飞行力学复习提纲

第一章1. 连续介质模型：将流体看成是由无限多流体质点所组成的稠密而无间隙的连续介质。

2. 流体的弹性（压缩性）：流体随着压强增大而体积缩小的特性。

压缩系数的倒数称为体积弹性模量E ，他表示单位密度变化所需压强增量：ρρβd dp E ==1流体密度：单位体积中流体的质量。

表示流体稠密程度。

压缩系数β：一定温度下升高单位压强时，流体体积的相对缩小量。

｛注：当流体速度大于马赫时才考虑弹性模量｝3. 完全气体状态方程：T nR mRT pV m ==｛kmol m m kkmol J m V R 3*414.228314==｝4. 流体粘性：在作相对运动的两流体层的接触面上，存在着一对等值而反向的作用力来阻碍两相邻流体层作相对运动。

5. 牛顿内摩擦定律：相邻两层流体作相对运动所产生的摩擦力F 与两层流体的速度梯度成正比；与两层的接触面积成正比；与流体的物理特性有关；与接触面上压强无关。

注：切应力τ：快同慢反静无，只是层流。

6. 理想流体：不考虑粘性（粘性系数0=μ）的流体。

7. 流体内部一点出压强特点：大小与方向无关，处处相等。

8. 质量力（B F ）｛彻体力、体积力｝：作用在体积V 内每一流体质量或体积上的非接触力，其大小与流体质量或体积成正比，流体力学中，只考虑重力与惯性力。

F）：作用在所取流体体积表面S上的力，它是有与这块流体相接触的流体或表面力（S物体的直接作用而产生的。

9.等压面：在静止流体中，静压强相等的各点所组成的面。

性质：（1）在平衡流体中通过每点的等压面必与该点流体所受质量力垂直。

（2）等压面即为等势面。

（3）两种密度不同而又在不相混的流体处于平衡时，他们的分界面必为等压面。

第二章1. 流线：某一瞬时流场中存在这样的曲线，该曲线上每点速度矢量都与该曲线相切。

（欧拉法）迹线：任何一个流体质点在流场中的运动轨迹。

（拉格朗日法）区别：流线是某一瞬时各流体质点的运动方向线，而迹线则是某一流体质点在一段时间内经过的路径，是同一流体质点不同时刻所在位置的连线。

2. 定常流：在任意空间点上，流体质点的全部运动参数都不随时间的变化而变化。

非定常流：在任意空间点上，流体质点的全部或部分流动参数随时间发生变化的流动。

3. 流线微分方程=V ｛),,(),,(),,(z y x w z y x v z y x u )(定常w dz v dy u dx ==⇒ )(),,,({非定常 t z y x u V = 4. 一维定常流的连续方程表达式••==c VA m ρ5. 定常流动量方程；()()()⎪⎪⎪⎩⎪⎪⎪⎨⎧-=-=-=∑∑∑•••z z z y y y x x x V V m F V V m F V V m F 1212126. 伯努利方程的表达式022P C V p ==+ρ7. 空速表指示原理：空速管通过全压孔和静压孔分别感受气流的全压（0p ）和静压（p ） ，在全压和静压之差（即动压）的作用下空速表的指针发生偏转，即可指示飞机飞行时相应的速度：ρ/)(20p p V -=真速与表速关系：HV V ρρ0表真= 8. 附面层（边界层）：流体绕固态物体流动时在紧贴物体表面附近形成的流速沿物面法线方向逐渐增大的薄层空气。

产生原因：空气粘性+不光滑的物体表面。

特点：（1）空气沿物面流过的路程越远，附面层就越厚。

（2）附面层内沿物面法线方向各点的压力不变，且等于主流的压力。

9. 附面层分离的原因：逆压梯度（外），流体粘性（内）第三章飞机的低速空气动力1、翼型的定义，前缘点、后缘点、几何弦长、中弧线（会画）翼型：平行于飞机对称面的机翼剖面。

中弧线：翼型上下表面内切圆圆心的光滑连线机翼前缘：中弧线的前端点机翼后缘：中弧线的后端点翼弦：机翼前、后缘的连线。

其长度叫做弦长或几何弦长。

2、翼型的几何参数：（会画翼型图，并标注几何参数）翼型厚度：上、下翼面在垂直于翼弦方向的距离最大厚度相对位置：翼型最大厚度所在位置到前缘的距离翼型相对弯度：最大弧高与弦长的比值3、NACA四位翼族第一个数字表示相对弯度%，第二个数字表示最大弯度位置%，第三，第四个数字一起表示相对厚度%。

