1、流場：運動流體所占據(jù)的空間。非（定）常流動：流線的形狀和位置（不）隨時間變化的流動。流線：在穩(wěn)定流動中，流場中每點都與速度矢量相切的曲線。跡線：流體微團在流場中的運動的軌跡。流管：通過流場中任一閉合曲線 C（不是流線且包含流量）上各點作流線，由這些流線所圍成的管子。流譜：由許多流線及渦線組成的反映流體流動全貌的圖形。全壓：靜壓（ P）與動壓 (PV2/2) 之和。粘性流體：有粘性的實際流體。理想流體：粘性系數(shù)等于零的流體。附面層：流體繞固態(tài)物體流動時在緊挨著物體壁面附近形成的粘性流體薄層。轉(zhuǎn)捩點：層流附面層與紊流附面層之間有一個過渡區(qū)，通常把它看成是一點。分離點：附面層氣流開始離開翼面的點。相

2、對彎度：最大弧高中的弧度與弦長的比。相對厚度：翼型的最大厚度與弦長的比。展弦比：展長與平均弦長之比。根尖比：翼根弦長與翼尖弦長之比。后掠角：機翼上有代表性的等百分弦線（如：前緣線、1/4 弦線、后緣線）在的投影與 OZ 軸之間的夾角。迎角：翼弦與相對氣流方向之間的夾角。壓力中心：機翼升力的作用點（升力作用線與翼弦的交點）。壓力系數(shù)：剩余壓力與遠前方氣流動壓之比。剩余壓力：氣流靜壓與大氣壓力之差。XOZ平面上臨界迎角：升力系數(shù)最大的迎角。零升迎角：升力系數(shù)等于零的迎角。升力系數(shù)斜率：增加單位迎角時的升力系數(shù)的增量。摩擦阻力：氣流與飛機表面發(fā)生摩擦形成的阻力。壓差阻力：由于空氣粘性作用導致機翼前后

3、壓力不等而形成的阻力。誘導阻力：由升力誘導而產(chǎn)生的阻力。翼尖渦：由于空氣的粘性作用及旋渦的相互作用，旋渦面在翼后不遠處卷成兩個大渦索。側(cè)滑：飛機對稱面同相對氣流方向不一致的飛行。側(cè)滑角：相對氣流方向同飛機對稱面之間的夾角。升阻比：同一迎角下升力與阻力的比值?？偪諝鈩恿Γ猴w機升力和阻力的合力。有利迎角：升阻比最大的迎角。飛機極線： 橫坐標表示阻力系數(shù)，縱坐標表示升力系數(shù)， 迎角為參變量，把升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角變化的規(guī)律用一條曲線表示出來，這條曲線叫做飛機極線。地面效應： 飛機在起飛、 著陸或貼近地面飛行時， 由于流經(jīng)飛機的氣流受到地面的影響，致使飛機的空氣動力發(fā)生變化的現(xiàn)象。翼根效應：在低速

4、條件下，前段流管變粗，流速增加不多，壓力降低不多，即吸力減?。缓蠖瘟鞴茏兗殻魉偌涌?，吸力增大，與此同時，因流管最細的位置后移，使最低壓力點位置向后移動。翼尖效應： 因翼尖外側(cè)的氣流徑直地向后流去， 而翼尖部分上表面前段流線向外偏斜， 故流管收縮變細，流速增加得多，壓力減小得多，即吸力增大；在后段因流線向內(nèi)偏斜，故流管擴張變粗，流速減慢，吸力減小，與此同時，因流管最細的位置前移，故最低壓力點向前移動?？諝獾膲嚎s性：指空氣的體積或密度在壓力或溫度變化時可以改變的特性。音速：音波的傳播速度。飛行 M 數(shù)：飛行速度與飛機所在高度的音速的比值。激波角：波前氣流方向與斜激波的夾角。臨界 M 數(shù)：當飛行速

