民航飛行原理題

飛機(jī)和大氣的一般介紹單項(xiàng)選擇翼型的中弧曲度越大說明:翼型的厚度越大:翼型的上下外表外凸程度差異越大:翼型外凸程度越大:翼型的彎度越大低速飛機(jī)翼型前緣:較尖:較圓鈍:為楔形:以上都不對關(guān)于機(jī)翼的剖面形狀〔翼型〕,下面說法正確的選項(xiàng)是:上下翼面的彎度一樣:機(jī)翼上外表的彎度大于下外表的彎度:機(jī)翼上外表的彎度小于下外表的彎度:機(jī)翼上下外表的彎度不行比較國際標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定的標(biāo)準(zhǔn)海平面氣溫是:25℃:10℃:20℃:15℃依據(jù)國際標(biāo)準(zhǔn)大氣的規(guī)定,在高度低于11000米的高度上,高度每增加1000米,氣溫隨季節(jié)變化:℃:℃:降低2℃:降低2℃在3000米的高度上的實(shí)際氣溫為10℃,則該高度層上的氣溫比標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定的溫度:℃:低5℃:℃:℃在氣溫比標(biāo)準(zhǔn)大氣溫度低的天氣飛行,飛機(jī)的真實(shí)高度與氣壓高度表指示的高度〔基準(zhǔn)一樣〕相比,飛機(jī)的真實(shí)高度:偏高:偏低:相等:不確定簡答請解釋以下術(shù)語:〔1〕相對厚度〔厚弦比〕〔2〕相對彎度〔中弧曲度〕〔3〕展弦比〔4〕后掠角〔1〕翼型最大厚度與弦長的比值,用百分比表示;〔2〕最大弧高與翼弦的比值,用百分比表示;〔3〕機(jī)翼翼展與平均弦長的比值;〔4〕機(jī)翼四分之一弦線與機(jī)身縱軸垂直線之間的夾角。

請表達(dá)國際標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定。

國際標(biāo)準(zhǔn)大氣〔〕,簡稱,就是人為地規(guī)定一個(gè)不變的大氣環(huán)境,包括大氣壓溫度、密度、氣壓等隨高度變化的關(guān)系,得出統(tǒng)一的數(shù)據(jù),作為計(jì)算和試驗(yàn)飛機(jī)的統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)。

國際標(biāo)準(zhǔn)大氣由國際民航組織制定,它是以北半球中緯度地區(qū)大氣物理特性的平均值為依據(jù),加以適當(dāng)修訂而建立的。

實(shí)際大氣與國際標(biāo)準(zhǔn)大氣如何換算確定實(shí)際大氣與國際標(biāo)準(zhǔn)大氣的溫度偏差,即偏差,偏差是指確定地點(diǎn)的實(shí)際溫度與該處標(biāo)準(zhǔn)溫度的差值,常用于飛行活動(dòng)中確定飛機(jī)性能的根本條件。

飛機(jī)的低速動(dòng)力學(xué)單項(xiàng)選擇空氣流過一粗細(xì)不等的管子時(shí),在管道變粗處,氣流速度將:變大:變小:不變:不愿定空氣流過一粗細(xì)不等的管子時(shí),在管道變細(xì)處,氣流壓強(qiáng)將:增大:減小:不變:不愿定依據(jù)伯努利定律,同一管道中,氣流速度減小的地方,壓強(qiáng)將:增大:減小:不變:不愿定飛機(jī)相對氣流的方向:平行于機(jī)翼翼弦,與飛行速度反向:平行于飛機(jī)縱軸,與飛行速度反向:平行于飛行速度,與飛行速度反向:平行于地平線飛機(jī)下降時(shí),相對氣流:平行于飛行速度,方向向上:平行于飛行速度,方向向下:平行于飛機(jī)縱軸,方向向上:平行于地平線飛機(jī)的迎角是:飛機(jī)縱軸與水平面的夾角:飛機(jī)翼弦與水平面的夾角:飛機(jī)翼弦與相對氣流的夾角:飛機(jī)縱軸與相對氣流的夾角飛機(jī)的升力:垂直于飛機(jī)縱軸:垂直于相對氣流:垂直于機(jī)翼翼弦:垂直于重力飛機(jī)的升力主要由產(chǎn)生。

