文檔編碼:CG7P10D4V3K6——HM9A6D1A3Q9——ZN5T4N9Q8E9第一章

1.什么是航空？什么是航天？航空與航天有何聯(lián)系？答：航空是指載人或不載人的飛 行器在地球大氣層中的航行活動,必需具備空氣介質(zhì)；航天是指載人或不載人的航 天器在地球大氣層之外的航行活動,又稱空間飛行或宇宙航行；航天不同于航空, 航天器是在極高的真空宇宙空間以類似于自然天體的運動規(guī)律飛行；但航天器的發(fā) 射和回收都要經(jīng)過大氣層,這就使航空航天之間顫聲了必定的聯(lián)系；特別是水平降 落的航天飛機和爭辯中的水平起降的空天飛機,它們的起飛和著陸過程與飛機的非 常相像,兼有航空和航天的特點；航空航天一詞,既隱匿了進行航空航天活動必需 的科學(xué),又飽含了研制航空航天飛行器所涉及的各種技術(shù)；從科學(xué)技術(shù)的角度看, 航空與航天之間是緊密聯(lián)系的；

2.飛行器是如何分類的？依據(jù)飛行器的飛行環(huán)境和工作方式的不同,可以把飛行器分 成三類：航空器,航天器,火箭和導(dǎo)彈；

3.航空器是怎么分類的？各類航空器又如何細分？依據(jù)產(chǎn)生升力的基本原理不同,航 空器分為輕于〔或等于〕同體積空氣的航空器和重于同體積空氣的航空器兩大類； 輕于空氣的航空器包括氣球和飛艇；重于空氣的航空器有固定翼航空器,旋翼航空 器,撲翼機和傾轉(zhuǎn)旋翼機；固定翼航空器又分為飛機和滑翔機；旋翼航空器又分為 直升機和旋翼機；4.航天器是怎么分類的？各類航天器又如何細分？1航天器分為無人航天器和載人航 天器；2無人航天器可分為空間探測器和人造地球衛(wèi)星,人造地球衛(wèi)星依據(jù)衛(wèi)星的 用途,可分為科學(xué)衛(wèi)星,應(yīng)用衛(wèi)星和技術(shù)試驗衛(wèi)星；空間探測器又可分為月球探測 器,行星和行星際探測器載人航天器可分為載人飛船,空間站,航天飛機和空天飛 機；

5.在制造飛機的進程中,要使飛機能夠成功飛行,必需先解決的問題是什么？要先解 決飛機動操縱穩(wěn)點性問題；6.戰(zhàn)爭機是如何分代的？各代戰(zhàn)爭機的的典型技術(shù)特點是什么？共四代；第一代超音速戰(zhàn)爭機其中的典型型號有美國的F-100和蘇聯(lián)的米格-19；其主要特點為高亞聲 第1頁,共39頁速或低超聲速,后掠翼,裝渦噴發(fā)動機,帶航炮和空空火箭,后期裝備第一代空空導(dǎo)彈和機載雷達；其次代戰(zhàn)爭機幾年后,一批兩倍聲速的戰(zhàn)爭機相繼顯現(xiàn),它們后來被稱為其次代戰(zhàn)爭機,其中最聞名的飛機有蘇聯(lián)的米格 -21和美國的F-104,F-4,F-5；其次代戰(zhàn)爭機于 20 世紀60歲月裝備部隊,接受小展弦比薄機翼和帶加力的渦噴發(fā)動機,飛行速度達到2倍聲速,用其次代空空導(dǎo)彈取代了空空火箭和第一代空空導(dǎo)彈,配裝有晶體管雷達的火控系統(tǒng)； 第三代戰(zhàn)爭機一般接受邊條翼,前緣襟翼,翼身融合等先進氣動布局以及電傳操縱和主動把握技術(shù),裝渦輪風(fēng)扇發(fā)動機,具有高的亞聲速機動性,配備多管速射航炮和先進的中距和近距格斗導(dǎo)彈,一般裝有脈沖多普勒雷達和全天候火控系統(tǒng),具有多目標跟蹤和攻擊才能,平視顯示器和多功能顯示器為主要的座艙外表；第三代戰(zhàn)爭機在突出中,低空機動性的同時,牢靠性,修理性和戰(zhàn)爭生存性得到很大改善第四代戰(zhàn)爭機的主要基本技術(shù)特點為：接受翼身融合體和具備隱身才能的空氣動力布局；機體結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料使用比例在30％以上；安裝帶二元噴管,推重比10一級的推力矢量航空發(fā)動機,飛機的起飛推重比超過1.0；接受綜合航空電子系統(tǒng),機載火控雷達能同時跟蹤和攻擊多個空中目標,主要機載武器為可大離軸發(fā)射或發(fā)射后不管的超視距攻擊空空導(dǎo)彈；到目前為止,只有美國的F-22戰(zhàn)爭機完全具備上述才能//歸納起來,第四代戰(zhàn)爭機應(yīng)具備隱身才能,超聲速巡航才能,高機動性,短距起降和超視距多目標攻擊才能等先進的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能；7.載人航天的工具或方式有哪幾種？他們之間有什么區(qū)分？載人飛船和航天飛機是實現(xiàn)載人航天的主要工具；前者單次使用,后者重復(fù)使用；前者容量小,后者容量大；8.巡航導(dǎo)彈和彈道導(dǎo)彈有什么不同？彈道出大氣層,巡航不出；彈道適合打擊遠距離目標（俗稱洲際導(dǎo)彈）,巡航打擊距離近些（一般在一千公里以內(nèi)） ；彈道打擊戰(zhàn)略目標,巡航打擊精確目標；9.我國運載火箭共有幾個系列？多少個型號？各自有什么用途？中國充分利用彈道導(dǎo)彈的爭辯成果和技術(shù)基礎(chǔ),成功地研制與使用了4種類別運載火箭：“長征”1號三級火箭,可將約300公斤的人造衛(wèi)星送入近地軌道；“長征”2號兩級液體火箭,可 第2頁,共39頁將約2022公斤的人造衛(wèi)星送入近地軌道；“長征”3號三級液體火箭,用于發(fā)射地球靜止軌道衛(wèi)星或近地軌道的大型航天器；“長征”4號運載火箭,用于發(fā)射太陽同步軌道和極軌道衛(wèi)星；“長征”5號運載火箭,即將進入初樣研制階段；長征五號將主要運載嫦娥衛(wèi)星直接進入月球14個型號包括:包括“長征”1號〔CZ-1〕,“長征”1號丁〔CZ-1D〕 ,“長征”2號〔CZ-2〕,“長征”2號丙〔CZ-2C〕,“長征”2號丙/改進型〔CZ-2C/FP〕,“長征”2號丁〔CZ-2D〕,“長征”2號E〔CZ-2E〕,“長征”2號F〔CZ-2F〕,“長征”3號〔CZ-3〕,“長征”3號甲〔CZ-3A〕,“長征”3號乙〔CZ-3B〕,“長征”3號丁〔CZ-3C〕,“長征”4號甲〔CZ-4A〕和“長征”4號乙〔CZ-4B〕 ；其次章1.大氣可以分為哪幾個層？各有什么特點？依據(jù)大氣中溫度隨高度的變化可將大氣層劃分為對流層,平流層,中間層,熱層和散逸層；對流層大氣中最低的一層,特點是其溫度隨高度增加而逐步降低,空氣對流運動極為明顯；對流層的厚度隨緯度和季節(jié)而變化；；平流層位于對流層的上面,特點是該層中的大氣主要是水平方向流淌,沒有上下對流,能見度較好（18～50公里）；中間層在該層內(nèi),氣溫隨高度上升而下降,且空氣有相當猛烈的鉛垂方向的運動； （50～80公里）；熱層該層空氣密度微小,由于空氣直接受到太陽短波輻射,空氣處于高度電離狀態(tài),溫度隨高度增加而上升；（80～800公里）；散逸層是大氣層的最外層；在此層內(nèi),空氣極其淡薄,又遠離地面,受地球引力很小,因而大氣分子不斷向星際空間逃逸； （800～2022,3000公里）2.試說明大氣的狀態(tài)參數(shù)和狀態(tài)方程；大氣的狀態(tài)參數(shù)包括壓強 P,溫度T和密度p這三個參數(shù)；它們之間的關(guān)系可以用氣體狀態(tài)方程表示,即 P=prt3.大氣的物理性質(zhì)有哪些？大氣的狀態(tài)參數(shù)和狀態(tài)方程,連續(xù)性,粘性（大氣相鄰流動層之間顯現(xiàn)滑動時產(chǎn)生的摩擦力,也叫大氣的內(nèi)摩擦力） ,可壓縮性,聲速,馬赫數(shù)；4.何謂聲速？聲速的大小與什么有關(guān)？聲速是指聲波在物體中傳播的速度,聲速的大小和傳播介質(zhì)有關(guān)而且在同一介質(zhì)中,也隨溫度的變化而變化；第3頁,共39頁5.何謂馬赫數(shù)？飛行速度是如何劃分的？聲速越大,空氣越難壓縮；飛行速度越大,空氣被壓縮的越厲害；要衡量空氣被壓縮程度的大小,可以把這兩個因素結(jié)合起來,這就是我們通常說的馬赫數(shù)；馬赫數(shù) Ma的定義為關(guān)系Ma<0.4, 為低速飛行；（空氣不行壓縮）Ma=v/a；Ma與飛行器飛行速度的

0.4<Ma<0.85, 為亞聲速飛行；0.85<Ma<1.3,為跨聲速飛行；（顯現(xiàn)激波）1.3<Ma<5.0,為超聲速飛行；,為精深聲速飛行；6.什么是飛行相對運動原理？飛機以確定速度作水平直線飛行時,作用在飛機上的空氣動力與遠前方空氣以該速度流向靜止不動的飛機時所產(chǎn)生的空氣動力成效完全一樣；7.試說明流體的連續(xù)性定理及其物理意義；在單位時間內(nèi),流過變截面管道中任意截面處的氣體質(zhì)量都應(yīng)相等,即p1v1a1=p2v2a2=p3v3a3該式稱為可壓縮流體沿管道流動的連續(xù)性方程；當氣體以低速流淌時,可以認為氣體是不行壓縮的,即密度保持不變；就上式可以寫成v1a1=v2a2該式稱為不行壓縮流體沿管道流淌的連續(xù)性方程；它表述了流體的流速與流管截面面積之間的關(guān)系；也就是說在截面積小的地方流速大；8.試說明伯努利定理及其物理意義；伯努利定理是能量守恒定律在流體流淌中的應(yīng)用；伯努利定理是描述流體在流淌過程中流體壓強和流速之間關(guān)系的流淌規(guī)律；在管道中穩(wěn)固流淌的不行壓縮抱負流體,在管道各處的流體動壓和靜壓之和應(yīng)始終保持不變即：靜壓+動壓=總壓=常數(shù),上式就是不行壓縮流體的伯努利方程, 它表示流速與靜壓之間的a關(guān)系,即流體流速增加,流體靜壓將減小；反之,流淌速度減小,流體靜壓將增加；9.低速氣流有什么樣的流淌特點？超聲速氣流有什么樣的流淌特點？當管道收縮時,氣流速度將增加,v2>v1,壓力將減小,P2<P1；當管道擴張時,氣流速度將減小,v2<v1,壓力將增加,P2>P1；;超音速氣流在變截面管道中的流淌情形,與低速氣流相反；收縮管道將使超音速氣流減速,增壓；而擴張形管道將使超音速氣流增速,減壓；10.拉瓦爾噴管的工作原理是什么？在亞聲速氣流中,隨著流速的增大,流管截面 第4頁,共39頁 面積必定減小;而在超聲速氣流中,隨著流速增加,流管截面面積必定增大；所以, 要使氣流由亞聲速加速成超聲速,除了沿氣流流淌方向有確定的壓力差外,仍應(yīng)具 有確定的管道外形,這就是先收縮后擴張的拉瓦爾噴管外形；

