固定翼復習題.飛機的研制過程主要有哪幾個階段？⑴擬定設計要求；⑵概念設計；⑶初步設計(包括飛機方案設計以及結構和系統(tǒng)的打樣設計)；⑷詳細設計；⑸原型機試制；(6)試飛；⑺批生產(chǎn)；(8)使用和改進改型。.正常式布局、鴨式布局、無尾布局各有什么優(yōu)缺點？正常式布局正常式布局水平尾翼位于機身之后(邊條翼技術、主動控制技術的發(fā)展使這一布局形式的飛機性能優(yōu)異)。為保證飛機縱向靜穩(wěn)定性，正常布局飛機機翼的迎角應大于尾翼迎角。優(yōu)點：⑴經(jīng)驗豐富，風險低；⑵水平尾翼有較大尾力臂，配平能力強，配平阻力小；⑶如果采用V形尾，不僅可以減小摩擦阻力和干擾阻力，而且有利于減小飛行的側向RCS；同時，可以遮擋尾噴口，有利于紅外隱身；⑷結合邊條翼技術，可以有效改善飛機在中到大迎角范圍的機動能力，同時，可以減緩跨音速波阻的增加，降低超聲速波阻。缺點：⑴對于靜穩(wěn)定的正常式布局飛機而言，水平尾翼產(chǎn)生負升力，從而降低飛機的升阻比；⑵平尾位于機翼的下洗和速度阻滯區(qū)，影響平尾的效率.鴨式布局鴨式布局水平前翼位于機翼之前。在配平條件下，為保證飛機縱向靜穩(wěn)定性，前翼迎角必須大于機翼迎角。優(yōu)點：⑴對于靜穩(wěn)定飛機，鴨翼平衡力向上，提高整機升力；⑵大迎角時鴨翼對機翼產(chǎn)生有利干擾，顯著提高大迎角的升力；⑶更均勻和光滑的縱向面積分布，因而可能得到較低的跨音速阻力；⑷有較好的失速保護特性；缺點：⑴鴨翼產(chǎn)生升力但也付出誘導阻力代價；⑵超音速時，帶來更大的阻力代價和操縱能力限制問題；⑶起飛著陸在大迎角的平衡能力可能不足；⑷平衡阻力可能比常規(guī)布局大；⑸前緣渦破裂帶來的不穩(wěn)定；無尾布局無尾布局只有一對機翼。一般采用后掠角較大的三角翼，用機翼后緣處的襟副翼作為縱向配平的操縱面。具有靜穩(wěn)定性無尾飛機，襟翼的升力方向向下，引起升力損失，這會引起飛機在著陸拉平時或在改出俯沖時“下沉”。為減小配平損失，需采用扭轉機翼，保證與00，當以巡航狀態(tài)飛行時，不需要偏轉襟翼。優(yōu)點：⑴多采用大后掠三角翼，因而超音速波阻??；⑵機翼結構強度、剛度大，結構重量?。蝗秉c：⑴尾力臂短，效率不高；⑵起降性能差；⑶不易發(fā)揮放寬靜穩(wěn)定度技術和主動控制技術的潛力；⑷著陸拉平時或改出俯沖時“下沉”。.機翼氣動設計應滿足哪些要求？⑴在起飛、著陸和空中機動狀態(tài)下有盡可能大的升力及高的升阻比；⑵在巡航狀態(tài)和大速度下有盡可能小的氣動阻力；⑶在全包線范圍內有良好的縱向及橫側向的操縱和安定特性，特別是在低速時要有線性的俯仰力矩、較高的副翼效率及橫向特性；⑷要滿足強度和氣動彈性要求，使機翼具有足夠的結構剛度和較輕的機構重量及較大的顫振速度。.平尾、垂尾的作用，設計時應滿足哪些要求？平尾的作用：⑴保證飛機在重心后限時的縱向穩(wěn)定性；⑵保證飛機在重心前限時的縱向平衡和操縱性；⑶對靜不穩(wěn)定飛機，平尾能夠提供足夠的防止飛機上仰發(fā)散的縱向低頭力矩；⑷與機翼上的操作面（副翼）一起動作對飛機的橫滾進行控制（差動平尾）。設計要求：⑴機動時保證飛機達到最大的過載；⑵在任何重心位置處飛機都是穩(wěn)定的；⑶襟翼放下，處在前重心位置著陸時能配平飛機；⑷在前重心起飛時能滿足抬前輪的要求。垂尾的作用：垂尾是保證飛機航向穩(wěn)定性及航向操縱品質的主要部件，垂尾的作用就是要使飛機在整個飛行包線范圍內部有足夠的方向穩(wěn)定性。設計要求：在下列條件下垂尾具有足夠效率：⑴飛機在大的側飛條件下著陸；⑵飛機作曲線飛行；⑶低速大迎角機動；⑷發(fā)動機故障或不對稱外掛；⑸飛機進入尾旋；

