第三册口试题

第十A 单元 飞机飞行原理

第一章 空气动力学基本原理

什么是摄氏度,华氏度?

绝对温标T[K]和摄氏温标t[℃]：T[K]＝273.15+ t[℃]

伯努利方程 P （静压）+2

1

ρν2（动压）＝p 0（总压）

什么是附面层？它是如何分类的？

当气流流过机翼表面时，气流的粘性使得它与机翼相接触的那层空气微团粘附在机翼表面上，于是这层气流的速度降低到零。紧靠这部分气流的上面的气流由于粘性的摩擦作用，受到影响而降低了速度，但未降为零。这层流速受到粘性影响从自由流速降低到零的空气层就是附面层 按其流动状态：层流附面层和紊流附面层

什么叫马赫数？什么叫亚音速气流和超音速气流？ 扰动源运动速度V 与当地音速a 的比值M 称为马赫数

亚音速：M<0.75；跨音速：0.75≤M<1.2；超音速：1.2≤M<5.0；高超音速：M>5.0

亚音速流和超音速流的区别

第二章 飞机飞行时的气动力及力矩

升力产生的原因（说出连续流量定律和伯努利定律的应用）？ 将真正的流体看出由稠密而无间隙的连续介质组成

在机翼周围沿着空气经过的路径取出一个假想的矩形截面的流动管道

由伯努利定理可知，机翼上表面的静压比机翼前方的气流静压小得多。但翼形下表面的流管面积与机翼前方的流管面积相比反而增大。因此机翼下表面的静压比机翼前方的气流静压大。由于机翼前方未受扰动的气流静压是一致的，所以上下表面之间就产生了一个压强差。下表面的静压比上表面的静压大。这个静压差在垂直于气流方向上的分量就是机翼产生的压力。

攻角和零升攻角

攻角就是翼弦与相对气流流速之间的夹角，也称为迎角。

当α为某一数值（一般为小的负攻角）时，使得上下翼面所产生的压强彼此抵消。此时升力也就等于零，这一特定的攻角称为零升攻角。

失速和失速攻角怎样？

当机翼的攻角增大到某一值时，机翼几乎横亘在气流中，好像一块竖立在气流中的平板。所以气流的流线被破坏，气流从机翼前缘就开始分离，尾部又很大的涡流区。这时升力突然大大降低，阻力迅速增大。这种现象称为“失速”。

飞机刚刚出现失速时的攻角称为失速攻角，也称临界攻角。

飞机的阻力

摩擦阻力：当空气流过飞机表面时，由于空气有粘性，空气微团与飞机表面发生摩擦，阻滞了气流的流动，由此产生的阻力称为“摩擦阻力”。

尽可能的把飞机表面做得光滑些

压差阻力：运动着的物体前后所形成的压强差。前面的压强增大，后面的压强减小。

在飞机设计和制造的过程中，应尽可能的把暴露在气流中的所有部件都做成流线型的，并尽量减小飞机及各部件的迎风面积

用刀把一个物体从中剖开正对着迎风吹来的气流的那块面积就称为“迎风面积”；

如果这块面积是从物体的最大截面面积的地方剖开的，就称为“最大迎风面积”；

诱导阻力：机翼所特有的一种阻力。飞机飞行时，下翼面压强大，下翼面压强小。翼展有限，所以上下翼面的压强差使得气流从下翼面绕过两端翼尖，向上翼面流动，形成漩涡。随着飞机向前飞行，漩涡从翼尖向后方流去，并产生了向下的下洗速度。（下洗速度在翼尖处最大，在机身对称面处达到最小值。）下洗速度使相对速度的方向发生了改变，向下偏转，引起升力的偏转，在飞机飞行相反方向投影的分力即为。

采取增大机翼的展弦比、采用梯形的机翼平面形状以及增设翼尖小翼等措施。

干扰阻力：飞机各部分之间由于气流相互干扰而产生的一种额外的阻力。

在飞机设计中，仔细考虑它们的相对位置，使得气流流过它们之间时压强的增大不大也不急剧，可使干扰阻力降低。此外在不同部件的连接处加装流线形的“整流片”，使连接处圆滑过渡，尽可能的减小涡流的产生，也可有效的降低干扰阻力。

激波与波阻

飞机高速飞行时，由于空气可压缩性的影响，在飞机表面会产生激波。激波的物理本质是受到强烈压缩的一层薄薄的空气层。

空气通过激波时，受到薄薄一层稠密空气的阻滞，使得气流的流速急剧下降，由于阻滞而产生的能量来不及传走，于是加热了空气。加热所需的能量由消耗的动能而来。动能的消耗表示产生了一种新的阻力，这种新的阻力由于随激波的形成而来，所以称为“波阻”。