4、相对气流，迎角迎角是指翼弦与相对气流方向之间的夹角。

空气相对于物体的运动(流动)称为相对气流。

5、升力产生的原因（会画图分析）由于受机翼迎角和翼型的影响，上翼面的流管变细，流速加快，压力减小；下翼面流管变粗，流速减慢，压力增大。

因此上下翼面出现压力差。

上下翼面垂直于相对气流方向压力差的总和就是机翼升力。

6、升力公式S V C Y y 221∞∞=ρ 7、阻力的分类和形成（摩擦阻力、压差阻力、干扰阻力、诱导阻力）摩擦阻力：气流与飞机表面发生摩擦形成的阻力叫做飞机的摩擦阻力 压差阻力：飞行中由于飞机前后压力差的存在（迎风面积、形状、迎角）而形成的智力叫做飞机的压差阻力干扰阻力：由于机翼和机身的互相干扰所引起的阻力成为干扰阻力 诱导阻力：由于升力“诱导”而产生的阻力成为诱导阻力8、阻力公式S V C X x 221ρ= 9、升力特性和阻力特性（会画图分析）升力特性：在中小迎角范围内，升力系数与迎角呈线性关系；迎角增大到一定程度，升力系数随迎角变化随之变缓；迎角增至临界迎角，升力系数增至最大；超过临界迎角，再增大迎角，升力系数减小。

阻力特性：在迎角下，阻力系数较小，且随迎角增大得较慢；在大迎角下，阻力系数随迎角增大得较快；超过临界迎角后，阻力系数随迎角增加急剧增大。

10、升阻比定义和计算升阻比（K ）就是同一迎角下飞机的升力与阻力的比值。

)(下同一αyx C C X Y K == 11、地面效应、产生的原因和影响、影响范围地面效应：飞机在起飞、着陆阶段贴近地面飞行时，由于流经飞机的气流会受到地面的影响，导致气流的方向发生改变，致使飞机的空气动力发生变化。

产生原因：飞机贴近地面飞行时，由于地面的阻挡，气流下洗削弱，诱导阻力减小，总阻力减小；同时，下翼面气流受到阻滞，流速减慢，压力增大，上翼面流速进一步加快，压力更小，上、下翼面压差增大，升力增加。

影响：在一定迎角范围内，使各迎角下的升力系数普遍增大；使临界迎角减小，最大升力系数降低。

影响范围：地面效应对升力系数和诱导阻力的影响随距地面高度的升高而减小。

12、增升装置的分类和增升原理分类：襟翼（后缘襟翼）、前缘翼缝、前缘襟翼、机动襟翼、喷气襟翼、附面层控制装置等。

增升原理：（同13题）主要是延缓气流分离、提高升力系数13、前缘缝翼、后缘襟翼和前缘襟翼的增升原理①前缘襟翼：在大迎角下，前缘襟翼向下偏转，增大翼型的弯度，并能减小前缘与来流之间的角度，使气流平顺地通过，延迟气流分离的产生，提高临界迎角和最大升力系数避免发生局部气流分离，同时也可。

②前缘翼缝：前缘缝翼在大迎角下自动打开，它与机翼前缘形成一道缝隙，下翼面压强较高的气流通过这道缝隙得到加速而流向上翼面，增大了上翼面附面层中气流的动能，延缓气流分离的产生，提高临界迎角和升力系数。

避免了大迎角下的失速。

③后缘襟翼：放下后缘襟翼，增大了翼型的相对弯度，提高最大升力系数。

练习题1、什么是飞机的翼尖涡流，它是如何引起气流下洗的机翼左右翼尖后缘出现的漩涡叫翼尖涡流，也叫自由涡流由于翼尖涡流的作用，在机翼范围内诱导出一个向下的速度，叫下洗速度，流过机翼的速度沿着相对气流速度和下洗速度的合速度方向流动，并向下倾斜，这种向下倾斜的气流叫做下洗流。