(6)飛機以最大馬赫數(shù)飛行。.飛機的總體參數(shù)有哪些？簡述其與飛行性能的關系。起飛重量卬丁。、翼面積S、起飛推力T組合參數(shù)：翼載WO/S、推重比(T/W)TO(1)最大平飛速度最大平飛速度 與推重比及翼載荷的1/2次方成正比(2)靜升限飛機的推重比與靜升限與成正比.簡述翼載荷和推重比應如何選取。翼載選取(1)按失速速度W=1pV2C 失速速度和最大升力系數(shù)失速速度不大于某個最小值S2StallLmax(2)按起飛距離二工:二力/'廠起飛參數(shù)、密度比值、最大升力系數(shù)(3)按著陸距離著陸距離公式為S=0.4465V2 給定著陸距離計算最大失速速度，可計算著L Stall陸翼載[W]=1PV2C，W為著陸重量，C是放下襟翼時最大升力S) 2stallLmaxL LmaxL/L系數(shù)將得到的著陸翼載(W：S)折算到起飛翼載(W^S)L 'TO(4)按巡航速度W丁_鹿/?SW~里TiAeqCq

WLSA展弦比、e奧斯瓦爾德效應因子、CD0Cq

WLS在給定過載時nW=CLqS 于是飛機的最大過載系數(shù)nmax只要有足夠的動力，過載就可以達到n 由此可得W=Ci?1pV2(所得max Sn2翼載必須除以格斗重量與起飛重量的比值才能獲得所需要的起飛翼載)(6)按升限

1 W1L=pV2SC=W =—pV2CH2HzjL S2HzjL(7)按航程y=^- "廳』嗎J3對于噴氣式飛機，在零升阻力等于誘導阻力的三倍時的飛行狀態(tài)下達到最大航程，由此導出為優(yōu)化噴氣式飛機航程(8)按航時對于噴氣式飛機，最優(yōu)待機是在最大升阻比K條件下根據(jù)飛機不同性能要求可以求出幾個翼載，折算為起飛翼載后取最小值推重比(1)按保證平飛狀態(tài)確定推重比1J)巡航LD可通過多種方法求得。螺旋槳飛機巡航LD與最大巡航巡航巡航LD相同；噴氣飛機是最大LD的86.6%。求出巡航段推重比以后折算出起飛推重比。(2)按爬升性能為滿足爬升性能要求，G代表爬升梯度，推重比需滿足公式->G+2，:鼠W 冗Ae(3)按起飛滑跑距離飛機戰(zhàn)術技術要求給定了起飛滑跑距離要求下式可計算這一距離STOGV2-TO-義2gISTOGV2-TO-義2gIWJTO由上式可求得推重比(4)按最大平飛速度給出最大平飛速度后/1、2(LD)TO如果已知翼載，就可以求出推重比VmaxYpcs pcs'D DpcIW人pcD丁1PV2C即T=2—?DWWT根據(jù)飛機不同性能要求可以求出幾個推重比，折算為起飛推重比后取最大值.簡述超臨界翼型的外形特點及其優(yōu)缺點。外形特點：超臨界翼型頭部半徑大，上表面較為平坦，后緣彎曲較大，下表面有反凹。優(yōu)點：⑴頭部豐滿目的是消除前緣負壓峰使氣流不致過早達到聲速；；⑵上表面比較平直，有利于提高臨界馬赫數(shù)，減小激波強度；⑶局部向下彎曲有利于緩和激波誘導邊界層分離；⑷為彌補上表面平坦引起的升力不足，下表面有反凹，使后部升力增加，后緣加載。缺點：⑴超臨界翼型的后加載特性引起了較大的低頭力矩，一般情況下會引起配平阻力的增加；⑵超臨界翼型的彎度很大的后緣也給襟翼設計帶來困難。.