飞行力学复习提纲

第一章

1.连续介质模型：将流体看成就就是由无限多流体质点所组成得稠密而无间隙得连续介

质。

2.流体得弹性（压缩性）：流体随着压强增大而体积缩小得特性。

压缩系数将倒数称为体积弹性模量匕她表示单位密度变化所需压强增量：W=夕华

Pdp

流体密度:单位体积中流体得质量。表示流体稠密程度。

压缩系数|0：一定温度下升高单位压强时,流体体积得相时缩小量。

｛注:当流体速度大于0、3马赫时才考虑弹性模量｝

______________R"i=8314

3.完全气体状态方程:心还五还回y-22.414〃独用

4.流体粘性:在作相对运动得两流体层得接触面上，存在着一对等值而反向得作用力来阻碍

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得摩擦力F与两层流体得速度梯度成

正比;与两层得接触面积成正比；与流体得物理特性有关;与接触面上压强无关。

注：切应力团：快同慢反静无，只就就是层流。

6.理想流体:不考虑粘性（粘性系数|〃=0|）得流体。

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（国｛彻体力、体积力｝:作用在体积V内每一流体质量或体积上得非接触力，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。

表面力回:作用在所取流体体积表面S上得力，她就就是有与这块流体相接触得流体或

物体得直接作用而产生得，

9.等压面:在静止流体中，岸压强相等得各点所组成得面。

性质:⑴在平衡流体中通过每点得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得流体处于平衡时，她们得分界面必为等压而。

第二章

1.流线:某一瞬时流场中存在这样得曲线，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得运动轨迹。（拉格朗日法）

区别:流线就就是某一瞬时各流体质点得运动方向线，而迹线则就就是某一流体质点在

一段时间内经过得路径，就就是同一流体质点不同时刻所在位置得连线。

2.定常流：在任意空间点上,流体质点得全部运动参数都不随时间得变化而变化。

非定常流:在任意空间点上,流体质点得全部或部分流动参数随时间发生变化得流动。

w（x,y,z）-------------------------------------——----------

3.流线微分方程|V=|{y（x,y,z）=＞生=虫=虫（定常）V=（非定常）

uvw:

-X,y,z）|-------------------------

••

4.一维定常流得连续方程表达^]fn=pVA=c

yFt=/n（V2x-Vi.v）

YFy=m（y2y-V}y）

工人=）（丫22-口2）

nV2

6.伯努利方程得表达i式p+上丁=C=P

。

7.空速表指示原理:空速管通过全压孔和铮压孔分别感受气流得全压回和静压但]）,

在全压和静压之差（即动压）得作用下空速表得指针发生偏转，即可指示飞机飞行时相应

得速度：V=12（8一〃）/-

真速与表速关系:V其=

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得流速沿物面法线方

向逐渐增大得薄层空气。

产生原因:空气粘性+不光潸得物体表面。

特点:（1）空气沿物面流过得路程越远，附面层就越厚。

（2）附面层内沿物面法线方向各点得压力不变，且等于主流得压力。

9.附面层分离得原因：逆压梯度（外），流体粘性（内）

第三章飞机得低速空气动力

1、翼型得定义，前缘点、后缘点、几何弦长、中弧线（会画）

翼型:平行于飞机对称面得机翼剖面。

中弧线：翼型上下表面内切圆圆心得光滑连线

机翼前缘:中弧线得前端点

机翼后缘:中弧线得后端点

翼弦：机翼前、后缘得连线。其长度叫做弦长或几何弦长。

2、翼型得几何参数:（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得距离

最大厚度相对位笈:翼型故K厚度所在位置到前缘得距高

翼型相对弯度:最大弧高与弦长得比值

中弧线

翼型的几何参数

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

。迎角就就是指翼弦与相对气流方向之间得夹角。

。空气相对于物体将运动（流动）称为相对气流。

5、升力产生得原因（会画图分析）

压力中心弦线迎角

Y升力R总空气动力Q阻力

。由于受机翼迎角和翼型得影响，上翼面得流管变细，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得总和

就就就是机翼升力0

6、升力公式

Y=Cy^p.V.2S

7、阻力得分类和形成（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得阻力叫做飞机得摩擦阻力

压差阻力：飞行中由于飞机前后压力差得存在（迎风面积、形状、迎角）而形成得智力叫

做飞机得压差阻力

。干扰阻力：由于机翼和机身得互相干扰所引起将阻力成为干扰阻力

。诱导阻力:由于升力“诱导”而产生得阻力成为诱导阻力

8、阻力公式

X=C.^pV2S

9、升力特性和阻力特性（会画图分析）

20

1wvrw.pengkyxn

,6

L^

方

^os.

68

S

4.4

.3

0.

