填空題（每空0.5分）.絕熱指數卜（或Y）與氣體種類有關，也和氣體溫度有關。2,靜止的真實流體，作用在其上的表面力有 法向力 ，運動的理想流體，作用在其上的表面力有法TOC\o"1-5"\h\z向力；運動的真實流體，表面力有 法向力和切向力 。 1 一 一13,低速定常理想流體的貝努利方程（沿流線）為 p+-pV2=const,式中P稱為靜壓， 一pV22 2稱為動壓。速度為0的點稱為駐點。4,馬赫角Q的計算公式為SINQ=a/V或1/M,M越大，馬赫錐越細長。5,翼弦和無窮遠來流速度的夾角稱為攻角或迎角。6.在相同攻角下，增加翼型的彎度，升力系數增大，因為彎度增大，上翼面流速加快，壓強減小，使升力增加口。7,三維機翼在產生升力時伴隨產生的阻力叫誘導阻力，升力越大，它越大，展弦比越大，它越小.8,飛機作俯仰操縱時使用升降舵 來實現，飛機作滾轉操縱時使用副翼來實現。.飛機以等表速爬升時，隨著高度的增加，真空速將 不斷增大..QNH是為使高度表在跑道道面指示機場標高的高度表的零點撥正值。.理想的絕熱過程是指一定量的氣體在狀態(tài)變化時和外界無傳熱，氣體內部互不傳熱的狀態(tài)變化過程..音速是微弱擾動 的傳播速度。.超音速氣流流過內折壁面時，經過多次折轉偏轉e角要比一次偏轉e角好,熵增加得少，總壓損失小。.研究飛機的側向動穩(wěn)定性時，擾動消失后飛機的運動模態(tài)分為滾轉模態(tài)、飄擺模態(tài) 和盤旋下降模態(tài)。.在理想繞流時，作用在翼型上的氣動力的合力垂直于無窮遠來流速度 ，翼型只產生升力而不產生阻力 ，而粘性流體流經翼型表面時，不僅產生升力，而且產生阻力..飛機的展弦比九越大，升力線斜率Ca 越大 ，在相同迎角下的升力系數 越大。L.完全氣體指忽略分子本身體積及分子間相互作用力 的氣體..作用在流體上的力包括質量力和表面力。.在流動中流體微團的密度保持不變的流動稱為不可壓流..容易壓縮的流體中的音速比不易壓縮的流體的音速要小..理想超音速氣流流過一個二維的外鈍角，會在角頂產生一束膨脹波 ，流過一個二維的內折面，當折角不大時，會在折點處產生一道平面斜激波。.對于給定的來流馬赫數，壁面內折角e越大，產生的斜激波的激波斜角越大，但有一個e最大值，當壁面內折角e大于它時，產生的是 曲面激波。.低速飛機使用的翼型一般比較厚，最厚處靠前,高速飛機使用的翼型一般比較薄,最厚處比較靠后..零升攻角即升力為0 時的攻角，正彎度翼型的零升攻角 小于零。25,壓差阻力是由粘性造成的。26.翼型的臨界馬赫數與迎角有關，迎角越大，臨界馬赫數 越小,激波出現得越早,激波分離也越嚴重，分離區(qū)越大。27,飛機的靜穩(wěn)定性要靠穩(wěn)定力矩來保證，而動穩(wěn)定性則靠阻尼 力矩來保證..QFE是機場道面的大氣壓強..對于ISA+10的天氣，幾何高度為6000FT,則該點的氣壓高度 小于6000FT。.流動相似準則為幾何相似 、馬赫數相同、 雷諾數相同。.擾動在彈性介質中才能以波的形式傳播，在完全朔性介質中不能傳播..采用超臨界翼型是為了在飛行馬赫數M超過下臨界馬赫數時，在上翼面盡量不產生激波，或只產生