翼型的幾何參數(shù)（彎度、厚度、前緣半徑）對氣動特性（零升迎角、升力線斜率、最大升力系數(shù)、最小阻力系數(shù)）有什么影響？零升迎角對稱翼型零升迎角等于零；有正彎度時，翼型的零升迎角一般為負值；當彎度不大時，零升迎角幾乎不隨翼型相對厚度變化而變化。零升迎角隨馬赫數(shù)的變化與翼型的彎度和厚度有關。對稱翼型的零升迎角不隨馬赫數(shù)變化，非對稱翼型的彎度、厚度越小，馬赫數(shù)的影響越小。升力線斜率相對厚度較小時，實驗值非常接近理論值2冗，相對厚度較大時，NACA4位、5位數(shù)普通翼型的升力線斜率隨相對厚度增加而減小，具有光滑表面的NACA6系列翼型升力線斜率隨相對厚度增加而增加在亞臨界音速情況下，翼型的彎度對升力線斜率沒有系統(tǒng)影響。最大升力系數(shù)相對厚度：當相對厚度為12%-18%時將得到最大升力系數(shù)前緣半徑：當前緣半徑小于某一臨界值的時候，前緣半徑對翼型的最大升力系數(shù)幾乎沒有影響；當前緣半徑大于這一臨界值以后，隨著前緣半徑增加，翼型的最大升力系數(shù)增加；但是，前緣半徑過大，最大升力系數(shù)也會下降。彎度：一般來說，彎度增加有利于提高最大升力系數(shù)。對于具有較小前緣半徑、較薄厚度的翼型，增加彎度對提高最大升力系數(shù)更有效。最大彎度或最大厚度的位置靠前時將有更高的最大升力系數(shù)。最小阻力系數(shù)翼型最大厚度向后移動將導致最小壓力點后移增加了有利梯度的弦向范圍，也有利于減少最小阻力。其他條件相同時，增加翼型相對厚度將導致最小阻力增加。.翼型的升致阻力與機翼的升致阻力產(chǎn)生的原因是什么？兩者有何區(qū)別？翼型升致阻力：在低或中等升力系數(shù)下，翼型的升致阻力來自升力系數(shù)的變化對摩擦阻力和形狀阻力的影響，摩阻增加主要由于升力系數(shù)增加時，翼型上表面有利壓力梯度減小和最小壓力點前移，使翼面上層流附面層范圍減小所致。止匕外，翼型上表面附面層厚度增加引起表面法向壓力重新分布導致形阻，實際是壓差阻力。機翼升致阻力：機翼的升致阻力主要是誘導阻力，由翼尖拖出的自由渦對機翼的誘導下洗引起的.機翼后掠角與展弦比對機翼氣動特性（升力線斜率、零升阻力、誘導阻力）有什么影響？后掠角：增大后掠角，機翼的升力線斜率降低；在亞音速以平直機翼的J0最大，后掠翼和三角翼相差不多；在超音速，機翼后掠角增大會明顯減小。，后掠角增大，機翼的誘導阻力也隨D0之增大，大后掠的機翼特別明顯。展弦比：平直翼展弦比減小使升力線斜率降低，在亞、跨音速特別明顯。原因是小展弦比機翼三維效應減小上表面吸力；展弦比減小，誘導阻力增大；后掠翼展弦比對升力和誘導阻力的影響與平直機翼相似；三角翼展弦比降低，會使升力線斜率降低，明顯減小超音速的零升阻力系數(shù)，提高臨界馬赫數(shù)，降低跨音速波阻；在亞音速時，展弦比降低，Kmax也相應降低（由誘導阻力起主要作用）；展弦比降低，氣動中心后移，并減小亞音速到超音速的氣動中心后移量。.亞音速飛機與超音速飛機如何選擇機翼的平面形狀？展弦比、后掠角：⑴亞音速飛機宜采用中、大展弦比，平直或小后掠角機翼，可以顯著提高升阻比，減小升致阻力；⑵高亞音速飛機可以適當減小展弦比，增大后掠角，既保證升阻比，又可以提高臨界馬赫數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生。