空氣動力學大題（2）1什么是定常流以及什么是非常流？答：在流場中的任何一點處，流體微團的流動參數（速度、壓力、溫度、密度）隨時間變化為非定常流。在流場中的任何一點處，流體微團的流動參數（速度、壓力、溫度、密度）不隨時間變化為定常流。2同一流管：截面積大，流速小，壓力大。截面積小，流速大，壓力小.。3結合連續方程和伯努利方程可以得出結論：不可壓縮、理想流體定常流動時，在管道剖面面積減小的地方，流速增大，流體的動壓增大，靜壓減小。在管道剖面面積增大的地方，流速減小，流體的動壓減小，靜壓增大。4附面層的特點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稱為轉捩點。5摩擦阻力由于緊貼飛機表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據作用力與反作用力定律，飛機必然受到空氣的反作用。這個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生的阻力，存在于附面層內。6減小摩擦阻力的措施采用層流翼型;附面層控制;保持機體表面的光滑清潔。盡可能減小飛機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空氣中的物體的前后的壓力差，導致氣流附面層分離，從而產生的阻力減小飛機上的壓差阻力的措施盡量減小飛機及各部件的迎風面積。應盡可能把暴露在氣流中的所有部件都做成流線型飛行時，除了氣動部件外其他部件的軸線應盡量與氣流方向平行。8飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼的單獨阻力之和小于把它們組合成一個整體所產生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產生的額外阻力，稱為干擾阻力減小干擾阻力的措施適當安排各部件之間的相對位置。在部件結合處安裝整流罩。使結合部位光滑，減小流管的收縮和擴張。9由于翼尖渦的誘導，導致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出現阻礙飛機前進的力，這就是誘導阻力。增大機翼的展弦比;增設翼尖小翼采用梯形的機翼平面形狀10結論總阻力隨著速度增大，先增大后減小。誘導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相對厚度大，可以得到較大的升力系數；加大翼型的彎度，可以提高最大升力系數12當α<α臨界，升力系數隨迎角增大而增大。當α=α臨界，升力系數為最大。當α>α臨界，升力系數隨迎角的增大而減小，進入失速區。12壓力中心：機翼氣動力合力的作用點。隨著迎角增大壓心前移。失速后壓心后移13相對厚度增加，最大升力系數增加，臨界迎角減小前緣半徑增加，臨界迎角增加。展弦比越高，最大升力系數越大，臨界迎角越小。平直機翼的最大升力系數更大，升力系數曲線斜率越大，臨界迎角越小。翼型前緣越光滑，最大升力系數越高，臨界迎角越大14在中小迎角范圍，阻力系數隨迎角增大而緩慢增大，飛機阻力主要為摩擦阻力。在迎角較大時，阻力系數隨迎角增大而較快增大，飛機阻力主要為壓差阻力和誘導阻力。在接近或超過臨近迎角時，阻力系數隨迎角的增大而急劇增大，飛機阻力主要為壓差阻力。15飛機的失速速度飛機重量增加失速速度也會增加。提高最大升力系數可以減小失速速度。載荷系數越大，失速速度越大16壓力中心：作用在機翼上的氣動合力的作用點。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張的流管，這種形狀的流管叫拉瓦爾噴管18如果飛機飛行速度不斷提高，一直提高到在圓拱度最大的地方，其局部速度達到那里的局部音速，那么這時的飛機飛行速度就稱為臨界速度。與臨界速度相對應的馬赫數就稱為臨界馬赫數。19因此攻角增大，臨界馬赫數將降低。反之，攻角減小，則臨界馬赫數提高。20如果飛機的飛行速度稍大于臨界速度，機翼上就會出現一個局部超音速區，而在超音速區后面仍為亞音速氣流。這樣在超音速和亞音速流動之間會產生一個正激波，使超音速氣流通過正激波減速增壓，以突變的形式轉變為亞音速氣流，這個正激波稱為“局部激波”。