临界速度、临界马赫数

当飞行速度增大到一定程度，机翼表面最低压力点的气流流速等于该点的音速，此时的飞行速度就称为“临界速度”。与临界速度相对应的马赫数就称为“临界马赫数”

大攻角失速

在某一攻角时，速度达到最小值，同时引起纵向配平急变、升力急剧下降、阻力迅速下降以及性能恶化、机体振动、舵面的效率减退或消失，横向平衡不稳定等现象，这种状态称为飞机的大攻角失速。

影响大攻角失速的主要原因有：机翼的剖面形状，机翼的根梢比和后掠角等。

延缓失速的方法有：采用前、后缘襟翼；前缘襟翼和附面层吹吸装置。

涡流发生器

使附面层处于紊流状态，防止附面层气体分离。

压力中心与焦点有何区别？

压力中心：作用在飞机上的总空气动力的作用线与飞机纵轴的交点

焦点：翼弦上的一个点，对该点而言，翼剖面的力矩系数不随攻角变化，尽管力是变化的。这个特殊的点称为“焦点”，也称为气动中心。

第三章飞机的稳定性和操纵性

稳定性

飞机在偏离原来的平衡状态后，自动恢复原状的能力。

操纵性

飞机的操纵性是指飞机在飞行员操纵驾驶杆、脚蹬的情况下，改变其飞行状态的特性。

纵向操纵：向后拉杆－升降舵向上－攻角减小－平尾上向下的力－抬头力矩－飞机抬头，攻角增大

方向操纵：向右蹬舵－方向舵向右－气流在垂尾上产生一个附加力－机头向右的偏航力矩

侧向操纵：驾驶杆向左－左侧副翼向下，右侧副翼向上－右副翼与相对气流之间攻角增大－右副翼上升力增大，左副翼上升力减小－升力差构成一个滚转力矩，使飞机向左侧倾。

副翼反效的产生

“副翼反效”又称为“副翼反逆”、“副翼反操纵”。飞机高速飞行时由于气动载荷而引起的机翼扭转弹性变形，使得偏转副翼时所引起的总滚转力矩与预期方向相反的现象。

当达到某个速度（称为“副翼反操纵临界速度”）时，副翼偏转所引起的升力增量和机翼扭转所减小的升力负增量相抵消，因此偏转副翼并不能产生滚转力矩。超过此速度时，副翼偏转将产生反效果即副翼反效。

可采用内侧副翼、全动式翼尖副翼或扰流片。

什么叫副翼差动？副翼差动的作用是什么？

如果一侧副翼向下偏转的角度与另一侧向上偏转的角度相等，则副翼向下偏转一侧的阻力比另一侧大，这个阻力偏差量试图把机头拉向机翼抬高的一侧，使飞机转向相反的方向。为了防止这种相反作用的产生，副翼经常被设计成具有不同行程的差动副翼，也就是两侧副翼存在差动行程。当驾驶杆被操纵了一个给定的行程时，副翼向上偏转角度要比向下偏转的偏转角度大。这种现象被称为“副翼差动”。

第四章飞机次要操纵面及辅助操纵面

前缘缝翼

作用：1.延缓机翼上的气流分离，因而提高了“临界攻角”。2.增大最大升力系数Cy,max

构造分类：1.固定式；2.可动式

后缘增升装置

分裂式襟翼、简单襟翼、开缝式襟翼、后退襟翼、后退开缝式襟翼和双缝襟翼、三缝襟翼、多缝襟翼。

空气动力补偿（简称“气动补偿”）

空气补偿的目的是为了使驾驶员操纵飞机时省力。

轴式补偿：将操纵面的转轴从操纵面前缘向后移到某一位置，当操纵面绕转轴偏转时，转轴前面的部分若向上，后部就向下，操纵面前后空气动力所产生的力矩方向恰好相反，可以抵消一部分，这就起到减小铰链力矩的作用

角式补偿：把操纵面的一个“角”伸在转轴之前，位于操纵面的前缘。这种补偿装置的特点是，当操纵面转动时会形成缝隙，产生很多漩涡，增加了阻力。

内封补偿：内封补偿由轴式补偿发展而来，一般多用在副翼上。它的补偿面位于机翼后缘的空腔内，这一空腔由气密胶布隔成上下两部分，互不通气。当副翼向下偏转时，下部压强大，上部压强小，在空腔下部的压强比