11. 什么是翼型,前緣,后緣,迎角,翼弦？“翼剖面” ,也稱“翼型”,是指沿平 行于飛機對稱平面的切平面切割機翼所得到的剖面；翼型最前端的一點叫“前緣” , 最終端的一點叫“后緣”；前緣和后緣之間的連線叫翼弦；（翼弦與相對氣流速度之 間的夾角叫迎角；）

12. 升力是怎么產(chǎn)生的？由于翼型作用,當氣流流過翼面時,流淌通道變窄,氣流

速度增大,壓強降低；相反下翼面處流淌通道變寬,氣流速度減小,壓強增大；上 下翼面之間形成了一個壓強差,從而產(chǎn)生了一個向上的升力；13.影響升力的因素有哪些？1）機翼面積的影響；機翼面積越大,就產(chǎn)生的升力就越大；2）相對速度的影響；相對速度越大,機翼產(chǎn)生的升力就越大；升力與相對速度的平方成正比；3）空氣密度的影響；空氣密度越大,升力也就越大,反之當空氣淡薄時,升力就變小了；4）機翼剖面外形和迎角的影響；不同的剖面和不同的迎角,會使機翼四周的氣流流淌狀態(tài)（包括流速和壓強）等發(fā)生變化,因而導(dǎo)致升力的轉(zhuǎn)變；翼型和迎角對升力的影響可以通過升力系數(shù)Cy表現(xiàn)出來；14. 升力和迎角有何關(guān)系？在確定迎角范疇內(nèi),隨著迎角的增大,升力也會隨之增大；當迎角超出此范疇而連續(xù)增大時,就會產(chǎn)生失速現(xiàn)象；失速指的是隨著迎角的增大,升力也隨之增大,但當迎角增大到確定程度時,氣流會從機翼前緣開頭分別,尾部顯現(xiàn)很大的渦流區(qū),使升力突然下降,阻力快速增大；失速剛剛顯現(xiàn)時的迎角稱為“臨界迎角”；15.飛機的增升裝置有哪些種類？其原理是什么？1）轉(zhuǎn)變機翼剖面外形,增大機翼彎度；2）增大機翼面積；3）轉(zhuǎn)變氣流的流淌狀態(tài),把握機翼上的附面層,延緩氣流分別；原理,飛機的升力與機翼面積,翼剖面的外形,迎角和氣流相對流淌速度等因素有關(guān)；16.低速飛機在飛行中會產(chǎn)生哪些阻力？其影響因素各是什么？低速飛機上的阻力 第5頁,共39頁按其產(chǎn)生的緣由不同可分為：摩擦阻力,壓差阻力,誘導(dǎo)阻力,干擾阻力等；當氣

流以確定速度流過飛機表面時,由于氣流的粘性作用,空氣微團與飛機表面發(fā)生摩

擦,阻滯了氣流的流淌,因此產(chǎn)生了摩擦阻力；摩擦阻力的大小取決于空氣的粘性,飛機表面的粗糙程度,附面層中氣流的流淌情形和飛機的表面積大小等因素；在翼

型前后由于壓強差所產(chǎn)生的阻力稱為壓差阻力；壓差阻力與物體的迎風(fēng)面積有很大

關(guān)系,物體的迎風(fēng)面積越大,壓差阻力也越大；減小壓差阻力的方法是應(yīng)盡量減小

飛機的最大迎風(fēng)面積,并對飛機各部件進行整流,做成流線形；誘導(dǎo)阻力是相伴著升力而產(chǎn)生的,這個由升力誘導(dǎo)而產(chǎn)生的阻力叫誘導(dǎo)阻力；（氣流經(jīng)過翼型而產(chǎn)生向下的速度,稱為下洗速度,該速度與升力方向相反,是產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力的直接緣由； ）誘導(dǎo)阻力與機翼的平面外形,翼剖面外形,展弦比等有關(guān)；可以通過增大展弦比,

挑選適當?shù)钠矫嫱庑危ㄈ缣菪螜C翼）,增加翼梢小翼等方法來減小誘導(dǎo)阻力； 干擾阻力就是飛機各部件組合到一起后由于氣流的相對干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力；干擾

阻力和氣流不同部件之間的相對位置有關(guān)；在設(shè)計時要妥當考慮和支配各部件相對

位置,必要時在這些部件之間加裝整流罩,使連接處圓滑過渡,盡量削減部件之間

的相互干擾；（自己總結(jié)）在高速飛機上,除了這幾種阻力外,仍會產(chǎn)生另外一種阻力——激波阻力（簡稱波阻）；由激波阻滯氣流而產(chǎn)生的阻力叫做激波阻力, 簡稱波阻；由于激波是一種強壓縮波,因此當氣流通過激波時產(chǎn)生的波阻也特別大； 在任何情形下,氣流通過正激波時產(chǎn)生的波阻都要比通過斜激波時產(chǎn)生的波阻大； 不同外形的物體在超聲速條件下由于產(chǎn)生的激波不同,產(chǎn)生的波阻也不一樣；（鈍頭外形或前緣曲率半徑較大的翼剖面,在其鈍頭前端,常產(chǎn)生脫體激波,脫體激波對氣流的阻滯作用很強,因此會產(chǎn)生很大的波阻；尖頭外形的物體或翼剖面,在其尖頭前端,常產(chǎn)生附體斜激波,此激波對氣流的阻滯作用比較弱； ）17. 什么是“三個相像”？幾何相像：把模型各部分的幾何尺寸按真飛機的尺寸,以同一比例縮小；運動相像：使真飛機同模型的各對應(yīng)部分的氣流速度大小成同一比例,而且流速方向也要相同；動力相像：使作用于模型上的空氣動力——升力和阻力,同作用于真飛機上的空氣動力的大小成比例,而且方向相同；第6頁,共39頁18. 風(fēng)洞試驗的主要目的是什么？風(fēng)洞可用來對整架飛機或飛機的某個部件（如機翼）進行吹風(fēng)試驗；通過試驗可以獲得升力系數(shù)Cy,阻力系數(shù)Cx和升阻比K=Cy/Cx相對于迎角a的曲線；Cy-a,Cx-a,K-a三種曲線風(fēng)洞能做的試驗種類很多,就翼剖面來說,仍可通過試驗求得極曲線,壓力中心和迎角變化曲線,力矩曲線等；19. 什么是激波？氣流流過正激波和斜激波時,其氣流參數(shù)發(fā)生了哪些變化？波面前后空氣的物理特性發(fā)生了突變,由于空氣受到猛烈壓縮,波面之后的空氣壓強突然增大,由高速氣流的流淌特點可知,氣流速度會大大降低（減速,增壓） ；這種由較強壓縮波組成的邊界波就是激波； 激波實際上是受到猛烈壓縮的一層空氣, 其厚度很??；氣流流過正激波時,其壓力,密度和溫度都突然上升,且流速由原先的超聲速降為亞聲速 ,經(jīng)過激波后的流速方向不變；氣流流過斜激波,壓力,密度,溫度也都上升,但不像正激波那樣猛烈,流速可能降為亞聲速,也可能仍為超聲速,這取決于激波傾斜的程度；氣流經(jīng)過斜激波時方向會發(fā)生折轉(zhuǎn)； （Ma的大小對激波的產(chǎn)生也有影響：當馬赫數(shù)Ma等于1或稍大于1時,在尖頭物體的前面形成的是正激波；但假如Ma超過1很多,形成的就是斜激波；）（激波強度不同,空氣在激波前后的速度,壓力,溫度和密度的變化也就不同,對飛機飛行的影響也不一樣； ）20. 什么是正激波和斜激波？兩者之間有什么差別？正激波是指其波面與氣流方向接近于垂直的激波；同一Ma下,正激波是最強的激 波；傾斜的激波,強度相對較弱；斜激波是指波面沿氣流方向21.何謂臨界馬赫數(shù),局部激波,激波分別？依據(jù)流體的連續(xù)性方程,當氣流從A點流過機翼時,由于機翼上表面凸起使流管收縮,氣流在這里速度增加；當氣流流到機翼最高點B時,流速增加到最大；當B點馬赫數(shù)為1時,A點馬赫數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)；（Ma臨界=V臨界/a）當飛機的飛行速度超過臨界Ma時,機翼上就會顯現(xiàn)一個局部超聲速區(qū),并在那里產(chǎn)生一個正激波；這個正激波由于是局部產(chǎn)生的,所以叫“局部激波”；氣流通過局部激波后,由超聲速急劇降為亞聲速,激波后的壓強也快速增大,導(dǎo)致機翼表面上附面層內(nèi)的氣流由高壓〔翼剖面后部〕向低壓〔前部〕流淌,使附面層內(nèi)的氣流由后向前倒流,并發(fā)憤慨流分別,形成很多旋渦,這種現(xiàn) 第7頁,共39頁 象叫做“激波分別”；

22. 飛機的氣動布局有哪些型式？廣義定義上是指飛機主要部件的數(shù)量以及它們之間的相互支配和配置；如按機翼和機身的上下位置來分,可分為上單翼,中單翼,下單翼；假如按機翼弦平面有無上反角來分可分為上反翼,無上反翼,下反翼；如按立尾的數(shù)量來分,可分為單立尾,雙立尾和無立尾（V型尾）通常定義指平尾相 對于機翼在縱向位置上的支配,即飛機的縱向氣動布局形式；一般有正常尾, “鴨” 式和無平尾式；不同的布局形式,對飛機的飛行性能,穩(wěn)固性和操縱性有重大影響；23. 翼展,翼弦,前緣后掠角,展弦比,梢根比,翼型的相對厚度？機翼平面外形 主要有翼展,翼弦,前緣后掠角等；翼展：機翼左右翼梢之間的最大橫向距離；翼 弦：翼型前緣點和后緣點之間的連線；前緣后掠角：機翼前緣線與垂直于翼根對稱平面的直線之間的夾角；影響飛機氣動特性的主要參數(shù)有：前緣后掠角,機翼 前緣線與垂直于翼根對稱平面的直線之間的夾角；展弦比,機翼展長與平均幾何弦 長之比；梢根比,翼梢弦長與翼根弦長之比；翼型的相對厚度,翼型最大厚度與弦 長之比由空氣動力學(xué)理論和試驗可知：在低速情形下,大展弦比平直機翼的升力系 數(shù)較大,誘導(dǎo)阻力?。辉趤喡曀亠w行時,后掠機翼可延緩激波并減弱激波的強度, 從而減小波阻；在超聲速飛行時,激波不行防止,但接受小展弦比機翼,三角機翼, 邊條機翼等對減小波阻比較有利；