:增大機(jī)翼下外表的壓強(qiáng):減小機(jī)翼下外表的壓強(qiáng):減小機(jī)翼上外表的壓強(qiáng):增大機(jī)翼上外表的壓強(qiáng)一樣迎角,飛行速度增大一倍,升力增加為原來的:一倍:二倍:三倍:四倍要保持一樣的升力,當(dāng)飛機(jī)速度減小時(shí),飛機(jī)迎角應(yīng):增大:減小:不變:不愿定飛機(jī)的壓力中心是:附加升力著力點(diǎn):壓力最低的點(diǎn):壓力最高的點(diǎn):升力的著力點(diǎn)飛機(jī)迎角增大,壓力中心的位置會:前移:后移:保持不變:從前移再后移翼型升力系數(shù)的意義主要表示:相對氣流方向?qū)ιΦ挠绊?迎角和翼型等因素對升力的綜合影響:機(jī)翼面積對升力的影響:速度對升力的影響飛機(jī)的越大,誘導(dǎo)阻力越小。

:機(jī)翼面積:展弦比:彎度:翼弦巡航飛行時(shí),飛機(jī)的阻力主要是:廢阻力:干擾阻力:誘導(dǎo)阻力:激波阻力機(jī)翼的氣流分別是從機(jī)翼開頭。

:后緣:中部:前緣:下部以下那種平面形狀的機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小:矩形:梯形:后掠翼:橢圓形摩擦阻力是由于產(chǎn)生的:空氣的粘性和飛機(jī)外表不確定光滑:飛行速度太快而使空氣壓縮:附面層氣流分別:翼型前后壓力差產(chǎn)生低速飛行性能最好的機(jī)翼是:梯形翼:三角翼:后掠翼:平直機(jī)翼飛機(jī)迎角小于臨界迎角,迎角增大,升力系數(shù);飛機(jī)迎角大于臨界迎角,迎角增大,升力系數(shù)。

:減小、增大:增大、減小:增大、增大:減小、減小臨界迎角是:最大上升率對應(yīng)的迎角:最大升力系數(shù)對應(yīng)的迎角:最大上升角對應(yīng)的迎角:最大升阻比對應(yīng)的迎角飛機(jī)離地面高度時(shí),地面效應(yīng)的影響開頭表達(dá)出來。

:低于兩個(gè)翼展:低于一個(gè)翼展:低于半個(gè)翼展:低于三個(gè)翼展有利迎角是:最大氣動(dòng)效率對應(yīng)的迎角:最大升力系數(shù)對應(yīng)的迎角:最小阻力系數(shù)對應(yīng)的迎角:最大升阻比對應(yīng)的迎角放下襟翼,飛機(jī)的升力將:減小:先減小后增加:不變:增大放下襟翼,飛機(jī)的阻力將:不變:增大:減小:先增大后減小增升效率最好的襟翼是:富勒襟翼:開縫襟翼:簡潔襟翼:分裂襟翼簡潔襟翼靠來增大升力系數(shù)。

:增大機(jī)翼面積:增大機(jī)翼臨界迎角:增大機(jī)翼彎度:延緩上外表氣流分別開縫襟翼靠來增大升力系數(shù)。

:增大機(jī)翼彎度:增大機(jī)翼面積:增大機(jī)翼彎度和增大上翼面氣流速度:延緩氣流分別前緣縫翼用來:增大著陸飛行時(shí)阻力:增大巡航飛行時(shí)的升阻比:增大巡航飛行時(shí)的升力:延遲大迎角飛行時(shí)的氣流分別,增大臨界迎角簡答解釋迎角的含義相對氣流方向與翼弦之間的夾角,稱為迎角。

說明流線、流管、流線譜的特點(diǎn)。

流線的特點(diǎn):該曲線上每一點(diǎn)的流體微團(tuán)速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。