⑶超音速飛機可采用小展弦比，中、大后掠角機翼可減小激波阻力，提高機動性。對于后掠角較大的后掠翼，展弦比減小對跨音速的零升阻力有不利影響，且在中小迎角時小展弦比機翼的升力線斜率低。但這種平面形狀失速迎角大，俯仰力矩無上仰現(xiàn)象。亞聲速至超聲速時，氣動中心移動量小，對操縱有利。從結構上說，小展弦比機翼強度和剛度好，可以減輕重量。若保持重量不變，可減小機翼的相對厚度，降低波阻。根梢比：⑴低亞聲速平直機翼的根梢比在2?2.5⑵后掠翼的根梢比多在2-6范圍內，以避免增大誘導阻力⑶超音速飛機除三角翼外，一般跟梢比小于5，以保證結構的強度和剛度，同時避免翼尖失速，易于布置副翼。.后掠角機翼產(chǎn)生“上仰”的原因是什么？消除上仰的措施有哪些？原因：后掠翼上仰主要由翼尖分離引起，后掠翼翼尖位于飛機重心之后，翼尖失速的升力下降引起抬頭力矩導致俯仰力矩上仰。后掠翼翼尖失速主要由兩個因素造成：⑴后掠翼二個相鄰剖面前后有錯位，在有升力時上表面弦向壓力分布沿展向產(chǎn)生壓差，引起附面層向外翼流動，導致附面層增厚而容易發(fā)生分離。⑵與平直翼相比，機翼后掠引起展向載荷分布的變化，內翼載荷降低，翼尖載荷加大。另外，后掠翼的翼尖和翼根的弦向載荷也不同，翼尖剖面的吸力峰靠前，而且吸力峰值也較高。這樣，在后掠翼上一般是翼尖首先發(fā)生分離。消除措施：⑴將平尾安置在合適的上下位置，使平尾在大迎角下產(chǎn)生穩(wěn)定性的低頭力矩，抵消機翼產(chǎn)生的上仰力矩，使飛機變?yōu)榭v向穩(wěn)定的。⑵在機翼上采取措施，推遲翼尖的分離。如采用翼刀、前緣縫翼、前緣襟翼、前緣鋸齒等。.簡述邊條翼的設計思想。⑴協(xié)調不同速度范圍對機翼形狀要求的矛盾⑵線性工作狀態(tài)與非線性工作狀態(tài)的組合⑶控制和利用分離⑷利用邊條渦控制基本翼的分離⑸邊條翼利用了前后翼漩渦有利干擾的概念(6)邊條翼著重考慮亞跨音速機動性.如何選擇邊條翼布局的平面形狀參數(shù)？邊條平面形狀參數(shù)的選擇：前緣后掠角：70。?76。，70。以下，前緣渦不穩(wěn)定；76。以上，出現(xiàn)非對稱渦。邊條及面積展向位置：邊條/基本翼面積比大于0.05而小于0.2-0.3。相對面積大，增升效果明顯。邊條面積過大，力矩特性焦點過分前移和力矩突然抬頭。前緣形狀：采用曲線前緣比直線前緣好；拱形或S形。拱形最大升力系數(shù)大，過失速升力性能好；S形升阻比大，力矩特性好較好的過失速升力特性?；疽砥矫嫘螤顓?shù)的選擇：前緣后掠角：30。?55。。小迎角，基本翼無分離，邊條渦很弱；中等迎角，基本翼產(chǎn)生分離，邊條渦作用使之推遲；大迎角，邊條渦大大改善基本翼流動。展弦比：一般為3-4。過大，邊條渦很難控制基本翼上的大部分流動，因為邊條展弦比通常在1以下。如果選用的基本翼展弦比太小，基本翼變成細長翼。這與邊條翼設計思想，著重照顧亞跨音速要求矛盾。翼梢：有一定根梢比，切尖。不能選擇三角翼，翼尖很容易分離，翼尖載荷大。.雷達散射截面的定義是什么？雷達散射截面（縮寫RCS）是度量目標在雷達波照射下所產(chǎn)生回波強度的一種物理量。它是目標的假想面積，用一個各向均勻的等效反射器的投影面積來表示，該等效反射器與被定義的目標在接收方向單位立體角內具有相同的回波功率。一般用符號 -表示目標的雷達散射截面。RCS不是一個單值，對于每個視角、不同的雷達頻率等都對應不同的RCS。.