24. 后掠翼,三角翼,小展弦比機翼,變后掠翼,邊條機翼,鴨式布局,無尾式布 局的飛機各有什么特點？現(xiàn)代飛機常接受的機翼平面外形有：后掠機翼,三角形機 翼,小展弦比機翼,變后掠機翼,邊條機翼；常接受的布局型式包括：正常式布局, “鴨”式布局,無平尾式布局；后掠機翼在跨聲速飛行時能提高臨界 Ma,超過臨界 Ma以后也能進一步減小波阻；后掠機翼與平直機翼相比可以推遲激波的產(chǎn)生,這

主

要是由于后掠翼降低了機翼上的有效速度；在相同的飛行速度下,后掠翼的阻力比 平直翼的阻力?。蝗菣C翼的減阻成效和大后掠機翼大體相像；它具有前緣后掠角 大,展弦比小和相對厚度較小的特點；三角形機翼的空氣動力性能很好,更有助于 保證飛機的縱向飛行穩(wěn)固性；三角機翼的飛機也有確定的缺點：在亞聲速飛行時的 第8頁,共39頁升阻比較低,巡航特性也不太好；在大迎角飛行時才有足夠的升力系數(shù)；著陸性能較差；小展弦比機翼在翼弦方向較長,在翼展方向較短,且機翼相對厚度一般都比較小,有利于減小激波阻力；小展弦比機翼的缺點是襟翼面積小,起落性能差,誘導(dǎo)阻力大；變后掠翼飛機通過機翼后掠角的變化可以解決高低速性能要求的沖突；變后掠翼飛機的主要缺點是機翼變后掠轉(zhuǎn)動機構(gòu)復(fù)雜,結(jié)構(gòu)重量大,氣動中心變化大,平穩(wěn)較困難；邊條機翼是一種混合平面外形的機翼,由邊條和后翼組成；由于有大后掠的邊條,使整個機翼的有效后掠角增大,相對厚度減小,因此有效地減小了激波阻力；同時由于基本翼的存在,又使整個機翼的有效展弦 比增大,因此可以減小低亞聲速以及跨聲速飛行時的誘導(dǎo)阻力；鴨式飛機,將水平尾翼移到機翼之前,并將其改稱前翼或鴨翼；這種布局起到了增加升力的作用；無尾布局通常接受于超音速飛機；這類飛機的機身和機翼都比較瘦長,機翼面積較大,飛機重心也比較靠后,即使接受水平尾翼,由于其距離飛機重心較近,平尾的穩(wěn)固和操縱作用也比較小,因此,宜接受無平尾式布局,這樣仍可以削減平尾部件所產(chǎn)生的阻力；近年來顯現(xiàn)的隱身飛機,為了增加隱身才能,通常接受布局；V形尾翼,即常接受無立尾式氣動25. 超聲速飛機的機身外形有什么特點？機身產(chǎn)生的空氣動力主要是阻力,但對飛 機的升力也有確定的影響；對于超聲速飛機,不但機翼的外形對其空氣動力特性有 重要影響,而且機身的外形也很重要；為了減小超聲速飛機的波阻,機身一般接受 頭部很尖,又細又長的圓柱形機身,機身長細比一般可達到十幾甚至更高；另外采 用“跨聲速面積律”,也有助于降低波阻和提高速度；

26. 超聲速飛機和低亞聲速飛機的外形區(qū)分？（展弦比,梢根比,后掠角,翼型, 展長,機身長細比等）低,亞聲速飛機機翼的展弦比較大,一般在 6～9之間,梢根 比也較大,一般在 左右；超聲速飛機機翼的展弦比較小,一般在 2.5～ 之間,梢根比較小,在0.2左右；低速飛機常接受無后掠角或小后掠角的梯形直機翼,亞聲速飛機的后掠角一般也比較小,一般小于35°；超聲速飛機一般為大后掠機翼或三角機翼,前緣后掠角一般為40°～60°；低,亞聲速飛機的機翼翼型一般 第9頁,共39頁為圓頭尖尾型,前緣半徑較大,相對厚度也比較大,一般在 0.1～0.12之間；超聲速飛機機翼翼型頭部為小圓頭或尖頭〔前緣半徑比較小〕相對厚度也較小,一般在0.05左右；低,亞聲速飛機機翼的展長一般大于機身的長度,機身長細比較小,一般為5～7之間,機身頭部半徑比較大,前部機身比較短,有一個大而突出的駕駛艙；超聲速飛機機身的長度大于翼展的長度,機身比較瘦長,機身長細比一般大于8, 機身頭部較尖,駕駛艙與機身融合成一體,成流線形；

27. 超聲速飛行中的聲爆和熱障？飛機在超音速飛行時,在飛機上形成激波,傳到地面上形成猶如雷鳴般的爆炸聲,這種現(xiàn)象就是聲爆；熱障實際上是空氣動力加熱造成的結(jié)果；以鋁合金作為主要結(jié)構(gòu)材料的飛機不能承擔(dān)高溫環(huán)境下的長期工作,會造成結(jié)構(gòu)破壞,這稱為熱障問題；聲爆過大可能會對地面的居民和建筑物造成損害；“聲爆”強度同飛機的飛行高度〔強度隨著離開飛機的距離增加而減小 〕,飛行速度,飛機重量,飛行姿勢以及大氣狀態(tài)等都有關(guān)系；為防止噪聲擾民和“聲爆”現(xiàn)象,一般規(guī)定在城市上空 10km的高度之下不得作超聲速飛行；目前解決熱障的方法主要有：用耐高溫的新材料如鈦合金,不銹鋼或復(fù)合材料來制造飛機重要的受力構(gòu)件和蒙皮；用隔熱層來疼惜機內(nèi)設(shè)備和人員；接受水或其他冷卻液來冷卻結(jié)構(gòu)的內(nèi)表面等；對于重復(fù)使用的精深聲速飛機以及航天飛機等,需要嚴格把握飛機外形,此時燒蝕法就不再適用了；機身頭部和機翼前緣,溫度最高,可接受增強碳—碳復(fù)合材料〔RCC〕；機身,機翼下表面前部和垂直尾翼前緣,溫度較高,可接受高溫重復(fù)使用的防熱—隔熱陶瓷瓦〔HRSI〕；機身,機翼上表面和垂直尾翼,氣動加熱不是特別莊重,可接受低溫重復(fù)使用的防熱—隔熱陶瓷瓦 〔LRSI〕；機身中后部兩側(cè)和有效載荷艙門處,溫度相對較低〔FRSI〕；）,可接受柔性的,重復(fù)使用的表面隔熱材料28. 飛機飛行性能的指標？（飛機的飛行性能是衡量一架飛機性能好壞的重要指標；）飛機的飛行性能一般包括飛行速度,航程,升限,起飛著陸性能和機動性能等29. 飛行速度（最小,最大平飛速度,巡航速度）,航程,靜升限,起飛,著陸性能？1,飛行速度（1）最小平飛速度是指在確定高度上飛機能疼惜水平直線飛行的最小第10頁,共39頁速度；（2）最大平飛速度最大平飛速度是指飛機水平直線平穩(wěn)飛行時,在確定的飛行距離內(nèi),發(fā)動機推力最大狀態(tài)下,飛機所能達到的最大飛行速度（ 3）巡航速度是指發(fā)動機每公里消耗燃油量最小情形下的飛行速度；巡航速度明顯要大于最小平飛速度,小于最大平飛速度；；2.航程是指在載油量確定的情形下, 飛機以巡航速度所能飛越的最遠距離；它是一架飛機能飛多遠的指標；3.靜升限升限是一架飛機能飛多高的指標；飛機的靜升限是指飛機能做水平直線飛行的最大高度；

4.起飛著陸性能（其指標包括兩個部分：一是起飛和著陸距離；二是起飛離地和著陸接地速度）（1）飛機的起飛過程是一種加速飛行的過程,它包括地面加速滑跑階段和加速上升 到安全高度兩個階段；F-22的起飛滑跑距離：610米（2）飛機的著陸性能飛機的 著陸過程是一種減速飛行的過程,它包括下滑,拉平,平飛減速,飄落觸地和著陸 滑跑五個階段； F-22 的著陸滑跑距離：914米

30. 什么是飛機的機動性？什么是飛機的過載？飛機的機動性是指飛機在確定時間 間隔內(nèi)轉(zhuǎn)變飛行狀態(tài)的才能；對飛機機動性的要求,取決于飛機要完成的飛行任務(wù)； 對于戰(zhàn)爭機而言,要求空中格斗,對機動性要求就很高；對于運輸機,機所受一般 不要求在空中作猛烈動作,機動性要求就低；（在飛機設(shè)計中,一般常用過載來評定 飛機的機動性；飛機的過載（或過載系數(shù)）是指飛除重力之外的外力總和與飛機重 量之比（ny=Y/G）；一般只考慮垂直方向上的過載；飛機機動性設(shè)計要求越高,過載 就要求越大；）

