn)生的原因。簡要分析拉力隨速度、油門和高度的變化規(guī) 律。相對氣流流過槳葉前槳面一流管變細，流（同機翼上表面）速加快一壓力降低；相對氣 流流過槳葉后槳面一流管變粗，流（同

22、機翼下表面）速減慢一壓力升高。槳葉前后槳面 壓力差總和產(chǎn)生槳葉總空氣動力（R）。R的分力P （與槳軸平行）拉力Q （與槳軸垂直）一一旋轉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 VfP J VjPf 原因：Vf a J Qj n t （|）f R偏斜，P減小收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔拉力隨油門位置的變化V、H不變時加油門一一PM攵油門一一PJ原因：加油門一一功率T nt小T a TPt拉力隨飛行高度的變化吸氣式活塞發(fā)動機隨著飛行高度的升高，發(fā)動機有效功率一直降低，螺旋槳的拉力也一直減小。.螺旋槳有哪些副作用？對飛行有什么影響？螺旋槳滑流螺旋槳的滑流一

23、一螺旋槳旋轉時，被螺旋槳撥動而向后加速和扭轉的氣流?；髋まD角 滑流速度與飛機遠前方相對氣流速度之間的夾角?；髋まD作用左轉螺旋槳一一垂尾機身尾部產(chǎn)生向左的側力 一一右偏力矩右轉螺旋槳左偏力矩滑流扭轉作用的強弱與發(fā)動機功率有關。加油門一一扭轉作用增強，偏轉力矩增大；收油門一一偏轉力矩減小。不隨飛行速度變化v T 一滑流扭轉角；滑流動壓T 一一相互抵消消除措施（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=偏轉力矩）收油門一一回左舵（蹬右舵）油門不動v T 減小蹬舵量加大蹬舵量收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔加減油門時，因滑流速度變化還會導致水平尾翼的升力變化，破

24、壞飛機的俯仰平衡，應推拉駕駛桿修正。螺旋槳進動一一當飛機俯仰轉動或偏轉改變螺旋槳轉軸方向時，由于螺旋槳的陀螺效應使機頭繞另一個軸轉動的現(xiàn)象。Mt J陀螺力矩飛行條件一定時，J、Q一定，M進正比于。即飛機轉動越快，陀螺力矩越 大，進動作用越強。J 轉動慣量Q轉動角速度一一進動角速度18.說明螺旋槳所需功率、有效功率和效率的物理意義。螺旋槳旋轉所需功率（N槳需）螺旋槳旋轉所消耗的功率。N槳需=M. 3=0 p n 3D5式中：M螺旋槳旋轉阻力力矩一一螺旋槳旋轉時角速度，=2 m（1/秒）B-螺旋槳功率系數(shù)。螺旋槳有效功率（N槳）（或螺旋槳推進功率）螺旋槳的拉力在單位時間（秒）對飛機所做的功。NPV

25、螺旋槳效率）螺旋槳有效功率與發(fā)動機有效功率之比。N槳N有效N有效發(fā)動機有效功率收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔第三章高速氣流特性.寫出音速公式，簡述空氣壓縮性與音速之間的關系。音速大小用下式表示：a dPd kRT 20 T（T- 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。.說明M數(shù)的物理意義。飛行高度和速度對飛行M數(shù)有什么影響？M數(shù)的物理意義：氣流M數(shù)大小綜合表達了氣流速度和音速對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

26、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什 亞音速流；M什超音速流；M=什等音速流。.寫出一維絕熱流動的能量方程，并與伯努利方程進行比較。一維絕熱流動的能量方程：上式中：v2動能；CVT內能； 壓力能表明在絕熱過程中，三種能量可以相互轉換，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：溫度、密度變化，三種能量參與轉換，低速時：溫度、密度不變，二種能量參與轉變（內能不參與轉換）收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔總之，局速的伯努利定理 VTP、丁都，方程應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

27、中，流管截面積與流速的關系。要獲得超音速氣流為速相對什么一定要采用拉瓦爾管？速相對將連續(xù)方程pVA啡數(shù)微分得：”(M 2 1) A M V(1)表達了可壓縮氣流流管截面積相對變化量與流變化量之間的關系；(2)由式中看出：如圖3-1所示：亞音速時，M 1,dA與dV同號VT ATV J f A J故亞音速氣流一一經(jīng)過收斂形管道加速；超音速氣流一一經(jīng)過擴散形管道加速。拉瓦爾管如圖3-2所示。圖3-2拉瓦爾噴管圖3-2拉瓦爾噴管5,明超音速氣流流過一外凸角 和外凸曲面時，膨脹波區(qū)的形成過程及膨脹波區(qū)前后氣流參數(shù)的變化情形收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔超音速氣流通過擴張管道加速，氣流外折