流線每點(diǎn)上的流體微團(tuán)只有一個(gè)運(yùn)動(dòng)方向。

流線不行能相交,不行能分叉。

流管的特點(diǎn):流管外表是由流線所圍成,因此流體不能穿出或穿入流管外表。

這樣,流管好像剛體管壁一樣把流體運(yùn)動(dòng)局限在流管之內(nèi)或流管之外。

流線譜的特點(diǎn):流線譜的形狀與流淌速度無關(guān)。

物體形狀不同,空氣流過物體的流線譜不同。

物體與相對氣流的相對位置〔迎角〕不同,空氣流過物體的流線譜不同。

氣流受阻,流管擴(kuò)張變粗,氣流流過物體外凸處或受擠壓,流管收縮變細(xì)。

氣流流過物體時(shí),在物體的后部都要形成渦流區(qū)。

利用連續(xù)性定理說明流管截面積變化與氣流速度變化的關(guān)系。

當(dāng)流體流過流管時(shí),在同一時(shí)間流過流管任意截面的流體質(zhì)量始終相等。

因此,當(dāng)流管橫截面積減小時(shí),流管收縮,流速增大;當(dāng)流管橫截面積增大時(shí),流管擴(kuò)張,流速增大。

說明伯努利方程中各項(xiàng)參數(shù)的物理意義。

并利用伯努利定理說明氣流速度變化與氣流壓強(qiáng)變化的關(guān)系。

動(dòng)壓,單位體積空氣所具有的動(dòng)能。

這是一種附加的壓力,是空氣在流淌中受阻,流速降低時(shí)產(chǎn)生的壓力。

靜壓,單位體積空氣所具有的壓力能。

在靜止的空氣中,靜壓等于當(dāng)時(shí)當(dāng)?shù)氐拇髿鈮骸?/p>

總壓〔全壓〕,它是動(dòng)壓和靜壓之和。

總壓可以理解為,氣流速度減小到零之點(diǎn)的靜壓。

氣流速度增加,動(dòng)壓增加,為了保持總壓不變,氣流壓強(qiáng)即靜壓必需減小。

解釋以下術(shù)語〔1〕升力系數(shù)〔2〕壓力中心〔1〕升力系數(shù)與機(jī)翼形狀、機(jī)翼壓力分布有關(guān),它綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對飛機(jī)升力的影響。

〔2〕機(jī)翼升力的著力點(diǎn),稱為壓力中心。

機(jī)翼的升力是如何產(chǎn)生的利用翼型的壓力分布圖說明翼型各局部對升力的奉獻(xiàn)。

在機(jī)翼上外表的壓強(qiáng)低于大氣壓,對機(jī)翼產(chǎn)生吸力;在機(jī)翼下外表的壓強(qiáng)高于大氣壓,對機(jī)翼產(chǎn)生壓力。

由上下外表的壓力差,產(chǎn)生了垂直于〔遠(yuǎn)前方〕相對氣流方向的重量,就是升力。

機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠機(jī)翼上外表吸力的作用,尤其是上外表的前段,而不是主要靠下外表正壓的作用。

寫出飛機(jī)的升力公式,并說明公式各個(gè)參數(shù)的物理意義。

飛機(jī)的升力系數(shù),飛機(jī)的飛行動(dòng)壓,機(jī)翼的面積。

解釋以下術(shù)語〔1〕阻力系數(shù)〔2〕分別點(diǎn)〔1〕阻力系數(shù)與機(jī)翼形狀、機(jī)翼壓力分布有關(guān),它綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對飛機(jī)阻力的影響。

〔2〕附面層內(nèi)的氣流發(fā)生倒流,開頭脫離物體外表的點(diǎn)稱為分別點(diǎn)。

附面層是如何形成的附面層內(nèi)沿物面的法線方向氣流的速度和壓強(qiáng)變化各有何特點(diǎn)空氣流過機(jī)翼時(shí),由于空氣本身具有粘性,導(dǎo)致緊貼機(jī)翼外表的一層空氣的速度恒等于零,同時(shí)該層空氣又作用于其上一層空氣并使其減速。

機(jī)翼外表對空氣的影響由于粘性的作用就這樣一層一層傳遞開去并慢慢減弱為零,從而形成的很薄的空氣流淌層,就好像粘在機(jī)翼表面一樣。

附面層內(nèi),沿機(jī)翼物面的法線方向,氣流速度從物面處速度為零慢慢增加到99%主流速度,并且速度呈拋物線型分布;而氣流壓強(qiáng)不發(fā)生變化,等于法線方向的主流壓強(qiáng)。

附面層氣流分別是如何產(chǎn)生的渦流區(qū)的壓強(qiáng)有何特點(diǎn)附面層分別的內(nèi)因是空氣具有粘性,外因是物體外表彎曲形成的逆壓梯度。

在順壓梯度段,雖然附面層內(nèi)空氣粘性使氣流減速,但是順壓使得附面層內(nèi)氣流加速的影響更大,氣流照舊加速流淌;進(jìn)入逆壓梯度段以后,在粘性和逆壓共同作用下氣流減速并毀滅倒流。

倒流而上的氣流與順流而下的氣流相遇后,使附面層氣流拱起并脫離機(jī)翼外表被主流卷走,于是形成大的漩渦使附面層氣流產(chǎn)生分別。

渦流區(qū)內(nèi)各處的壓強(qiáng)幾乎相等,并且等于分別點(diǎn)的速度。

飛機(jī)的摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力是如何產(chǎn)生的由于緊貼飛機(jī)外表的空氣受到阻礙作用而流速降低到零,依據(jù)作用力與反作用力定律,飛機(jī)必定受到空氣的反作用。

這個(gè)反作用力與飛行方向相反,稱為摩擦阻力。

空氣與飛機(jī)的接觸面積越大,摩擦阻力越大;飛機(jī)外表粗糙度越大,摩擦阻力越大。

繞流飛機(jī)的氣流受粘性和逆壓梯度的影響,在機(jī)翼的后緣局部產(chǎn)生附面層分別,形成渦流區(qū),壓強(qiáng)降低;而在機(jī)翼前緣局部,氣流受阻壓強(qiáng)增大,這樣機(jī)翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差,從而產(chǎn)生壓差阻力。

