(完整)中国民航大学 简明空气动力学

填空题（每空0.5分）.绝热指数卜（或Y）与气体种类有关，也和气体温度有关。2,静止的真实流体，作用在其上的表面力有 法向力 ，运动的理想流体，作用在其上的表面力有法TOC\o"1-5"\h\z向力；运动的真实流体，表面力有 法向力和切向力 。 1 一 一13,低速定常理想流体的贝努利方程（沿流线）为 p+-pV2=const,式中P称为静压， 一pV22 2称为动压。速度为0的点称为驻点。4,马赫角Q的计算公式为SINQ=a/V或1/M,M越大，马赫锥越细长。5,翼弦和无穷远来流速度的夹角称为攻角或迎角。6.在相同攻角下，增加翼型的弯度，升力系数增大，因为弯度增大，上翼面流速加快，压强减小，使升力增加口。7,三维机翼在产生升力时伴随产生的阻力叫诱导阻力，升力越大，它越大，展弦比越大，它越小.8,飞机作俯仰操纵时使用升降舵 来实现，飞机作滚转操纵时使用副翼来实现。.飞机以等表速爬升时，随着高度的增加，真空速将 不断增大..QNH是为使高度表在跑道道面指示机场标高的高度表的零点拨正值。.理想的绝热过程是指一定量的气体在状态变化时和外界无传热，气体内部互不传热的状态变化过程..音速是微弱扰动 的传播速度。.超音速气流流过内折壁面时，经过多次折转偏转e角要比一次偏转e角好,熵增加得少，总压损失小。.研究飞机的侧向动稳定性时，扰动消失后飞机的运动模态分为滚转模态、飘摆模态 和盘旋下降模态。.在理想绕流时，作用在翼型上的气动力的合力垂直于无穷远来流速度 ，翼型只产生升力而不产生阻力 ，而粘性流体流经翼型表面时，不仅产生升力，而且产生阻力..飞机的展弦比九越大，升力线斜率Ca 越大 ，在相同迎角下的升力系数 越大。L.完全气体指忽略分子本身体积及分子间相互作用力 的气体..作用在流体上的力包括质量力和表面力。.在流动中流体微团的密度保持不变的流动称为不可压流..容易压缩的流体中的音速比不易压缩的流体的音速要小..理想超音速气流流过一个二维的外钝角，会在角顶产生一束膨胀波 ，流过一个二维的内折面，当折角不大时，会在折点处产生一道平面斜激波。.对于给定的来流马赫数，壁面内折角e越大，产生的斜激波的激波斜角越大，但有一个e最大值，当壁面内折角e大于它时，产生的是 曲面激波。.低速飞机使用的翼型一般比较厚，最厚处靠前,高速飞机使用的翼型一般比较薄,最厚处比较靠后..零升攻角即升力为0 时的攻角，正弯度翼型的零升攻角 小于零。25,压差阻力是由粘性造成的。26.翼型的临界马赫数与迎角有关，迎角越大，临界马赫数 越小,激波出现得越早,激波分离也越严重，分离区越大。27,飞机的静稳定性要靠稳定力矩来保证，而动稳定性则靠阻尼 力矩来保证..QFE是机场道面的大气压强..对于ISA+10的天气，几何高度为6000FT,则该点的气压高度 小于6000FT。.流动相似准则为几何相似 、马赫数相同、 雷诺数相同。.扰动在弹性介质中才能以波的形式传播，在完全朔性介质中不能传播..采用超临界翼型是为了在飞行马赫数M超过下临界马赫数时，在上翼面尽量不产生激波，或只产生

弱激波，以便减少波阻。.在迎角不变条件下，飞行速度增大一倍，升力增大4倍。.下单翼布局，干扰阻力大，上单翼布局，干扰阻力小。.飞机作协调转弯时，要结合使用方向舵 操纵和副翼操纵.调整高度表小窗中的刻度数为QNH时，飞机停在道面上，高度表指示机场标高，在空中高度二、选择题（每题1分）1、气流流过拉瓦尔喷管，在流管喉部（D）A、M=1B、M>1C、M〈1 口、不能确定2、请你判断,气流流过物体表面时,其速度分布的剖面是下面两种情况中哪一种？（D）（A） （B） （C） （D）3、放下襟翼时,飞机的极曲线将向（B）移动（A） （B） （C） （D）3、放下襟翼时,飞机的极曲线将向（B）移动A、右方B、右上方C、左方D、左上方4、采用超临界翼型可以使飞机以比较高的马赫数飞行，这是因为提高了口）A、临界马赫数以最大马赫数5.飞机失速的根本原因是：B、阻力发散马赫数D、飞行马赫数D）A飞行速度过小 B飞行速度过大C遭遇阵风干扰 D飞机迎角超过临界迎角6、使受扰动的飞机自动恢复平衡状态的主要是飞机的 （C）A。A。稳定力矩 B。阻尼力矩7、通过改变迎角,飞行员可以改变（BA升力、阻力、飞机重量C升力、速度、但不能控制阻力C。A和BD。以上都不对）B升力、阻力、速度D飞机重量、升力、但不能控制速度8、下列关于诱导阻力的说法中,不正确的是（C ）A、诱导阻力是三维机翼产生升力时伴随产生的一种阻力B、二维机翼不会产生诱导阻力C、诱导阻力只有在粘性流体中才会产生，理想绕流不产生诱导阻力D、不产生升力时不会产生诱导阻力9、在临界迎角状态，飞机的（B）A升力最大 B升力系数最大C升力系数和阻力系数最大 D升阻比最大10.以下关于流体流过激波后的说法正确的是（C）A速度增大、熵增大、马赫数增大、音速增大B速度增大、熵增大、马赫数减小、音速增大C速度减小、熵增大、马赫数减小、音速增大D速度减小、熵增大、马赫数增大、音速减小11、气体的状态参数不包括下面哪一项？（C）A、压强P B、密度「C、速度VD、温度T12、飞机着陆过程中，其尾流结束是从:（B）A飞机进场后收油门至慢车位 B飞机接地后C飞机停止运动 D飞机收回扰流板并解除反推后13、飞机的方向稳定力矩是（C）提供的.A、后掠角 B、方向舵C、垂直尾翼 D、升降舵

