2025年航空飞行空气动力学基础试卷含答案

2025年航空飞行空气动力学基础试卷含答案一、单项选择题（每题2分，共20分）1.空气动力学中“连续介质假设”成立的主要条件是：A.空气分子自由程远小于流动特征长度B.空气密度足够大C.流动速度远小于声速D.雷诺数大于临界值答案：A2.不可压缩流动中，伯努利方程适用的前提不包括：A.无粘性流动B.定常流动C.沿流线积分D.存在外加热源答案：D3.低速飞行时，翼型上表面气流加速的主要原因是：A.上表面曲率大导致流线收缩B.下表面压力高于上表面C.附面层内摩擦阻力减小D.激波诱导的膨胀波作用答案：A4.雷诺数（Re）的物理意义是：A.惯性力与粘性力之比B.压力与摩擦力之比C.升力与阻力之比D.动压与静压之比答案：A5.层流附面层与湍流附面层的主要区别在于：A.层流附面层厚度更大B.湍流附面层速度梯度更小C.层流附面层内流动更稳定D.湍流附面层摩擦阻力更小答案：C6.当飞机以临界马赫数飞行时，翼型表面首次出现：A.局部超声速区B.正激波C.附面层分离D.激波诱导分离答案：A7.后掠翼延缓激波产生的主要原理是：A.降低垂直于前缘的气流速度分量B.增加展弦比C.减小机翼厚度D.提高升力系数答案：A8.升力系数（CL）的定义式为：A.CL=L/(0.5ρV²S)B.CL=D/(0.5ρV²S)C.CL=L/(ρV²S)D.CL=(L-D)/(0.5ρV²S)答案：A9.低速风洞中，若模型缩比为1:5，保持雷诺数相等需要：A.风速提高5倍B.风速降低5倍C.空气密度提高5倍D.空气温度降低5倍答案：A10.激波是超声速流动中的强压缩波，其波前波后参数变化正确的是：A.速度增加，压力降低B.温度升高，密度降低C.熵增加，总压降低D.马赫数增加，总温不变答案：C二、填空题（每空1分，共20分）1.空气动力学中，描述质量守恒的基本方程是__________，其微分形式为∇·(ρV)=0（定常流动）。答案：连续方程2.伯努利方程的表达式为__________（不可压缩、无粘、定常流动）。答案：p+0.5ρV²=常数3.附面层分离的主要原因是__________与粘性力共同作用导致近壁面气流减速至停滞。答案：逆压梯度4.雷诺数Re=ρVL/μ中，L代表__________，μ代表__________。答案：特征长度；空气动力粘性系数5.低速飞行时，机翼的诱导阻力主要由__________引起，其与展弦比成__________（正/反）比。答案：翼尖涡；反6.超声速流动中，斜激波的波前马赫数Ma1与波后马赫数Ma2的关系为Ma2__________（大于/小于/等于）1。答案：小于7.翼型的“零升迎角”是指升力系数为零时的__________，此时翼型上下表面压力差__________（存在/不存在）。答案：迎角；不存在8.增升装置（如襟翼）的核心作用是__________，同时延缓__________以提高最大升力系数。答案：增大翼型弯度和面积；附面层分离9.激波的波阻大小与__________和__________密切相关，通常超声速飞行时需通过设计薄翼型或尖前缘降低波阻。答案：激波强度；机翼形状10.跨声速流动中，“面积律”设计通过__________降低波阻，其核心思想是控制__________的轴向分布。答案：调整机身横截面积；激波诱导的压力分布三、简答题（每题8分，共40分）1.简述不可压缩流动假设的适用条件及实际应用中的局限性。答案：不可压缩流动假设认为空气密度ρ为常数，适用条件为流动马赫数Ma≤0.3（此时密度变化小于5%）。局限性：当Ma>0.3时，空气压缩性显著，密度变化不可忽略（如高速飞行或跨声速流动），此时需采用可压缩流动理论（如欧拉方程或N-S方程）。2.比较层流附面层与湍流附面层的速度分布、厚度及摩擦阻力特性。答案：层流附面层速度分布呈抛物线型，近壁面速度梯度小，厚度增长较慢（δ∝√x），摩擦阻力较小；湍流附面层速度分布更饱满（对数律或幂次律），近壁面速度梯度大，厚度增长较快（δ∝x⁴/⁵），摩擦阻力较大（约为层流的3-5倍）。