31. 什么是飛機的穩(wěn)固性？飛機的穩(wěn)固性,是指飛行過程中,假如飛機受到某種擾 動而偏離原先的平穩(wěn)狀態(tài),在擾動消逝后,不經(jīng)飛行員操縱,飛機能自動復(fù)原到原 來平穩(wěn)狀態(tài)的特性；（飛機在空中飛行時,可以產(chǎn)生俯仰運動,偏航運動和滾轉(zhuǎn)運動； 飛機飛行時穩(wěn)固性相應(yīng)的可分為縱向穩(wěn)固性,方向穩(wěn)固性和橫向穩(wěn)固性； ）32. 飛機靠什么來保證其縱向,方向和橫側(cè)向穩(wěn)固性？當飛機受微小擾動而偏離原 來縱向平穩(wěn)狀態(tài)（俯仰方向）,并在擾動消逝以后,飛機能自動復(fù)原到原先縱向平穩(wěn) 狀態(tài)的特性,稱為飛機縱向穩(wěn)固性；飛機的縱向穩(wěn)固性主要取決于飛機重心位置, 只有當飛機的重心位于焦點前面時,飛機才是縱向穩(wěn)固的；飛機受到擾動以至于方 第11頁,共39頁 向平穩(wěn)狀態(tài)遭到破壞,而在擾動消逝后,飛機如能趨向于復(fù)原原先的平穩(wěn)位置,就 是具有方向穩(wěn)固性；飛機主要靠垂直尾翼的作用來保證方向穩(wěn)固性；方向穩(wěn)固力矩 是在側(cè)滑中產(chǎn)生的；飛機在飛行過程中,受到微小擾動,機頭右偏,顯現(xiàn)左側(cè)滑, 空氣從飛機左前方吹來作用在垂直尾翼上,產(chǎn)生向右的附加測力,此力對飛機重心 形成一個方向穩(wěn)固力矩,力圖使機頭左偏,排除側(cè)滑,隨著飛行馬赫數(shù)的增大,特 別是在超過聲速之后,立尾的側(cè)力系數(shù)快速減小,產(chǎn)生側(cè)力的才能急速下降,使得 飛機的方向靜穩(wěn)固性降低；在設(shè)計超音速戰(zhàn)爭機時,為了保證在平飛最大馬赫數(shù)下 仍具有足夠的方向靜穩(wěn)固性,往往需要把立尾的面積做得很大,有時候需要選用腹 鰭以及接受雙立尾來增大方向穩(wěn)固性；；飛機受擾動以致橫側(cè)狀態(tài)遭到破壞, 而在擾 動消逝后,如飛機自身產(chǎn)生一個復(fù)原力矩,使飛機趨向于復(fù)原原先的平穩(wěn)狀態(tài),就 具有橫側(cè)向穩(wěn)固性；飛行過程中,使飛機自動復(fù)原原先橫側(cè)向平穩(wěn)狀態(tài)的滾轉(zhuǎn)力矩, 主要由機翼上反角,機翼后掠角和垂直尾翼產(chǎn)生；飛機受到干擾后,沿著 R方向產(chǎn) 生側(cè)滑；由于后掠角的作用,飛機右翼的有效速度大于左翼的有效速度,因此,在 右邊機翼產(chǎn)生的升力大于左邊；兩邊機翼升力之差,形成了滾轉(zhuǎn)力矩；飛機受到干 擾后,沿著R方向產(chǎn)生側(cè)滑；由于后掠角的作用,飛機右翼的有效速度大于左翼

的

有效速度,因此,在右邊機翼產(chǎn)生的升力大于左邊；兩邊機翼升力之差,形成了滾 轉(zhuǎn)力矩；垂直尾翼也能產(chǎn)生橫側(cè)向穩(wěn)固力矩,這是由于顯現(xiàn)傾側(cè)以后,垂尾上產(chǎn)生 附加側(cè)力的作用點高于飛機重心一段距離,此力對飛機重心形成橫側(cè)向穩(wěn)固力矩, 力圖排除傾側(cè)和側(cè)滑；接受后掠角比較大的機翼的飛機,會由于后掠角的橫側(cè)向穩(wěn) 定作用過大而導(dǎo)致飛機左右往復(fù)搖擺,形成飄擺現(xiàn)象,為克服此現(xiàn)象,可接受下反 角的外形來消弱；接受直機翼的飛機,為了保證橫側(cè)向穩(wěn)固性要求,或多或少都有 幾度大小的上反角；

33. 什么是飛機的操縱性？飛機的操縱性是指駕駛員通過操縱設(shè)備（如駕駛桿,腳 蹬和啟動舵面等）來轉(zhuǎn)變飛機飛行狀態(tài)的才能；飛機在空中的操縱是通過操縱氣動 舵面——升降舵,方向舵,副翼來進行的；通過這三個操縱面,就會對飛機產(chǎn)生操縱力矩,使其繞橫軸,立軸和縱軸轉(zhuǎn)動,以轉(zhuǎn)變飛行姿勢；第12頁,共39頁34.什么是飛機操縱,飛機操縱什么來實現(xiàn)其縱向,橫向和方向操縱？飛機的操縱性是指駕駛員通過操縱設(shè)備（如駕駛桿,腳蹬和啟動舵面等）來轉(zhuǎn)變飛機飛行狀態(tài)的才能；飛機在空中的操縱是通過操縱氣動舵面——升降舵,方向舵,副翼來進行的；通過這三個操縱面,就會對飛機產(chǎn)生操縱力矩,使其繞橫軸,立軸和縱軸轉(zhuǎn)動,以轉(zhuǎn)變飛行姿勢；飛機的縱向操縱：飛機在飛行過程中,操作升降舵,飛機就會圍著橫軸轉(zhuǎn)動,產(chǎn)生俯仰運動；飛行員向后拉駕駛桿,經(jīng)傳動機構(gòu)傳動,升降舵便向上偏轉(zhuǎn),這時水平尾翼上的向下附加升力就產(chǎn)生使飛機抬頭的力矩,使機頭上仰；向前推駕駛桿,就升降舵向下偏轉(zhuǎn),使機頭下俯；現(xiàn)代的超聲速飛機,多以全動式水平尾翼代替只有升降舵可以活動的水平尾翼；由于全動式水平尾翼的操縱效能比升降舵的操縱效能高得多,可以大大改善超聲速飛機的縱向操縱性；飛機的橫向操縱在飛機飛行過程中,操縱副翼,飛機便圍著縱軸轉(zhuǎn)動,產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)運動；向左壓駕駛桿（轉(zhuǎn)動駕駛盤）,左副翼向上偏轉(zhuǎn),右副翼向下偏轉(zhuǎn),這時左機翼升力減小,就產(chǎn)生左滾的滾動力矩,使飛機向左傾斜；反之就向右傾斜；飛機的方向操縱在飛機飛行過程中,操縱方向舵,飛機就繞立軸轉(zhuǎn)動,產(chǎn)生偏航運動；飛行員向前蹬左腳蹬,方向舵向左偏轉(zhuǎn),在垂直尾翼上產(chǎn)生向右的附加側(cè)力,此力使飛機產(chǎn)生向左的偏航力矩,使機頭向左偏轉(zhuǎn)；反之,機頭向右偏轉(zhuǎn)（飛機的穩(wěn)固性與飛機的操縱性有親熱的關(guān)系,二者需要和諧統(tǒng)一；很穩(wěn)固的飛機,操縱往往不靈敏；操縱很靈敏的飛機,就往往不太穩(wěn)固；對于軍用殲擊機,操縱應(yīng)當很靈敏；而對于民用旅客 機,就應(yīng)有較高的穩(wěn)固性；穩(wěn)固性與操縱性應(yīng)綜合考慮,以獲得正確的飛機性能； ）35. 直升機有哪些布局形式,各有何特點？直升機的布局形式按旋翼數(shù)量和布局方

式的不同可分為單旋翼直升機,共軸式雙旋翼直升機,縱列式雙旋翼直升機,橫列 式雙旋翼直升機和帶翼式直升機等幾種類型；單旋翼直升機它是由一副旋翼產(chǎn)生升 力,用尾槳來平穩(wěn)反作用力矩的直升機；為了實現(xiàn)方向操縱及改善穩(wěn)固性,在機身 尾部仍安裝了水平尾翼和垂直尾翼；共軸式雙旋翼直升機它是由兩副旋翼沿機體同一立軸上下排列并繞其反向旋轉(zhuǎn),使兩副旋翼反作用力矩相互抵消的直升機；共軸式直升機結(jié)構(gòu)緊湊,外廓尺寸小,但升力系統(tǒng)較重,操縱機構(gòu)較復(fù)雜；縱列式雙旋 第13頁,共39頁翼直升機它是由兩副旋翼沿機體縱向前后排列,反向旋轉(zhuǎn),使兩副旋翼的反作用力矩相互抵消的直升機；為了削減兩旋翼間相互干擾,后旋翼安裝位置較前旋翼稍高；縱列式直升機機身較長,使用重心變化范疇較大,但其傳動系統(tǒng)和操縱系統(tǒng)復(fù)雜,前飛時后旋翼啟動效率較低；橫列式雙旋翼直升機它由兩副旋翼沿機體橫軸方向左右排列,反向旋狀使兩副旋翼的反作用力矩相互抵消的直升機；一般橫列式直升機帶機翼,左右旋翼對稱地布置在機翼構(gòu)架上；橫列式直升機前飛行能較好,但其結(jié) 構(gòu)復(fù)雜,結(jié)構(gòu)尺寸大,重量效率低；帶翼式直升機這種直升機安裝有幫忙翼,前飛 時幫忙翼供應(yīng)了部分升力使旋翼卸載,從而提高飛行速度,增加了航程,飛行性能 也得到了改善；

36. 直升機的飛行性能？直升機飛行性能分為垂直飛行性能和前飛行性能兩類；垂 直飛行性能包括：在定常狀態(tài)（作用在直升機上的力和力矩都處于平穩(wěn)的,無加速 度運動的狀態(tài)）時,不同高度的垂直上升速度,垂直上升速度為零所對應(yīng)的極限高 度,為理論靜升限,也叫懸停高度；前飛行性能與固定翼飛機的飛行性能相像,包 括：平飛速度范疇,爬升性能,續(xù)航性能,自轉(zhuǎn)下滑性能；

37. 直升機的操縱是怎么實現(xiàn)的？直升機的操縱系統(tǒng)直升機的操縱系統(tǒng)是指傳遞操 縱指令,進行總距操縱,變距操縱和腳操縱〔或航向操縱〕的操縱機構(gòu)和操縱線路； 通過總距操縱來實現(xiàn)直升機的升降運動；通過變距操縱來實現(xiàn)直升機的前后左右運動；通過航向操縱來轉(zhuǎn)變直升機的飛行方向；（1）總距操縱總距操縱（又稱總槳距—油門操縱）用來操縱旋翼的總槳距,使各片槳葉的安裝角同時增大或縮小,從而轉(zhuǎn)變拉力的大小；當拉力大于直升機重力時,直升機就上升；反之,直升機就下降；（2）變距操縱變距操縱通過自動傾斜器使槳葉的安裝角周期轉(zhuǎn)變, 從而使升力周期轉(zhuǎn)變,并由此引起漿葉周期揮舞,最終導(dǎo)致旋翼錐體相對于機體向著駕駛桿運動的方向傾斜；由于拉力基本上垂直于槳盤平面,所以拉力也想駕駛桿運動方向傾斜,從而實現(xiàn)縱向及橫向運動；（3）腳操縱腳操縱是用腳蹬操縱尾槳的總槳距,從而改變尾槳的推力的大小,實現(xiàn)航向操縱；當尾槳的推力轉(zhuǎn)變時,此力對直升機重心的力矩與旋翼的反作用力矩不再平穩(wěn),直升機繞立軸轉(zhuǎn)動,是航向發(fā)生轉(zhuǎn)變；

第14頁,共39頁38.直升機的操縱性和穩(wěn)固性.直升機操縱性是指直升機的運動狀態(tài)對駕駛員操縱動作的反應(yīng)才能；駕駛員通過操縱駕駛桿的縱向或橫向位移,來轉(zhuǎn)變自動傾斜器的傾斜角,以實現(xiàn)縱向和橫向力矩操縱；直升機的穩(wěn)固性是指直升機受到擾動后能夠自己復(fù)原其原先狀態(tài)的才能；通常分為靜穩(wěn)固性和動穩(wěn)固性；（一般情形下,直升機受到擾動后偏離原先的平穩(wěn)狀態(tài),當擾動消逝后,直升機的運動狀態(tài)可能會顯現(xiàn)以下4種情形：非周期衰減運動——動穩(wěn)固；非周期發(fā)散運動——動不穩(wěn)固；周 期減幅運動——動穩(wěn)固；周期增幅運動 期中性運動和周期等幅運動；）