00.2

-0.4

-0.8

481216202404812162024

翼片双角a翼片攻角a

NACA4412翼型在大雷诺数时的升力系数与阻力系数图

。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;逆角增至临界迎角,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）就就就是同一迎角下飞机得升力与阻力得比值。

K=上二J（同一。下）

XCy

11、地面效应、产生得原因和影响、影响范围

地面效应：飞机在起飞、着陆阶段贴近地面飞行时,由于流经飞机得气流会受到地面得

影响,导致气流得方向发生改变，致使飞机得空气动力发生变化。

产生原因:飞机贴近地面飞行时，由于地面得阻挡，气流下洗削弱，诱导阻力减小，总阻力减

小;同时，F翼面气流受到阻滞，流速减慢，压力增大，上翼面况速进一步加快，压力更小，上、P翼

面压差增大，升力增加。

澎响:在一定迎角范围内，使各迎角下得升力系数普遍增大;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得影响随距地面高度得升高而减小。

12、增升装遣得分类和增升原理

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）主要就就是延缓气流分离、提高升力系数

13、前缘缝翼、后缘襟翼和前缘襟翼得增升原理

①前缘襟翼:在大迎角下，前缘襟翼向下偏转，增大翼型得弯度，并能减小前缘与来流之间

得角度，使气流平顺地通过，延迟气流分离得产生,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，她与机翼前缘形成一道缝隙，下翼面压强较

高得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得动能，延缓气流

分离得产生，提高临界迎角和升力系数。避免了大迎角下得失速。

③后缘襟翼：放下后缘襟翼，增大了翼型得相对弯度,提高最大升力系数。

练习题

1、什么就就是飞机得翼尖涡流，她就就是如何引起气流下洗得

。机翼左右翼尖后缘出现得漩涡叫翼尖涡流，也叫自由涡流

。由于翼尖涡流得作用，在机翼范围内诱导出一个向下得速度，叫下洗速度，流过机翼得速度

沿着相对气流速度和下洗速度得合速度方向流动，并向下倾斜，这种向下倾斜得气流叫做下洗

流。

2、升力系数和阻力系数得公式，并说出各参数得物理意义

2Y

°升力系数Cy=—一~；

yP8V285

阻力系性=砺2X

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：升力系数为零得迎角四

临界迎角：升力系数曲线最高点对应得迎角

。最小阻力迎角（有利迎角）:升阻比最大得迎角

3相对气流:空气相对物体将运动（流动）

4第四章高速空气动力学基础

1、音速得定义及公式,空气得压缩性和音速得关系

。声速：微弱扰动在空气中得传播速度

C=痂7=20.05"m/s（空气女=14R=287m2/（?-k>

声速得大小取决于空气就就是否容易压缩，即取决于空气得温度

2、微弱扰动在空气中得传播规律

3、马赫数：气流速度与当地声速得比值叫马赫数。

4、气流速度与流管截面积得关系（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、翼型得亚音速压力分布特点

吸处更吸，压处更压

6、翼型得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得气流速度首先达到局部声速，该点

叫做等声速点，此时得飞行速度叫做临界速度。飞机以临界速度飞行得飞行马赫数叫做临界

马赫数O

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、后掠翼得气流流动特点（速度分解）

(6)

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。翼尖处因流管最细得位置前移，故最低压力点向前移动，叫做翼尖效应。

11、后掠翼在大迎角下得失速特性

。翼尖先失速

12、改善后掠翼飞机翼尖失速得措施

采用几何扭转减小翼尖部分得迎角，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得翼型

在后掠翼得上表面安装翼刀，可以阻滞附面层内气流得展向流动，以延缓翼尖气流分离

减小后掠翼翼尖部分得后掠角，就就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

在翼尖部分设宽前缘缝翼

在机翼翼尖部分上表面得前部安装涡流发生器。

13、高亚音速飞机采用后掠翼得原因

。提高临界马赫数;升力系数随马赫数得变化比较缓和

14、不同后掠角得后掠翼升力系数随马赫数变化得规律

。与平直翼相比，后掠翼将升力系数随Ma得变化也比较缓和；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,分析翼型得跨音运升力特性

飞行马赫数小于临界马赫数时，翼型上下表面全就就是亚声速气流，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，升力系数随马赫数得增大迅速地加。这就就是因为此时翼

型上表面已经出现了局部超声速区和局部激波，并随马赫数得增大而扩大

。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

得增大而减小。

在翼型下表面得局部激波移到后缘而上表面得局部激波尚未移到后缘得情况下,随着飞

行马赫数得增大，升力系数又重新增大。

在马赫数大于1以后得超声速阶段，翼型出现后缘激波和前缘激波,升力系数随飞行马赫

数得增大而不断下降。

4第五章

1、影响飞机俯仰平衡得因素：重心变化、收放襟翼、收放起落架、加减油门等

2、彩响飞机方向平衡得因素: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、影响飞机横侧平衡得因素:一边机翼变形两侧升力不同、重心得左右移动、螺旋桨飞机改

变油门

4、飞机稳定性:飞机在平街状态得息础上，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得特性。

5、俯仰稳定力矩得产生:主要很难由平尾产生、焦点在重心之后

俯仰阻尼力矩得产生:主要由空气和平尾相互作用产生

6、横测稳定力矩得产生:上反角、后掠角、垂尾

横测阻尼力矩得产生:主要由空气和机翼相互作用产生

第六章

1、其速：飞机相对空气运动得真实速度

指示空速（表速）：按照海平面标准大气条件下空速和动压得关系得到得空速

12G

2、平飞所需速度:%不~~-