空氣動(dòng)力學(xué)大題

1、空氣動(dòng)力學(xué)大題（2i什么是定常流以及什么是非常流？答：在流場(chǎng)中的任何一點(diǎn)處，流體微團(tuán)的流動(dòng)參數(shù)（速度、壓力、溫度、密度）隨時(shí)間變化為非定常流。在流場(chǎng)中的任何一點(diǎn)處，流體微團(tuán)的流動(dòng)參數(shù)（速度、壓力、溫度、密度）不隨時(shí)間變化為定常流。2同一流管：截面積大，流速小，壓力大。截面積小，流速大，壓力”衛(wèi)。3結(jié)合連續(xù)方程和伯努利方程可以得出結(jié)論：不可壓縮、理想流體定常流動(dòng)時(shí)，在管道剖面面積減小的地方，流速增大，流體的動(dòng)壓增大，靜壓減小。在管道剖面面積增大的地方，流速減小，流體的動(dòng)壓減小，靜壓增大。4附面層的特點(diǎn)附面層分為層流附面層和紊流附面層，層流在前，紊流在后。層流與紊流之間的過渡區(qū)稱為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。5摩擦阻

2、力由于緊貼飛機(jī)表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)作用力與反作用力定律，飛機(jī)必然受到空氣的反作用。這個(gè)反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。摩擦阻力是由于空氣有粘性而產(chǎn)生的阻力，存在于附面層內(nèi)。6減小摩擦阻力的措施采用層流翼型;附面層控制;保持機(jī)體表面的光滑清潔。盡可能減小飛機(jī)暴露在氣流中的表面面積，也有助于減小摩擦阻力。7壓差阻力是由處于流動(dòng)空氣中的物體的前后的壓力差，導(dǎo)致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力減小飛機(jī)上的壓差阻力的措施盡量減小飛機(jī)及各部件的迎風(fēng)面積。應(yīng)盡可能把暴露在氣流中的所有部件都做成流線型飛行時(shí)，除了氣動(dòng)部件外其他部件的軸線應(yīng)盡量與氣流方向平行。8飛機(jī)的各個(gè)部件，如機(jī)翼、

3、機(jī)身、尾翼的單獨(dú)阻力之和小于把它們組合成一個(gè)整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力減小干擾阻力的措施適當(dāng)安排各部件之間的相對(duì)位置。在部件結(jié)合處安裝整流罩。使結(jié)合部位光滑，減小流管的收縮和擴(kuò)張。9由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對(duì)氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力。增大機(jī)翼的展弦比;曾設(shè)翼尖小翼釆用梯形的機(jī)翼平面形狀10結(jié)論總阻力隨著速度增大，先增大后減小。誘導(dǎo)阻力是隨著飛行速度的提高而逐漸減小。廢阻力是隨著速度的增加而增大。11相對(duì)厚度大，可以得到較大的升力系數(shù)；加大翼型的彎度，可以提高最大升力系數(shù)12當(dāng)aa臨界，升力系數(shù)隨迎角的增

4、大而減小，進(jìn)入失速區(qū)。12壓力中心：機(jī)翼氣動(dòng)力合力的作用點(diǎn)。隨著迎角增大壓心前移。失速后壓心后移13相對(duì)厚度增加，最大升力系數(shù)增加，臨界迎角減小前緣半徑增加，臨界迎角增加。展弦比越高，最大升力系數(shù)越大，臨界迎角越小。平直機(jī)翼的最大升力系數(shù)更大，升力系數(shù)曲線斜率越大，臨界迎角越小。翼型前緣越光滑，最大升力系數(shù)越高，臨界迎角越大14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。在接近或超過臨近迎角時(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。15飛機(jī)的失速速度飛機(jī)重量增加失速速度也會(huì)