第三章——動不穩(wěn)固；此外,仍可能有特別周1. 發(fā)動機的分類及特點？飛行器發(fā)動機的種類很多,其用途也各不相同；目前飛行器上所用發(fā)動機有兩大類：活塞式發(fā)動機和噴氣式發(fā)動機；按發(fā)動機產(chǎn)生推力原理的不同和發(fā)動機工作原理的不同將發(fā)動機分為4類：活塞式發(fā)動機,空氣噴氣發(fā)動機,火箭發(fā)動機,組合發(fā)動機 ；活塞式發(fā)動機是一種把燃料的熱能轉(zhuǎn)化為帶動螺旋槳或旋翼轉(zhuǎn)動的機械能的發(fā)動機；不能直接產(chǎn)生使飛行器前進的推力或拉力,而是通過帶動螺旋槳轉(zhuǎn)動而產(chǎn)生推力；噴氣式發(fā)動機利用低速流入發(fā)動機的工質(zhì)（空氣或燃料）經(jīng)燃燒后以高速向后噴出,直接產(chǎn)生向前的反作用力,來推動飛行器前進；空氣噴氣發(fā)動機,火箭發(fā)動機和組合發(fā)動機都屬于這種類型； （1.空氣噴氣發(fā)動機是利用大氣層中的空氣,與所攜帶的燃料燃燒產(chǎn)生高溫氣體,它依靠于空氣中的氧氣作為氧化劑；因此只能作為航空器的發(fā)動機（分為渦輪噴氣發(fā)動機,渦輪風(fēng)扇發(fā)動機,渦輪螺槳發(fā)動機,渦輪槳扇發(fā)動機,渦輪軸發(fā)動機和沖壓噴氣式發(fā)動機等類型）；火箭發(fā)動機不依靠于空氣而工作,完全依靠自身攜帶的氧化劑和燃料產(chǎn)生高溫,高壓氣體,因此可以在高空和大氣層外使用,如按形成噴漆劉動能的能源的不同,可分為化學(xué)火箭發(fā)動機和分化學(xué)火箭發(fā)動機；組合發(fā)動機是指兩種或兩種以上不同類型發(fā)動機的組合；）2.活塞式發(fā)動機的主要組成？活塞式航空發(fā)動機是一種燃燒汽油的往復(fù)式內(nèi)燃機；它帶動螺旋槳高速轉(zhuǎn)動而產(chǎn)生推力,主要由氣缸,活塞,連桿,曲軸,進氣活門和 第15頁,共39頁排氣活門等組成；氣缸是發(fā)動機的工作腔,油氣混合氣體在氣缸內(nèi)燃燒,產(chǎn)生高溫高壓燃氣推動活塞作直線運動,并帶動曲軸旋轉(zhuǎn)；活塞用于承擔(dān)油氣混合氣體在燃燒時所產(chǎn)生的燃氣壓力,并將燃料燃燒后的內(nèi)能轉(zhuǎn)變?yōu)榛钊\動的機械能；連桿將活塞和曲軸連接在一起,用于傳遞活塞和曲軸之間的運動；曲軸將活塞的往復(fù)運動變成自身的旋轉(zhuǎn)運動,并帶動螺旋槳轉(zhuǎn)動,使發(fā)動機產(chǎn)生推力；3.活塞式發(fā)動機的工作原理？活塞頂部在曲軸旋轉(zhuǎn)中心最遠的位置叫上死點,最近 的位置叫下死點,從上死點到下死點的距離叫活塞沖程；活塞在氣缸內(nèi)要經(jīng)過四個 沖程,依次是進氣沖程,壓縮沖程,膨脹沖程和排氣沖程；在進氣行程,活塞從上 死點運動到下死點,進氣活門開放而排氣活門關(guān)閉,霧化了的汽油和空氣的混合氣 體被下行的活塞吸人氣缸內(nèi)；在壓縮行程,活塞從下死點運動到上死點,進氣活門 和排氣活門都關(guān)閉,混合氣體在氣缸內(nèi)被壓縮．在上死點鄰近,由裝在氣缸頭部的 火花塞點火；在膨脹行程,混合氣體點燃后,具有高溫高壓的燃氣開頭膨脹,推動 活塞從上死點向下死點運動；在此行程,燃燒氣體所包蘊的內(nèi)能轉(zhuǎn)變?yōu)榛钊\動的 機械能,并由連桿傳給曲軸,成為帶動螺旋槳轉(zhuǎn)動的動力；所以膨脹行程也叫做功 行程；在排氣行程,活塞從下死點運動到上死點,排氣活門開放,燃燒后的廢氣被 活塞排出缸外；當活塞到達上死點后,排氣活門關(guān)閉,此時就完成了四個行程的循 環(huán)；

4. 渦輪噴氣發(fā)動機的組成及其各部分的功用？由進氣道,壓氣機,燃燒室,渦輪,加 力燃燒室,尾噴管,附件傳動系統(tǒng)和附屬系統(tǒng)等組成；進氣道系統(tǒng)（整流）整理進 入發(fā)動機的氣流,排除旋渦,保證在各種工作狀態(tài)下都能供應(yīng)發(fā)動機所需的空氣量； 將高速氣流逐步降下來,盡量將動能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫菽?保證壓氣機有良好的工作條 件壓氣機（增壓）提高進入發(fā)動機燃燒室的空氣壓力；利用高速旋轉(zhuǎn)的葉片對空氣 做功；壓氣機有離心式和軸流式兩種,故渦輪噴氣發(fā)動機又可分為離心式渦輪噴氣 發(fā)動機和軸流式渦輪噴氣發(fā)動機；燃燒室燃料與高壓空氣混合燃燒的地方 燃燒室 主要由火焰筒,噴嘴,渦流器和燃燒室外套等組成；渦輪將燃燒室出口的高溫,高壓氣體的能量轉(zhuǎn)變?yōu)闄C械能；渦輪的機械能以軸功率的形式輸出,驅(qū)動壓氣機,風(fēng) 第16頁,共39頁扇,螺旋槳和其他附件；加力燃燒室〔F-15對戰(zhàn)爭機〕發(fā)動機的推力與渦輪前燃氣的溫度有關(guān),渦輪前燃氣溫度越高,推力越大但渦輪葉片材料耐熱性的局限,使得采用提高燃氣溫度加大推力較困難；加力燃燒室是飛機突破音速的主要手段尾噴管整理燃燒后的氣流燃氣膨脹,加速噴出產(chǎn)生推力,一般由中介管和噴口組成.〔中介管在渦輪后由整流錐和整流支板組成,起整流作用；噴口一般接受收斂形,有時也采用超聲速噴管〕；附屬系統(tǒng)和附件傳動系統(tǒng)要保證渦輪噴氣發(fā)動機正常工作,單有上述主要部件仍不夠,仍需要一些保證發(fā)動機正常工作的附屬系統(tǒng),如燃油系統(tǒng),調(diào)劑系統(tǒng)等,這些系統(tǒng)中又有很多稱為發(fā)動機附件的器件, 如燃油系統(tǒng)中的燃油泵,燃油濾,各種開關(guān)和閥門等5.渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的結(jié)構(gòu)有何特點.適用于什么速度范疇？它最大的優(yōu)點是什么？渦扇發(fā)動機在渦槳發(fā)動機的基礎(chǔ)上進展起來的；把螺旋槳的直徑大大縮短,增加槳葉的數(shù)目和排數(shù),并將全部的槳葉葉片包在機匣內(nèi)；渦扇發(fā)動機的結(jié)構(gòu)和渦噴發(fā)動機的很相像,不同的是在此基礎(chǔ)上增加了風(fēng)扇和驅(qū)動風(fēng)扇的低壓渦輪； 〔渦輪分為高壓渦輪和低壓渦輪,高壓渦輪帶動壓氣機轉(zhuǎn)動,低壓渦輪帶動風(fēng)扇轉(zhuǎn)動；風(fēng)扇將吸入的空氣進行壓縮,壓縮的氣流分為兩股,一股經(jīng)過外通道向后流去,經(jīng)噴管加速排出,這股氣流所經(jīng)過的通道稱為外涵道；另一股氣流與一般渦輪噴氣發(fā)動機相同,經(jīng)過壓氣機,進入燃燒室和渦輪后由尾噴管排出,這股氣流通過的通道稱為內(nèi)涵道 .涵道比：外股氣流與內(nèi)股氣流流量之比；對發(fā)動機耗油率和推重比有很大影響；渦扇引擎最適合飛行速度400至1,000公里時使用；渦扇發(fā)動機排出的燃氣速度較低,燃氣射流淌能缺失小,在亞聲速飛行時有較好的經(jīng)濟性；渦扇發(fā)動機的風(fēng)扇可吸入大量空氣,雖然燃氣噴出速度下降,但在燃油量確定的情形下,推力增加,因此發(fā)動機效率高；渦扇發(fā)動機的排氣速度小,對降低噪聲有利,適用于民航機；試述發(fā)展方向民用：高涵道比,高渦輪前溫度,高增壓比;軍用：低涵道比的加力發(fā)動機6.沖壓發(fā)動機的工作原理；它為什么不能單獨使用？沖壓發(fā)動機沒有特地的壓力機,依靠飛行器高速飛行時的相對氣流進入發(fā)動機進氣道后減速,將動能轉(zhuǎn)化為壓力能,從而使空氣靜壓提高的一種空氣噴氣發(fā)動機；組成——進氣道（擴壓器） ,燃 第17頁,共39頁燒室,尾噴管..沖壓發(fā)動機壓縮空氣的方法是,在進氣道中將高速氣流經(jīng)過一系列的激波將速度停滯下來,氣流的動能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ?提高空氣壓力；減速增壓后的氣流在燃燒室與燃油混合,燃燒,產(chǎn)生高溫高壓燃氣,然后經(jīng)尾噴管噴出而產(chǎn)生推力；由于沖壓發(fā)動機在靜止時不產(chǎn)生推力,因此要靠其他動力裝置將其加速,達到確定速度后才能正常工作,所以沖壓發(fā)動機通常和其他發(fā)動機組合使用,形成組合動力裝置；現(xiàn)代沖壓發(fā)動機按飛行速度可分為亞聲速,超聲速和精深聲速沖壓發(fā)動機；沖壓發(fā)動機的特點：構(gòu)造簡潔,質(zhì)量輕,推重比大,成本低,高速狀態(tài) 〔Ma>2〕下,經(jīng)濟性好,耗油率低；低速時推力小,耗油率高,靜止時不能產(chǎn)生推力,不能自行起飛；對飛行狀況的變化靈敏,工作范疇窄（Ma=0.5~6,高度0~40km）；常用 于靶機和飛航式戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈,也可用作精深聲速飛行器的動力裝置；沖壓發(fā)動機產(chǎn)生 的推力與進氣速度有關(guān)；飛行速度越大,沖壓越大,因而產(chǎn)生的推力也就越大,因 此沖壓發(fā)動機較適合于高速飛行；在低速飛行時沖壓作用小,壓力低,經(jīng)濟性差；第五章