5、度增大到某一速度時，翼型表面最低壓力點的氣流速度等于該點的音速，此時的飛行 M 數(shù)即為臨界 M 數(shù)。亞音速前緣：空氣流過后掠翼或三角翼，來流相對于前緣的垂直分速小于音速時的前緣。超音速前緣：空氣流過后掠翼或三角翼，來流相對于前緣的垂直分速大于音速時的前緣。激波阻力（波阻） ：超音速氣流流過平板時，出現(xiàn)膨脹波和激波而產(chǎn)生的阻力。邊條翼：由中等后掠角、中等展弦比的基本翼和位于翼根前部的大后掠角、小展弦比、 尖前緣的邊條組成的機翼。變后掠翼：機翼后掠角在飛行中可以改變的機翼。鴨式布局：機翼前緣配置有小翼的飛機。無尾布局：采用沒有水平尾翼的氣動力布局的形式。三翼面：飛機同時具有鴨面、機翼和平尾的布局。

6、簡答題一、何為流譜？二維流譜有什么特點？流譜：由許多流線及渦線組成的反映流體流動全貌的圖形。特點：1、 在低速氣流中，流譜的形狀是由物體的剖面形狀和物體在氣流中的關系位置共同決定的；2、 物體表面凸起的地方，兩條流線之間的距離縮小，說明流管變細； 氣流受到阻擋的地方，流管變粗；3、 渦流區(qū)的大小取決于物體的剖面形狀及物體在相對氣流中的關系位置。二、說明氣體伯努利方程的物理意義和使用條件物理意義：空氣在低速一維定常流動中，同一流管的各個截面上，靜壓與動壓之和都相等。使用條件：1、 不可壓縮的2、 理想流體3、 一維定常流動三、畫圖分析附面層分離的原因E 最低壓力點S 分離點E 點為最低壓力點，S

7、 點為分離點。在E 點之前為順壓梯度，E 點之后為逆壓梯度。在順壓梯度段，附面層底層的空氣在順壓的作用下加速，但由于摩擦的影響，速度增加不多； 在逆壓梯度段，附面層底層的空氣會受到摩擦和逆壓的雙重作用，速度減小很快，及至一點時，非常貼近機翼表面的一層空氣流速減小為零。過 S 點再往后，附面層底層的空氣在逆壓的繼續(xù)作用下， 開始倒流。 倒流而上的空氣與順流而下的空氣相遇， 使附面層空氣拱起而脫離翼面。四、何為連續(xù)介質(zhì)假設？為什么要作此假設？連續(xù)介質(zhì)假設：把空氣看成是由空氣微團組成的沒有間隙的連續(xù)體。作用：有了這個假設，我們就可以把空氣的壓強、密度、溫度、速度等狀態(tài)參數(shù)看作是空間坐標及時間的連續(xù)函

8、數(shù)，便于用數(shù)學工具分析研究氣流的力學問題。五、寫出阻力公式，說明阻力系數(shù)的物理意義，以及影響阻力大小的因素有哪些？X=CxS V2/2阻力系數(shù)的物理意義：阻力系數(shù)綜合表達了迎角、飛機形狀（含機翼形狀、機身形狀、尾翼形狀、外掛物形狀及組合情況）和飛機表面光滑程度等因素對阻力的影響。因素：阻力的大小取決于阻力系數(shù)、相對氣流動壓、機翼面積的大小。六、寫出M 數(shù)劃分氣流速度范圍的尺度。低速飛行： M<0.3亞音速飛行： 0.3<=M<0.8跨音速飛行： 0.8<=M<1.4超音速飛行： 1.4<=M<5.0高超音速飛行：M>5.0七、畫出飛機極線示意圖，

9、說明其用途。C【y】161880C【x】用途：1、 可查出該型飛機的零升迎角、臨界迎角、有利迎角及其對應的升力系數(shù)、阻力系數(shù)值；2、 可看出升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角的變化規(guī)律；3、 同升力系數(shù)曲線聯(lián)合使用，可查出各迎角的升力系數(shù)、阻力系數(shù)；4、 可求出各迎角的總空氣動力系數(shù)，看出各迎角空氣動力的方向。八、大迎角下后掠翼翼尖為什么先失速？一方面， 在機翼上表面的一根部分， 因翼根效應， 平均吸力減??； 在機翼上表面的翼尖部分，因翼尖效應， 平均吸力較大。 于是沿翼展方向存在壓力差， 這個壓力差促使附面層內(nèi)的空氣向翼尖方向流動，致使翼尖部分的附面層變厚，容易產(chǎn)生氣流分離；另一方面，由于翼尖