5、增加。提高最大升力系數(shù)可以減小失速速度。載荷系數(shù)越大，失速速度越大16壓力中心：作用在機(jī)翼上的氣動(dòng)合力的作用點(diǎn)。17收縮的流管可以使亞音速氣流加速，但卻得不到超音速氣流。為了使亞音速氣流加速到超音速，必須使用先收縮后擴(kuò)張的流管，這種形狀的流管叫拉瓦爾噴管18如果飛機(jī)飛行速度不斷提高，一直提高到在圓拱度最大的地方，其局部速度達(dá)到那里的局部音速，那么這時(shí)的飛機(jī)飛行速度就稱為臨界速度。與臨界速度相對(duì)應(yīng)的馬赫數(shù)就稱為臨界馬赫數(shù)。19因此攻角增大，臨界馬赫數(shù)將降低。反之，攻角減小，則臨界馬赫數(shù)提高。20如果飛機(jī)的飛行速度稍大于臨界速度，機(jī)翼上就會(huì)出現(xiàn)一個(gè)局部超音速區(qū)，而在超音速區(qū)后面仍為亞音速氣流。這樣

6、在超音速和亞音速流動(dòng)之間會(huì)產(chǎn)生一個(gè)正激波，使超音速氣流通過正激波減速增壓，以突變的形式轉(zhuǎn)變?yōu)閬喴羲贇饬鳎@個(gè)正激波稱為“局部激波”。21激波失速VS大迎角失速飛機(jī)大迎角失速是由于迎角過大造成的，出現(xiàn)在大迎角飛行時(shí)；飛機(jī)的激波失速是由于飛行速度過大造成的，出現(xiàn)在大速度飛行時(shí)22類型馬赫數(shù)機(jī)翼表面流場(chǎng)亞音速飛行Ma1.3超音速23后掠機(jī)翼的作用可以提高臨界馬赫數(shù);減小波阻;24縱軸OXt（滾轉(zhuǎn)軸）立軸OYt（偏航軸）橫軸OZt（俯仰軸）25巡航性能巡航速度;每千米耗油量最小的飛行速度航程;飛機(jī)在無(wú)風(fēng)和不加油的條件下，連續(xù)飛行耗盡可用燃油時(shí)飛行的水平距離航時(shí);飛機(jī)耗盡可用燃油時(shí)能持續(xù)飛行的時(shí)間26起

7、飛距離從開始滑跑到飛機(jī)越過安全高度時(shí)所經(jīng)過的水平距離。三個(gè)階段：起飛滑跑加速、拉起離地和上升到安全高度影響因素：起飛重量，發(fā)動(dòng)機(jī)推力，大氣條件，增升裝置的使用以及爬升角27增升裝置的原理改變機(jī)翼剖面形狀，加大翼型的彎度。增大機(jī)翼上下表面的壓強(qiáng)差，提高升力系數(shù)。增大機(jī)翼面積，從而增大升力系數(shù)?？刂茩C(jī)翼上的附面層，推遲機(jī)翼上表面氣流分離。提高臨界迎角值，提高升力系數(shù)28俯仰角e偏航角中滾轉(zhuǎn)角Y29飛機(jī)的穩(wěn)定性是指：飛機(jī)受到小擾動(dòng)（包括陣風(fēng)擾動(dòng)和操縱擾動(dòng)）后，偏離原平衡狀態(tài)，并在擾動(dòng)消失后，飛行員不給于任何操縱，飛機(jī)自動(dòng)恢復(fù)原平衡狀態(tài)（包括最初響應(yīng)一靜穩(wěn)定性問題，和最終響應(yīng)一動(dòng)穩(wěn)定性問題）的特性。3