3.分析后掠翼延缓激波产生的原理，并说明其对机翼气动特性的影响。答案：后掠翼将气流速度分解为平行于前缘（V∥）和垂直于前缘（V⊥）的分量。临界马赫数由V⊥决定，后掠角Λ使V⊥=VcosΛ<V，因此当来流马赫数Ma达到临界值时，垂直分量Ma⊥=Ma·cosΛ仍低于局部激波产生的马赫数，从而延缓激波出现。影响：降低跨声速阻力发散马赫数，但会导致诱导阻力增加（展弦比等效降低）和低速升力特性下降（升力系数斜率减小）。4.说明增升装置（如前缘缝翼、后缘襟翼）的工作原理及典型类型。答案：增升装置通过以下方式提高升力：①增大翼型弯度（如简单襟翼、开裂襟翼）；②增加机翼面积（如富勒襟翼）；③加速附面层气流（如前缘缝翼、吹气襟翼）以延缓分离。典型类型包括：后缘襟翼（简单襟翼、分裂襟翼、开缝襟翼、富勒襟翼）、前缘增升装置（前缘缝翼、前缘襟翼、克鲁格襟翼）、控制附面层装置（吹气、吸气、涡流发生器）。5.讨论雷诺数对翼型气动特性（如升力系数、阻力系数、失速迎角）的影响。答案：雷诺数Re增大时，附面层更易从层流转变为湍流（转捩点前移），湍流附面层抗分离能力更强，因此：①最大升力系数CLmax增大（失速迎角后移）；②摩擦阻力系数Cf在层流区随Re增大而减小（Cf∝1/√Re），在湍流区减小更慢（Cf∝1/Re¹/⁵）；③小迎角下升力系数CL变化较小，但大迎角下CL因分离延迟而更高；低Re（如微型飞行器）时，附面层易分离，CLmax降低，失速迎角提前，阻力显著增加。四、计算题（每题10分，共20分）1.某低速飞机在海拔1000m（ρ=1.112kg/m³）以速度V=120m/s飞行，机翼面积S=20m²，测得升力L=120kN。求：（1）动压q；（2）升力系数CL。答案：（1）动压q=0.5ρV²=0.5×1.112×120²=0.5×1.112×14400=7996.8Pa≈8000Pa（2）CL=L/(qS)=120000/(8000×20)=120000/160000=0.752.超声速风洞中，来流马赫数Ma1=2.0，静压p1=100kPa，静温T1=300K，通过正激波后，求波后马赫数Ma2、静压p2、静温T2（已知正激波关系：Ma2²=((γ-1)Ma1²+2)/(2γMa1²-(γ-1))，p2/p1=1+2γ/(γ+1)(Ma1²-1)，T2/T1=(p2/p1)(ρ1/ρ2)，γ=1.4）。答案：（1）Ma2²=((1.4-1)×2²+2)/(2×1.4×2²-(1.4-1))=(0.4×4+2)/(5.6×4-0.4)=(1.6+2)/(22.4-0.4)=3.6/22=0.1636，故Ma2≈0.405（2）p2/p1=1+2×1.4/(1.4+1)(2²-1)=1+(2.8/2.4)(3)=1+3.5=4.5，故p2=4.5×100=450kPa（3）ρ2/ρ1=(γ+1)Ma1²/[(γ-1)Ma1²+2]=(2.4×4)/(0.4×4+2)=9.6/3.6=2.6667，因此T2/T1=(p2/p1)/(ρ2/ρ1)=4.5/2.6667≈1.6875，T2=300×1.6875=506.25K五、综合分析题（20分）某飞机在海平面（ρ=1.225kg/m³）以V=250m/s飞行，机翼采用NACA2412翼型（展弦比λ=8，零升迎角α0=-2°，升力系数斜率a0=0.11/°），测得阻力系数CD=0.02（其中压差阻力CDp=0.012，摩擦阻力CDf=0.008）。当迎角α=6°时，求：（1）升力系数CL；（2）升力L（机翼面积S=30m²）；（3）讨论该翼型在大迎角下的气动特性变化（附面层分离、升力/阻力变化）。答案：（1）CL=a0(α-α0)=0.11/°×(6°-(-2°))=0.11×8=0.88（2）动压q=0.5ρV²=0.5×1.225×250²=0.5×1.225×62500=38281.25Pa升力L=CL×q×S=0