雷達最大探測距離與飛機目標雷達散射截面的關系是什么？飛機上有哪幾類散射源？關系：雷達散射截面降低40%可以使雷達探測距離降低10%， 一散射源：鏡面反射（當電磁波照射到光滑的目標表面時；強）、邊緣繞射（當電磁波入射到目標的邊緣棱線時；較強；最常見的和重要的;）、尖頂繞射（當入射波入射到尖頂上；弱）、爬行波繞射（當有一些入射線正好與物體表面相切，把目標分為照明區(qū)和陰影區(qū)。切于表面的入射線將沿陰影區(qū)表面爬行，邊傳播邊向外輻射電磁波）、行波繞射（當電磁波沿細長物體頭端方向附近入射時，在細長物體的表面不連續(xù)處、不同介質交界處）、非細長體由于電磁邊界突變引起的繞射（若物體表面上出現(xiàn)缺口和棱邊、或表面鈄率不連續(xù)、或表面材料性能突變等情況時）.簡述飛機外形隱身技術有哪些？外形隱身技術：1減少散射源；2將強散射源轉化為弱散射源；3遮擋技術；4控制散射方向，使散射能量集中在雷達威脅區(qū)域之外；5.消除二面角效應；6將飛行器的雷達回波的主要能量控制在少數(shù)很窄的方位內，使兩個波峰之間的回波信號非常弱；7布局采用飛翼、無尾三角翼、雙垂尾；8減少外掛；9較少開口、縫隙、臺階材料隱身技術：1使用典型吸波材料：鐵氧體系列、金屬超細粉末系列、多晶鐵纖維、多層結構和多層夾芯結構、碳纖維結構2.使用隱身結構：隱身結構是指由蒙皮和多種內部材料組成的、能滿足承載要求、并具有明顯降低RCS的結構。如翼面前緣、翼面后緣以及進氣道唇口等使用。阻抗加載技術：也稱無源對消技術。在目標金屬表面引進另一個回波源，例如在表面開槽或開孔，通過合理設計，當受到雷達波照射時，它即產(chǎn)生一個與雷達回波頻率相同、極化相同、幅值相等、相位相反的電磁波，與雷達回波相消，從而使目標避開敵方雷達的探測。直升機復習題.直升機需用功率由哪幾部分組成？隨前飛速度如何變化？解釋其原因。需用功率：型阻功率、誘導功率、廢阻功率隨著直升機前飛速度的不斷增加：1）誘導功率減小，廢阻功率迅速增加，而由于Kp的變化，型阻功率略有增力口。前飛速度增加到一定程度，后行槳葉氣流分離或者前行槳葉槳尖出現(xiàn)激波，型阻會急劇增大。2）全機單位廢阻僅對飛行速度較大時的總需用功率有較大影響。3）單位型阻功率主要取決于槳尖速度QR及槳葉載荷pb,它在整個飛行范圍內都占有一定的比重。.直升機主要參數(shù)的定義及取值范圍，主要參數(shù)的上下限受哪些因素制約？1）直升機總重G：直升機總載荷和空機重量，其中總載荷包括任務載荷、燃油重量、成員和設備重量；空機重量由機體、動力裝置、通用設備和專用設備等重量組成。2）槳盤載荷p：旋翼單位掃掠面積所承擔的直升機重量（15-45kg/m2）。對于單發(fā)直升機，槳盤載荷的上限往往受自轉下滑速度Vymin限制；對于雙發(fā)和多發(fā)直升機，槳盤載荷的最大值受到懸停時旋翼洗流速度的限制3）功率載荷q：飛行重量與發(fā)動機總功率的比值（3-6kg/馬力）。4）旋翼實度：旋翼全部槳葉實占面積與整個槳盤面積之比（0.015-0.02）。5）槳尖速度QR：槳葉直徑最大處在轉動時的切線速度（渦輪軸＞200m/s;活塞160-190m/s）。槳尖速度上限受局部激波的限制，下限受主減速器重量和發(fā)動機停車時用于自轉和瞬時增距的儲備能量界限限制。.直升機總體參數(shù)對直升機空機重量的影響？包括對旋翼槳葉、傳動系統(tǒng)、發(fā)動機、機身等部件的影響，說明原因。