1. 對飛行器結(jié)構(gòu)的一般要求是什么？飛行器結(jié)構(gòu)是飛行器各受力部件和支撐構(gòu)件的

總稱；結(jié)構(gòu)要承擔(dān)內(nèi)部承重,動力裝置和外部空氣動力引起的載荷,裝載內(nèi)部人員 和設(shè)備,并供應(yīng)人員和設(shè)備的工作空間；由于飛行器各部分的功用不同,因此對每 個部分的要求也不同,其結(jié)構(gòu)上也有各自的特點,但它們又都是某一整體的組成部 分,也有很多共同的地方；（1）空氣動力要求結(jié)構(gòu)應(yīng)中意飛行性能所要求的氣動外 形和表面質(zhì)量（2）重量和強度,剛度要求在中意強度,剛度和壽命的條件下重量 盡量輕（3）使用疼惜要求結(jié)構(gòu)便于檢查,疼惜和修理,易于運輸,儲存和保管（ 4） 工藝和經(jīng)濟性要求在確定生產(chǎn)條件下要求工藝簡潔,制造便利,生產(chǎn)周期短,成本 低對；飛行器結(jié)構(gòu)材料的要求：比強度大,比剛度大；耐高溫,低溫性能；抗腐蝕, 耐老化才能；斷裂韌性,抗疲乏性；易加工性,資源豐富,價格低

2. 飛機的組成有哪幾大部件和哪些系統(tǒng)？飛機由機身,機翼,尾翼,起落裝置,動力 裝置等五大部件組成,通過機載設(shè)備,燃油系統(tǒng),電氣系統(tǒng),操縱系統(tǒng)等構(gòu)成飛機 的全部；機身：供應(yīng)內(nèi)部裝載空間,是其它部件的安裝基礎(chǔ)；機翼：主要供應(yīng)升力, 第18頁,共39頁 內(nèi)部裝載,作為起落架,發(fā)動機等其它部件的安裝基礎(chǔ)；尾翼：供應(yīng)平穩(wěn)氣動力, 操縱力和力矩；起落裝置：飛行器起飛,著陸和停放用的部件；動力裝置：為飛行 器供應(yīng)動力,推動飛行器前進

3. 飛機結(jié)構(gòu)中翼梁,翼肋,桁條和蒙皮分別起什么作用？機翼的基本受力構(gòu)件包括縱 向骨架,橫向骨架和蒙皮；縱向骨架有翼梁,縱墻和桁條；橫向骨架有一般翼肋和 加強翼肋；翼梁：最強有力的縱向構(gòu)件,承擔(dān)大部分的彎矩和剪力；縱墻：結(jié)構(gòu)和 翼梁差不多,主要承擔(dān)剪力,承擔(dān)彎矩很?。昏鞐l：支撐蒙皮,提高蒙皮的承載能 力,將氣動力傳給翼肋；一般翼肋：支撐蒙皮,疼惜翼型,把蒙皮和桁條的力傳給 翼梁；加強翼肋：在有集中載荷的地方對一般翼肋加強就獲得加強翼肋,除一般翼 肋作用外,承擔(dān)集中力；蒙皮：承擔(dān)局部氣動載荷,形成和疼惜機翼的氣動外形, 將氣動力傳給桁條和翼肋；與翼梁縱墻的腹板形成閉室承擔(dān)扭矩 .4. 前三點式起落架與后三點式起落架相比有哪些優(yōu)缺點？“前三點式”起落架主要優(yōu) 點：前輪遠離飛機重心,答應(yīng)猛烈制動,有利于縮短滑跑距離；飛機著陸簡潔操縱, 滑跑時方向穩(wěn)固性好；飛機機身軸線與地面基本平行,可防止發(fā)動機噴出的燃氣燒 壞跑道；飛行員視界較好；缺點是前起落架承擔(dān)的載荷大,構(gòu)造復(fù)雜,結(jié)構(gòu)較重；前輪會產(chǎn)生擺振現(xiàn)象,所以需要加裝減擺裝置；“后三點式”起落架的優(yōu)點是：在飛機上易于裝置尾輪,結(jié)構(gòu)簡潔,尺寸,質(zhì)量都較小；著陸滑跑時迎角較大,可利用較大阻力進行減速,縮短滑跑距離；缺點是：在達速度滑跑時,遇到前方撞擊和猛烈制動,簡潔發(fā)生倒立,因此一般著陸不答應(yīng)猛烈制動,從而導(dǎo)致滑跑距離增加；起飛著陸操縱困難,滑行穩(wěn)固性差；在停機,起陸滑跑時,機身仰起,因而向下的視界不好；其次章

1.航空器的飛行環(huán)境是對流層和平流層；

2.飛行環(huán)境包括大氣飛行環(huán)境和空間飛行環(huán)；飛行環(huán)境對飛行器的結(jié)構(gòu),材料,機載設(shè)備和飛行性能都有著特別重要的影響；空間飛行環(huán)境包括自然環(huán)境和誘導(dǎo)環(huán)境；誘導(dǎo)環(huán)境指航天器或某些系統(tǒng)工作時誘發(fā)的環(huán)境,如失重,振動,沖擊等；空間飛行環(huán) 第19頁,共39頁境主要是指真空,電磁輻射,高能粒子輻射,等離子和微流星體等所形成的飛行環(huán)境；地球空間環(huán)境包括地球高層大氣環(huán)境,電離層環(huán)境和磁環(huán)境；

3.從距離地表600km~1000km向外空間延長,有一個磁層,磁層中存在著密集的高能帶電粒子輻射帶,稱“范艾倫輻射帶”,可引起航天器材料,器件和人體輻射損耗；4行星際空間是一個真空度極高的環(huán)境,存在著太陽連續(xù)發(fā)射的電磁輻射,爆發(fā)性的高能粒子輻射和穩(wěn)固的等離子體流（太陽風(fēng)） ；；8國際標準大氣特點：大氣被看成完全氣體,聽從氣體的狀態(tài)方程；以海平面的高度為零高度；9在海平面上,大氣的標準狀態(tài)為：氣溫為 15℃;壓強為一個標準大氣壓 ;密度：1.225kg/m3;聲速為341m/s；R是大氣氣體常 287.05J/kg·K；數(shù),10飛行器在空氣介質(zhì)中運動時,飛行器的外形尺寸遠遠大于氣體分子的自由行程故在爭辯飛行器和大氣之間的相對運動時,氣體分子之間的距離完全可以忽視不計,即把氣體看成是連續(xù)的介質(zhì)；11大氣的粘性力是相鄰大氣層之間相互運動時產(chǎn)生的牽扯作用力,也稱大氣的內(nèi)摩擦力；流體的粘性和溫度有確定關(guān)系,隨流體溫度的上升,氣體粘性增加,而液體的粘性就減小；12流體可壓縮性是指流體的壓強轉(zhuǎn)變時其密度和體積也轉(zhuǎn)變的性質(zhì)；13作用在飛機上的空氣動力包括升力和阻力兩部分；升力主要靠機翼來產(chǎn)生,并用來克服飛機自身的重力；而阻力要靠發(fā)動機產(chǎn)生的推力來平穩(wěn),這樣才能保證飛機在空中水公平速直線飛行；失速指的是隨著迎角的增大,升力也隨之增大,但當迎角增大到確定程度時,氣流會從機翼前緣開頭分別,尾部顯現(xiàn)很大的渦流區(qū),使升力突然下降,阻力快速增大；失速剛剛顯現(xiàn)時的迎角稱為“臨界迎角”；14“增升裝置”,可以使飛機在盡可能小的速度下產(chǎn)生足夠的升力,提高飛機的起飛和著陸性能；飛機的增升裝置通常安裝在機翼的前緣和后緣位置,安裝在機翼后緣的增生裝置叫后緣襟翼（a,簡潔式襟翼b,福勒式襟翼c,雙縫式襟翼）；附面層把握裝第20頁,共39頁置（附面層吹除裝置,附面層吸取裝置）；福勒式襟翼的三重功效：1,增加了機翼寬度；2,增加了機翼面積；3,由于開封的作用,使下翼面的高壓氣體以高速流向翼面,使上翼面附面層中的氣流速度增加,延緩了氣流分別,起到了增生作用；最簡潔的襟翼,靠增大翼型彎度來增大升力；雙縫式襟翼,襟翼打開時,兩個子翼一邊向后偏轉(zhuǎn),一邊向后延長,同時,兩個子翼仍形成兩道縫隙,它同樣具有后退開縫式襟翼的三重增升成效

16風(fēng)洞是一種利用人造氣流來進行飛機空氣動力試驗的設(shè)備；在風(fēng)洞中,依據(jù)相對運動原理,人們利用人造風(fēng)吹過飛機或機翼模型,來爭辯模型上產(chǎn)生的空氣動力的大小和變化；

17雷諾數(shù)（用Re表示）是用來說明摩擦阻力在模型或真飛機的總阻力中所占比例大小

的一個系數(shù)；與摩擦阻力在總阻力中所占的比例大小成反比；

18高速風(fēng)洞包括亞聲速風(fēng)洞,跨聲速風(fēng)洞,超聲速風(fēng)洞以及精深聲速風(fēng)洞等； 超聲速風(fēng)洞的特點是,人造風(fēng)的速度是超聲速的；超聲速氣流由超聲速噴管產(chǎn)生；超聲速噴管（又叫拉瓦爾噴管）裝在試驗段之前以產(chǎn)生超聲速氣流；194秒鐘后,被擾動源擾動的球波面的公切面將是一個母線為直線OA的圓錐波面,這個圓錐面稱為馬赫錐面,簡稱馬赫錐；隨著擾動源運動速度的增大,馬赫錐將減小,擾動影響區(qū)也將縮小；

20弱擾動在亞聲速和超聲速運動時的傳播情形是不同的；擾動源以亞聲速運動時,整個空間逐步都會成為被擾動區(qū)；而在超聲速運動時,被擾動的范疇只限于馬赫錐內(nèi),馬赫錐以外的氣流不受擾動的影響；當運動速度比聲速大得越多時,擾動波向前傳播越困難,擾動范疇也就越小；

21波阻的顯現(xiàn),在飛機進展的道路上,曾經(jīng)成為龐大的障礙——“聲障” ；“聲障”的產(chǎn)生是由于飛機在飛行過程中產(chǎn)生的激波和波阻造成的；局部激波和波阻的產(chǎn)生,是顯現(xiàn)“聲障”問題的根本緣由；當人們熟識到這一問題后,通過實行相應(yīng)的措施,提高飛機的臨界Ma,才使飛機的速度突破聲障,并大大超過聲速；現(xiàn)代噴氣式客機為了提高臨界Ma,降低機翼上表面的局部流速,接受一種超臨界翼型的機翼；其特點是 第21頁,共39頁上表面比較平整且前緣半徑較大,其目的是為了減小上表面氣流的加速作用,延緩局部激波的產(chǎn)生；