21激波失速VS大迎角失速飛機大迎角失速是由于迎角過大造成的，出現在大迎角飛行時；飛機的激波失速是由于飛行速度過大造成的，出現在大速度飛行時22類型馬赫數機翼表面流場亞音速飛行Ma<=Ma臨亞音速跨音速飛行Ma臨<ma<=1.3既有亞音速又有超音速<bdsfid="117"p=""></ma<=1.3既有亞音速又有超音速<>超音速飛行Ma>1.3超音速23后掠機翼的作用可以提高臨界馬赫數;減小波阻;24縱軸OXt（滾轉軸）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;飛機在無風和不加油的條件下，連續飛行耗盡可用燃油時飛行的水平距離航時;飛機耗盡可用燃油時能持續飛行的時間26起飛距離從開始滑跑到飛機越過安全高度時所經過的水平距離。三個階段：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，發動機推力，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翼剖面形狀，加大翼型的彎度。增大機翼上下表面的壓強差，提高升力系數。增大機翼面積，從而增大升力系數。控制機翼上的附面層，推遲機翼上表面氣流分離。提高臨界迎角值，提高升力系數28俯仰角θ偏航角ψ滾轉角γ29飛機的穩定性是指：飛機受到小擾動（包括陣風擾動和操縱擾動）后，偏離原平衡狀態，并在擾動消失后，飛行員不給于任何操縱，飛機自動恢復原平衡狀態（包括最初響應—靜穩定性問題，和最終響應—動穩定性問題）的特性。30飛機受到擾動，產生繞橫軸（OZt）的偏轉，飛機迎角變大或者變小，擾動消失后，不經駕駛員操縱，飛機能自動恢復到原飛行狀態的能力叫縱向穩定性，也叫俯仰穩定性。31飛機受到擾動，產生繞縱軸（OXt）的滾轉，擾動消失后，不經駕駛員操縱，飛機能自動恢復原飛行姿態的能力叫側向穩定性，也稱為滾轉穩定性。32飛機受到擾動，產生繞立軸（OYt）的轉動，擾動消失后，不經駕駛員操縱，飛機能自動恢復原飛行姿態的能力叫方向穩定性，也稱航向穩定性33全機焦點：由于迎角的改變而引起的飛機氣動升力增量的作用點。34飛機縱向靜穩定性的條件全機焦點位于重心之后(X’F>X’W)：飛機是縱向靜穩定的。全機焦點位于重心之前(X’F<="">全機焦點位于重心之上(X’F=X’W)：飛機具有縱向中立靜穩定性。35飛機的縱向動穩定性研究的是飛機受到擾動后，恢復原飛行姿態的運動過程。36側滑角引起的力矩——靜穩定力矩滾轉和偏航運動引起的力矩——阻尼力矩副翼偏轉角引起的力矩——操縱力矩37飛機側向靜穩定性的條件飛機受到擾動，繞機體OX軸轉動，產生了滾轉角γ，造成側滑時，如果由于側滑角引起的滾轉力矩與飛機滾轉的方向相反，飛機就具有側向靜穩定性機翼上下位置和垂尾也能夠使機翼產生側向穩定力矩38飛機方向靜穩定性的條件飛機具有方向靜穩定性的條件，飛機受到擾動繞OY軸偏轉，產生側滑角β時，如果由于側滑角引起的偏航力矩力圖使飛機對準來流，消除側滑角，飛機就具有方向靜穩定性。39飛機的方向靜穩定性方向穩定力矩主要是在飛機出現側滑時由垂尾產生的。40飛機方向靜穩定性的其他因素上反角和后掠角的設計等也能夠使機翼產生方向穩定力矩。上反角使側滑前翼迎角大，阻力大，從而產生方向穩定力矩。41由滾轉運動引起的氣動阻尼力矩中，機翼起主要作用；由偏航運動引起的氣動阻尼力矩中，垂直尾翼起主要作用。42交叉力矩是指由滾轉運動引起的偏航力矩和由偏航運動引起的滾轉力矩。右滾——右機翼迎角增大，阻力增大——向右偏轉的偏航力矩。右滾——垂尾產生向左側的氣動力——向右偏轉的偏航力矩。左偏航——垂尾產生向左的氣動力——向左橫滾的滾轉力矩。左偏航——左機翼升力減小，右機翼升力增大——向左的橫滾滾轉力矩。43在荷蘭滾中，飛機的側滑角、滾轉角和偏航角的量級相同，而滾轉、偏航運動的速度較小。各運動參數都隨時間按振蕩方式周期變化，形成飛機一面來回滾轉，一面左右偏航，同時帶有側滑的振蕩運動。44又把飛機的側向靜穩定性和方向靜穩定性統稱為橫側向靜穩定性。45側向靜穩定性——機翼上反角和后掠角。方向靜穩定性——垂尾面積及到飛機重心的力臂。偏航阻尼器——用在大型高速運輸機上，防止荷蘭滾46飛機的縱向操縱性是指飛行員操縱駕駛盤偏轉升降舵后，飛機繞橫軸轉動而改變其迎角等飛行狀態的特性。