(完整)中國民航大學(xué) 簡(jiǎn)明空氣動(dòng)力學(xué)

填空題（每空0.5分）.絕熱指數(shù)卜（或Y）與氣體種類有關(guān)，也和氣體溫度有關(guān)。2,靜止的真實(shí)流體，作用在其上的表面力有 法向力 ，運(yùn)動(dòng)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(yùn)動(dòng)的真實(shí)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(dòng)壓。速度為0的點(diǎn)稱為駐點(diǎn)。4,馬赫角Q的計(jì)算公式為SINQ=a/V或1/M,M越大，馬赫錐越細(xì)長。5,翼弦和無窮遠(yuǎn)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(shù)增大，因?yàn)閺澏仍龃?，上翼面流速加快，壓?qiáng)減小，使升力增加口。7,三維機(jī)翼在產(chǎn)生升力時(shí)伴隨產(chǎn)生的阻力叫誘導(dǎo)阻力，升力越大，它越大，展弦比越大，它越小.8,飛機(jī)作俯仰操縱時(shí)使用升降舵 來實(shí)現(xiàn)，飛機(jī)作滾轉(zhuǎn)操縱時(shí)使用副翼來實(shí)現(xiàn)。.飛機(jī)以等表速爬升時(shí)，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(jī)場(chǎng)標(biāo)高的高度表的零點(diǎn)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(shí)和外界無傳熱，氣體內(nèi)部互不傳熱的狀態(tài)變化過程..音速是微弱擾動(dòng) 的傳播速度。.超音速氣流流過內(nèi)折壁面時(shí)，經(jīng)過多次折轉(zhuǎn)偏轉(zhuǎn)e角要比一次偏轉(zhuǎn)e角好,熵增加得少，總壓損失小。.研究飛機(jī)的側(cè)向動(dòng)穩(wěn)定性時(shí)，擾動(dòng)消失后飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)模態(tài)分為滾轉(zhuǎn)模態(tài)、飄擺模態(tài) 和盤旋下降模態(tài)。.在理想繞流時(shí)，作用在翼型上的氣動(dòng)力的合力垂直于無窮遠(yuǎn)來流速度 ，翼型只產(chǎn)生升力而不產(chǎn)生阻力 ，而粘性流體流經(jīng)翼型表面時(shí)，不僅產(chǎn)生升力，而且產(chǎn)生阻力..飛機(jī)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(shù) 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(zhì)量力和表面力。.在流動(dòng)中流體微團(tuán)的密度保持不變的流動(dòng)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(gè)二維的外鈍角，會(huì)在角頂產(chǎn)生一束膨脹波 ，流過一個(gè)二維的內(nèi)折面，當(dāng)折角不大時(shí)，會(huì)在折點(diǎn)處產(chǎn)生一道平面斜激波。.對(duì)于給定的來流馬赫數(shù)，壁面內(nèi)折角e越大，產(chǎn)生的斜激波的激波斜角越大，但有一個(gè)e最大值，當(dāng)壁面內(nèi)折角e大于它時(shí)，產(chǎn)生的是 曲面激波。.低速飛機(jī)使用的翼型一般比較厚，最厚處靠前,高速飛機(jī)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(shí)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(shù)與迎角有關(guān)，迎角越大，臨界馬赫數(shù) 越小,激波出現(xiàn)得越早,激波分離也越嚴(yán)重，分離區(qū)越大。27,飛機(jī)的靜穩(wěn)定性要靠穩(wěn)定力矩來保證，而動(dòng)穩(wěn)定性則靠阻尼 力矩來保證..QFE是機(jī)場(chǎng)道面的大氣壓強(qiáng)..對(duì)于ISA+10的天氣，幾何高度為6000FT,則該點(diǎn)的氣壓高度 小于6000FT。.流動(dòng)相似準(zhǔn)則為幾何相似 、馬赫數(shù)相同、 雷諾數(shù)相同。.擾動(dòng)在彈性介質(zhì)中才能以波的形式傳播，在完全朔性介質(zhì)中不能傳播..采用超臨界翼型是為了在飛行馬赫數(shù)M超過下臨界馬赫數(shù)時(shí)，在上翼面盡量不產(chǎn)生激波，或只產(chǎn)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(jī)作協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)，要結(jié)合使用方向舵 操縱和副翼操縱.調(diào)整高度表小窗中的刻度數(shù)為QNH時(shí)，飛機(jī)停在道面上，高度表指示機(jī)場(chǎng)標(biāo)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(qǐng)你判斷,氣流流過物體表面時(shí),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(shí),飛機(jī)的極曲線將向（B）移動(dòng)（A） （B） （C） （D）3、放下襟翼時(shí),飛機(jī)的極曲線將向（B）移動(dòng)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(jī)以比較高的馬赫數(shù)飛行，這是因?yàn)樘岣吡丝冢〢、臨界馬赫數(shù)以最大馬赫數(shù)5.飛機(jī)失速的根本原因是：B、阻力發(fā)散馬赫數(shù)D、飛行馬赫數(shù)D）A飛行速度過小 B飛行速度過大C遭遇陣風(fēng)干擾 D飛機(jī)迎角超過臨界迎角6、使受擾動(dòng)的飛機(jī)自動(dòng)恢復(fù)平衡狀態(tài)的主要是飛機(jī)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(jī)重量C升力、速度、但不能控制阻力C。A和BD。以上都不對(duì)）B升力、阻力、速度D飛機(jī)重量、升力、但不能控制速度8、下列關(guān)于誘導(dǎo)阻力的說法中,不正確的是（C ）A、誘導(dǎo)阻力是三維機(jī)翼產(chǎn)生升力時(shí)伴隨產(chǎn)生的一種阻力B、二維機(jī)翼不會(huì)產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力C、誘導(dǎo)阻力只有在粘性流體中才會(huì)產(chǎn)生，理想繞流不產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力D、不產(chǎn)生升力時(shí)不會(huì)產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力9、在臨界迎角狀態(tài)，飛機(jī)的（B）A升力最大 B升力系數(shù)最大C升力系數(shù)和阻力系數(shù)最大 D升阻比最大10.以下關(guān)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(shù)增大、音速增大B速度增大、熵增大、馬赫數(shù)減小、音速增大C速度減小、熵增大、馬赫數(shù)減小、音速增大D速度減小、熵增大、馬赫數(shù)增大、音速減小11、氣體的狀態(tài)參數(shù)不包括下面哪一項(xiàng)？（C）A、壓強(qiáng)P B、密度「C、速度VD、溫度T12、飛機(jī)著陸過程中，其尾流結(jié)束是從:（B）A飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)后收油門至慢車位 B飛機(jī)接地后C飛機(jī)停止運(yùn)動(dòng) D飛機(jī)收回?cái)_流板并解除反推后13、飛機(jī)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(xué)中的體現(xiàn)A.動(dòng)量守恒定律 B.能量守恒定律區(qū)牛頓第二定律 D。質(zhì)量守恒定律16、下列關(guān)于音速的說法中，不正確的是（D）A、音速是微弱擾動(dòng)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(tuán)本身的移動(dòng)速度 D、強(qiáng)擾動(dòng)的傳播速度低于音速17、連續(xù)方程是（D）在流體力學(xué)中的體現(xiàn)A。動(dòng)量守恒定律 B.能量守恒定律心牛頓第二定律 D.質(zhì)量守恒定律18、臨界馬赫數(shù)是指：（D）A上翼面出現(xiàn)激波時(shí)的來流馬赫數(shù)B上翼面出現(xiàn)局部超音速區(qū)時(shí)的來流馬赫數(shù)C飛機(jī)產(chǎn)生高速振動(dòng)時(shí)的來流馬赫數(shù)D上翼面低壓力點(diǎn)達(dá)到音速時(shí)的來流馬赫數(shù)19、飛機(jī)采用超臨界翼型提高了（A）A、A、阻力發(fā)散馬赫數(shù)C、A和B20、一般飛機(jī)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(shù)D、A和B都不是）的關(guān)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(jī)受到縱向擾動(dòng)后，（AB）在擾動(dòng)消失后的最初階段按短周期運(yùn)動(dòng)規(guī)律迅速變化，到了擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的后一階段，主要表現(xiàn)為（CD）按長周期運(yùn)動(dòng)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(guān)于附面層說法中錯(cuò)誤的是（A附面層的邊界是流線C雷諾數(shù)越大，附面層的厚度越小25、對(duì)于橢圓形直機(jī)翼,剖面升力系數(shù)A、各剖面相同B、翼根最大