28、一個角度，轉折點為擾動源。以波的形式向四周傳播，擾動波不能逆氣流方向向前傳播，只限于以擾動波為邊界的錐形內，通過波面后，流速增圖3-3扇形膨脹波加，壓力降圖3-3扇形膨脹波加，壓力降T , MT , TJ , PJ , p J.飛機頭部激波是怎樣產(chǎn)生的？正激波和斜激波有什么區(qū)別?飛機頭部激波產(chǎn)生原因超音速氣流受阻擋一形成強擾動波一強擾動傳播速度（u）大于音速（a）而向前傳播一傳播時，壓力減小，擾動強度減弱，擾動傳播速度減小一擾動傳播速度（u）等于相對氣流速度（V）時不能前傳，形成界面一激波。正激波 波面與氣流方向垂直。通過正激波P、丁突個，V突J （由超變亞），氣流方向不變。斜激波 波面與主流

29、方向不垂直。通過斜激波P、P、T都T , VJ （可能超可能亞），氣流方向向外或向內折一角度。.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。夾角為激波角精品文檔8.如圖3-6所示，比較飛機在超音速飛行中，1、2、3、4點的流速、壓力、密度、溫度的大小，并說明原因圖3-6激波前后靜參數(shù)大小的比較能和壓力勢氣密度增大、圖3-6激波前后靜參數(shù)大小的比較能和壓力勢氣密度增大、原因：空氣壓縮氣流動能轉化為內能，使溫度升高，壓強增大，空流速減小，特性第四章飛機的高速空氣動力特性.空氣壓縮性對翼型表面壓力分布有何影響？為什么？試畫出雙凸形翼型當下表面產(chǎn)生正壓力時，壓縮氣流和非壓縮氣

30、流的壓力分布示意圖空氣壓縮性對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)分布特點一一“吸處更圖4-1壓縮氣流與非壓縮氣流中的翼型區(qū)流速增加，密度圖4-1壓縮氣流與非壓縮氣流中的翼型區(qū)流速增加，密度吸力有額外升高。力特性，并解釋原因：空氣流過翼型表面，吸力 減小，壓力有額外降低，.說明翼型的亞音速空氣動 原因。MT5圖4-2M數(shù)增大后，翼型的壓力分精品文檔M T 一上表面額外吸力T 一最低壓力點壓力更小，逆壓梯度T 一附面層空氣更易倒流一在較小迎角下分離一使a cr J ,Cymax J。Mf-S 不變MT前緣壓力額外增加一 X壓TMT （VT或aj） , aJ-Tj-粘性系數(shù)J-

31、 X摩JX壓和X摩抵消MT 一壓力中心前移Mt 一上表面前段壓力系數(shù)增加倍數(shù)比上表面后段多。.什么叫臨界M數(shù)？說明其物理意義。臨界M數(shù)（Mr ）機翼的臨界速度（VCr）與飛機所在高度音速（a）的比值。即Mr=VCr/a （VCr-翼型表面最低壓力點的氣流速度等于該點的音速，這時的飛行速度。）MM-氣流特性有質變。（產(chǎn)生局部激波和局部超音速區(qū)）故Mr大小，可說明機翼翼型上表面出現(xiàn)局部超音速氣流時機的早晚，也可作為機翼翼型空氣動力特性發(fā)生顯著變化的標志。.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?？為什么？局部激波的產(chǎn)生MM時一等音速點的后空氣膨脹加速一

32、壓力降低一翼型后壓力接近大氣壓力且形成逆壓梯度一壓力波向前傳播一當傳播速度等于迎面氣流速度時，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)。氣流通過局部激波后，VJ為亞音速，PT, p收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔精品文檔局部激波的發(fā)展以接近對稱的薄翼型，在小正迎角下的情況為例MT 一等音速點前移，局部激波后移一使超音速區(qū)擴大。當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)T 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)擴大。M再T 一下表面局部激波先移到后緣一 M- 1時，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

33、全是超音速區(qū)。M1時前緣出現(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，因為機翼要產(chǎn)生向上的升力，那么就必須使機翼上表面氣流速度大于下表面氣流速度從而使機翼上表面先 產(chǎn)生局部激波。5.畫出翼型升力系數(shù)隨M數(shù)變圖，說明跨音速時的變化規(guī)因。5.畫出翼型升力系數(shù)隨M數(shù)變圖，說明跨音速時的變化規(guī)因。Cy隨M的變化（如圖4-5所示）MM（跨音速階段）：圖4-5升力系數(shù)隨MO勺變化化的曲線示意律，并解釋原亞音速規(guī)律變化AB段-上表面產(chǎn)生局部激波和局部超音速區(qū)，吸力T , G T ；BC段-下表面產(chǎn)生局部激波和局部超音速區(qū)，吸力T ；CD-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收集于網(wǎng)絡，如有侵權請聯(lián)系管理員刪除精品文檔M1后（D點以后）-全為超音速。Mt , GJ升力（Y）隨M數(shù)的變化,、2Y大小決定于G和V （M）。股，Mt -GT-YT。MT一定程度，GJ-