1）槳盤載荷增加，則減速比減小，主減速器、旋翼系統(tǒng)結構的重量都減小。2）槳尖速度增加，則旋翼轉速增加，傳動比減小，減速器重量減小，但會增加型阻功率，使需用功率增加，導致減速器重量增加。需要進行分析確定。旋翼系統(tǒng)的結構重量在一定條件下有所降低。3）直升機總重增加（槳尖速度和槳盤載荷一定），主減速器重量和主減速器重量在直升機所占比例也要增加。發(fā)動機功率與總重的2/3次方成正比。傳動比也要增加。這兩種因素使主減速器重量增加，且旋翼系統(tǒng)在總重中所占比例相應增加，如不采取其它措施，重量效率下降。.直升機總體參數(shù)對飛行性能的影響？如果需要載荷大、航時長，總體參數(shù)如何選??；如果需要速度大，參數(shù)如何選取？1）槳盤載荷P對于垂直飛行狀態(tài)及最經(jīng)濟狀態(tài)的性能影響最為顯著；對于最大飛行速度Vmax影響很??；對于最有利狀態(tài)的最大航程Lmax影響不顯著。2）全機單位廢阻正好相反，對于最大飛行速度Vmax及Lmax最大航程有顯著影響；對經(jīng)濟狀態(tài)影響很??；對垂直飛行狀態(tài)幾乎沒有影響。3）槳尖速度QR和槳葉載荷pb直接影響型阻功率，對所有的飛行性能都有一定影響；直接影響氣流分離及局部激波的出現(xiàn)，往往對Vmax及使用升限Hs有嚴重影響。4）要求直升機有較大的載荷和續(xù)航時間，可通過采用較大的發(fā)動機的措施來提高直升機的載荷；提高燃油重量,可以提高Tmax。要求直升機有較大的飛行速度和航程，主要是降低全機廢阻功率和型阻功率，減小槳盤載荷和提高功率利用系數(shù)。.全較式旋翼的定義是什么，用簡圖表示。其功能和作用是什么？定義：又稱較接式旋翼，每片槳葉都有機械式揮舞較、擺振錢，以及一個變距軸承。作用：通過槳轂上設置揮舞較、擺振較和變距較，使每片槳葉自由地進行揮舞、擺動和改變槳距。變距排皆變距連桿.直升機按反扭矩分類幾種？至少列出三種，并解釋其反扭矩平衡的原理。1）單旋翼帶尾槳形式空氣對旋翼形成的反作用力矩，由尾槳產(chǎn)生的拉力（或推力）相對于直升機機體重心形成的偏轉力矩予以平衡；2）共軸雙旋翼形式3）縱列式4）橫列式兩副旋翼彼此向相反方向轉動，空氣對兩副旋冀的反作用力矩相互平衡5）橫列交叉式6）傾轉旋翼式.直升機設計的動力相似的概念；旋翼直徑不同的兩架直升機，在符合動力相似原則下，其旋翼轉速是如何確定的。動力相似概念：如果2架直升機的動力三角形（空氣動力、質量力、水平力）相似，則2架直升機為動力相似；確定旋翼轉速：如果所設計的直升機旋翼直徑為原型機的N倍，則設計直升機的轉速與原型機的轉速關系為 一.共軸式直升機的主要特點是什么？共軸雙旋翼與孤立旋翼在懸停狀態(tài)下氣動特性有什么不同？共軸雙旋翼的上下旋翼在懸停下氣動特性有什么區(qū)別；航向操縱如何實現(xiàn)？共軸雙旋翼直升機具有共軸反轉的上下兩副旋翼；兩副旋翼產(chǎn)生的扭矩可相互平衡；航向操縱通過上下兩旋翼總距差動實現(xiàn)；共軸雙旋翼既是升力面又是縱橫向和航向的操縱面。特點：1.懸停效率高；2.無尾槳，因此無需為平衡旋翼的扭矩而消耗功率；3.空氣動力保持對稱；4.縱橫向操縱效率高；5.結構緊湊、重量效率高；6.有較大的爬升率和使用升限。懸停狀態(tài)下氣動特性的不同：在懸停和小速度前飛狀態(tài)下，旋翼的相互影響使得下旋翼的下洗速度比單旋翼的要大得多，而上旋翼的下洗速度與單旋翼幾乎相同，略大一些。