26、飛機(jī)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(nèi)伯努利方程不適用D在附面層內(nèi)，沿物面法向壓強(qiáng)不變（A）心翼型中部最大 D、翼梢最大）產(chǎn)生的.A.機(jī)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(chǎn)生的波系M=3

M=3解：解：2.飛機(jī)在某高度上以丫=60米/秒飛行，飛行高度上大氣壓強(qiáng)85000帕，大氣密度1.1千克/立方米，求飛機(jī)2.周圍最大壓強(qiáng)點(diǎn)的壓強(qiáng)？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?dú)鈮焊叨染哦?1000英尺，環(huán)境溫度為ISA-5℃，某飛機(jī)在該高度上平飛，飛行馬赫數(shù)兇二0.7,機(jī)翼面積S=980平方英尺，升力系數(shù)為0.6，試計(jì)算：W①.飛行速度；②。飛機(jī)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(jī)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(dǎo)定常理想絕熱流的伯努利方程。解：由定常理想流的動(dòng)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(chǎn)5。超音速風(fēng)洞高壓氣罐內(nèi)的壓力為10000百帕，出口M=2,風(fēng)洞外部氣壓為900百帕，生什么波?求喉部靜壓,出口產(chǎn)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(chǎn)生膨脹波（完整）中國民航大學(xué)簡(jiǎn)明空氣動(dòng)力學(xué)k6.證明飛機(jī)平飛時(shí)重量W=-P5M2CS,式中長一絕熱指數(shù)，M-飛機(jī)飛行馬赫數(shù)，S-機(jī)翼面積，P—海平TOC\o"1-5"\h\z20 L 0面標(biāo)準(zhǔn)大氣壓強(qiáng)。（6分）證明：1 1PW=L=pV2CS=pM2a2CS=pM2k—CSL2 L2pLkP k=_p—M2CS=-P5M2CS20PL20L07.飛機(jī)在某高度上以馬赫數(shù)兇二0.8勻速平飛，該