试题四
题号 得分 一 二 三 四 总 分
一、填空题（每空1分，共30分）
１、一个标准大气压= ㎜Hg ≈ Pa，一个工程大气压= ㎜H2O≈ Pa 。
2、完全气体是指 的气体。 3、通用气体常数（μR）≈ （J/mol·K）。
4、可逆过程满足的三个条件是 、 和 。 5、热力循环中体系对外界所做的功dw 。
6、马赫数的定义为 ，它是气流 的衡量指标。飞机飞行马赫数的定义为 。 7、空速管是应用 方程的原理制成的。
8、飞机机翼的迎角是指 ，在 时为正， 时为负。
9、后掠机翼由于后掠角的存在会产生 效应和 效应，其主要原因是 。
10、在三角翼上产生的升力有 和 两部分，其中 的变化与迎角成非线性关系。
11、飞机保持平飞所必须满足的两个运动方程是 和 。
12、在保持其它条件不变时，螺旋桨的拉力随飞机飞行速度的增大而 ，随发动机转速增大而 。
13、飞机的稳定性主要有 、 和 三种。
二、判断题（每小题2分，共20分）
1、温度相等的两个物体不可能有热量传递。 （ ） 2、飞机在平飞时迎角和速度不能改变。 （ ） 3、完全气体在等温变化过程中从外界吸入的热量全部用来对外界做功。 （ ）
4、所有工作于两个定温热源之间的热机，热效率相等。 （ ） 5、变截面管流中，气流在管道面积小的地方流速快，而在管道面积大的地方流速慢。
（ ）
6、气流的滞止参数就是气流速度为零的参数。 （ ） 7、采用收敛管能使气流加速。
（ ）
8、飞机的升力随着飞行速度的增大而增大。 （ ） 9、升力作用点叫做飞机的焦点。 （ ）
10、飞机具有速度稳定性的条件是：飞行速度增大时，升力增大，飞行速度减小
时，升力减小。 （ ）
三、简答题（每小题6分，共30分）
１、请写出飞机极线图中A、B、C三点所对应的迎角及其定义。
2、写出升力计算公式，说明升力产生的原理和影响升力大小的因素。
3、音速的定义是什么？写出音速的两种形式的计算公式，并分析影响音速大小的因素。
4、激波形成的条件是什么？它按形状可以分为哪几种？它们的强度哪个最强？画出各自的示意图.
5、分别写出总温、总压与静温、静压及气流M数的数学关系式。并说明它们的物理意义。
四、计算分析题（每小题10分，共20分）
1、某飞机在飞行中保持迎角不变，速度增大30%，试求其升力的增量是多少？
2、试述局部激波产生的原理。
答案
一、填空题（每空1分，共30分）
１、760 101325 10000 98100
2、分子没有体积和作用力,只有质量 3、8.314
4、力平衡 、 热平衡 没有摩擦 5、dq
6、气流速度与当地音速之比 压缩性 飞机飞行速度和飞机所在高度音速的比值
7、伯努利
8、前方来流速度方向与飞机机翼翼弦之间的夹角 气流流向机翼上表面 气流流向机翼下表面 9、翼根 翼尖，由于后掠角的存在,流向机翼的气流速度只有垂直流向机翼前缘的有效分速度使气流发生转折 10、位流升力 涡升力 涡升力 11、G=Y P=X 12、增大， 减小
13、横向稳定性 速度稳定性 迎角稳定性 二、判断题（每小题2分，共20分）
1、√ 2、× 3、√ 4、× 5、× 6、× 7、× 8、× 9、√ 10、√ 三、简答题（每小题6分，共30分）
１、 A点对应的迎角为临界迎角:升力系数最大时对应的迎角
B点对应的迎角为有利迎角:升阻比最大时对应的迎角
C点对应的迎角为零升力迎角: 升力系数为零时对应的迎角
122、YCyVS
2从空气流过双凸形机翼的流线谱中可以看到，空气流到机翼前缘，分成上下两股，分别沿机翼上、下表面向后流动，由于机冀有一定的正迎角，上表面又比较凸出，所以机翼上表面的流管必然变细，根据连续方程和伯努利方程可知其流速增大；压强下降。下表面则相反，流管变粗，流速减少，压强增大。垂直于相对气流方向压力差就是机翼的升力。
影响飞机升力大小的因素有:相对气流的动压,机翼面积，升力系数(或机翼迎角)。
3、音速是指微弱扰动在气体介质中的传播速度。adp，akRT。影响音d速大小的因素有气体的性质和气体的温度。
4、激波形成的条件是超音速气流受到强压缩波，气体的压力、温度、密度均突跃地上升，气流速度突跃地下降。它按形状可以分为正激波、斜激波和弓型激波三种。它们的强度正激波最强。（简图略）
k12M)：总温就表示气体分子热运动和宏观运动的能量之和，5、T*T(12也就是代表气流所具有的总能量的大小。
P*k12k1(1M)：气体总压大小代表气体作功本领的大小，即气体具有的P2k机械能的大小。
四、计算分析题（每小题10分，共20分）
1、因为飞机在飞行中保持迎角不变，则升力系数不变,根据升力计算公
12式:YCyVS,速度增大30%，则可以求得升力的增量是69%。
2
2、当飞行M数增至临界M数时，机翼上表面首先出现等音速点。如继续增大飞行M数，等音速点的后面流管扩张，气流膨胀加速，出现局部超音速区。在超音速区内压强下降，比大气压强小得多。但机翼后缘的压强却接近大气压强。这种较大的逆压梯度，必然以较强的压力波的形式，逆着机翼表面的气流向前传播。由于是强压力波，故其传播速度大于当地音速。又因为机翼表面的部分地区气流速度已经超过局部音速，所以，当压力波传到某一位置，其传播速度等于迎面的局部超音速气流速度时，就不能再继续前传，而稳定在这一位置上，出现一压强突增面，称为局部激波。气流通过局部激波后，即减速为亚音速气流向后流去。同时压强、密度、温度突然升高。显然，局部激波前，等音速线(所有等音速点组成的线，对机翼来说为一曲面)后是局部超音速区，其它则是亚音速区。此时机翼周围既有亚音速气流，又有超音速气流。