飛機(jī)飛行時(shí),迎角越大,氣流分別點(diǎn)越靠前,壓差阻力越大。

當(dāng)氣流流過飛機(jī)的各個(gè)部件結(jié)合部時(shí),如:機(jī)翼、機(jī)身;在結(jié)合部中段,由于機(jī)翼和機(jī)身外表都向外凸出,流管收縮,流速加快,壓強(qiáng)降低;在結(jié)合部后段,由于機(jī)翼和機(jī)身外表都向內(nèi)彎曲,流管擴(kuò)張,流速減小,壓強(qiáng)增大;導(dǎo)致結(jié)合部逆壓梯度增大,促使氣流分別點(diǎn)前移,渦流區(qū)擴(kuò)大,產(chǎn)生額外的干擾阻力。

結(jié)合部之間過渡越突兀,干擾阻力越大。

飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力是如何產(chǎn)生的由于翼尖渦的誘導(dǎo),導(dǎo)致氣流下洗,使得機(jī)翼產(chǎn)生的升力方向向后偏移。

升力在平行于相對氣流方向的重量,起著阻礙飛機(jī)前進(jìn)的作用,這就是誘導(dǎo)阻力。

寫出飛機(jī)的阻力公式,并說明公式各個(gè)參數(shù)的物理意義。

飛機(jī)的阻力系數(shù),飛機(jī)的飛行動(dòng)壓,機(jī)翼的面積。

解釋以下術(shù)語〔1〕最小阻力迎角〔2〕臨界迎角〔3〕升阻比〔1〕在飛機(jī)的升阻比曲線中,當(dāng)升阻比到達(dá)最大值時(shí)所對應(yīng)的迎角稱為最小阻力迎角。

〔2〕在飛機(jī)的升力系數(shù)曲線中,當(dāng)升力系數(shù)到達(dá)最大值時(shí)所對應(yīng)的迎角稱為臨界迎角。

〔3〕相同迎角下,飛機(jī)的升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。

簡述升阻比隨迎角變化的規(guī)律。

從零升迎角到最小阻力迎角,升力增加較快,阻力增加緩慢,因此升阻比增大。

在最小阻力迎角處,升阻比最大。

從最小阻力迎角到臨界迎角,升力增加緩慢,阻力增加較快,因此升阻比減小。

超過接近迎角,壓差阻力急劇增大,升阻比急劇減小。

地面效應(yīng)是如何影響飛機(jī)的氣動(dòng)性能的飛機(jī)貼近地面飛行時(shí),流經(jīng)機(jī)翼下外表的氣流受到地面的阻滯,流速減慢,壓強(qiáng)增大,形成所謂的氣墊現(xiàn)象;而且地面的阻滯,使原來從下翼面流過的一局部氣流改道從上翼面流過,是上翼面前段的氣流加速,壓強(qiáng)降低,于是上下翼面的壓強(qiáng)差增大,升力系數(shù)增大。

同時(shí),由于地面的作用,使流過機(jī)翼的氣流下洗減弱,下洗角減小,誘導(dǎo)阻力減小,使飛機(jī)阻力系數(shù)減小。

另外,由于地面效應(yīng)使下洗角減小,水平尾翼的有效迎角增大負(fù)迎角確定值減小,平尾產(chǎn)生向上的附加升力,對飛機(jī)重心形成附加的下俯力矩。

畫出飛機(jī)的升力系數(shù)曲線。

說明升力系數(shù)隨迎角變化的緣由。

當(dāng)迎角小于臨界迎角時(shí),升力系數(shù)隨迎角增大而增大。

當(dāng)迎角等于臨界迎角時(shí),升力系數(shù)到達(dá)最大。

當(dāng)迎角小于臨界迎角時(shí),升力系數(shù)隨迎角的增大而減小,進(jìn)入失速區(qū)。

畫出飛機(jī)的阻力系數(shù)曲線。

說明阻力系數(shù)隨迎角變化的緣由。

在中小迎角范圍,阻力系數(shù)隨迎角增大而緩慢增大,飛機(jī)阻力主要為摩擦阻力。

在迎角較大時(shí),阻力系數(shù)隨迎角增大而較快增大,飛機(jī)阻力主要為壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。

在接近或超過接近迎角時(shí),阻力系數(shù)隨迎角的增大而急劇增大,飛機(jī)阻力主要為壓差阻力。

畫出飛機(jī)的極曲線,并在曲線上注明主要的氣