10、效應，在翼尖部分上表面的最低壓力點處，流管更細，吸力更大，而在上表面后緣部分，流管變化不大， 吸力變化較小。 于是翼尖上表面的后緣部分與最低壓力點之間的逆壓梯度增大，增強了附面層內(nèi)空氣向前倒流的趨勢，容易形成氣流分離。由于這兩個原因， 當迎角增大到一定程度后， 后掠翼的翼尖部分就會首先產(chǎn)生嚴重的氣流分離。九、畫出升力系數(shù)曲線示意圖，從曲線上可以看出什么？C【 y】(cr)/Cymax(bf)(0)01、在臨界迎角以前，升力系數(shù)隨迎角的增大而增加；2、在臨界迎角以后，升力系數(shù)隨迎角的增大而降低；3、在抖動迎角以前，升力系數(shù)隨迎角呈線性變化；4、在臨界迎角時，升力系數(shù)達到最大值。十、什么叫飛機極線

11、？飛機極線有何作用？飛機極線： 橫坐標表示阻力系數(shù)，縱坐標表示升力系數(shù)， 迎角為參變量，把升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角變化的規(guī)律用一條曲線表示出來，這條曲線叫做飛機極線。用途：1、 可查出該型飛機的零升迎角、臨界迎角、有利迎角及其對應的升力系數(shù)、阻力系數(shù)值；2、 可看出升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角的變化規(guī)律；3、 同升力系數(shù)曲線聯(lián)合使用，可查出各迎角的升力系數(shù)、阻力系數(shù)；4、 可求出各迎角的總空氣動力系數(shù)，看出各迎角空氣動力的方向。十一、何為地面效應？飛機貼近地面飛行時，空氣動力特性有什么變化？地面效應： 飛機在起飛、 著陸或貼近地面飛行時， 由于流經(jīng)飛機的氣流受到地面的影響，致使飛機的空氣動

12、力發(fā)生變化的現(xiàn)象。1、 各迎角下的升力系數(shù)普遍增大；2、 臨界迎角減小；3、 最大升力系數(shù)降低十二、翼型局部激波是怎樣產(chǎn)生的？又是怎樣發(fā)展的？產(chǎn)生：當飛行 M 數(shù)大于臨界M 數(shù)時，機翼上表面首先出現(xiàn)等音速點。如繼續(xù)增大飛行M 數(shù)，等音速點的后面流管擴張，氣流膨脹加速， 出現(xiàn)局部超音速區(qū)。 在超音速區(qū)內(nèi)壓強下降， 比大氣壓強小得多， 但機翼后緣的壓強卻接近大氣壓強，這種較大的逆壓梯度，必然以較強的壓力波的形式， 逆著機翼表面的氣流向前傳播。由于是強壓力波， 故其傳播速度大于當?shù)匾羲?。又因為機翼表面的部分地區(qū)氣流速度已經(jīng)超過局部音速，所以，當壓力波傳到某一位置，其傳播速度等于迎面的局部超音速氣流速

13、度時，就不能再繼續(xù)前傳， 而穩(wěn)定在這一位置上，出現(xiàn)一壓強突增面，成為局部激波。發(fā)展：飛機以正迎角飛行，翼型上表面的局部流速比下表面大，所以，當飛行M 數(shù)超過臨界M 數(shù)后，翼型上表面首先出現(xiàn)范圍較小的局部超音區(qū)和強度較弱的局部激波；隨著飛行M 數(shù)的增大， 翼型上表面激波前沒有達到音速的點的速度增加到了音速，致使等音速點前移，同時超音速區(qū)內(nèi)的氣流速度超過音速更多，大于激波的傳播速度，迫使局部激波后移；飛行M數(shù)再增大，翼型下表面也出現(xiàn)了局部超音速區(qū)和局部激波，飛行M 數(shù)繼續(xù)增大，翼型上下表面的等音速線都前移，局部激波都后移，局部超音速區(qū)都擴大飛行M 數(shù)增大至接近1 時，上表面的局部激波也移到后緣，此時，翼型后緣出現(xiàn)兩道斜激波，飛行M 數(shù)大于 1 翼后，翼型前緣出現(xiàn)前緣激波，后緣激波更向后