上下旋翼在懸停下氣動特性的區(qū)別：上旋翼的滑流流管在下旋翼處收縮至半徑。上槳盤完全處于受下槳盤作用的滑流里。操縱：共軸式直升機的縱橫向操縱系統(tǒng)是通過平行地操縱上下自動傾斜器來實現(xiàn)的。航向操縱則是通過改變上下旋翼的總距。直升機的兩種典型的航向操縱結構形式即半差動和全差動形式。.傳統(tǒng)直升機的最大飛行速度是多少？限制直升機飛行速度的主要原因有哪些？提高直升機飛行速度須采用哪些措施（三種以上）。原理是什么？傳統(tǒng)直升機的最大飛行速度約為300km/h限制直升機飛行速度的主要原因：1）局部激波2）氣流分離3）槳盤前傾旋翼氣動、重量、噪聲、阻力、發(fā)動機功率、振動、疲勞與操縱限制等。由于飛行速度的增加，單位廢阻功率呈三次方增加，需用功率限制了飛行速度；另外前行槳葉的氣流分離及局部激波和后行槳葉失速也是限制因素。對于正常式直升機還必須考慮槳盤前傾的限制。提高直升機最大飛行速度最有效的措施之一是設法降低單位廢阻，不僅可以減小單位需用功率，而且可以減少槳盤前傾，對延遲氣流分離有好處。1）降低直升機阻力：改善直升機外形，降低槳轂阻力（整流），起落架整形，適當提高發(fā)動機噴口速度。2）增加發(fā)動機功率3）推遲后行槳葉氣流分離4）推遲前行槳葉激波5）降低前行槳葉的噪聲水平6）采用固定翼旋翼的形式，低速時采用直升機模式，高速時采用固定翼模式。.揮舞角的定義；解釋吹風揮舞是如何形成的（現(xiàn)象及原因）定義：是直升機旋翼槳葉在靜止與高速旋轉時位置之間所形成的夾角形成：直升機在懸停狀態(tài)時，其旋翼保持一定的錐角旋轉，形成旋翼錐體。若直升機有前飛速度而產(chǎn)生周期性變化的相對氣流，就會使槳葉產(chǎn)生揮舞運動，這個就是吹風揮舞。.周期變距的定義；操縱揮舞是如何形成的；周期變距與揮舞角的關系定義：駕駛員通過自動傾斜器，使槳葉在旋轉中周期地改變槳距的一種方式。形成：直升機在懸停狀態(tài)時，其旋翼保持一定的錐角旋轉，形成旋翼錐體。這時，如果操縱駕駛桿使槳葉角度發(fā)生周期性變化，就會使槳葉產(chǎn)生揮舞運動，這就是操縱揮舞。關系：在懸停狀態(tài)下周期變距造成的槳葉迎角變化，引起同等的操縱揮舞，即懸停狀態(tài)變距與揮舞等效。.解釋四軸多旋翼無人機的操縱及飛行原理，其升降、縱向、橫向、航向操縱是如何實現(xiàn)的？M4四軸多旋翼無人機四個旋翼，對角線上的旋翼兩兩一對，旋翼M1和M3順時針轉動，旋翼M2和M4逆時針轉動，扭矩相互抵消，旋翼轉動提供升力升降：同時增加或者減小旋翼M1、M2、M3、M4的轉速就能讓飛行器實現(xiàn)垂直運動縱向：同時增加或者減小縱向兩個旋翼的轉速就能讓飛行器實現(xiàn)俯仰運動橫向：同時增加或者減小橫向兩個旋翼的轉速就能讓飛行器實現(xiàn)滾轉運動航向：同時增加或者減小對角線上的旋翼轉速就能讓飛行器實現(xiàn)偏航運動.直升機旋翼的拉力T、功率雙直徑D三者間有何關系，用公式予以說明。一可以通過增加旋翼直徑或發(fā)動機功率來增加總重，但關系非線性，即增加功率不能增加有效載荷。發(fā)動機、旋翼、主減、結構重量隨功率的增加比升力增加要快。.直升機氣動計算的動量理論、葉素理論的主要概念是什么？計算內容是什么?兩者有什么區(qū)別？動量理論：把旋翼看成一個無厚度槳盤，把受旋翼作用的氣流當做一根流管單獨處理，根據(jù)牛頓第二定