弱激波，以便減少波阻。.在迎角不變條件下，飛行速度增大一倍，升力增大4倍。.下單翼布局，干擾阻力大，上單翼布局，干擾阻力小。.飛機作協調轉彎時，要結合使用方向舵 操縱和副翼操縱.調整高度表小窗中的刻度數為QNH時，飛機停在道面上，高度表指示機場標高，在空中高度二、選擇題（每題1分）1、氣流流過拉瓦爾噴管，在流管喉部（D）A、M=1B、M>1C、M〈1 口、不能確定2、請你判斷,氣流流過物體表面時,其速度分布的剖面是下面兩種情況中哪一種？（D）（A） （B） （C） （D）3、放下襟翼時,飛機的極曲線將向（B）移動（A） （B） （C） （D）3、放下襟翼時,飛機的極曲線將向（B）移動A、右方B、右上方C、左方D、左上方4、采用超臨界翼型可以使飛機以比較高的馬赫數飛行，這是因為提高了口）A、臨界馬赫數以最大馬赫數5.飛機失速的根本原因是：B、阻力發(fā)散馬赫數D、飛行馬赫數D）A飛行速度過小 B飛行速度過大C遭遇陣風干擾 D飛機迎角超過臨界迎角6、使受擾動的飛機自動恢復平衡狀態(tài)的主要是飛機的 （C）A。A。穩(wěn)定力矩 B。阻尼力矩7、通過改變迎角,飛行員可以改變（BA升力、阻力、飛機重量C升力、速度、但不能控制阻力C。A和BD。以上都不對）B升力、阻力、速度D飛機重量、升力、但不能控制速度8、下列關于誘導阻力的說法中,不正確的是（C ）A、誘導阻力是三維機翼產生升力時伴隨產生的一種阻力B、二維機翼不會產生誘導阻力C、誘導阻力只有在粘性流體中才會產生，理想繞流不產生誘導阻力D、不產生升力時不會產生誘導阻力9、在臨界迎角狀態(tài)，飛機的（B）A升力最大 B升力系數最大C升力系數和阻力系數最大 D升阻比最大10.以下關于流體流過激波后的說法正確的是（C）A速度增大、熵增大、馬赫數增大、音速增大B速度增大、熵增大、馬赫數減小、音速增大C速度減小、熵增大、馬赫數減小、音速增大D速度減小、熵增大、馬赫數增大、音速減小11、氣體的狀態(tài)參數不包括下面哪一項？（C）A、壓強P B、密度「C、速度VD、溫度T12、飛機著陸過程中，其尾流結束是從:（B）A飛機進場后收油門至慢車位 B飛機接地后C飛機停止運動 D飛機收回擾流板并解除反推后13、飛機的方向穩(wěn)定力矩是（C）提供的.A、后掠角 B、方向舵C、垂直尾翼 D、升降舵

14.下列屬于增升裝置的有（A）A、前緣縫翼 B、翼尖小翼C、副翼 D、配平片15、連續(xù)方程是（D ）在流體力學中的體現A.動量守恒定律 B.能量守恒定律區(qū)牛頓第二定律 D。質量守恒定律16、下列關于音速的說法中，不正確的是（D）A、音速是微弱擾動的傳播速度 B、不可壓流中音速趨于無窮大C、音速不是氣體微團本身的移動速度 D、強擾動的傳播速度低于音速17、連續(xù)方程是（D）在流體力學中的體現A。動量守恒定律 B.能量守恒定律心牛頓第二定律 D.質量守恒定律18、臨界馬赫數是指：（D）A上翼面出現激波時的來流馬赫數B上翼面出現局部超音速區(qū)時的來流馬赫數C飛機產生高速振動時的來流馬赫數D上翼面低壓力點達到音速時的來流馬赫數19、飛機采用超臨界翼型提高了（A）A、A、阻力發(fā)散馬赫數C、A和B20、一般飛機的極曲線是（CA、m和CB、m和C21、增升裝置的主要作用是:（BB、下臨界馬赫數D、A和B都不是）的關系曲線。C、CD和CL D、P和V） DLA增大最大升阻比 B增大最大升力 C增大阻力 口增大臨界迎角22、飛機受到縱向擾動后，（AB）在擾動消失后的最初階段按短周期運動規(guī)律迅速變化，到了擾動運動的后一階段，主要表現為（CD）按長周期運動規(guī)律緩慢變化。（多選題，3分）人、迎角B、俯仰角速度C、飛行速度 D、軌跡升降角23、保持相同迎角平飛,隨著飛行高度增加：（C）A真空速增大，指示空速也增大A真空速增大，指示空速也增大C真空速增大，指示空速不變