8、0飛機(jī)受到擾動(dòng)，產(chǎn)生繞橫軸（OZt）的偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)迎角變大或者變小，擾動(dòng)消失后，不經(jīng)駕駛員操縱，飛機(jī)能自動(dòng)恢復(fù)到原飛行狀態(tài)的能力叫縱向穩(wěn)定性，也叫俯仰穩(wěn)定性。31飛機(jī)受到擾動(dòng)，產(chǎn)生繞縱軸（OXt）的滾轉(zhuǎn)，擾動(dòng)消失后，不經(jīng)駕駛員操縱，飛機(jī)能自動(dòng)恢復(fù)原飛行姿態(tài)的能力叫側(cè)向穩(wěn)定性，也稱為滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性。32飛機(jī)受到擾動(dòng)，產(chǎn)生繞立軸（OYt）的轉(zhuǎn)動(dòng)，擾動(dòng)消失后，不經(jīng)駕駛員操縱，飛機(jī)能自動(dòng)恢復(fù)原飛行姿態(tài)的能力叫方向穩(wěn)定性，也稱航向穩(wěn)定性33全機(jī)焦點(diǎn)：由于迎角的改變而引起的飛機(jī)氣動(dòng)升力增量的作用點(diǎn)。34飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的條件全機(jī)焦點(diǎn)位于重心之后（XFXW）:飛機(jī)是縱向靜穩(wěn)定的。全機(jī)焦點(diǎn)位于重心之前（XF全機(jī)焦點(diǎn)

9、位于重心之上（XF=XW）:飛機(jī)具有縱向中立靜穩(wěn)定性。35飛機(jī)的縱向動(dòng)穩(wěn)定性研究的是飛機(jī)受到擾動(dòng)后，恢復(fù)原飛行姿態(tài)的運(yùn)動(dòng)過程。36側(cè)滑角引起的力矩一一靜穩(wěn)定力矩滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)引起的力矩一一阻尼力矩副翼偏轉(zhuǎn)角引起的力矩一一操縱力矩37飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性的條件飛機(jī)受到擾動(dòng)，繞機(jī)體0X軸轉(zhuǎn)動(dòng)，產(chǎn)生了滾轉(zhuǎn)角Y,造成側(cè)滑時(shí)，如果由于側(cè)滑角引起的滾轉(zhuǎn)力矩與飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的方向相反，飛機(jī)就具有側(cè)向靜穩(wěn)定性機(jī)翼上下位置和垂尾也能夠使機(jī)翼產(chǎn)生側(cè)向穩(wěn)定力矩38飛機(jī)方向靜穩(wěn)定性的條件飛機(jī)具有方向靜穩(wěn)定性的條件，飛機(jī)受到擾動(dòng)繞0丫軸偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生側(cè)滑角B時(shí)，如果由于側(cè)滑角引起的偏航力矩力圖使飛機(jī)對(duì)準(zhǔn)來流，消除側(cè)滑角，飛機(jī)就具有方

10、向靜穩(wěn)定性。39飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性方向穩(wěn)定力矩主要是在飛機(jī)出現(xiàn)側(cè)滑時(shí)由垂尾產(chǎn)生的。40飛機(jī)方向靜穩(wěn)定性的其他因素上反角和后掠角的設(shè)計(jì)等也能夠使機(jī)翼產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩。上反角使側(cè)滑前翼迎角大，阻力大，從而產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩。41由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)引起的氣動(dòng)阻尼力矩中，機(jī)翼起主要作用；由偏航運(yùn)動(dòng)引起的氣動(dòng)阻尼力矩中，垂直尾翼起主要作用。42交叉力矩是指由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)引起的偏航力矩和由偏航運(yùn)動(dòng)引起的滾轉(zhuǎn)力矩。右滾一右機(jī)翼迎角增大，阻力增大一向右偏轉(zhuǎn)的偏航力矩。右滾垂尾產(chǎn)生向左側(cè)的氣動(dòng)力向右偏轉(zhuǎn)的偏航力矩。左偏航垂尾產(chǎn)生向左的氣動(dòng)力向左橫滾的滾轉(zhuǎn)力矩。左偏航左機(jī)翼升力減小，右機(jī)翼升力增一一向左的橫滾滾轉(zhuǎn)力矩。43在荷