14.下列属于增升装置的有（A）A、前缘缝翼 B、翼尖小翼C、副翼 D、配平片15、连续方程是（D ）在流体力学中的体现A.动量守恒定律 B.能量守恒定律区牛顿第二定律 D。质量守恒定律16、下列关于音速的说法中，不正确的是（D）A、音速是微弱扰动的传播速度 B、不可压流中音速趋于无穷大C、音速不是气体微团本身的移动速度 D、强扰动的传播速度低于音速17、连续方程是（D）在流体力学中的体现A。动量守恒定律 B.能量守恒定律心牛顿第二定律 D.质量守恒定律18、临界马赫数是指：（D）A上翼面出现激波时的来流马赫数B上翼面出现局部超音速区时的来流马赫数C飞机产生高速振动时的来流马赫数D上翼面低压力点达到音速时的来流马赫数19、飞机采用超临界翼型提高了（A）A、A、阻力发散马赫数C、A和B20、一般飞机的极曲线是（CA、m和CB、m和C21、增升装置的主要作用是:（BB、下临界马赫数D、A和B都不是）的关系曲线。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 口增大临界迎角22、飞机受到纵向扰动后，（AB）在扰动消失后的最初阶段按短周期运动规律迅速变化，到了扰动运动的后一阶段，主要表现为（CD）按长周期运动规律缓慢变化。（多选题，3分）人、迎角B、俯仰角速度C、飞行速度 D、轨迹升降角23、保持相同迎角平飞,随着飞行高度增加：（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，指示空速不变

24、下列关于附面层说法中错误的是（A附面层的边界是流线C雷诺数越大，附面层的厚度越小25、对于椭圆形直机翼,剖面升力系数A、各剖面相同B、翼根最大

26、飞机的方向静稳定力矩主要是由（CB真空速不变，指示空速增大D真空速不变，指示空速也减小A）B在附面层内伯努利方程不适用D在附面层内，沿物面法向压强不变（A）心翼型中部最大 D、翼梢最大）产生的.A.机翼B.水平尾翼 C。垂直尾翼 D.方向舵1、M=2的理想超音速气流流过下图所示的翼展无限长平板翼型，攻角=2度，画出流线及所产生的波系M=3

M=3解：解：2.飞机在某高度上以丫=60米/秒飞行，飞行高度上大气压强85000帕，大气密度1.1千克/立方米，求飞机2.周围最大压强点的压强？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。已知气压高度九二31000英尺，环境温度为ISA-5℃，某飞机在该高度上平飞，飞行马赫数凶二0.7,机翼面积S=980平方英尺，升力系数为0.6，试计算：W①.飞行速度；②。飞机的升力解：.由h=31000ft，查表得T=—46。4，6=0。2837p06.温度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.机翼面积S=980平方英尺=91平方米；1.L=_pV2CS=0。5X0。4515X209X209X0。6X91=538409牛2L4。试推导定常理想绝热流的伯努利方程。解：由定常理想流的动量方程dP+PVV=0得:TOC\o"1-5"\h\zdp/p+VdV=0 （1）又定常理想绝热流是等熵流，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求喉部静压,出口产5。超音速风洞高压气罐内的压力为10000百帕，出口M=2,风洞外部气压为900百帕，生什么波?求喉部静压,出口产解：喉部M=1 Pt=10000喉部静压P― 10000 —5283百帕U+0.2M2声出口M=2。8出口静压P—十一10000\—1278百帕U+0.2义22户51278>900外部大气压产生膨胀波（完整）中国民航大学简明空气动力学k6.证明飞机平飞时重量W=-P5M2CS,式中长一绝热指数，M-飞机飞行马赫数，S-机翼面积，P—海平TOC\o"1-5"\h\z20 L 0面标准大气压强。（6分）证明：1 1PW=L=pV2CS=pM2a2CS=pM2k—CSL2 L2pLkP k=_p—M2CS=-P5M2CS20PL20L07.飞机在某高度上以马赫数凶二0.8匀速平飞，该