22飛機的幾何外形主要由機身,機翼和尾翼等主要部件的外形共同來組成；機翼的幾何外形可從機翼平面外形和翼剖面外形來描述；23超聲速如要進一步提高飛機的飛行速度,必需：提高發(fā)動機的推力；減輕結(jié)構(gòu)重量；改善飛機的空氣動力外形,削減波阻和飛行速度之間的沖突（提高臨界 Ma,推遲局部激波的產(chǎn)生）；

24超聲速飛機的翼型特點：現(xiàn)代超聲速飛機的翼型,大都接受相對厚度小的對稱翼型或接近對稱的翼型,其最大厚度位置靠近翼弦中間,且翼型前緣曲率半徑較小,翼剖面外形輪廓變化比較平緩；翼型的相對厚度與波阻有親熱的關(guān)系,波阻大致與相對厚度的平方成正比；25跨聲速面積律是指在機翼和機身的連接部位,把機身適當?shù)厥湛s,使沿機身縱軸的橫截面面積的分布規(guī)律,與某一個阻力最小的旋轉(zhuǎn)體的剖面分布規(guī)律相當；這樣可以將不利的相互干擾減小,使飛機的跨聲速激波阻力大大降低；

26介紹幾種典型的機動動作：轉(zhuǎn)彎；躍升；俯沖；筒滾；筋斗（爬升,倒飛,俯沖,平飛等）；伊瑪曼回環(huán)；破S；眼鏡蛇機動；27直升機的飛行原理直升機的一般巡航速度在250～350km/h之間,有用升限達4000～6000m,航程達400～800km；

28與固定翼飛機相比,直升機存在速度小,航程短,飛行高度低,振動和噪聲較大,以及由此引起的牢靠性較差等問題；直升機飛行的特點是：它能垂直起降,對起降場地沒有太多的特別要求；它能在空中懸停；能沿任意方向飛行；但飛行速度比較低,航程相對來說也比較短；

29直升機旋翼工作原理旋翼是直升機的關(guān)鍵部件,由數(shù)片（至少兩片）槳葉和槳轂構(gòu)成,外形像瘦長機翼的槳葉連接在槳轂上；直升機旋翼繞旋翼轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)時,每個葉片的工作都與一個機翼類似； 翼型弦線與垂直于槳轂旋轉(zhuǎn)軸的槳轂旋轉(zhuǎn)平面之間的夾角稱為槳葉的安裝角（或槳距）φ；相對氣流與翼弦之間的夾角為該剖面的迎角 α；第22頁,共39頁第三章

1為飛行器供應(yīng)動力,推動飛行器前進的裝置稱為動力裝置； 動力裝置由發(fā)動機,推動劑或燃料系統(tǒng)以及保證發(fā)動機正常有效工作所必需的導(dǎo)管,附件,外表和在飛行器上

的固定裝置等組成；為了便利起見,我們把動力系統(tǒng)簡稱為發(fā)動機,它是飛行器的動

力源；飛行器的進展是相伴著發(fā)動機的進展而進展的,飛行器進展的每一個里程碑都

與發(fā)動機的進展有著親熱的聯(lián)系；

21883.年汽油內(nèi)燃機及活塞式發(fā)動機的問世,為第一架飛機的是非成功制造了條件；活塞式發(fā)動機具有耗油低,成本低,工作牢靠等特點,在噴氣式發(fā)動機制造之前的近

半個世紀內(nèi),是唯獨可用的航空飛行器的動力；由于發(fā)動機功率與飛機飛行速度的三

次方成正比,隨著飛行速度的提高,要求發(fā)動機功率大大增加,從而使其重量和體積

都隨之快速增加；另一方面,在接近聲速時,螺旋槳的功率會急劇下降,也限制了飛

行速度的提高（激波）；（限制條件：功率和激波）

3活塞式發(fā)動機的運轉(zhuǎn)速度很高,氣缸內(nèi)每秒鐘要點火燃燒幾十次, 高溫高壓的工作條件使得氣缸壁溫度很高,因此活塞發(fā)動機必需配備冷卻系統(tǒng)；氣缸排列方式與氣缸冷

卻方法有關(guān),依據(jù)氣缸排列方式的不同,活塞式發(fā)動機可分為直列式,對列式, V形,X形和星形等各類發(fā)動機；4活塞式發(fā)動機按沖程可分為四沖程和兩沖程；按氣缸頭的冷卻方式可分為液（水）冷式和氣（空氣）冷式；按供油方式可分為汽化器式和直接注射式；按氣缸排列方式不同可分為直列式,對列式,V形式,X形式與星形式；通常,V形式與直列式多為液冷式；星形式均為氣冷式；星形式可分為單排,雙排和四排,通常每排氣缸數(shù) 5—9個；5活塞式發(fā)動機的幫忙系統(tǒng) 要保證活塞式發(fā)動機正常工作,仍需要一些必要的幫忙系統(tǒng)；進氣系統(tǒng) 燃料系統(tǒng) 點火系統(tǒng)；冷卻系統(tǒng)；啟動系統(tǒng)；定時系統(tǒng) 進氣系統(tǒng)內(nèi)常裝有增壓器來增大進氣壓力,以此改善高空性能；燃料系統(tǒng)由燃料泵,氣化器或燃料噴射裝置等組成；燃料泵將汽油壓入氣化器,汽油在此霧化并與空氣混合進入氣缸；點火系統(tǒng)由磁電機產(chǎn)生的高壓電在規(guī)定的時間產(chǎn)生電火花,將氣缸內(nèi)的混合氣體點燃；冷卻系統(tǒng)的作用就是將這些熱量散發(fā)出去,以保證發(fā)動機的正常工作； 啟動系統(tǒng),第23頁,共39頁要將發(fā)動機發(fā)動起來,需借助外來動力,通常用電動機帶動曲軸轉(zhuǎn)動使發(fā)動機啟動；定時系統(tǒng)是由曲軸帶動凸輪盤推動連桿和搖臂,定時將進氣活門和排氣活門開啟和關(guān)閉的系統(tǒng)；6航空活塞式發(fā)動機的主要性能指標活塞式發(fā)動機的主要要求是重量輕,功率大,尺寸小和耗油省等,因此活塞式發(fā)動機的主要性能指標有：發(fā)動機功率——發(fā)動機可用與驅(qū)動螺旋槳的功率稱為有效功率（kW）；（200kW~3500kW）功率重量比——發(fā)動機供應(yīng)的功率和發(fā)動機重量之比（ kW/kg）；功率重量比越大,越有利于改善飛機的飛行性能；（先進1.85kW/kg）燃料消耗率（耗油率）——衡量發(fā)動機經(jīng)濟性的指標,產(chǎn)生1kW功率在每小時所消耗的燃料的質(zhì)量 kg/〔kW·h〕）；（先進kg/〔kW ·h〕）（7最傳統(tǒng)直接的方法就是在汽缸外壁面加水套,用外部循環(huán)水進行冷卻,這就是液冷；8在1000m高度上,816km/h的飛行速度是活塞發(fā)動機的極限飛行速度；9旋轉(zhuǎn)汽缸發(fā)動機雖然有點突出,但缺點也突出：壽命短；耗油大；汽缸數(shù)目不能太多,限制了功率的增加；汽缸質(zhì)量大,旋轉(zhuǎn)時產(chǎn)生莊重的陀螺效應(yīng),影響飛機操縱性能；隨著新型氣冷星形發(fā)動機的顯現(xiàn),旋轉(zhuǎn)汽缸發(fā)動機在一戰(zhàn)后逐步被淘10活塞發(fā)動機功率小,重量大,外形阻力大,螺旋槳高速旋轉(zhuǎn)時效率低,且槳尖易產(chǎn)生激波；對低速飛機而言,它具有噴氣式發(fā)動機無可比擬的優(yōu)點即效率高,耗油率低和價格低廉等；由于燃燒較完全,對環(huán)境的污染相對較小,噪音也比噴氣發(fā)動機小；目前活塞式發(fā)動機在小型低速飛機上,如小型公務(wù)機,農(nóng)業(yè)飛機,支線和一些小型多用途運輸機〔森林滅火,搜尋,救援和巡邏等〕,仍被廣泛地接受11噴氣發(fā)動機推力是氣流作用在發(fā)動機內(nèi),外表面上作用力的合力,它是作用和反作用原理在噴氣發(fā)動機工作時的一種應(yīng)用；空氣噴氣發(fā)動機的主要性能參數(shù)：推力是作用在發(fā)動機內(nèi)外表面壓力的合力推力的大小與發(fā)動機尺寸和進入發(fā)動機的空氣流量有關(guān)；單位推力衡量發(fā)動機性能的重要指標；推重比發(fā)動機推力 〔地面最大工作狀態(tài)下〕和其結(jié)構(gòu)重量之比；發(fā)動機性能的一個重要指標；單位耗油率——產(chǎn)生單位推力 〔1N〕每小時所消耗的燃油量〔kg/N·h〕；發(fā)動機經(jīng)濟性的主要指標12燃氣渦輪發(fā)動機燃氣渦輪發(fā)動機的核心機——壓氣機,燃燒室,渦輪；按核心機出 第24頁,共39頁口燃氣可用能量的利用方式的不同,燃氣渦輪發(fā)動機可分為：渦輪噴氣發(fā)動機；渦輪風(fēng)扇發(fā)動機；渦輪螺槳發(fā)動機；渦輪槳扇發(fā)動機；渦輪軸發(fā)動機；垂直起落發(fā)動機

13進氣道外形：亞聲速進氣道外形是擴散形,在亞聲速飛行時可使氣流流速降低, 起到增壓作用；（當為超聲速氣流時會產(chǎn)生一個弓形激波,降為亞聲速）超聲速進氣道內(nèi)部裝有調(diào)劑錐,超聲速氣流遇到調(diào)劑錐頭部時會產(chǎn)生一個斜激波,在進氣道入口處又產(chǎn)生一個正激波,氣流速度下降為亞聲速；這種氣流在流淌過程中產(chǎn)生兩個激波的進氣道叫二波系超聲速進氣道）進氣道的布局位置：機頭正面進氣,兩側(cè)進氣（機身,翼根）；腹部進氣,背部進氣,短艙正面進氣