24、下列關于附面層說法中錯誤的是（A附面層的邊界是流線C雷諾數越大，附面層的厚度越小25、對于橢圓形直機翼,剖面升力系數A、各剖面相同B、翼根最大

26、飛機的方向靜穩(wěn)定力矩主要是由（CB真空速不變，指示空速增大D真空速不變，指示空速也減小A）B在附面層內伯努利方程不適用D在附面層內，沿物面法向壓強不變（A）心翼型中部最大 D、翼梢最大）產生的.A.機翼B.水平尾翼 C。垂直尾翼 D.方向舵1、M=2的理想超音速氣流流過下圖所示的翼展無限長平板翼型，攻角=2度，畫出流線及所產生的波系M=3

M=3解：解：2.飛機在某高度上以丫=60米/秒飛行，飛行高度上大氣壓強85000帕，大氣密度1.1千克/立方米，求飛機2.周圍最大壓強點的壓強？85000解：T==解：T=Rp 287.06x1.1M=V/a=M/、KRT=60/；1.4x287.06x269=0.18=P+pJ2A=85000+1.1x60x602=86980帕3。已知氣壓高度九二31000英尺，環(huán)境溫度為ISA-5℃，某飛機在該高度上平飛，飛行馬赫數兇二0.7,機翼面積S=980平方英尺，升力系數為0.6，試計算：W①.飛行速度；②。飛機的升力解：.由h=31000ft，查表得T=—46。4，6=0。2837p06.溫度T=T-5=273。15-46。4—5=221。75°K,6=0.7696,Q=-=0.3686,p=pxo=1。225X0 6 00.3686=0.4515kg/m3。.音速a=-kRTT=J1.4x287.06x221.75=299m/sV=299*0.7=209m/s.機翼面積S=980平方英尺=91平方米；1.L=_pV2CS=0。5X0。4515X209X209X0。6X91=538409牛2L4。試推導定常理想絕熱流的伯努利方程。解：由定常理想流的動量方程dP+PVV=0得:TOC\o"1-5"\h\zdp/p+VdV=0 （1）又定常理想絕熱流是等熵流，有Pppk=C\o"CurrentDocument"dp=Ckpk一idp (2)代入（1）式得：Ckpk-2dp+VdV=0Ck V2 dpk-1+d( )—0k-1 2Ckd( pk-1+k-1Ck V2 pk-1+ ―constk-1 2代入C—P/Pk得:kPV2 + ―constk-1p2求喉部靜壓,出口產5。超音速風洞高壓氣罐內的壓力為10000百帕，出口M=2,風洞外部氣壓為900百帕，生什么波?求喉部靜壓,出口產解：喉部M=1 Pt=10000喉部靜壓P― 10000 —5283百帕U+0.2M2聲出口M=2。8出口靜壓P—十一10000\—1278百帕U+0.2義22戶51278>900外部大氣壓產生膨脹波（完整）中國民航大學簡明空氣動力學k6.證明飛機平飛時重量W=-P5M2CS,式中長一絕熱指數，M-飛機飛行馬赫數，S-機翼面積，P—海平TOC\o"1-5"\h\z20 L 0面標準大氣壓強。（6分）證明：1 1PW=L=pV2CS=pM2a2CS=pM2k—CSL2 L2pLkP k=_p—M2CS=-P5M2CS20PL20L07.飛機在某高度上以馬赫數兇二0.8勻速平飛，該