11、蘭滾中，飛機(jī)的側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角和偏航角的量級(jí)相同，而滾轉(zhuǎn)、偏航運(yùn)動(dòng)的速度較小。各運(yùn)動(dòng)參數(shù)都隨時(shí)間按振蕩方式周期變化，形成飛機(jī)一面來回滾轉(zhuǎn)，一面左右偏航，同時(shí)帶有側(cè)滑的振蕩運(yùn)動(dòng)。44又把飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性統(tǒng)稱為橫側(cè)向靜穩(wěn)定性。45側(cè)向靜穩(wěn)定性機(jī)翼上反角和后掠角。方向靜穩(wěn)定性一一垂尾面積及到飛機(jī)重心的力臂。偏航阻尼一一用在大型高速運(yùn)輸機(jī)上，防止荷蘭滾46飛機(jī)的縱向操縱性是指飛行員操縱駕駛盤偏轉(zhuǎn)升降舵后，飛機(jī)繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)而改變其迎角等飛行狀態(tài)的特性。47飛機(jī)的橫側(cè)操縱性是指飛行員操縱副翼以后，飛機(jī)繞縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)而改變其滾轉(zhuǎn)角速度、坡度等飛行狀態(tài)的特性。48飛機(jī)的方向操縱性是指飛行員操縱方向舵以

12、后，飛機(jī)繞立軸偏轉(zhuǎn)而改變其側(cè)滑角等飛行狀態(tài)的特性。49飛機(jī)的縱向操縱性飛機(jī)的縱向操縱是指飛機(jī)繞橫軸的俯仰操縱。它是通過向前或向后推拉駕駛桿，使升降舵向下或向上偏轉(zhuǎn)，來實(shí)現(xiàn)飛機(jī)縱向操縱的目的。50飛機(jī)的重心前限重心前移，飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性提高，操縱性能變壞，縱向平衡變差。從飛機(jī)縱向平衡和縱向操縱性能的要求對(duì)飛機(jī)重心最靠前的位置進(jìn)行了限制。飛機(jī)重心后限重心后移，飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性減小，飛機(jī)對(duì)操縱的反應(yīng)變靈敏。從飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性和操縱靈敏度的要求對(duì)飛機(jī)重心最靠后的位置進(jìn)行了限制51飛機(jī)的側(cè)向操縱是指飛機(jī)繞縱軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。駕駛員通過向左或向右操縱駕駛桿來進(jìn)行飛機(jī)的側(cè)向操縱。52擾流板工作原理和作用擾流

13、板一般安裝在機(jī)翼下表面或上表面的襟翼之前，當(dāng)副翼向上偏轉(zhuǎn)到一定角度時(shí)，聯(lián)動(dòng)機(jī)構(gòu)就起作用而將擾流板打開。當(dāng)副翼繼續(xù)偏轉(zhuǎn)到某一角度時(shí)，擾流板就全部豎立在氣流中。它全開時(shí)的最大高度，接近于該處的附面層厚度。有利于改善飛機(jī)的橫側(cè)操縱性能，或在飛行中使飛機(jī)減速，而且能提高飛機(jī)的起落性能。53飛機(jī)的方向操縱方向舵安裝在垂直尾翼上的操縱面。規(guī)定當(dāng)方向舵后緣向右偏轉(zhuǎn)時(shí)（右偏航），dy為正值蹬右舵方向舵后緣右偏向左的側(cè)向力機(jī)頭向右偏54飛機(jī)主操縱面上的附設(shè)裝置主操縱面升降舵俯仰操縱副翼滾轉(zhuǎn)操縱方向舵偏航操縱1升力、阻力各自的概念及產(chǎn)生的原因？答：克服飛機(jī)的重力把飛機(jī)托舉在空中的力叫做升力，飛機(jī)的升力主要是由機(jī)翼