14進氣道實行防冰措施：從壓氣機后部引來熱空氣,流入整流罩和支板的夾層中,對與空氣流相接觸的表面進行加溫；在進氣道中鋪設(shè)電加溫的防冰層；

15離心式壓氣機主要由離心葉輪,擴散器,導(dǎo)流器和導(dǎo)氣管組成；離心式壓氣機的增壓比（出口壓力與進口壓力之比）較低,一般小于10,且離心葉輪直徑較大,僅適用于小功率發(fā)動機；離心式壓氣機結(jié)構(gòu)簡潔,制造便利,牢固耐用,工作穩(wěn)固性較好；但離心式壓氣機單位迎風(fēng)面積大,效率,增壓比和流通才能不如軸流式壓氣機,推力受到限制；軸流式壓氣機由靜子和轉(zhuǎn)子兩部分組成；靜子又稱整流器或?qū)蚱?與機匣固定在一起轉(zhuǎn)子又稱工作輪,與渦輪軸連接,由渦輪帶動高速旋轉(zhuǎn)；靜子和轉(zhuǎn)子都由多排葉片組成,靜子葉片和轉(zhuǎn)子葉片沿壓氣機軸向交叉排列；其相鄰的葉片所構(gòu)成的通道是進口小出口大的擴散性；軸流式渦噴發(fā)動機又有單轉(zhuǎn)子和雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機之分；單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動機指壓氣機和渦輪共用一根軸；其優(yōu)點是結(jié)構(gòu)簡潔,造價低廉；早期的渦噴發(fā)動機多是單轉(zhuǎn)子發(fā)動機；其缺點是穩(wěn)固工作范疇窄,隨著增壓比的提高,它已被雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機所取代；雙轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動機指有兩個只有氣動聯(lián)系,且具有同心軸轉(zhuǎn)子的渦噴發(fā)動機；它把一臺高增壓比的壓氣機分為兩個低增壓比的壓氣機,即低壓壓氣機和高壓壓氣機,分別由各自的渦輪即低壓渦輪和高壓渦輪帶動,以各自的正確轉(zhuǎn)速工作,形成兩個只有氣動聯(lián)系的高,低壓轉(zhuǎn)子；雙轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動機具有總增壓比高,效率高,穩(wěn)固工作范疇寬,起動功率小,加速性好等優(yōu)點；

16噴嘴的主要作用是提高燃料的霧化質(zhì)量,以便使燃料于空氣充分混合；渦流器的作 第25頁,共39頁用是使空氣產(chǎn)生渦流,以便與燃料勻稱混合,并在適當部位形成點火源；燃燒室中氣流速度很高,要完成高速中穩(wěn)固點火需要依靠渦流器；18燃燒室按其結(jié)構(gòu)特點可分為單管,環(huán)管和環(huán)形燃燒室,它們在結(jié)構(gòu)上有所不同,但基本工作原理相同；燃燒室按氣流流淌方向分為直流式和回流式；燃燒室按燃油噴入

方式分為氣動霧化噴嘴式,蒸發(fā)管式和預(yù)混預(yù)蒸發(fā)式；

19單管燃燒室又叫分管燃燒室,其火焰筒裝在一個環(huán)繞其外的燃燒室外套 （機匣）中；優(yōu)點：燃油與空氣簡潔匹配,研制和試驗費用低,剛性好,強度大；缺點：燃燒性能

差,出口溫度場不勻稱度大,高空點火性能差,迎風(fēng)面積大,結(jié)構(gòu)笨重等；

20渦輪的組成和壓氣機相像,由靜止的導(dǎo)向器和轉(zhuǎn)動的工作葉輪組成導(dǎo)向葉片和工作葉片的通道都是收縮形的,氣流經(jīng)導(dǎo)向器葉片的收縮通道后,速度大大提高,在導(dǎo)向

器出口處燃氣速度可達聲速；

21加力燃燒后,燃氣能量和排氣速度也都大大提高；使用“加力”時,燃油消耗率很大,溫度也很高,所以只能短時間使用；

22目前渦輪噴氣發(fā)動機可在 Ma=0.7~3.0之間使用,飛行速度過高或過低對于渦輪噴氣發(fā)動機都不利；

23在航空燃氣渦輪發(fā)動機中,由驅(qū)動壓氣機的渦輪出來的燃氣,先流經(jīng)一個驅(qū)動減速器的渦輪,再流入尾噴管中噴出,減速器的輸出軸上安裝螺旋槳,這種發(fā)動機稱為渦

輪螺旋槳發(fā)動機（簡稱渦槳發(fā)動機）；渦輪螺槳發(fā)動機的主要結(jié)構(gòu)與渦輪噴氣發(fā)動機相似,只是增加了減速裝置和螺旋槳；渦輪除了帶動壓氣機轉(zhuǎn)動外,仍要帶動螺旋槳旋

轉(zhuǎn)；由于螺槳的轉(zhuǎn)速比渦輪低得多,故須安裝一套減速裝置,使渦輪的轉(zhuǎn)速降低到螺槳所需轉(zhuǎn)速；渦輪帶動螺槳轉(zhuǎn)動產(chǎn)生拉力（90%）,從渦輪出來的氣流從尾噴管噴出產(chǎn)生推力（小于10%）；這是由于渦輪燃氣大部分能量都轉(zhuǎn)變?yōu)檩S功率帶動螺槳和壓氣機轉(zhuǎn)動；與活塞式發(fā)動機相比,具有功率重量比大,耗油率低,振動小和高空性能好的優(yōu)點；與渦輪噴氣發(fā)動機相比,由于螺旋槳的排氣量遠比渦噴發(fā)動機的大,因此在低亞聲速（700km/h）飛行時效率高,耗油率小,經(jīng)濟性能好；但當飛行速度進一步提高時,螺旋槳葉尖區(qū)顯現(xiàn)了超聲波氣流,產(chǎn)生激波,螺旋槳效率急劇下降,大大降低了 第26頁,共39頁原有的優(yōu)勢；24加力式渦扇發(fā)動機與渦噴發(fā)動機相比的優(yōu)點：加力比大,可達（地面靜止）~3（超聲速飛行）；經(jīng)濟性能好,超聲速飛行或亞聲速巡航時耗油率都較低；但渦扇發(fā)動機迎風(fēng)面積較大,在低亞聲速時,耗油率比渦槳發(fā)動機高；25渦輪軸發(fā)動機現(xiàn)代直升機的主要動力其組成部分和工作過程與渦槳發(fā)動機很相像；不同的是其燃氣的可用能量幾乎全部轉(zhuǎn)變成渦輪的軸功率,通過減速器帶動直升機的旋翼和尾翼旋轉(zhuǎn),燃氣不供應(yīng)推力；大多數(shù)渦輪軸發(fā)動機,動力渦輪與核心機的渦輪是分開的,且以不同的轉(zhuǎn)速工作；由于動力渦輪與核心機沒有機械地連在一起,因此也稱為自由渦輪；在航空燃氣渦輪發(fā)動機中,由驅(qū)動壓氣機的渦輪出來的燃氣,先流經(jīng)一個驅(qū)動減速器的渦輪,再流入尾噴管中噴出,減速器的輸出軸以較高的轉(zhuǎn)速（約8000轉(zhuǎn)/分）與傳動直升機旋翼的主減速器相連,這種發(fā)動機稱為渦輪軸發(fā)動機（簡稱渦軸發(fā)動機）；渦輪軸發(fā)動機比活塞發(fā)動機：易于啟動,功率大,質(zhì)量輕,體積??；振動小,噪聲低；航程,速度,升限,裝載量大；耗油率較大；

26渦輪槳扇發(fā)動機是可用于 800km/h以上速度飛機飛行的一種燃氣渦輪螺旋槳風(fēng)扇發(fā)動機；介于渦輪風(fēng)扇和渦輪螺槳發(fā)動機之間；槳扇無外罩殼,又稱開式風(fēng)扇；槳葉的

剖面外形為臨界翼型,槳葉薄而后掠,直徑較小,質(zhì)量較輕,這有利于提高轉(zhuǎn)速；槳

葉數(shù)目較多,可以補償槳葉短和后掠角帶來的缺點；槳扇發(fā)動機的突出優(yōu)點是：推動

效率高,省油；適用于高亞音速飛行

27垂直起落發(fā)動機為縮短飛機起飛和滑跑距離,必需降低飛機的起飛和著陸速度；可轉(zhuǎn)噴口的渦扇發(fā)動機既可用于垂直起落,也可用于水平飛行；可轉(zhuǎn)噴口的渦扇發(fā)動機

的優(yōu)點是：單臺發(fā)動機即可中意產(chǎn)生升力和推力的要求；發(fā)動機利用率高；使用疼惜

便利；缺點是起飛升力較??；升力風(fēng)扇發(fā)動機是在一般渦噴發(fā)動機上加裝升力風(fēng)扇；

升力風(fēng)扇發(fā)動機的優(yōu)點：可產(chǎn)生較大升力；風(fēng)扇排氣速度較低,噪聲??；其缺點：風(fēng)

扇體積大,巡航時升力風(fēng)扇成為消極質(zhì)量；實際使用存在確定困難；

28渦輪噴氣發(fā)動機的工作狀態(tài)起飛狀態(tài)：推力最大,發(fā)動機的轉(zhuǎn)速和渦輪前溫度都最高,只答應(yīng)工作5～10min；最大狀態(tài)：起飛推力的85%～90%,工作時間不超過30min； 第27頁,共39頁額定狀態(tài)：推力等稍低于最大狀態(tài),可連續(xù)工作；巡航狀態(tài)：起飛推力的 65%～75%,耗油率低,經(jīng)濟性好,可連續(xù)工作；慢車狀態(tài)：起飛推力的轉(zhuǎn)速狀態(tài),效率很低,僅答應(yīng)工作 5～10min；

第一章

1.1899年,德國人齊柏林設(shè)計并制造了第一艘硬式飛艇；3%～5%,穩(wěn)固工作的最小2.19世紀末,美國人萊特兄弟在 1903年制作了200多個不同外形的機翼模型；3.1939年德國第一研制出一架裝有噴氣發(fā)動機的飛機；He-178飛機,它是世界上第一架噴氣4我國第一架噴氣式戰(zhàn)爭機是殲 5型飛機；殲6飛機是我國第一代超聲速戰(zhàn)爭機；5固定翼航空器：包括飛機和滑翔機：飛機是指由動力裝置產(chǎn)生前進推力或拉力, 由固定機翼產(chǎn)生升力,在大氣層內(nèi)飛行的重于空氣的航空器；滑翔機是指沒用動力裝置的重于空氣的固定翼航空器；

6旋翼航空器：旋翼航空器包括直升機和旋翼機：直升機是指以航空發(fā)動機驅(qū)動旋翼旋轉(zhuǎn)作為升力和推動力來源,能在大氣中垂直起落及懸停并能進行前飛,后飛,側(cè)飛和定點回旋等可控飛行的重于空氣的航空器；旋翼機是一種利用前飛時的相對氣流吹動旋翼自轉(zhuǎn)以產(chǎn)生升力的旋翼航空器；

7飛機進展沖突：1升力與重力；2拉力與阻力；3拉力與重力；8航空有軍用航空和民用航空之分；軍用飛機可分為作戰(zhàn)飛機和作戰(zhàn)支援飛機兩大類典型的.作戰(zhàn)飛機有戰(zhàn)爭機〔又稱殲擊機〕,攻擊機〔又稱強擊機〕,戰(zhàn)爭轟炸機,反潛機,戰(zhàn)術(shù)和戰(zhàn)略轟炸機等.作戰(zhàn)支援飛機包括軍用運輸機,預(yù)警指揮機,電子戰(zhàn)飛機,空中加油機,偵察機,通訊聯(lián)絡(luò)機和軍用教練機等9蘇霍伊設(shè)