2、升力系数和阻力系数的公式，并说出各参数的物理意义升力系数阻力系数式中: Y——升力X——阻力S——机翼面积——相对气流动压3、名词解释零升迎角：升力系数为零的迎角临界迎角：升力系数曲线最高点对应的迎角最小阻力迎角（有利迎角）：升阻比最大的迎角相对气流：空气相对物体的运动（流动）第四章 高速空气动力学基础1、音速的定义及公式，空气的压缩性和音速的关系 声速：微弱扰动在空气中的传播速度 ())287,4.1(05.2022k s m R k s m T kRT C ⋅====空气 声速的大小取决于空气是否容易压缩，即取决于空气的温度2、微弱扰动在空气中的传播规律3、马赫数：CV M a = 气流速度与当地声速的比值叫马赫数。

4、气流速度与流管截面积的关系（亚音速与超音速）亚音速：扩张减速，收缩加速 超音速：收缩减速，扩张加速5、翼型的亚音速压力分布特点吸处更吸，压处更压6、翼型的亚音速空气动力特性马赫数增大，升力系数和升力系数曲线斜率增大马赫数增大，临界迎角和最大升力系数减小马赫数增大，型阻系数基本不变马赫数增大，压力中心前移7、临界马赫数当飞行速度增大到某一速度时，翼型表面最低压力点的气流速度首先达到局部声速，该点叫做等声速点，此时的飞行速度叫做临界速度。

飞机以临界速度飞行的飞行马赫数叫做临界马赫数。

8、局部激波气流通过局部激波后气流速度减小，压力、温度、密度突然增大。

9、后掠翼的气流流动特点（速度分解）10、翼根效应和翼尖效应在低速条件下，翼根处因流管最细位置后移，使最低压力点位置向后移动，这种现象叫做翼根效应。

翼尖处因流管最细的位置前移，故最低压力点向前移动，叫做翼尖效应。

11、后掠翼在大迎角下的失速特性翼尖先失速12、改善后掠翼飞机翼尖失速的措施采用几何扭转减小翼尖部分的迎角，以避免翼尖气流过早地分离采用气动扭转，在翼尖部分采用延缓气流分离的翼型在后掠翼的上表面安装翼刀，可以阻滞附面层内气流的展向流动，以延缓翼尖气流分离减小后掠翼翼尖部分的后掠角，是翼尖部分横向流动减弱，延缓翼尖气流分离在机翼上采用前缘锯齿或缺口等在翼尖部分设置前缘缝翼在机翼翼尖部分上表面的前部安装涡流发生器。

13、高亚音速飞机采用后掠翼的原因提高临界马赫数；升力系数随马赫数的变化比较缓和14、不同后掠角的后掠翼升力系数随马赫数变化的规律与平直翼相比，后掠翼的升力系数随Ma的变化也比较缓和；后掠角越大，升力系数变化越缓和。

15、结合升力系数随马赫数变化曲线，分析翼型的跨音速升力特性飞行马赫数小于临界马赫数时，翼型上下表面全是亚声速气流，升力系数随马赫数增加而增加飞行马赫数超过临界马赫数后，升力系数随马赫数的增大迅速增加。

这是因为此时翼型上表面已经出现了局部超声速区和局部激波，并随马赫数的增大而扩大飞行马赫数进一步增大，翼型下表面也出现局部超声速区，使翼型升力系数随着飞行马赫数的增大而减小。

在翼型下表面的局部激波移到后缘而上表面的局部激波尚未移到后缘的情况下，随着飞行马赫数的增大，升力系数又重新增大。

在马赫数大于1以后的超声速阶段，翼型出现后缘激波和前缘激波，升力系数随飞行马赫数的增大而不断下降。

第五章1、影响飞机俯仰平衡的因素：重心变化、收放襟翼、收放起落架、加减油门等2、影响飞机方向平衡的因素：两侧发动机推力不对称、一边机翼变形两侧阻力不同、螺旋桨飞机改变油门3、影响飞机横侧平衡的因素：一边机翼变形两侧升力不同、重心的左右移动、螺旋桨飞机改变油门4、飞机稳定性：飞机在平衡状态的基础上，受到微小扰动后，偏离了原平衡状态，在扰动消失后，能自动回到原平衡状态的特性。