14、來產(chǎn)生的，氣流流過機(jī)翼表面時(shí)，在機(jī)翼上、下表面形成的壓力差產(chǎn)生了升力。阻力是與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡平行，與飛行速度方向相反的力，阻力阻礙飛機(jī)的飛行。阻力是由：摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力、誘導(dǎo)阻力共同產(chǎn)生的。2層流附面層和紊流附面層的概念，以及轉(zhuǎn)悷產(chǎn)生的原因？答：氣流流過機(jī)體表面時(shí)，在前段附面層內(nèi)，流體微團(tuán)層次分明地沿機(jī)體表面向后流動(dòng)，上下各層之間的微團(tuán)相互不混淆，這就是層流附面層。后段附面層，氣體微團(tuán)除了向前流動(dòng)外，還上下亂竄、互相摻和，已經(jīng)分不清流動(dòng)的層次了，這就形成了紊流附面層。轉(zhuǎn)悷產(chǎn)生的原因：氣流流過機(jī)體表面的距離越長(zhǎng)，附面層越厚。機(jī)體表面過于粗糙、凹凸不平。3影響升力和阻力的因素？答：升力公

15、式：阻力公式：據(jù)公式可知影響升力和阻力的因素有：(1)空氣密度、飛行速度和機(jī)翼面積；(2)升力系數(shù)和阻力系數(shù)。4影響升力系數(shù)和阻力系數(shù)的因素有哪些？答：機(jī)翼的形狀(機(jī)翼翼型、機(jī)翼平面形狀)和迎角的大小都影響著升力系數(shù)和阻力系數(shù)。其中，增大翼型相對(duì)厚度和彎度可以提高升力系數(shù)，迎角增加，升力系數(shù)和阻力系數(shù)都會(huì)增加。5臨界迎角和飛機(jī)失速概念及影響因素對(duì)應(yīng)最大升力系數(shù)的迎角叫臨界迎角，也叫失速迎角。當(dāng)迎角大于臨界迎角時(shí)，升力系數(shù)急劇下降，阻力系數(shù)急劇增加，這種現(xiàn)象就叫做失速。有關(guān)飛機(jī)失速的結(jié)論:(1)飛機(jī)重量增加失速速度也會(huì)增加。(2)提高最大升力系數(shù)可以減小失速速度。(3)載荷系數(shù)越大，失速速度越大

16、。6臨界馬赫數(shù)及臨界速度的概念？飛機(jī)飛行時(shí)，流過機(jī)翼表面各處的氣流速度并不等于飛機(jī)的飛行速度，隨著飛機(jī)飛行速度的不斷提高，該點(diǎn)處的局部氣流速度越來越高，局部音速越來越低，局部馬赫數(shù)也越來越大，當(dāng)局部馬赫數(shù)達(dá)到了1,形成了等音速點(diǎn)。此時(shí)，飛機(jī)飛行的馬赫數(shù)就叫臨界馬赫數(shù)，飛機(jī)飛行的速度就叫做臨界速度。7高速飛機(jī)的氣動(dòng)外形特點(diǎn)？釆用薄翼型、有后掠機(jī)翼、釆用小展弦比機(jī)翼、有渦流發(fā)生器和翼刀。8増升原理和増升裝置分別是什么？(1)改變改變機(jī)翼剖面形狀,加大翼型的彎度。增大機(jī)翼上下表面的壓強(qiáng)差,提高升力系數(shù)。(2)增大機(jī)翼面積，從而增大升力系數(shù)。(3控制機(jī)翼上的附面層,推遲機(jī)翼上表面氣流分離。這些増升方法的原理是：提高臨界迎角值,提高升力系數(shù)。増升裝置：后緣襟翼,前緣襟翼,前緣縫翼以及控制附面層的増升裝置。9影響飛機(jī)縱向穩(wěn)定性的因素：(1)握桿和松桿；(2)飛機(jī)實(shí)用重心和飛機(jī)焦點(diǎn)位置的變化。10.橫側(cè)向擾動(dòng)