47飛機的橫側操縱性是指飛行員操縱副翼以后，飛機繞縱軸轉動而改變其滾轉角速度、坡度等飛行狀態的特性。48飛機的方向操縱性是指飛行員操縱方向舵以后，飛機繞立軸偏轉而改變其側滑角等飛行狀態的特性。49飛機的縱向操縱性飛機的縱向操縱是指飛機繞橫軸的俯仰操縱。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，來實現飛機縱向操縱的目的。50飛機的重心前限重心前移，飛機的縱向靜穩定性提高，操縱性能變壞，縱向平衡變差。從飛機縱向平衡和縱向操縱性能的要求對飛機重心最靠前的位置進行了限制。飛機重心后限重心后移，飛機的縱向穩定性減小，飛機對操縱的反應變靈敏。從飛機的縱向靜穩定性和操縱靈敏度的要求對飛機重心最靠后的位置進行了限制51飛機的側向操縱是指飛機繞縱軸的滾轉運動。駕駛員通過向左或向右操縱駕駛桿來進行飛機的側向操縱。52擾流板工作原理和作用擾流板一般安裝在機翼下表面或上表面的襟翼之前，當副翼向上偏轉到一定角度時，聯動機構就起作用而將擾流板打開。當副翼繼續偏轉到某一角度時，擾流板就全部豎立在氣流中。它全開時的最大高度，接近于該處的附面層厚度。有利于改善飛機的橫側操縱性能，或在飛行中使飛機減速，而且能提高飛機的起落性能。53飛機的方向操縱方向舵安裝在垂直尾翼上的操縱面。規定當方向舵后緣向右偏轉時（右偏航），δy為正值蹬右舵——方向舵后緣右偏——向左的側向力——機頭向右偏54飛機主操縱面上的附設裝置主操縱面升降舵——俯仰操縱副翼——滾轉操縱方向舵——偏航操縱1.升力、阻力各自的概念及產生的原因？答：克服飛機的重力把飛機托舉在空中的力叫做升力，飛機的升力主要是由機翼來產生的，氣流流過機翼表面時，在機翼上、下表面形成的壓力差產生了升力。阻力是與飛機運動軌跡平行，與飛行速度方向相反的力，阻力阻礙飛機的飛行。阻力是由：摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力、誘導阻力共同產生的。2.層流附面層和紊流附面層的概念，以及轉悷產生的原因？答：氣流流過機體表面時，在前段附面層內，流體微團層次分明地沿機體表面向后流動，上下各層之間的微團相互不混淆，這就是層流附面層。后段附面層，氣體微團除了向前流動外，還上下亂竄、互相摻和，已經分不清流動的層次了，這就形成了紊流附面層。轉悷產生的原因：氣流流過機體表面的距離越長，附面層越厚。機體表面過于粗糙、凹凸不平。3.影響升力和阻力的因素?答：升力公式：阻力公式：據公式可知影響升力和阻力的因素有：(1)空氣密度、飛行速度和機翼面積；（2）升力系數和阻力系數。4.影響升力系數和阻力系數的因素有哪些？答：機翼的形狀（機翼翼型、機翼平面形狀）和迎角的大小都影響著升力系數和阻力系數。其中，增大翼型相對厚度和彎度可以提高升力系數，迎角增加，升力系數和阻力系數都會增加。5.臨界迎角和飛機失速概念及影響因素對應最大升力系數的迎角叫臨界迎角，也叫失速迎角。當迎角大于臨界迎角時，升力系數急劇下降，阻力系數急劇增加，這種現象就叫做失速。有關飛機失速的結論:(1)飛機重量增加失速速度也會增加。(2)提高最大升力系數可以減小失速速度。(3)載荷系數越大，失速速度越大。6.臨界馬赫數及臨界速度的概念？飛機飛行時，流過機翼表面各處的氣流速度并不等于飛機的飛行速度，隨著飛機飛行速度的不斷提高，該點處的局部氣流速度越來越高，局部音速越來越低，局部馬赫數也越來越大，當局部馬赫數達到了1，形成了等音速點。此時，飛機飛行的馬赫數就叫臨界馬赫數，飛機飛行的速度就叫做臨界速度。7.高速飛機的氣動外形特點？采用薄翼型、有后掠機翼、采用小展弦比機翼、有渦流發生器和翼刀。8.増升原理和増升裝置分別是什么？（1）改變改變機翼剖面形狀，加大翼型的彎度。增大機翼上下表面的壓強差，提高升力系數。（2）增大機翼面積，從而增大升力系數。（3控制機翼上的附面層，推遲機翼上表面氣流分離。這些増升方法的原理是：提高臨界迎角值，提高升力系數。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.影響飛機縱向穩定性的因素：（1）握桿和松桿；（2）飛機實用重心和飛機焦點位置的變化。10.